5.1 Der eingespannte Flügel. Aufgaben

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Jakob Bösch
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1 Aeroelastik Prof. Dr. Wandinger Aufgae 1 Aildung 1.1 zeigt das Strukturmodell und das Aerodnamik-Modell eines Knickflügels.Das Strukturmodell ist ein Balkenmodell, esteend aus dem vorderen Holm, dem Hauptolm, dem interen Holm und den Rippen. Der Querscnitt des Hauptolms ist ein dünnwandiges recteckiges Kastenprofil mit einer Höe von 180, einer Breite von 150 und einer Wandstärke von 2. Der Querscnitt des vorderen und des interen Holms ist ein dünnwandiges I-Profil mit einer Höe von 100, einer Breite von 30 und einer Wandstärke von Der eingespannte Flügel Aufgaen Strukturmodell: Der Querscnitt der Rippen ist ein dünnwandiges I-Profil mit einer Höe von 120, einer Breite von 40 und einer Wandstärke von 1. Das Material ist Aluminium mit einem Elastizitätmodul von MPa, einer Querkontraktionszal von 0,34 und einer Massendicte von 2700 kg/m 3. Der Flügel ist an der Flügelwurzel eingespannt. Daei werden am vorderen und am interen Holm alle translatoriscen Freieitsgrade festgealten. Am Hauptolm werden translatorisce und rotatorisce Freieitsgrade festgealten. Der Tragflügel at ein NACA Profil. Das Querruder at ein Klappentiefenverältnis von 20 %. Die Anströmgescwindigkeit eträgt 40 m/s, und die Dicte der Luft at einen Wert von 1,21 kg/m Aerodnamik-Modell: z 1000 Maße in Aildung 1.1: Knickflügel

2 Aeroelastik Prof. Dr. Wandinger a) Erstellen Sie ein Berecnungsmodell der Struktur für Mefisto. Kontrollieren Sie das Modell durc Berecnung der ersten fünf Eigenscwingungen. ) Erstellen Sie ein aerodnamisces Berecnungsmodell für Mefisto und erecnen Sie die Druckverteilung für einen Anstellwinkel von 2 und Querruderausscläge von 0 und 2. Stellen Sie die Druckverläufe in Flügeltiefenrictung an ausgewälten Flügelscnitten grapisc dar. c) Erstellen Sie ein Aeroelastik-Modell für Mefisto. Kontrollieren Sie die Splines, indem Sie die aerodnamiscen Lasten auf das Strukturmodell üertragen, die zugeörigen Verscieungen erecnen und diese auf das aerodnamisce Modell üertragen. Vergleicen Sie die resultierenden Kräfte sowie die Verscieungen. d) Berecnen Sie die Gescwindigkeit, ei der statisce Divergenz auftritt. e) Berecnen Sie die Druckverläufe und die Verscieungen für den fleilen Flügel für eide Konfigurationen. Stellen Sie die Druckverläufe in Flügeltiefenrictung an ausgewälten Flügelscnitten grapisc dar und vergleicen Sie sie mit den Ergenissen für den starren Flügel. (Ergenisse: a) f 1 = 4,23 Hz, f 2 = 6,01 Hz; d) v D = 330 m/s) Aufgae 2 Aildung 2.1 zeigt den Grundriss eines Flügels. Der Flügel at ein NACA Profil. Das Klappentiefenverältnis des Querruders eträgt 20 %. Der Einstellwinkel im inneren Bereic des Flügels ist 0. Im Querruderereic nit der Einstellwinkel linear a auf einen Wert von -3 an der Flügelspitze. Die Geometrie der tragenden Struktur des Flügels wird in der von Gms lesaren Datei solid.geo definiert und in Aildung 2.2 dargestellt. Der Flügel c t c r Λ a t Aildung 2.1: Grundriss des Flügels

3 Aeroelastik Prof. Dr. Wandinger X Einzeleit X: e z S t Aildung 2.2: Geometrie der Flügelstruktur Aildung 2.3: Scnitt durc die Flügelstruktur ist in den Punkten A is D fest eingespannt. Er ist aus Scufeldern und Balken aufgeaut. Die Balkenquerscnitte sind T-Profile. Ire Orientierung und Lage sowie die Amessungen sind in Aildung 2.3 dargestellt. Amessungen des Tragflügels: Flügeltiefe an der Flügelwurzel: Flügeltiefe an der Flügelspitze: -Koordinate ei Querrudereginn: -Koordinate der Flügelspitze: c r = 1200 c t = 800 a = 5000 t = 8000 Pfeilungswinkel (Vorpfeilung ist negativ): Λ = -5 Amessungen der Querscnitte und Wandstärken: Baugruppe Tp t Ris_Upper_Part T-Profil Ris_Lower_Part T-Profil Ris_Front_Part T-Profil Ris_End_Part T-Profil Ris Scufeld 1 Stringer_1_Upper T-Profil Stringer_2_Upper T-Profil Stringer_3_Upper T-Profil Stringer_4_Upper T-Profil

