Einfluss von Lastabminderung im Flugzeugkonzeptentwurf
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Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2021
DocumentID: 550208
Einfluss von Lastabminderung im
Flugzeugkonzeptentwurf
Auswirkung auf die Treibstoffeffizienz und Flügelmasse bei
unterschiedlichen Flügelgeometrien
M.D. Krengel · M. Hepperle
Zusammenfassung Im heutigen Flugzeu- ist insbesondere Ziel, zu untersuchen ob
gentwurf wird der Flügel oft durch semi- es im Entwurfsraum Konfigurationen gibt,
empirische Methoden dimensioniert. Häufig die gegenüber einer heutigen Referenz eines
bleibt dabei die Elastizität des Flügels aus Langstreckenflugzeugs weitere Effizienzvortei-
Gründen der Rechenzeit unberücksichtigt. Es le haben. Der entwickelte und hier gezeigte
ist jedoch vielversprechend, die Disziplinen Prozess erweitert den Vorentwurf um eine
Aerodynamik, elastische Strukturdynamik Strukturauslegung für den flexiblen Flügel,
und Flugregelung bereits im Vorentwurf eines mittels Missions-basierter aero-elastischer
Flugzeugs multidisziplinär zu betrachten. In Lastfälle im Freiflug. Die Simulationen bauen
diesem frühen Stadium des Entwurfs können dabei auf Traglinienverfahren zur Berechnung
einerseits die gekoppelten physikalischen Ef- der Aerodynamik, kombiniert mit nichtli-
fekte für Technologien wie Lastabminderung nearen Euler-Balken für die Analyse der
und andererseits der Einfluss von Entwurfspa- Strukturlasten und Verformungen auf. Die
rametern wie die Flügelstreckung gemeinsam Struktur wird auf Basis kohlefaserverstärkter
evaluiert werden, ohne sehr große Simula- Kunststofflaminate ausgelegt. Innerhalb des
tionsrechenleistung oder erhöhten Aufwand Prozesses wird die Software ASWING vom
zur Erzeugung detailreicher Simulations- Massachusetts Institute of Technology [4, 5]
geometrien aufbringen zu müssen. Dadurch zur Aerodynamik-Strukturkopplung einge-
sind eventuell andere Konfigurationsentschei- setzt. Die Strukturauslegung des Flügels ist
dungen vorteilhaft, die ohne diese Berück- vollständig in eine Gesamtentwurfsumgebung
sichtigung nicht in Betracht kommen. Es integriert und die Effekte des Gesamtflug-
zeugs werden auf der Basis semi-empirischer
Markus Dino Krengel
Methoden und Handbuchmethoden erfasst.
DLR e.V., Institut für Aerodynamik und Dieser Artikel zeigt grundsätzliche Einflüsse
Strömungstechnik, Braunschweig verschiedener Flügelgeometrien und der La-
E-Mail: markus.krengel@dlr.de streduktion auf die Flügelmasse und den
Treibstoffverbrauch an konvergierten Flug-
Dr.-Ing. Martin Hepperle zeugentwürfen. Der Parameterraum umfasst
Gruppenleiter Flugzeugentwurf
DLR e.V., Institut für Aerodynamik und
vor allem Parameter des Flügelgrundrisses.
Strömungstechnik, Braunschweig Das Hauptaugenmerk liegt dabei auf der Stre-
©2021 doi: 10.25967/550208
Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2021
2 M.D. Krengel, M. Hepperle
ckung des Flügels. Als Ausgangspunkt der an dem geringen Detailgrad eines Entwurfs zu
Untersuchungen und damit als Referenz dient Beginn, der oft noch nicht ausreichend ist, um
ein generischer Langstreckenflugzeugentwurf entsprechende Verfahren sinnvoll einsetzten
mit aktuellem Technologiestand. Es zeigt sich zu können.
ein deutlicher Einfluss der globalen Redukti- Haghighat, Martins und Liu [8] konnten
on des Lastenniveaus. Der sinnvolle Bereich Effizienzvorteile an einem unbemannten Luft-
von Lastabminderung ist grundsätzlich be- fahrzeug mit langer Flugdauer zeigen, wenn
schränkt. Zusätzlich werden die Sensitivitäten ein aero-elastischer Ansatz bereits im Vorent-
auf verschiedene Grundrissparameter des wurf berücksichtigt wird. In ihrer Arbeit wur-
Flügels betrachtet. de der Gesamtentwurf über Randbedingungen
Schlüsselwörter Flugzeugkonzeptentwurf · eines Optimierungsproblems eingebunden und
Lastabminderung · Flexibler Flügel · war nicht direkt Teil der Simulation.
Parameterstudie In Xu und Kroo [20] wurde ein Kurzstre-
ckenflugzeug unter Einbezug des flexiblen,
elastischen Flügels und Lastabminderung für
Nomenclature Böen und Manöver im Vorentwurf untersucht.
Die Simulation eines einfachen, elastischen
Flügelmodells wurden innerhalb einer Ent-
AR Flügelstreckung wurfsumgebung mit dem Namen ”Program for
BF Block Fuel (Auslegungsmission) Aircraft Synthesis Studies” [13] untersucht.
c Flügeltiefe
Die Umgebung wurde durch die vereinfach-
∆xnp,cg Stabilitätsmaß
dih V-Stellung (Flügel) te Simulation viskoser und aero-elastischer
H Reiseflughöhe Effekte erweitert. Es wurden Technologi-
(M/S )max Max. Flächenbelastung en der Manöver- und Böenlastabminderung
MTOW Max. Startmasse sowie Laminarerhaltung auf dem Flügel un-
mwing Abs. Flügelmasse
P AX Anzahl der Passagiere
tersucht. Obwohl noch keine vollständige
φLE Vorderkantenpfeilung konvergente Iteration der Startmasse auf der
sf ccr Spez. Treibstoffverbrauch Auslegungsmission stattfand, konnte eine
(t/c)r Rel. Profildicke Treibstoffreduktion gezeigt werden. Die Op-
TR Zuspitzungsverhältnis timierung mit Lastabminderung in Xu und
Kroo [20] erreichten eine Treibstoffersparnis
auf der Auslegungsmission von 11 % für den
voll-turbulenten Flügel.
