Die Luftfahrt verursacht ca. 1–2 % der globalen CO₂-Emissionen, die sich bei jährlichem Verkehrswachstum von 3–4 % alle zwei Jahrzehnte verdoppeln. Zur Dekarbonisierung ist die Entwicklung effizienter Technologien und Flugzeugkonzepte erforderlich. Ein Ansatz zur Effizienzsteigerung sind hochgestreckte Flügel, die den induzierten Widerstand senken und die Flexibilität durch dünnere Profile und geringere Gesamtfläche erhöhen. Das Konzept des abgestrebten Flügels (Strut-Braced-Wing, SBW), bei dem eine zusätzliche Strebe den Flügel strukturmechanisch unterstützt, soll die Umsetzung hochgestreckter Flügel ermöglichen. Im Rahmen des europäischen Forschungsprogramms Clean Aviation wird im Projekt AWATAR (Advanced Wing MATuration And integRation) [1, 2, 3] die konzeptionelle Auslegung eines Kurz- und Mittelstreckenflugzeugs mit Streckungsverhältnis ~25 untersucht. Dabei werden Parameterstudien zur Flügel-Streben Gewichtsoptimierung durchgeführt und die Auswirkungen geometrischer Nichtlinearitäten sowie aeroelastischer Stabilität analysiert.
In Abbildung 1 ist die AWATAR Konfiguration dargestellt. SBW-Konfigurationen sind durch die statisch überbestimmte Verbindung von Flügel, Strebe und Rumpf charakterisiert. Dies führt zu komplexen Lastverteilungen und zusätzlichen Druck- bzw. Zugkräften infolge der Reaktionskraft der Strebe. Zudem treten große Verformungen auf, die geometrische Nichtlinearitäten verursachen und Steifigkeiten, Lastpfade sowie Eigenmoden signifikant beeinflussen.
Die lineare Strukturmechanik basiert auf linearisierten kinematischen Beziehungen und Gleichgewichtsbedingungen. Bei hochgestreckten, abgestrebten Flügeln können jedoch große Verformungen und Rotationen sowie lastabhängige Spannungszustände zu geometrisch nichtlinearen Effekten führen. Diese können die effektive Struktursteifigkeit und damit die Eigenfrequenzen, Schwingungsformen und die Flatterstabilität maßgeblich beeinflussen. Lineare Analysen, die diese Effekte nicht berücksichtigen, können daher zu ungenauen oder nichtkonservativen Ergebnissen führen. Für eine zuverlässige Bewertung des strukturdynamischen und aeroelastischen Verhaltens hochgestreckter, abgestrebter Flügel ist die Berücksichtigung geometrischer Nichtlinearitäten daher von besonderer Bedeutung.
Für die parametrische Untersuchungen wurde das am DLR entwickelte CLA (Conceptual Loads Analysis) Tool eingesetzt [4, 5]. Es handelt sich um ein semi-empirisches Verfahren zur Abschätzung der Flügel- und Strebenmasse. Es werden strukturmechanische und aeroelastische Randbedingungen sowie Manöver-, Böen- und Landelasten berücksichtigt. Die Designvariablen umfassen die Strebenanschlussposition entlang der Spannweite und der Profilsehne, den Strebenwinkel, die Triebwerksposition und die Auftriebsverteilung nach Prandtl. Die Analysen zeigen, dass die Einbeziehung der Querruderwirksamkeit in der Strukturoptimierung die optimale Strebenposition für minimales Systemgewicht maßgeblich beeinflusst. Eine Anbindung an den hinteren Holm reduziert das Gesamtgewicht durch verbesserte Querruderwirksamkeit [5, 6].
Aus den vielversprechendsten Konfigurationen wurden Finite Element (FE) Balkenmodelle exportiert (siehe Abbildung 2) und für weitere lineare und nichtlineare Analysen in MSC Nastran verwendet. Die geometrisch nichtlinearen Analysen zeigen eine belastungsabhängige Umverteilung der Schnittgrößen: Push-Down-Manöver erhöhen die Steifigkeit durch Strebenzugkräfte und reduzieren Biegemomente, während Pull-Up-Manöver durch die Strebendruckkräfte die Steifigkeit verringern und höhere Biegemomente verursachen. Lineare Analysen sind somit in Drucklastfällen konservativ, in Zuglastfällen jedoch nicht konservativ.
