Techn. Universiẗat, Diss., 2007--Braunschweig. / Zsfassung in engl. Sprache u.d.T.: CFRP tooling with surface protection made of thermal sprayed metal.

Es besteht ein stetiger Trend, Flugzeugstrukturen aufgrund ökologischer und ökonomischer Gründe weiter bzw. neu zu entwickeln. Dabei bietet die neuartige Aluminiumlegierung AlMgSc aufgrund einiger sehr guten Eigenschaften großes Potential zum Einsatz im Flugzeugrumpf. Beispielsweise wirkt sich vorteilhaft aus, dass großflächige und dünnwandige Strukturen aus AlMgSc hervorragend kriechumgeformt werden können, wobei die Werkstücke bei erhöhter Temperatur und über einen längeren Zeitraum hinweg pneumatisch in eine Negativform gedrückt werden. Während das niederhalterlose Kriechumformen zylindrischer bzw. einfach gekrümmter Bleche problemlos möglich ist, neigen jedoch sphärische bzw. doppelt gekrümmte Strukturen zum Beulversagen während des Umformens. Die vorliegende Arbeit behandelt zunächst die Herstellbarkeit dünnwandiger und sphärisch gekrümmter Werkstücke durch das niederhalterlose pneumatische Umformen mit besonderem Fokus auf das Beulversagen. Dabei wird durch experimentelle, numerische und analytische Untersuchungen die Gefahr des Beulens, die sogenannte „Beulkritikalität“, in Abhängigkeit geometrischer und werkstofftechnischer Größen ermittelt. Des Weiteren wird beschrieben, wie beulkritische Bleche durch die geeignete Nutzung von Niederhaltern versagensfrei umgeformt werden können. Darüber hinaus erfolgt eine Evaluierung zur Anwendung von Heizmatten als energieeffiziente Möglichkeit der ofenlosen Blecherwärmung beim Kriechumformen anhand von mehreren Versuchen. Abschließend wird die Übertragbarkeit der Erkenntnisse an zwei luftfahrtbezogenen Anwendungsbeispielen gezeigt.:Inhaltsverzeichnis 1 Einleitung 2 Stand der Kenntnisse 2.1 Großflächige und dünnwandige Strukturen im Flugzeugbau 2.2 Werkstoffe im Flugzeugbau 2.2.1 Entwicklungstrend von Luftfahrzeugwerkstoffen 2.2.2 Aluminiumlegierungen im Flugzeugbau 2.2.2.1 Einteilung und Bezeichnung der Aluminiumknetlegierungen 2.2.2.2 Ausscheidungshärtung von Aluminiumlegierungen 2.2.2.3 Schweißbarkeit von Aluminiumlegierungen 2.2.2.4 Neue Aluminiumlegierungen für die Luftfahrt 2.2.3 Aluminium-Lithium-Legierungen (AlLi) 2.2.4 Aluminium-Magnesium-Scandium-Legierungen (AlMgSc) 2.2.5 Aluminium-Magnesium-Mangan-Legierung (AlMgMn) 2.2.6 Portevin-Le Chatelier-Effekt (PLC-Effekt) bei AlMg-Legierungen 2.3 Umformen von großformatigen Aluminium-Blechbauteilen im Flugzeugbau 2.3.1 Walzrunden 2.3.2 Streckziehen 2.3.3 Kriechumformen 2.3.3.1 Kriechen 2.3.3.2 Spannungsrelaxation 2.3.3.3 Creep age forming 2.3.3.4 Kriechumformen von AlMgSc 2.3.3.5 Abgrenzung zur superplastischen Umformung 2.4 Versagensverhalten dünnwandiger Strukturen beim Umformen 2.4.1 Festigkeitsproblem 2.4.2 Stabilitätsproblem 2.4.2.1 Stabiles, indifferentes und labiles Gleichgewicht 2.4.2.2 Analytische Betrachtungen zum elastischen Beulen 2.4.2.3 Plastisches Beulen 2.4.2.4 Einfluss von Imperfektionen auf das Beulverhalten 2.5 FE-Simulation in der Blechumformung 3 Zielsetzung der Arbeit 4 Werkstoffcharakterisierung 4.1 Werkstoffprüfungen 4.1.1 Uniaxiale Zugversuche 4.1.2 Hydraulische Tiefungsversuche / Schichtstauchversuche 4.1.3 Zeitstand- und Spannungsrelaxationsversuche 4.2 Werkstoffmodellierung 4.2.1 Fließkurven 4.2.2 Fließortkurven 4.2.3 Kriech- und Relaxationsverhalten 5 Experimentelle und numerische Untersuchungen 5.1 Niederhalterloses Umformen dünnwandiger und sphärischer Strukturen 5.1.1 Versuchsaufbau und -ablauf 5.1.2 FE-Modellierung und -Simulation 5.1.3 Iterative Bestimmung des beulkritischen Rondendurchmessers 5.1.4 