1 Einleitung Krishnamurthy und Luckner [12] konnten
einen Flugregler und eine Simulation der
Für einen Physik-basierten, multidisziplinären elastischen Flügelstruktur in den Entwurf
Ansatz zur Flügelauslegung ist es im We- integrieren. Obwohl der Fokus der Arbeit
sentlichen erforderlich drei Disziplinen in eher auf dem Flugregler selbst lag, konnte
einer Simulation miteinander zu kombinieren: doch ein signifikanter Einfluss des flexiblen
die Aerodynamik, die Strukturdynamik und Flügels im Vorentwurf eines Verkehrsflug-
die Flugdynamik. Auf der Ebene des soge- zeugs gezeigt werden. Die Ergebnisse decken
nannten Konzeptentwurfes kommen dabei sich qualitativ mit denen in Binder, Wild-
Verfahren mit detaillierterer physikalischer Si- schek, und De Breuker [2]. Dort konnten die
mulationsabbildung, wie Reynolds-Averaged Auswirkungen von Manöverlastabminderung
Navier-Stokes (RANS) -Verfahren und struk- (MLA), Böenlastabminderung (GLA) und
turelle Finite Elemente Methoden üblicher die Methode der Anpassung des strukturellen
Weise nicht in Betracht. Das liegt vor allem Flügelaufbaus (passive structural tailoring -
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Einfluss von Lastabminderung im Flugzeugkonzeptentwurf 3
PST) im Einzelnen untersucht und für ein heutigem Technologiestand. Die Flügellasten
Langstreckenflugzeug ausgewertet werden. werden pauschal reduziert. Das bedeutet nach
GLA alleine schöpfte lediglich 1 % des maxi- der Lastenberechnung und vor der Struk-
malen Lastreduktionspotentials aus, das sich turauslegung werden die Lasten im Flügel
ergibt, wenn alle drei Methoden gleichzeitig global mit einem Faktor kleiner eins multi-
angewendet werden. Bei reiner MLA sind es pliziert. Der gezeigte Prozess integriert die
dagegen 72 %, während es bei PST 21 % Detailauslegung eines flexiblen Flügels in den
sind. Die Kombination aus MLA und GLA Flugzeugkonzeptentwurf. Wie bereits ange-
konnte 88 % des maximal Möglichen errei- deutet, handelt es sich dabei ausdrücklich
chen, während die Kombination aus MLA nicht um einen vollständigen Lastenprozess,
und PST bereits 95 % des Lastreduktionspo- der die gesamte Lasteinhüllende und alle
tentials ausschöpfen konnte [2]. Nach diesen Lastfälle vollumfänglich berücksichtigt. Diese
Ergebnissen kann GLA weitgehend durch eine Art der Lastanalysen berücksichtigen übli-
flexible Flügelstruktur ersetzt werden, die auf cherweise jedoch die Entwurfsperspektive
dynamische Lasten passiv mit Lastreduktion nicht entsprechend [15, 10]. Der dargestell-
durch Verformung reagiert. te Prozess, ist eine Weiterentwicklung aus
Ein etwas anderer Ansatz mit deutlich früheren Forschungsaktivitäten [11], wobei ein
mehr Rechenleistung eine Flügeloptimierung Großteil der Programmarchitektur vollständig
durchzuführen, wurde in Wunderlich et al. [19] erneuert wurde. Insbesondere die Struk-
gewählt. Auf Basis eines RANS-Verfahrens, turauslegung des Flügels, die Simulation des
gekoppelt mit strukturellem FEM-Modell, Flugreglers und die Integration in eine Ge-
konnte die Flügelgeometrie der Langstre- samtentwurfsumgebung sind neu ausgestaltet.
ckenkonfiguration XRF1 (Airbus Forschungs- Der ASWING-basierte Kern der Lastfallsimu-
Konfiguration) unter Berücksichtigung von lation is dabei aus dem in Krengel, Hepperle,
verschiedenen Randbedingungen optimiert und Hübner [11] gezeigten und dort vali-
werden. Eine Rückführung in den Gesamtent- dierten Verfahren erhalten geblieben. Die
wurf konnte, aufgrund der Rechenzeiten bisher Weiterentwicklung ermöglicht einen detaillier-
nicht integriert werden. Deshalb ändert sich teren Blick auf die Ergebnisse. Das betrifft
die Transportaufgabe zwischen den Konfigu- insbesondere die voll-integrierte Perspektive
rationen, weil eine Reduktion der Flügelmasse des Gesamtentwurfs.
eine Erhöhung der Nutzlast um den gleichen
Betrag zur Folge hat. Quantitativ ergab sich
ein Treibstoffvorteil einer optimierten, hochfle- 2 Methodik
xiblen Konfiguration mit Manöverlastabmin-
derung gegenüber der XRF1- Konfiguration Der Gesamtprozess zur Integration einer elas-
von 12.9 %. Der verwendete Rechen- und Op- tischen, Lastfall-basierten Flügelauslegung
timierungsansatz ist einer von dreien, die im basiert auf der Gesamtentwurfsumgebung
DLR-Projekt VicToria verfolgt wurden, um OpenAD, die am Deutschen Zentrum für
komplexe und multidisziplinäre Optimierungs- Luft- und Raumfahrt entwickelt wird [18].
