Strukturauslegung und -analyse des Airframes eines hybridelektrischen STOL-Leichtflugzeugs. Aufbauend auf dem Konzeptentwurf STOLVOLT FIRESPIKE umfasste meine Arbeit die aerodynamische Lastanalyse, die Entwicklung der Flügelstruktur sowie den strukturellen Nachweis mittels Finite-Elemente-Analyse.
Der Entwurf entstand im Rahmen eines studentischen Projekts mit Bezug zum Wettbewerb RAeS Innovative Light Aircraft Design (ILAD) 2025/26. Die Arbeit wurde am 05.06.2026 an der ZHAW abgeschlossen.
Ziele
- Aerodynamische Lasten analysieren und strukturelle Bemessungslasten ableiten
- Die primäre Flügelstruktur auslegen und dimensionieren
- Kritische Strukturbauteile mittels FEM analysieren
- Die Strukturmasse durch gezielte Optimierung reduzieren
- Einen durchgängigen Workflow von der Lastanalyse bis zum strukturellen Nachweis entwickeln
Methodik
Aerodynamische Lastanalyse
Die aerodynamischen Kräfte und kritischen Lastfälle wurden mit XFLR5 analysiert. Die daraus abgeleiteten Auftriebsverteilungen und Lastvielfache bildeten die Grundlage für die strukturelle Auslegung von Holmen, Leading Edge und Motorträger.
Strukturdesign
Die Struktur wurde in 3DExperience und OnshapeCAD als CAD-Modell entwickelt. Der Fokus lag auf der primären Flügelstruktur und gewichtsoptimierten Composite-Lösungen.
Strukturmodell des Airframes mit Flügel, Rumpf, Leitwerk und Fahrwerk als integriertes CAD-Skelett.
Finite-Elemente-Analyse
Kritische Bauteile und Lastfälle wurden in Abaqus mittels FEM untersucht. Dabei wurden Spannungen, Verformungen und Sicherheitsmargen analysiert und das Strukturdesign iterativ optimiert.
Ergebnisse
Flügelstruktur und Vorderkanten-D-Box
Für den Flügel wurde ein zweiteiliges Strukturkonzept entwickelt. Ein Hauptholm aus Aluminium (EN AW-7022) trägt zusammen mit einer thermoplastischen Composite Leading Edge (PEEK/GRP-Sandwich) die Torsionslasten in einer geschlossenen D-Box.
Die Sandwichschale der Leading Edge leitet die Lasten direkt über die Aussenhaut ab, wodurch auf zusätzliche Innenverrippung im primären Lastpfad verzichtet werden konnte.
Detailansicht der Leading Edge und des Hauptholms: Die Composite-Sandwichschale bildet zusammen mit dem I-Holm die geschlossene Torsionsbox.
Die Wahl eines thermoplastischen Matrixsystems wurde neben den konstruktiven Vorteilen auch aufgrund der besseren Rezyklierbarkeit getroffen. Im Gegensatz zu duroplastischen Composite-Systemen können thermoplastische Materialien nach dem Ende ihrer Nutzungsdauer grundsätzlich erneut aufgeschmolzen und weiterverarbeitet werden.
Durch die thermoplastische PEEK-Matrix der Leading Edge ist zudem eine Verbindung mittels Widerstandsschweissen möglich, wodurch zusätzliche mechanische Verbindungselemente reduziert werden können. Mit dieser Methode wurde auch die Befestigung des Motorträgers vorgesehen.
Die Herstellung thermoplastischer Composite-Strukturen ist derzeit jedoch noch vergleichsweise anspruchsvoll und kostenintensiv. Insbesondere die Verarbeitung von Hochleistungsthermoplasten wie PEEK stellt hohe Anforderungen an Fertigungsprozesse und Anlagen, ist mit geeigneten Verfahren jedoch technisch umsetzbar.
Laminataufbau der Leading Edge: 6 Lagen PEEK/GRP
Gewichtsoptimierung
Durch mehrere Designiterationen konnte die Strukturmasse des Flügels um 43 % reduziert werden — von rund 213 kg auf rund 122 kg pro Halbflügel.
Die wichtigsten Massnahmen waren die Neukonzeption des Holms, reduzierte Laminatdicken und der Einsatz einer Sandwichbauweise. Das definierte Gewichtsziel für die Flügelstruktur wurde erreicht.
FEM-Nachweis
Die finale Flügelstruktur wurde unter dem massgebenden Biege- und Torsionslastfall in Abaqus untersucht. Der Hauptholm arbeitet dabei nahe an der zulässigen Spannungsgrenze, während der Sekundärholm eine grössere Sicherheitsmarge aufweist.
Die Leading Edge zeigt insbesondere in Faserrichtung noch Optimierungspotenzial hinsichtlich der Materialausnutzung.
Von-Mises-Spannung in der mittleren Lage der Leading Edge unter der positiven Maximalbelastung.
Von-Mises-Spannung im I-förmigen Hauptholm.
Gesamtverformung des Flügels.
Triebwerksaufhängung
Für die hybridelektrischen Triebwerke wurde eine in die Leading Edge integrierte Motoraufhängung aus Sandwichpaneelen und Composite-Halterungen entwickelt. Die Konstruktion nutzt denselben Schweissprozess wie die Leading Edge und ermöglicht eine integrierte, gewichtsoptimierte Anbindung.
CAD-Modell der Triebwerksaufhängung, integriert in die Leading Edge.
Weitere Strukturarbeiten
Neben der Flügelstruktur wurden im Rahmen des Gesamtprojekts auch Konzepte für Rumpfstruktur und Fahrwerk entwickelt. Diese Arbeiten waren jedoch nicht der Schwerpunkt meiner Bachelorarbeit und wurden überwiegend durch andere Teammitglieder bearbeitet.
Fazit
Im Rahmen dieser Bachelorarbeit wurde ein Strukturkonzept für die Flügelstruktur eines hybridelektrischen STOL-Leichtflugzeugs entwickelt und untersucht.
Die Flügelstruktur wurde parametrisch vordimensioniert, in 3DExperience und OnshapeCAD als CAD-Modell umgesetzt und mittels FEM in Abaqus analysiert und optimiert. Besonders die Entwicklung einer geschlossenen D-Box aus thermoplastischem Composite sowie die iterative Gewichtsoptimierung standen dabei im Fokus.
Durch den durchgängigen Workflow aus Lastanalyse, Vordimensionierung, CAD-Modellierung und FEM-Analyse konnte das definierte Gewichtsziel für die Flügelstruktur erreicht werden. Der RAeS ILAD Wettbewerb bildete dabei den übergeordneten Projektkontext.