Darstellung der Versuchs- und Simulationsergebnisse 5.1.4.1 Allgemeines Umformverhalten ohne Beulversagen 5.1.4.2 Beulerscheinungen 5.1.4.3 Einfluss geometrischer Größen auf das Beulverhalten 5.1.4.4 Einfluss der Werkstoffsteifigkeit auf das Beulverhalten 5.1.5 Analytische Betrachtungen 5.1.5.1 Ausformungsverhalten 5.1.5.2 Spannungszustand 5.1.5.3 Beulverhalten 5.2 Umformen dünnwandiger und sphärischer Strukturen mit Niederhalter 5.2.1 Analytische Betrachtung des Ausformungs- und Spannungszustands 5.2.2 Versuchsaufbau und -ablauf 5.2.2.1 Niederhaltervorrichtung 5.2.2.2 Ofenlose Blecherwärmung 5.2.3 Darstellung der Versuchs- und Simulationsergebnisse 5.2.3.1 Untersuchungen bei Raumtemperatur 5.2.3.2 Untersuchungen bei erhöhter Temperatur 6 Anwendungsbeispiele 6.1 Kriechumformen besonders dünnwandiger Bleche für Werkstoffverbunde 6.2 Kriechumformen eines rührreibgeschweißten Flugzeug-Druckschotts 6.2.1 Rührreibschweißen zur Herstellung großformatiger Bleche 6.2.2 Umformversuche und -simulationen 7 Zusammenfassung und Fazit 7.1 Zusammenfassung der Ergebnisse 7.2 Fazit Literatur

At its 6th holding of Chemnitz Symposium Joining/Welding on 13th of May 2004 different topics have been as themes with main focus on design, manufacturing/assembly, testing and evaluation as well as damage analysis. This content enables a presentation of resent developments from design to the final product. Many interesting lectures emphasized the important meaning of joining and welding technologies as a main element of industrial manufacturing.:Franke, R.: Moderne Werkstoffe und Testmethoden im Flugzeugbau Riedel, F.: Trends in der Schweiß- und Fügetechnik Rosert, R.: Schweißen mit Fülldraht – Entwicklung und Perspektiven in der Anwendung Himmelbauer, K.: MSG-Hochleistungsschweißverfahren – Technologien und Anwendungspotenzial Schuster, J.: Rost-. säure- und hitzebeständige Stähle – Geschichte, Entwicklung und schweißtechnische Verarbeitung Gerster, P.: Wirtschaftliche Herstellung hoch beanspruchter Schweißkonstruktionen unter Montagebedingungen Langrock, S.; Keitel, S.: Prüfung und Bewertung von Schweißnähten Seliga, E.; Uhlig, W.: Schäden an gefügten und wärmebehandelten Bauteilen / Das 6. Chemnitzer Symposium Fügetechnik/Schweißtechnik am 13. Mai 2004 thematisierte in verschiedenen Vortragsblöcken die Schwerpunkte Konstruktion, Fertigung/Montage, Prüfung und Bewertung sowie Schadenanalyse. Die Inhalte ermöglichten es, aktuelle Entwicklungen von der Konstruktion bis zum fertigen Produkt vorzustellen. Viele interessante Referate unterstrichen dabei die Bedeutung der Füge- bzw. Schweißtechnik als eine Kernkomponente der industriellen Fertigung.:Franke, R.: Moderne Werkstoffe und Testmethoden im Flugzeugbau Riedel, F.: Trends in der Schweiß- und Fügetechnik Rosert, R.: Schweißen mit Fülldraht – Entwicklung und Perspektiven in der Anwendung Himmelbauer, K.: MSG-Hochleistungsschweißverfahren – Technologien und Anwendungspotenzial Schuster, J.: Rost-. säure- und hitzebeständige Stähle – Geschichte, Entwicklung und schweißtechnische Verarbeitung Gerster, P.: Wirtschaftliche Herstellung hoch beanspruchter Schweißkonstruktionen unter Montagebedingungen Langrock, S.; Keitel, S.: Prüfung und Bewertung von Schweißnähten Seliga, E.; Uhlig, W.: Schäden an gefügten und wärmebehandelten Bauteilen