probleme zu untersuchen. Ein entsprechender Das Dateiformat für den Austausch zwischen
Überblick findet sich in Görtz et al. [7]. den einzelnen Bausteinen des Prozesses ist das
Der hier gezeigte Prozess nutzt das Pro- CPACS-Schema [1,14, 16] (”Common Para-
gramm ASWING von Drela [4,5] zur Physik- metric Aircraft Configuration Schema”), das
basierten Simulation. Wie in Xu und Kroo [20] seit 2005 stetig weiterentwickelt wird [3]. Wie
ist der Lastenprozess hier Missions-basiert. in Abbildung 1 gezeigt, stehen als Ausgangs-
Als Anwendungsfall für den Vorentwurf dient punkt des entwickelten Prozesses (Inputs) die
ein generisches Langstreckenflugzeug mit Anforderungen an den Entwurf. Dazu gehören
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4 M.D. Krengel, M. Hepperle
die globalen Anforderungen, die so genann- die andern wie die Zuspitzung oder der
ten Top Level Aircraft Requirements, aber Pfeilungswinkel der Vorderkante ebenfalls
auch geometrische Randbedingungen, Kali- konstant. Wesentliche globale Flugzeugpa-
brationsfaktoren oder weitere Annahmen, die rameter für die hier gezeigten Studien sind
nicht durch die physikalische Simulationstiefe in Tabelle 1 aufgeführt, zusammen mit den
innerhalb des Prozesses erfasst sind. entsprechenden Werten für die verwendete
Hier ist die integrative Entwurfsumgebung Referenzkonfiguration (Ref). Zusätzlich zu
ausschließlich OpenAD, was in Abbildung 1
mit Detailgrad 1 bezeichnet ist. In zukünftigen
Parameter Beschreibung Einheit Ref
Untersuchungen bietet sich die Möglichkeit
Range Auslegungsreichweite [NM] 6000
die Detailtiefe der Gesamtentwurfsumge- Mach Auslegungsmachzahl [-] 0.83
mOI Operator Item Masse [kg] 12 298
bung durch eine Prozesskette basierend auf PAX Passagierzahl [-] 270
OpenAD mit weiteren Einzelbausteinen un- maxPL Maximale Nutzlast [kg] 50 600
mMisc Zusätzliche Systemmasse [kg] 0.0
terschiedlicher Disziplinen zu erweitern. Eine sf ccr Spez. Treibstoffverbrauch [0.001*kg 15.389
im Auslegungsflugpunkt /s/kN]
solche Erweiterung erhöht den Detailgrad ∆xnp,cg Minimales Stabilitätsmaß [m] 0.2903
des resultierenden Entwurfs und kann auch [% MAC] 4.1
ηEng Spannw. Triebwerksposition [-] 0.3017
deutlich abseits der kalibrierten Referenz- DTSkin,axial Dehngrenzen DT [1µ] 3520
DTSkin,schub Hautfelder [1µ] 4500
konfiguration quantitativ bessere Ergebnisse
AilDef Tupel2 [-]
liefern. Der gesamte Simulationsaufwand für Querruderdefinition
steigt jedoch dabei erheblich an. CalF Tupel2 [-]
für Kalibrationsfaktoren
Das finale Ergebnis am Ende eines erfolg-
reichen Prozessdurchlaufs (Output) ist ein Tabelle 1: Auswahl globaler Entwurfsparame-
CPACS-Datensatz eines konvergenten Flug- ter und Werte der Referenzkonfiguration
zeugentwurfs. Dieser Entwurf ist, hinsichtlich
der Flügelauslegung durch die Physik-basierte
Dimensionierung, detaillierter als der rei- einer groben Beschreibung der Transportauf-
ne Handbuchmethoden-basierter OpenAD- gabe und damit der Auslegungsmission, ist
Entwurf. Die als äußere Iteration bezeichnete der Technologiestatus des Triebwerks durch
Schleife im Prozess sorgt dafür, dass die den spezifischen Treibstoffverbrauch repräsen-
Informationen aus der Flügelauslegung, im tiert. Die Referenzwerte in der letzten Spalte
Speziellen die berechnete Flügelmasse in den sind Annahmen für ein generischen Langstre-
Gesamtentwurf zurückgeführt wird und dieser ckenflugzeugentwurf und Ausgangspunkt der
konvergiert. Dabei werden einige Parameter weiteren Betrachtungen. Zusätzlich sind auch
als Randbedingung konstant gehalten. Ins- die spannweitige Triebwerksposition und das
besondere die Flächenbelastung des Flügels, minimale Stabilitätsmaß repräsentiert durch
das minimale Stabilitätsmaß und die pro- den Abstand zwischen Schwerpunkt und
zentuale Belastung der Fahrwerke. Auch alle Neutralpunkt Parameter. Zur Berücksichti-
Entwurfsanforderungen (TLARs) bleiben gung möglicher erhöhter Systemmassen durch
konstant. Dadurch sind andere Entwurfspa- Lastabminderung kann eine zusätzliche Masse
rameter abhängig von der Flügelmasse. Dazu als mM isc vorgegeben werden. Für die hier
gehören beispielsweise die Größe und Posi- betrachtete Konfiguration ist das Querruder
tion der Leitwerke sowie die Rücklage der in ein äußeres und ein inneres Ruder aufge-
Fahrwerke in Längsrichtung entsprechend teilt. Das Hochauftriebssystem des Flügels ist
der Handbuchmethoden, die in OpenAD ebenfalls in eine innere und äußere Klappe
implementiert sind [18]. Wird bei den Er- aufgeteilt. Für die Berechnung der Lastfälle
gebnissen in Kapitel 3 ein Flügelparameter werden die Einflüsse der Klappen und Steuer-
wie die Streckung variiert, bleiben jeweils flächen hinsichtlich des zusätzlichen Auftriebs
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Einfluss von Lastabminderung im Flugzeugkonzeptentwurf 5
Abb. 1: Prozessübersicht für einen integrierten elastischen Flügelentwurf im Gesamtentwurf
und Nickmoments durch die Formeln von der Abbildung 1 statt und ist das konvergierte
Glauert [6] abgeschätzt. Bei den Lastfällen Ergebnis der sogenannten Inneren Iteration.