Ein weiterer wichtiger Aspekt bei SBW-Konfigurationen sind die sogenannten In-Plane-Lasten, also Lasten in der Flügelebene. Insbesondere im Innenflügelbereich zwischen Strebenanbindung und Rumpf treten aufgrund der geometrischen Anordnung und der Lastübertragung zwischen Flügel und Strebe signifikante In-Plane-Querkräfte und -Biegemomente auf. Abbildung 3 zeigt deren Verlauf entlang der normierten Spannweitenkoordinate η_w, wobei η_w = 0 der Flügelwurzel und η_w = 1 der Flügelspitze entspricht. Dargestellt sind die In-Plane-Querkraft Qₓ,ᵥ (oben) und das In-Plane-Biegemoment (unten) für den Pull-Up- (links) und den Push-Down-Lastfall (rechts). Diese können bis zu vierfach die Querbiegemomente übersteigen und die maximale Gesamtspannung am Flügelwurzelquerschnitt beeinflussen. In konventionellen Konzepten treten diese In-Plane-Lasten kaum auf, stellen aber bei der SBW-Konfiguration eine signifikante Belastung dar. Da das CLA-Tool diese Lasten nicht in der Dimensionierung berücksichtigt, besteht das Risiko der Unterdimensionierung des Flügels [6].
Flatteranalysen der untersuchten SBW-Konfigurationen zeigen Instabilitäten innerhalb der Flugbereichsgrenzen, was auf eine fehlende Berücksichtigung aeroelastischer Randbedingungen im Konzeptentwurf zurückzuführen ist. Zum Vergleich linearer und nichtlinearer Lösungen wird eine nichtlineare Vorspannung über die Tangentensteifigkeitsmatrix aus der statisch nichtlinearen Analyse eingeführt. Die Tangentensteifigkeitsmatrix wird aus einem Verformungszustand für einen definierten Lastfall bestimmt. Sie liefert eine lineare Näherung der nichtlinearen Beziehung zwischen Knotenkräften und Verschiebungen. Die kritische Flattergeschwindigkeit ändert sich dabei signifikant, wobei die Flattermechanismen unverändert bleiben. Druckbelastungen (so genannte Push-Down-Manöver) destabilisieren den Flügel tendenziell, während Zuglasten stabilisierend wirken (siehe Abbildung 4). Die Ergebnisse unterstreichen, dass lineare Ansätze für die Analyse hochgestreckter Konfigurationen ungeeignet sind. Aeroelastische Randbedingungen (Querruderwirksamkeit, Flattergrenzen) müssen bereits in der frühen Entwicklungsphase in die Auslegung einfließen.
Zusammenfassend zeigen die Studie, dass geometrische Nichtlinearität und aeroelastische Stabilität zentrale Faktoren bei der Auslegung von SBW-Flugzeugen sind. Lineare Analysen reichen nicht aus, da sie unter Druckbelastung zu nicht-konservativen Ergebnissen führen. Die Berücksichtigung von Vorspannungseffekten und geometrischen Verformungen ist für eine realistische Bewertung von Struktursteifigkeit und Flatterstabilität unerlässlich. Die Querruderwirksamkeit prägt maßgeblich die Strukturdimensionierung, während In-Plane-Biegemomente im Innenflügelbereich explizit zu berücksichtigen sind.
In zukünftigen Arbeiten werden detailgetreuere Schalenmodelle der Flügel-Strebe-Konfiguration aufgebaut, um Lasten und Flattereigenschaften unter Parameter- und Modellierungsvariationen zu untersuchen. Die Ergebnisse tragen zu einer schnelleren Entwicklung effizienter und umweltfreundlicher Flugzeuge bei.
[2] https://www.clean-aviation.eu/research-and-innovation/clean-aviation/clean-aviation-projects/awatar
[4] Chizzotto, P. (2019). Improving Aircraft Conceptual Design with Methods for Wing Loads, Aeroelasticity and Mass Estimation. Ph.D. thesis, Technische Universität Berlin
[5] Moerland, E., Pfeiffer, T., Bohnke, D., et al. (2017). ¨ On the Design of a Strut-Braced Wing Configuration in a Collaborative Design Environment. doi:10.2514/6.2017-4397
[6] Colombo-Acquarone, D. (2026). Investigation of Nonlinear Structural Dynamics and Aeroelastic Properties of Strut-braced Wings at a Conceptual Design Stage. DLR-IB-AEGO-2026-33, Technische Universität Berlin.
Tobias Hecken, DLR-Institut für Aeroelastik, Abteilung: Lastanalyse und aeroelastischer Entwurf
