Entwicklung und experimentelle Regelung eines servopneumatischen räumlichen Mehrachsenprüfstands

In dieser Arbeit wurde ein räumlich bewegter pneumatischer Mehrachsenprüfstand als spezielle mechanische Variante eines Parallelroboters entwickelt, im Labor aufgebaut und in Rechnersimulationen sowie in Laborexperimenten regelungstechnisch untersucht. Für diesen speziellen Parallelroboter MAP-RTS-6 wurden Regelalgorithmen, die mittels moderner Verfahren der linearen und nichtlinearen Regelungstheorie abgeleitet wurden, hinsichtlich ihrer praktischen Anwendbarkeit, Echtzeitfähigkeit und Qualität entwickelt, implementiert und überprüft. Mit diesen Regelalgorithmen ist der MAP-RTS-6 in der Lage, große räumliche Transienten schnell und präzise nachzufahren. Der MAP-RTS-6 wird in erster Linie als räumlicher Bewegungsmanipulator für große nichtlineare Transienten (Translationen und Rotationen), als räumlicher Vibrationsprüfstand für starre und flexible Prüfkörper unterschiedlicher Konfigurationen und als Mechanismus für die Implementierung und experimentelle Überprüfung unterschiedlicher Regelungs- und Identifikationsalgorithmen und Sicherheitskonzepte verwendet. Die Voraussetzung zum Betrieb des Mehrachsenprüfstands für unterschiedliche redundante Antriebskonfigurationen mit sieben und acht Antrieben MAP-RTS-7 und MAP-RTS-8 wurde in dieser Arbeit geschaffen. Dazu zählen die konstruktive Vorbereitung der Prüfstandsmechanik und Pneumatik zum Anschluss weiterer Antriebe, die Vorbereitung zusätzlicher I/O-Schnittstellen zur Prüfstandselektronik und zum Regelungssystem und die Ableitung von Algorithmen zur analytischen Arbeitsraumüberwachung für redundante Antriebskonfigurationen mit sieben und acht Antrieben.

Die aeroelastische Stabilitätsanalyse – ein praxisnaher Ansatz zur intervalltheoretischen Betrachtung von Modellierungsunsicherheiten am Flugzeug

Die Untersuchung des dynamischen aeroelastischen Stabilitätsverhaltens von Flugzeugen erfordert sehr komplexe Rechenmodelle, welche die wesentlichen elastomechanischen und instationären aerodynamischen Eigenschaften der Konstruktion wiedergeben sollen. Bei der Modellbildung müssen einerseits Vereinfachungen und Idealisierungen im Rahmen der Anwendung der Finite Elemente Methode und der aerodynamischen Theorie vorgenommen werden, deren Auswirkungen auf das Simulationsergebnis zu bewerten sind. Andererseits können die strukturdynamischen Kenngrößen durch den Standschwingungsversuch identifiziert werden, wobei die Ergebnisse Messungenauigkeiten enthalten. Für eine robuste Flatteruntersuchung müssen die identifizierten Unwägbarkeiten in allen Prozessschritten über die Festlegung von unteren und oberen Schranken konservativ ermittelt werden, um für alle Flugzustände eine ausreichende Flatterstabilität sicherzustellen. Zu diesem Zweck wird in der vorliegenden Arbeit ein Rechenverfahren entwickelt, welches die klassische Flatteranalyse mit den Methoden der Fuzzy- und Intervallarithmetik verbindet. Dabei werden die Flatterbewegungsgleichungen als parameterabhängiges nichtlineares Eigenwertproblem formuliert. Die Änderung der komplexen Eigenlösung infolge eines veränderlichen Einflussparameters wird mit der Methode der numerischen Fortsetzung ausgehend von der nominalen Startlösung verfolgt. Ein modifizierter Newton-Iterations-Algorithmus kommt zur Anwendung. Als Ergebnis liegen die berechneten aeroelastischen Dämpfungs- und Frequenzverläufe in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit mit Unschärfebändern vor.