handelt es sich um 20 stationäre Lastfälle für Abgesehen von der Schnittstelle zur neuen
fünf Flugpunkte der Mission (Mitte Steigflug Entwurfsumgebung ist der Teil vom Prinzip
und Sinkflug, sowie Anfang, Mitte und Ende identisch mit dem aus Krengel, Hepperle, und
des Reiseflugs); davon pro Flugpunkt ein Last- Hübner [11]. Die Simulation des Flugreglers
fall mit einem Hängewinkel von 30 Grad bei funktioniert ähnlich wie dort beschrieben, ist
einem Lastfaktor von 1.67 und je Flugpunkt aber jetzt ein, an die spezifischen Bedürfnisse
ein symmetrischer Lastfall bei einem Lastfak- angepasster, eigener Quelltext anstelle einer
tor je −1.0, 1.0 und 2.5. Bei dem mittleren großen Open-Source-Bibliothek. Manöver-
Flugpunkt der Mission kommt je ein weiterer lasten werden jetzt als stationär getrimmte
Lastfall mit erhöhter Geschwindigkeit vD bei Flugpunkte berechnet, was zu einer deutlich
einem Lastfaktor von 0.0 und 2.5 dazu. Das verringerter Rechenzeit führt. Und wie in
ergibt 22 stationäre Lastfälle. Dynamische Abbildung 1 bereits angedeutet und im nächs-
Böenlastfälle sind zwar abbildbar, bleiben hier ten Abschnitt näher beschrieben, wurde die
aber unterhalb des Lastniveaus der genann- Auslegung der Struktur überarbeitet. Anstelle
ten Lastfälle. Aus Gründen der Rechenzeit von Aluminiumstrukturen können jetzt CFK-
wurde daher zunächst auf diese dynamischen Strukturen ausgelegt werden.
Lastfälle verzichtet.
Gegenüber einem als starr angenommenen
Die tatsächliche Strukturdimensionierung Flügel, reduziert ein flexibler Flügel hier die
des elastischen Flügels, sowie eine verbesserte Gleitzahl im Gesamtentwurf insgesamt etwa
aerodynamische Abschätzung der Wirkung des um 0.3 − 0.5. Der induzierte Widerstand
elastischen Flügels findet im unteren Bereich erhöht sich bei gleicher resultierender (senk-
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6 M.D. Krengel, M. Hepperle
rechter) Auftriebskraft. Der flexible Flügel logie ist ein fester Parameter als Funktion der
hat also Auswirkungen auf die aerodynami- Spannweite in Form einer mehrdimensionalen
sche Effizienz des Entwurfs und wird deshalb Randbedingung (Tupel) und wird während
berücksichtigt. Zusätzlich werden minimale der Auslegung nicht optimiert. Dies bedeutet,
Hautdicken der Struktur vorgegeben. Insbe- dass die Rippenabstände, Holmpositionen und
sondere Produktionsrandbedingungen, aber der Lagenaufbau einer Lage aus definierten
auch Verstärkungen auf Höhe der Triebwerks- Materialien mit festen Faserorientierungen
position sind vorgesehen. Die wesentlichen während der Auslegung konstant sind. Die
Flügelparameter, die den Flügel in seinem Auslegung wird dann vorgenommen, indem
Grundriss näher beschreiben sind in Tabelle 2 elementweise (Hautfelder, Stringerelemente)
aufgelistet. Einer dieser Parameter ist das die Anzahl der Lagen lokal erhöht wird, bis für
alle Elemente die lokalen Spannungen größer
als die aus der Stabilitätsanalyse stammenden
Parameter Description Unit Ref Vergleichsspannungen sind. In den hier 14
(M/S )max Flächenlast (MTOW) [kg/m2 ] 672.5 gleichmäßig über die Spannweite verteilten
ηKink Flügel-Kink (relativ) [-] 0.3398
φLE Vorderkantenpfeilung [deg] 32.0 Sektionen werden folgende Versagenskriteri-
dih V-Stellung [deg] 6.0
AR Flügelstreckung [-] 9.92
en in die Auslegung einbezogen: lokales und
TR Flügelzuspitzung [-] 0.1992 globales Beulen für alle Teilstrukturelemente
CCenter Flügeltiefe (Wurzel) [m] 10.6
sowie das Schadenstoleranzverhalten in Form
SparDef Tupel2 [-] von maximalen Dehnungen. Durch das Ver-
für Holmgeometrie
ALPHADef Tupel2 [-] fahren entsteht ein vereinfachtes Dimensionie-
für lokale Einstellwinkel
TCDef Tupel2 [-] rungswerkzeug für Flügelstrukturen. Zuletzt
für lokale Profildicken werden noch die Vorder- und Hinterkanten-
CFRPdef Tupel2 [-]
für CFK- Topologie (Box ) massen sowie die Massen der Steuerflächen
und Hochauftriebshilfen abgeschätzt und der
Tabelle 2: Auswahl flügelspezifischer Parame- Primärmasse spannweitig hinzuaddiert. Die
ter und Werte der Referenzkonfiguration spannweitige Massenverteilung ergibt sich aus
der Position und Größe der einzelnen Ele-
mente der Sekundärmasse. Auch die Gleitzahl
CF RP def -Tupel2 . Damit wird die Topologie durch den flexiblen Flügel wird in einem sta-
des Lagenaufbaus der Faserverbundstruktur tionären Auslegungsflugpunkt berechnet und
der Flügelbox definiert (CFK). Mithilfe der zur Korrektur der Aerodynamik in OpenAD
Lasten aus der flugphysikalischen Simulation verwendet.