Damages of metallic aircraft structures that occur during manufacturing, assembly and in service require local repair. Especially with current service-life extensions of ageing aircraft fleets, the importance of such repair methods is increasing. Typically, the repair of smaller damages on aluminium fuselage or wing skins is done by riveting a patch onto the flawed structure. However, the use of rivets reduces the strength of the structure and promotes fatigue. Joining the patch by adhesive bonding would not only offer more homogenous load distribution and weight savings, but even an increase of structural integrity. Metal adhesive bonding is commonly used in aeronautics, but requires elaborated surface treatments of the adherends, employing hazardous chemicals like chromates, due to the high durability demands. Furthermore, these treatments are usually tank processes that are not suitable for local repairs. Hence, there is a strong need for locally applicable surface preparation methods that allow safe and reliable adhesive bonding of primary aircraft structures. The aim of this thesis is to assess the – still emerging – method of atmospheric pressure plasma deposition of silicon (Si) containing compounds concerning its suitability as surface preparation for adhesive bonding of aluminium aerostructures. Atmospheric plasma deposition is not yet used in the aircraft industry, and the knowledge on functionality of this technology concerning bonding of aluminium parts is limited. Moreover, the durability requirements of the aircraft industry greatly exceed the standards in other industries. Hence, special attention is paid to a thorough analysis of the key characteristics of the deposited coupling films and their effectiveness in terms of adhesion promotion as well as joint durability under particularly hostile conditions. In order to do so, the altering mechanisms of the treated joints and the behaviour of the coupling films during accelerated ageing will be investigated in detail for the first time in this thesis. Furthermore, the influence of the aluminium surface pre-treatment (i.e. topography and oxide properties of the substrate) on the overall joint performance after coupling film deposition is thoroughly examined. Based on these findings, the surface preparation is optimised, and a process is developed to achieve maximal joint performance. As alternative local surface treatments prior to adhesive bonding, solution derived deposition of silane and sol-gel films have already been widely investigated and can be considered as reference, even though these techniques are rarely used in civil aeronautics. The knowledge on their effectiveness and capabilities in corrosive atmosphere is still very limited. Therefore, all analyses of degradation mechanisms are conducted for both plasma deposition and wet-chemical reference treatments to reveal the differences and communalities of the two Si-based coupling films. Physical and chemical analysis of the films, the oxides and the interfaces reveal differing, but interdependent failure mechanisms that are inhibited differently by the individual coupling films. Using the optimum deposition parameters, plasma films of only several nanometres in thickness significantly enlarge the corrosion resistance of bonded joints, reaching almost the level of anodising treatments with several micrometres thick oxides and strongly outperforming solution derived silane treatments. However, plasma film performance is found to be largely dependent on the precursor selection. With plasma deposition of 3-glycidoxypropyltrimethoxysilane, which has not been reported before, highest joint stability is achieved. Moreover, it is discovered that the properties of plasma and solution derived silane based films are complementary. It is shown that an optimised combined plasma and wet-chemical treatment process provides even superior resistance to bondline corrosion than state-of-the-art anodising techniques.