4 Aeroelastik Prof. Dr. Wandinger Baugruppe Tp t Stringer_1_Lower T-Profil Stringer_2_Lower T-Profil Stringer_3_Lower T-Profil Stringer_4_Lower T-Profil Front_Spar Scufeld 1 Main_Spar Scufeld 2 Back_Spar Scufeld 2 Rear_Spar Scufeld 1 Skin Scufeld 1 Die psikalisce Gruppe Clamped entält die Punkte, an denen der Flügel eingespannt ist. Der Flügel estet aus Aluminium mit einem Elastizitätmodul von MPa, einer Querkontraktionszal von 0,34 und einer Massendicte von 2700 kg/m 3. a) Erstellen Sie ein Berecnungsmodell der Struktur für Mefisto und erecnen Sie damit die Masse und die ersten zen Eigenscwingungen. Speicern Sie die Komponente sowie die Element-Sets in Binärdateien zur weiteren Verwendung in Aufgaenteil c). ) Erstellen Sie ein aerodnamisces Berecnungsmodell für Mefisto und erecnen Sie damit den Druckeiwert für einen Anstellwinkel von 2 und Querruderausscläge von 0 und 2. Stellen Sie den Verlauf des Druckeiwerts üer die Flügeltiefe für jeweils zwei repräsentative Flügelscnitte im Innenereic und im Querruderereic dar. Berecnen Sie auc den Auftrieseiwert c L für die Konfiguration one Querruderaussclag sowie die auf den Staudruck ezogene Änderung Δ M R /q des Moments um die Flugzeuglängsacse infolge des Querruderaussclags. Speicern Sie die Modellescreiung, die Komponente sowie die Daten für die grapisce Darstellung der Druckeiwerte in Binärdateien zur weiteren Verwendung in den Aufgaenteilen c) is e). c) Erstellen Sie ein Aeroelastik-Modell für Mefisto. Kontrollieren Sie die Splines, indem Sie die aerodnamiscen Lasten aus Aufgaenteil ) auf das Strukturmodell üertragen und die resultierenden Lasten vergleicen. Berecnen Sie auc die Verscieungen infolge der aerodnamiscen Lasten und kontrollieren Sie die Qualität der Splines durc

5 Aeroelastik Prof. Dr. Wandinger optiscen Vergleic der Verscieungen des Strukturmodells und des Aerodnamik-Modells. Speicern Sie die Modellescreiung und die Komponente in einer Binärdatei zur weiteren Verwendung in den Aufgaenteilen d) und e). d) Verwenden Sie das Aeroelastik-Modell aus Teilaufgae c), um den Staudruck q D zu erecnen, ei dem Divergenz auftritt. Berecnen Sie anscließend den Auftrieseiwert und den Ruderwirkungsfaktor η R =Δ M F /Δ M R in Aängigkeit vom Staudruck für 0,05 q /q D 0,5. Vergleicen Sie die Ergenisse für den Ruderwirkungsfaktor mit der in Kapitel 1.2 angegeenen analtiscen Formel für ein durc eine Torsionsfeder gealtenes starres Profil. e) Berecnen Sie für eine Gescwindigkeit von 250 km/, einen Anstellwinkel von 2 und Querruderausscläge von 0 und 2 die Druckverteilung, die Verscieungen, die maimale Vergleicsspannung in den Scufeldern sowie die Normalspannungen in den am stärksten elasteten Balken. Vergleicen Sie die Verläufe des Druckeiwerts üer die Flügeltiefe in den in Teilaufgae ) festgelegten Flügelscnitten mit den Verläufen für den starren Flügel. Recnen Sie daei mit einer Massendicte der Luft von 1,21 kg/m 3. (Ergenisse: a) m = 82,2 kg, f 1 = 2,42 Hz, f 10 = 117,5 Hz; ) c L = 0,254, ΔM /q = 1,455 Nm 3 ; d) q D = 1, MPa; e) σ VMma = 152 MPa, σ ma = 203 MPa) Aufgae 3 Verwenden Sie die Modelle aus Aufgae 2, um den Einfluss des Pfeilungswinkels auf den Staudruck ei Divergenz sowie die Aängigkeit des Auftrieseiwerts und des Ruderwirkungsfaktors vom Staudruck zu untersucen.

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