wird die Flügelbox dimensioniert. Im Ergebnis
wird die Struktur für alle (auch dynamischen) Die Simulation einer Flugregelung ist zwar
Lasten mit definiertem Sicherheitsfaktor grundsätzlich implementiert, es ist bis jetzt
dimensioniert und es ergibt sich eine konver- allerdings noch kein aktives Reglermodell
gente Massen- und Steifigkeitsverteilung des für Flugzeugsteuerung und Lastabminderung
Flügels. Diese werden in der inneren Iterati- integriert. Daher wird, für diesen Artikel,
on konvergiert, indem mit den Massen und die Lastabminderung zunächst durch einen
Steifigkeiten das Flugzeug entsprechend der pauschalen Faktor realisiert, der das Last-
Lastfälle belastet wird. niveau des Flügels, während der Auslegung,
überall reduziert. Ein Faktor von 1.0 be-
Die strukturelle Dimensionierung ist eine
deutet dabei keine Veränderung der Lasten,
2.5-D-Methode, da sie zwar Sektions-basiert
ein Faktor von 0.8 eine Lastabminderung
(2D) ist, aber virtuelle Rippenabstände bei der
von 20 % respektive einen Faktor auf alle
Auslegung berücksichtigt. Die Strukturtopo-
errechneten Lasten von 0.8. Dies kann als
2 Endliche Parametersequenz zur detaillierten Beschreibung eine Art Brutto-Lastabminderung betrachtet
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Einfluss von Lastabminderung im Flugzeugkonzeptentwurf 7
werden, da die Wirkung der Klappen immer von 10−4 . Bei der inneren Iteration bezieht
spannweitig begrenzt ist, der globale Faktor sich diese relative Änderung auf die Flügelmas-
nicht. Da zwar die Simulationsumgebung für se und bei der äußeren Iteration auf die Ab-
ein Regelungssystem vorliegt, aber noch keine flugmasse MTOW. Es ist aus der Abbildung
ausgereifte Definition eines Flugreglers mit
Lastabminderung, wurde hier zunächst die-
ser Weg gewählt. Dennoch lassen sich einige
grundlegende Erkenntnisse gewinnen.
3 Ergebnisse
Eine isometrische Ansicht der Langstrecken-
referenzkonfiguration ist in Abbildung 2 gege- Abb. 3: Exemplarischer Konvergenzverlauf
ben. Die wesentlichen Parameter sind bereits
in den Tabellen 1 und 2 genannt worden. Die
ersichtlich, dass beide Iterationen in wenigen
Schritten konvergieren.
3.1 Einfluss der Flügelstreckung
Um den Einfluss der Flügelstreckung auf die
Flügelmasse und den Treibstoffverbrauch zu
bewerten, wurde zunächst eine Parameterstu-
die durchgeführt. Dazu wurden konvergente
Abb. 2: Referenzflugzeug Entwürfe im Bereich der Flügelstreckung
zwischen 8 und 15.5 nach dem beschriebe-
nen Prozess ausgelegt. Alle anderen nicht
Konfiguration ist ein generischer Langstre- direkt abhängigen Parameter, bleiben dabei
ckenentwurf nach heutigem Technologiestand. konstant, die Transportaufgabe ebenfalls.
Da es sich um einen Konzeptentwurf handelt Letzteres ist ein Unterschied zu den Studi-
ist die Detailtiefe eher gering. Die Methoden en in Wunderlich et al. [19], weswegen die
zur Abschätzung der Massen und Flugleis- Ergebnisse bei einer Abweichung von der
tungsdaten sind anhand früherer ähnlicher Referenzkonfiguration nicht direkt vergleich-
Entwürfe kalibriert. Trotz leicht abweichen- bar sind. Abbildung 4 zeigt die Ergebnisse
der Transportaufgabe, gehört dazu insbe- für die relative Flügelmasse bezogen auf die
sondere der Entwurf in Krengel et al. [11]. maximale Abflugmasse in 4a und als relative
Die Flügelmassenschätzung wurde, wie be- Änderung des Treibstoffverbrauchs, bezogen
schrieben, Lastfall-basiert mit dem Prozess auf die Auslegungsmission (Block Fuel), in 4b.
in Abbildung 1 durchgeführt. Das Ergebnis
für den Referenzfall zeigt gute Übereinstim- Es sind verschiedene Simulationsreihen
mungen mit der Referenzkonfiguration in dargestellt. Zunächst werden alle Kurven oh-
Wunderlich et al. [19]. ne Zahlenkennzeichnung betrachtet. Die mit
Abbildung 3 zeigt einen typischen Konver- mWing only bezeichnete (graue) Reihe ist
genzverlauf einer vollständigen Simulation. So- dabei ein Vergleich ohne die Randbedingung
wohl die innere, als auch die äußere Iterati- der minimalen Hautdicken und der Korrektur
on gelten als konvergiert bei einem Residuum der aerodynamischen Effektivität durch den
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8 M.D. Krengel, M. Hepperle
untersucht wurden, der Einfluss minimaler
Hautdicken zunehmen wird. Allerdings nimmt
dieser auch mit reduziertem Lastniveau zu,
weil dann lokal die Auslegungsstärke unter die
Mindestdicke fällt.