Dieser Beitrag beschreibt ein einfaches Vorgehen für das Sammeln, Dokumentieren und Strukturieren von unstrukturiertem, teilweise nur implizit vorhandenem Wissen über mögliche Konstruktionslösungen aus einem speziellen Anwendungsbereich. Dabei wird ein agiler, auf Wissensgraphen basierender Ansatz verfolgt. Kurzbeschreibungen von Konstruktionsprinzipien werden als Lösungsbausteine ungeordnet in einem digitalen Lösungsspeicher abgelegt und dann über Beziehungen miteinander verknüpft. Ergänzend werden Beziehungen der Bausteine zu Eigenschaften, Kategorien und weiteren Objekten definiert. Die Lösungsbausteine können in Umfang und Detaillierungsgrad variieren. Das Vorgehen unterscheidet sich vom tabellarischen Aufbau eines Konstruktionskatalogs, bei dem das zu dokumentierende Wissensgebiet komplett erschlossen und gemäß einem festen Ordnungsschema gegliedert sein muss. Die praktische Umsetzung des hier vorgestellten Vorgehens erfolgte in der Vorentwicklung für die Flugzeugstrukturkonstruktion, wo kontinuierlich neue Konstruktionslösungen erfunden und weiterentwickelt werden und eine digitale, einfach erstellbare und leicht erweiterbare Lösungssammlung als Nachschlagewerk und Inspirationsquelle benötigt wurde.

Diese Projektarbeit versucht zu erklären, warum Flugzeuge mit drei oder vier Triebwerken kaum noch verkauft werden. Dabei wird insbesondere der Vermutung nachgegangen, dass Flugzeuge mit einer größeren Anzahl an Triebwerken höhere Wartungskosten haben könnten. Zur Beantwortung der Frage werden sechs verschiedene Methoden zur Berechnung von Betriebskosten (Direct Operating Costs, DOC) von Passagierflugzeugen herangezogen, die u.a. auch die Kosten der Triebwerkswartung abschätzen. Vier dieser DOC-Methoden sind von Organisationen: Air Transport Association of America (ATA 1967), Deutsche Lufthansa (DLH 1982), Association of European Airlines (AEA 1989), Airbus Industrie (AI 1989). Zwei DOC-Methoden wurden an Universitäten entwickelt und sind von Jenkinson bzw. von Thorbeck (TU Berlin, TUB). Weiterhin werden grundsätzliche flugmechanische Überlegungen angestellt und die Literatur durchgesehen, die aber nur wenige Hinweise zur Beantwortung der Fragestellung enthält. Die Gleichungen zur Berechnung der Triebwerkswartungskosten aller sechs Methoden werden dargelegt und erklärt. Die Methoden unterscheiden sich stark in ihrer Komplexität. Da die Methoden sich auf unterschiedliche Jahre beziehen werden die Kosten mit einem Inflationsfaktor auf das Jahr 2017 umgerechnet und somit vergleichbar gemacht. Zum Vergleich werden weiterhin die Gleichungen zur Berechnung der Wartungskosten der Flugzeugzelle angegeben. Zur Berechnung der Triebwerkswartungskosten wurden vier in der Größe vergleichbare Mittelstreckenflugzeuge ausgewählt: B737-800, A318 (zwei Triebwerke), Jak-42 (drei Triebwerke), BAE 146-300 (vier Triebwerke). Weiterhin wurden vier in der Größe vergleichbare Langstreckenflugzeug ausgewählt: A330-300 (zwei Triebwerke), MD11-ER, TriStar (drei Triebwerke), A340-300 (vier Triebwerke). Zum Vergleich eignen sich besonders der A330 und der A340 da die Technik, das Alter und die Abmaße sehr eng bei einander liegen. Im Ergebnis wurde festgestellt, dass sich die Aufteilung der Wartungskosten zwischen Zelle und Triebwerken uneinheitlich zeigt. Die AI-Methode ergibt im Vergleich viel zu hohe Triebwerkskosten. Der Grund dafür ist die direkte Multiplikation von Schub mit den Lohnkosten. Die AI-Methode muss daher bei der Endanalyse unberücksichtigt bleiben. Bei den Mittelstreckenflugzeugen lieferten die Methoden nach AEA, DLH und TUB ähnliche Ergebnisse. Bei den Langstreckenflugzeugen lieferten die AEA-Methode, DLH-Methode und die Methode nach Jenkison ähnliche Ergebnisse. Empfohlen werden kann damit eine Berechnung mit der AEA-Methode, die auch öffentlich ist. Für einen Endvergleich wurden für die Mittel- bzw. Langstrecke zu jeder Triebwerksanzahl nur