Die mit 1 − 4 bezeichneten Kurven in
Abbildung 4 zeigen den Verlauf für ein um
10 − 40 % reduziertes globales, auf den ganzen
Flügel bezogenes, Lastniveau. Es zeigt sich
eine Abnahme der Sensitivität der relativen
Flügelmasse in Bezug auf die Streckung.
(a) Relative Flügelmasse Gleichzeitig ist der Effekt mit einem zuneh-
menden Grad der Lastreduktion reduziert,
wenn der Treibstoffverbrauch betrachtet
wird. Um das näher zu analysieren, zeigt
Abbildung 5 die relative Treibstoffersparnis
über der globalen Flügellastreduktion für drei
verschiedene Streckungen. Hier bestätigt sich,
(b) Rel. Änderung des Treibstoffverbrauchs
Abb. 4: Einfluss der Flügelstreckung auf die
relative Flügelmasse und der relativen Ände-
rung des Treibstoffverbrauchs bei verschiede-
nen Lastniveaus
flexiblen Flügel, sowie auch ohne Lastabmin- Abb. 5: Einfluss der Lastreduktion bei unter-
derung. Vergleicht man diese mit der grünen schiedlicher Streckung
Kurve ohne Lastreduktion, dann lässt sich ein
Unterschied erkennen, der durch diese zwei
Effekte (minimale Hautdicken und verringerte
Gleitzahl) verursacht ist. Insbesondere bei dass, bei Streckungen unter 10, eine Lastre-
Streckungen oberhalb von 10 zeigt sich im duktion deutlich über 50 % vermutlich keinen
Treibstoffverbrauch ein Unterschied. Das ist weiteren Einfluss auf den Treibstoffverbrauch
auch plausibel, weil durch die höhere Elas- hat. Es zeigt sich auch, dass der Einfluss von
tizität eines höher gestreckten Flügels eine Lastabminderung abhängig von der Streckung
stärkere Verringerung der Gleitzahl zu erwar- ist. Ferner ergibt sich hier, dass die Lasten
ten ist. Ab einer Streckung von etwa 13 ist um mindestens 10 % reduziert werden sollten,
der Effekt deutlich sichtbar. Es ist zu erwar- um einen signifikanten Einfluss der Streckung
ten, dass bei höheren Streckungen als hier sichtbar zu machen.
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Einfluss von Lastabminderung im Flugzeugkonzeptentwurf 9
3.2 Einfluss verschiedener Flügelgeometrie- Lastabminderung bereits im Konzeptentwurf
und Strukturauslegungsparameter zu berücksichtigen.
Neben der Streckung wurde der Einfluss weite-
rer Parameter untersucht. In dieser Arbeit sind
das der Pfeilungswinkel der Flügelvorderkan-
te, das Stabilitätsmaß der Längsstabilität, die
Profildicke der Flügelwurzel, die V-Stellung
des Flügels und das Zuspitzungsverhältnis.
Auch eine Änderung der zulässigen Dehngren-
zen der Strukturauslegung wurde untersucht.
Abbildung 6a zeigt den Einfluss auf den
relativen Treibstoffverbrauch bei relativer
Änderung der entsprechenden Parameter.
In absteigender Reihenfolge bezüglich des
Einflusses der Parameter sind der Pfeilungs-
winkel, das Stabilitätsmaß, die Zuspitzung (a) Ohne Lastreduktion
des Flügels, seine V-Stellung und die relative
Profildicke an der Flügelwurzel zu erkennen.
Insbesondere bei der Profildicke, ist jedoch
vermutlich die aerodynamische Simulations-
tiefe hier noch nicht ausreichend, um für große
Abweichungen von der Referenz belastbare
Simulationsergebnisse zu liefern. Das liegt dar-
an, dass im betrachteten Modell die Schätzung
des Reibungswiderstands stark vereinfacht,
durch eine mittlere Profiltiefe, von dem Para-
meter abhängt. Die entsprechende Schätzung
basiert auf den Formeln von Raymer [17].
Abbildung 6b zeigt die gleichen Verläufe
(b) Lastreduktion um 30 %
jetzt allerdings für eine Reduktion des Lastni-
veaus um 30 %, wobei die vorherigen Verläufe Abb. 6: Einfluss verschiedener Entwurfspara-
ohne Lastabminderung weiter ausgegraut als meter auf die relativen Änderung des Treib-
Referenz in der Abbildung enthalten sind. stoffverbrauchs mit und ohne Lastreduktion
Neben der allgemeinen Reduktion des Treib-
stoffverbrauchs durch die Lastabminderung,
zeigt sich insgesamt auch eine leicht verrin-
gerte Sensitivität des Treibstoffverbrauchs Abbildung 7 zeigt zusätzlich den Einfluss
gegenüber der Parameter. Hier wird eine der Dehngrenzen auf die relative Flügelmasse
wichtige Eigenschaft der Lastreduktion deut- und den relativen Treibstoffverbrauch be-
lich: Neben den direkten Einspareffekten beim zogen auf die jeweilige Konfiguration mit
Treibstoffverbrauch ermöglicht Lastabminde- unveränderten Dehngrenzen. Wie auch bereits
rung ohne allzu-große Effizienzeinbußen einen in Wunderlich et al. [19], führt dies zu einem
etwas umfangreicheren Designraum. So lassen eher starren oder eher flexiblen Flügel, wobei
sich Synergiepotentiale durch Kombination auch hier mehr Elastizität zu einem effizi-
aus Entwurf und Lastreduktion heben. Damit enteren Entwurf führt. Sowohl die relative
wird bestätigt, dass es sinnvoll ist, das Thema Flügelmasse, als auch der Treibstoffverbrauch
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10 M.D. Krengel, M. Hepperle
auf der Auslegungsmission (Block Fuel) sinkt Flügeldimensionierung erweitern lässt. Die
mit höheren Dehngrenzen. Lauffähigkeit und ein gutes Konvergenzver-
Wird der Treibstoffverbrauch in Abbildung halten konnten gezeigt werden. Der Prozess
7b betrachtet, dann ist zu erkennen, dass der ermöglicht es, Studien über Entwurfsparame-
relative Verlauf nur wenig von der Flügelstre- ter, insbesondere des Flügelgrundrisses, an
ckung abhängt. Das lässt vermuten, dass die vollständig konvergierten Konzeptentwürfen
Änderung der Streckung und Dehngrenzen im durchzuführen. Geregelte Lastabminderung
betrachteten Bereich keine starke Kopplung mithilfe der Steuerflächen für Manöver und
aufweisen. Für sich genommen, haben beide Böenlastabminderung ist zwar grundsätzlich
Änderungen jedoch Vorteile bezüglich des implementiert, aber bisher mangels eines ge-
Treibstoffverbrauchs. eigneten Reglermodells für Flugzeugsteuerung
und Lastabminderung noch nicht genutzt
worden. Stattdessen wurde das Lastniveau
pauschal für den Flügel um verschiedene
Faktoren reduziert, um die Tendenzen und
Potentiale zu erfassen. Dabei konnten folgende
Erkenntnisse gewonnen werden.
Zunächst hat sich gezeigt, dass Lastab-
minderung einen deutlichen Einfluss auf den
Entwurf und dessen Effizienz hat. Effizienz
bezieht sich hier auf den Treibstoffverbrauch
während der Auslegungsmission (Block Fuel).
(a) Relative Flügelmasse Die tatsächliche Ausprägung dieses Einflusses
ist abhängig von der Flügelgeometrie und
Steifigkeit. Eine Reduktion der Lasten erwei-
tert den Entwurfsbereich und kann so neue
Kombinationen der Entwurfsparameter als
sinnvolle Designentscheidung ermöglichen.
Insbesondere lohnt sich Lastabminderung in
Kombination mit dem Entwurf bei einer Re-
duktion des Lastenniveaus zwischen 10 und 50
Prozent. Sinnvolle Lastabminderung ist folg-
lich in ihrer Größenordnung nach oben und
unten begrenzt. Nach oben, weil die Rand-
(b) Treibstoffverbrauch bezogen auf
den jeweiligen Referenzpunkt bedingungen der Mindestlaminatstärke die
Auslegung zu dünneren und leichteren Struk-
Abb. 7: Einfluss der Flügelelastizität auf die turen begrenzen und nach unten, weil nach
Flügelmasse und den Treibstoffverbrauch den gezeigten Ergebnissen eine signifikante
Abhängigkeit für Flügelgeometrieparametern
erst ab etwa 10 % auftritt. Außerhalb dieser
Beschränkungen führt die Betrachtung von
Lastabminderung im Vorentwurf zu keiner
4 Zusammenfassung und Ausblick weiteren Öffnung des Designraums. In diesem
Bereich führt eine Lastreduktion dagegen
In dieser Arbeit wurde ein Prozess beschrie- direkt zu einer Treibstoffersparnis durch die
ben, mit dem sich der Flugzeugkonzeptent- reduzierte Flügelmasse und senkt gleichzeitig
wurf um eine detaillierte und Physik-basierte den Gradienten der Flügelmasse zum Beispiel
©2021Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2021
Einfluss von Lastabminderung im Flugzeugkonzeptentwurf 11
mit der Streckung. Da die höhere Streckung soll untersucht werden, welche Eingriffsstärke
auch den Widerstandsbeiwert absenkt, fördert eines solchen Systems mit welchem pauschalen
Lastreduktion die Vorteile dieser Konfigura- Lastreduktionsniveau korreliert.
tionsänderung und reduziert die Nachteile.
Da die Wirkung der Lastreduktion selber Danksagung Wir möchten uns beim Massa-
mit größerer Streckung zunimmt, entsteht chusetts Institute of Technology (MIT) für die
ein Synergieeffekt. Die Kombination aus La- Bereitstellung einer Lizenz für ASWING bedan-
ken.
streduktion und größerer Streckung ist sehr
vorteilhaft.
Ein flexibler Flügel führt, aus Sicht des Ge- Literatur
samtentwurfs, zu einer effizienteren Flugzeug-
1. Alder, M., Moerland, E., Jepsen, J., and Nagel, B., Recent Advan-
konfiguration bei gleicher Flügelgeometrie. ces in Establishing a Common Language for Aircraft Design with CPACS,
Aerospace Europe Conference 2020, Bordeaux, Frankreich, 2020.
Die verbesserte Aerodynamik (induzierter URL https://elib.dlr.de/134341/.
2. Binder, S., Wildschek, A., and De Breuker, R., The interaction
Widerstand) bei höheren Streckungen gleicht between active aeroelastic control and structural tailoring in aeroservoelastic
wing design, Aerospace Science and Technology 110, 2021, pp.
die Wirkung des absoluten Massenanstiegs 1–12. https://doi.org/10.1016/j.ast.2021.106516.
3. CPACS Homepage, https://cpacs.de, 2021. Accessed: 2021-08-
des Flügels und des Flugzeugs auf den Treib- 03.
4. Drela, M., ASWING 5.99 Technical Description - Steady Formulation,
Massachusetts Inst. of Technology, Cambridge, MA, 2015, Chaps.
stoffverbrauch mehr als aus, so dass in Summe 1, 8.
5. Drela, M., ASWING 5.99 Technical Description - Unsteady Extension,
ein Effizienzvorteil einer Konfiguration be- Massachusetts Inst. of Technology, Cambridge, MA, 2015, Chaps.