jeweils ein Flugzeug einbezogen. Mit dieser bereinigten Auswahl bei Flugzeugen und Methoden ergab sich für die Mittelstrecke eine leichte Abnahme der Triebwerkswartungskosten mit der Triebwerksanzahl von nur 6,1 US$ pro Flugstunde pro Triebwerk (Zunahme von -6,1 US$/FH/Triebwerk). Für die Langstrecke ergab sich eine leichte Zunahme der Triebwerkswartungskosten mit der Triebwerksanzahl von nur 32,5 US$ pro Flugstunde pro Triebwerk. Damit konnte die eingangs genannte Vermutung über eine Zunahme der Triebwerkswartungskosten mit der Anzahl der Triebwerke nur zum Teil bestätigt werden. Die Analyse zeigte, dass die Triebwerkswartungskosten von vielen Parametern abhängen, die Triebwerksanzahl ist nur ein Parameter von vielen. Selbst ähnliche Flugzeuge liefern bei gleicher Triebwerkszahl daher Triebwerkswartungskosten, die sich stark unterscheiden und die Abhängigkeit von der Triebwerkszahl wenig sichtbar werden lassen. Es werden Vorschläge gemacht, welche anderen methodischen Ansätze hier Abhilfe schaffen könnten.

Diese Projektarbeit beschäftigt sich mit dem Thema der Berechnung des Betriebsleermassenanteils im Flugzeugentwurf. Bekannte Berechnungsverfahren nach Torenbeek, Raymer, Marckwardt und Loftin werden auf Qualität und Aktualität untersucht und miteinander verglichen. Im Vordergrund steht dabei die Frage, ob eine genauere Methode zur Ermittlung des Betriebsleermassenanteils auf Basis neuer Statistiken gefunden werden kann. Neben der Entwicklung einer neuen Berechnungsmethode wird außerdem auf die Verwendung der Singulärwertzerlegung im Flugzeugbau verwiesen und deren Vor- und Nachteile bezüglich der Handhabung und Genauigkeit erläutert. Diese Ausarbeitung stützt sich auf eine aktuelle Zusammenstellung von Flugzeugparametern verschiedenster Passagiermaschinen, deren Anteil sich auf 65 % der gesamten fliegenden Weltflotte im Jahr 2016 beläuft. Die oben genannten Autoren liefern Gleichungen zur Abschätzung des Verhältnisses aus Betriebsleermasse zum maximalen Abfluggewicht. Diese Gleichungen haben bezogen auf die zugrunde liegenden Statistiken eine Abweichung von bis zu 10 %. Dies ist auf die Schlichtheit der Methoden zurückzuführen, da die Anzahl der verwendeten Parameter eingeschränkt ist. Es wurde im Rahmen dieses Projektes eine analytische Gleichung zur Abschätzung des Betriebsleermassenanteils ermittelt, die die folgenden Entwurfsparameter mit einbezieht: Schub-Gewichtsverhältnis, Flächenbelastung, Design-Reichweite, Nutzlast und Anzahl der Triebwerke. Im direkten Vergleich mit der Gleichung nach Loftin, verringert sich der relative Fehler der Abschätzung um 43 %. Erreicht wurde dies durch die Einbeziehung weiterer Entwurfsparameter und deren optimaler rechnerischer Verknüpfung. Dabei wurden nur die Flugzeugparameter mit einbezogen, die zum einen bereits in der Dimensionierungsphase der Entwicklung bekannt sind, und zum anderen einen kausalen Zusammenhang zum Betriebsleermassenanteil darstellen. Die neue Methode überragt die Genauigkeit der klassischen Berechnungsverfahren und reduziert dadurch bereits im frühen Entwurfsstadium die Gefahr einer fehlerhaften Massenabschätzung. Im weiteren Verlauf des Projekts wird die Nutzung und der Anwendungsbereich der Singulärwertzerlegung (engl. Singular Value Decomposition, SVD) im Flugzeugbau betrachtet. Die Singulärwertzerlegung ist ein mathematisches Verfahren das dazu verwendet wird, mit wenigen bekannten Eingangsparametern auf alle Parameter eines Modells zu schließen. Dadurch ist es möglich eine schnelle Abschätzung eines komplexen Designs zu erstellen, auf der Basis von einer begrenzten Auswahl von bekannten Eingangsgrößen. Es hat sich herausgestellt, dass der relative Fehler des Betriebsleermassenanteils unter Verwendung der SVD auf dem gleichen Niveau der bisher bekannten Berechnungsverfahren liegt und somit keinen Vorteil in Bezug auf die Genauigkeit des Ergebnisses mit sich bringt.