1, 15.
stehen bleibt. Das gilt natürlich in Grenzen, 6. Glauert, H., Theoretical Relationship for an Airfoil with Hinged Flap,
ARC Rep. Mem. 1095, 1927.
also in einem Bereich bei denen noch genug 7. Goertz, S., Abu-Zurayk, M., Ilic, C., Wunderlich T.F., Keye, S.,
Schulze, M., Kaiser, C., Klimmek, T., Süelözgen, Ö., Kier, T.,
Auftrieb erzeugt werden kann. Weiterhin wur- Schuster, A., Daehne, S., Petsch, M., Kohlgrüber, D., Häßy, J.,
Mischke, R., Weinert, A., Knechtges, P., Gottfried, S., Hartmann,
den für diese Arbeit lediglich Streckungen bis J., Fröhler, B., Overview of Collaborative Multi-Fidelity Multidisciplinary
Design Optimization Activities in the DLR Project VicToria, AIAA Avia-
16 betrachtet. Ob sich gezeigte Trends auch tion 2020 Forum, 2020, p. 3167, https://doi.org/10.2514/6.2020-
3167, ISBN 978-162410598-2.
darüber hinaus fortsetzen, muss in weiteren 8. Haghighat, S., Liu, H. H. T., and Martins, J. R. R. A., Model-
Predictive Gust Load Alleviation Controller for a Highly Flexible Aircraft,
Arbeiten untersucht werden. In der Arbeit Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 35, No. 6,
2012, pp. 1751, 1766. https://doi.org/10.2514/1.57013.
von Wunderlich et al. [19] hat sich gezeigt, 9. Haghighat, S., Martins, J. R. R. A., and Liu, H. H. T., Aeroser-
voelastic Design Optimization of a Flexible Wing, Journal of Aircraft,
dass es sehr problematisch ist, Geometrien Vol. 49, No. 2, 2012, pp. 432, 443.
10. Kier, T. M., Verveld, M. J., and Burkett, C. W., Integrated Fle-
xible Dynamic Loads Models Based on Aerodynamic Influence Coefficients
des Flügels mit hoher Streckung zu finden, of a 3D Panel Method, Proceedings of the IFASD 2015, 2015.
11. Krengel, M. D., Hepperle, M., and Huebner, A., Aeroser-
die geometrische Randbedingungen wie die voelastic Wing Sizing Using a Physics-Based Approach in Conceptu-
al Aircraft Design, AIAA Aviation 2019 Forum, 2019, p. 3368.
Fahrwerksintegration erfüllen. Es ist daher https://doi.org/10.2514/6.2019-3368.
12. Krishnamurthy, V., and Luckner, R., Flight Mechanical Modelling
möglich, dass man zu anderen Lösungen bei considering Flexibility and Flight Control Functions in Preliminary Aircraft
Design, AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference,
der Fahrwerksintegration kommen muss, um Denver, Colorado, 2017, p. 4332. https://doi.org/10.2514/6.2017-
4332.
einen deutlich schlankeren Flügel als heute 13. Kroo, I. M., An Interactive System for Aircraft Design and Optimi-
zation, AIAA 1992 Aerospace Design Conference, Vol. 92, 1992.
nutzen zu können. Das kann beispielsweise https://doi.org/10.2514/6.1992-1190.
14. Liersch, C.M., Hepperle, M., A distributed toolbox for multidiscipli-
eine Integration in den Rumpf sein. nary preliminary aircraft design, CEAS Aeronautical Journal, 2(1-4),
pp.57-68, 2011.
15. Looye, G., Integrated Flight Mechanics and Aeroelastic Air-
Neben weiteren Studien und einem Ab- craft Modeling using Object-Oriented Modeling Techniques, Modeling
and Simulation Technologies Conference and Exhibit, 1999.
gleich mit Untersuchungen durch genauere https://doi.org/10.2514/99-4192.
16. Nagel, B., Böhnke, D., Gollnick, V., Schmollgruber, P.,
Verfahren aus möglichen Folgearbeiten zu Rizzi, A., La Rocca, G., and Alonso, J., Communication in
aircraft design: Can we establish a common language, 28th Inter-
Wunderlich et al. [19], stehen konkrete Ver- national Congress of the Aeronautical Sciences, 2012, pp.
1,13. URL https://www.icas.org/ICAS ARCHIVE/ICAS2012/
besserungen der hier gezeigten Prozesskette PAPERS/201.PDF.
17. Raymer D.P., Aircraft design: a conceptual approach (AIAA Education
an. Insbesondere soll ein verbessertes Modell Series), Reston, Virginia, 2012.
18. Woehler, S., Atanasov, G., Silberhorn, D., Fröhler, B., and Zill,
oder eine Datenbank zur Abschätzung des lo- T., Preliminary Aircraft Design within a Multidisciplinary and Multifidelity
Design Environment, Aerospace Europe Conference 2020, Bordeaux,
kalen Profilwiderstands implementiert werden. Frankreich, 2020. URL https://elib.dlr.de/140902/.
19. Wunderlich, T., Daehne, S., Reimer, L., Schuster, A., and
Brodersen, O., Global Aero-Structural Design Optimization of More
Ein kurzfristige Ziel ist es zunächst ein Re- Flexible Wings for Commercial Aircraft, AIAA Aviation 2020 Forum,
2020, p. 3177. https://doi.org/10.2514/6.2020-3170
gelsystem auszulegen, dass neben allgemeinen 20. Xu, J., and Kroo, I., Aircraft Design with Active Load Alleviation and
Natural Laminar Flow, Journal of Aircraft, Vol. 51, No. 5, 2014, pp.
Funktionen wie Nickdämpfer auch in der Lage 1532, 1545. https://doi.org/10.2514/1.C032402.
.
ist Lastabminderung dynamisch zu regeln. Es
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