Damages of metallic aircraft structures that occur during manufacturing, assembly and in service require local repair. Especially with current service-life extensions of ageing aircraft fleets, the importance of such repair methods is increasing. Typically, the repair of smaller damages on aluminium fuselage or wing skins is done by riveting a patch onto the flawed structure. However, the use of rivets reduces the strength of the structure and promotes fatigue. Joining the patch by adhesive bonding would not only offer more homogenous load distribution and weight savings, but even an increase of structural integrity. Metal adhesive bonding is commonly used in aeronautics, but requires elaborated surface treatments of the adherends, employing hazardous chemicals like chromates, due to the high durability demands. Furthermore, these treatments are usually tank processes that are not suitable for local repairs. Hence, there is a strong need for locally applicable surface preparation methods that allow safe and reliable adhesive bonding of primary aircraft structures. The aim of this thesis is to assess the – still emerging – method of atmospheric pressure plasma deposition of silicon (Si) containing compounds concerning its suitability as surface preparation for adhesive bonding of aluminium aerostructures. Atmospheric plasma deposition is not yet used in the aircraft industry, and the knowledge on functionality of this technology concerning bonding of aluminium parts is limited. Moreover, the durability requirements of the aircraft industry greatly exceed the standards in other industries. Hence, special attention is paid to a thorough analysis of the key characteristics of the deposited coupling films and their effectiveness in terms of adhesion promotion as well as joint durability under particularly hostile conditions. In order to do so, the altering mechanisms of the treated joints and the behaviour of the coupling films during accelerated ageing will be investigated in detail for the first time in this thesis. Furthermore, the influence of the aluminium surface pre-treatment (i.e. topography and oxide properties of the substrate) on the overall joint performance after coupling film deposition is thoroughly examined. Based on these findings, the surface preparation is optimised, and a process is developed to achieve maximal joint performance. As alternative local surface treatments prior to adhesive bonding, solution derived deposition of silane and sol-gel films have already been widely investigated and can be considered as reference, even though these techniques are rarely used in civil aeronautics. The knowledge on their effectiveness and capabilities in corrosive atmosphere is still very limited. Therefore, all analyses of degradation mechanisms are conducted for both plasma deposition and wet-chemical reference treatments to reveal the differences and communalities of the two Si-based coupling films. Physical and chemical analysis of the films, the oxides and the interfaces reveal differing, but interdependent failure mechanisms that are inhibited differently by the individual coupling films. Using the optimum deposition parameters, plasma films of only several nanometres in thickness significantly enlarge the corrosion resistance of bonded joints, reaching almost the level of anodising treatments with several micrometres thick oxides and strongly outperforming solution derived silane treatments. However, plasma film performance is found to be largely dependent on the precursor selection. With plasma deposition of 3-glycidoxypropyltrimethoxysilane, which has not been reported before, highest joint stability is achieved. Moreover, it is discovered that the properties of plasma and solution derived silane based films are complementary. It is shown that an optimised combined plasma and wet-chemical treatment process provides even superior resistance to bondline corrosion than state-of-the-art anodising techniques.