06 Fakultät Luft- und Raumfahrttechnik und Geodäsie

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    Integrated flight loads modelling and analysis for flexible transport aircraft
    (2006) Reschke, Christian; Well, K. H. (Prof. Ph.D.)
    This thesis is concerned with the derivation of nonlinear equations of motion for flexible aircraft in flight. These equations are intended for the accurate simulation of the flight dynamics of flexible aircraft in general and for the analysis of resulting dynamic structural loads in particular. The main focus is on the inertial coupling effects between the maneuvering flight and structural dynamics of the airframe. The field of flight loads computation is concerned with the provision of loads due to maneuvering flight or turbulence. Hereby, the underlying simulation model consists of a model for the flexible aircraft as well as peripheral models, like the Electronic Flight Control System, a pilot model, etc. The analysis is performed for a variety of flight points and load cases. Subsequently a loads envelope is determined. It consists of maximum structural loads over the airframe due to prescribed maneuvers, gust and turbulence at different flight points and loading conditions. Traditionally, specific models are used for either maneuver loads or gust loads computation. A six degree of freedom (6DOF) nonlinear aircraft model is employed for maneuver simulation. The dynamic response of the aircraft due to turbulence and gust is estimated with linear aeroelastic models, primarily employed in the frequency domain. Particularly for large flexible transport aircraft, these specific models have important limitations. Commercial transport aircraft are getting larger and the airframes are becoming more slender and flexible due to lightweight design. This causes an increasing interaction of flight mechanics and structural dynamics, including inertial coupling effects. Therefore, it is important to extend 6DOF quasi-flexible maneuver loads models with finite element based full flexible aircraft models. Secondly, it may become necessary to perform dynamic response analysis in the time domain in order to account for nonlinear flight control systems. For this reasons a consistent mathematical model that integrates methods and data from both disciplines has to be developed. This implies a derivation of equations of motion and the development of equations for the computation of loads. Furthermore the integration of the respective aerodynamic models has to be addressed. In a first step the equations of motion are derived from first principles. The formulation is developed in such a way that industrial model data and industrial constraints can be considered and efficiently incorporated. The inertial coupling terms are cast in generalized form providing differential equations suited for rapid time domain simulation. In a second step the generalized equations of motion are augmented with a consistent set of nonlinear equations for the computation of internal structural loads over the airframe. The new formulation accounts for nonlinear flight mechanical motion and inertial coupling effects with structural dynamics. In a third step external forces, particularly aerodynamic forces that are driving the equations of motion are modeled. The approach is tailored towards the integration of industrial aerodynamic models used in maneuver loads and dynamic response analysis. The presented integration method extents the distributed quasi-flexible aerodynamic model as used for maneuver loads analysis by unsteady dynamic force increments. The developed set of equations of motion and equations of loads are implemented in a state-of-the-art industrial simulation environment in order to validate the formulation and to perform simulations. A relevant test case is studied to analyze maneuvering flight, dynamic response and structural loads. The influence of inertial coupling effects is emphasized and structural components that are significantly affected are indicated. The key result of this thesis is the increased precision of simulation and loads computation at the cost of a minimum increase of computing effort. No additional model data other than currently used for industrial maneuver loads and dynamic response analysis is required.
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    Navigation und Regelung eines Luftschiffes mittels optischer, inertialer und GPS Sensoren
    (2009) Fach, Martin; Well, Klaus H. (Prof. Ph. D.)
    In der vorliegenden Arbeit wird am Beispiel des autonomen Fluges eines unbemannten Prallluftschiffes der Einsatz optischer, inertialer und GPS-Sensorik für die Navigation und Flugführung gezeigt. Bei dem eingesetzten Versuchsträger handelt es sich um das Luftschiff des ALUSTRA-MOEWE Projektes, welches zum Ziel hat, dreidimensionale Modelle von Gebäuden und Landschaften zu erstellen. Hierfür soll das Luftschiff autonom um die entsprechenden Gebäude beziehungsweise über die Landschaften fliegen und mittels einer digitalen Kamera Aufnahmen erstellen. Diese Aufnahmen sollen im Post-Processing für die Generierung der virtuellen Modelle herangezogen werden. Dieses Projektziel erfordert eine sehr geringe Trajektoriendynamik, damit die Aufnahmen keine Bewegungsunschärfe enthalten. Zudem ist die Anforderung an die Genauigkeit der geflogenen Trajektorie sehr hoch, womit sich auch direkt die hohen Anforderungen an die Güte der Navigationssensorik ableiten lassen. Spezielles Augenmerk wird auf die Fusion der drei genannten Sensoren für die Ermittlung der sogenannten Navigationslösung bei niedriger Trajektoriendynamik gelegt. Die ermittelten Größen sind die Translations- und Rotationsgeschwindigkeiten des Flugkörpers, die Lage im Raum und die Position. Daneben wird einem nachgeschalteten Flugführungssystem noch der Abstand zu den vom optischen System verfolgten Punkten der Szene geliefert. Diese Information kann zu einer Kollisionsvermeidung herangezogen werden oder aber auch zur Abschätzung der Höhe des Flugobjektes über einem Landeplatz. Die Sensordatenfusion wird mittels eines erweiterten Kalman-Filters realisiert, das es ermöglicht, asynchron arbeitende Sensoren miteinander zu fusionieren und auch mit dem kurzzeitigen Ausfall einzelner Messungen zu Recht kommt. Dies ist zum Beispiel der Fall, wenn die Antenne des GPS-Empfängers keine freie Sicht zu den Satelliten hat. Bei der eingesetzten inertialen Messeinrichtung wird aus Gewichtsgründen auf eine low-cost Sensorik auf MEMS Basis zurückgegriffen. Genauso wie beim GPS-System handelt es sich hierbei um käufliche Komponenten, die fertig prozessierte Messwerte zur Verfügung stellen. Bei der optischen Sensorik dagegen wurde eine Echtzeitbildverarbeitung in Software aufgebaut, um die Messwerte zu erhalten. Diese Messungen sind die Koordinaten von verfolgten Merkmalen der beobachteten Szene auf dem Bildsensor. Da der Sensor für beliebige Szenen ausgelegt wurde, wird hierfür ein low-level Featuretracker auf Basis des Lucas Kandade Trackers eingesetzt. Zudem wird ein Gütemaß für die Vertraulichkeit der Merkmalsverfolgung eingeführt, damit eventuell driftende Merkmale ausgetauscht werden können. Die Informationsauswertung des optischen Systems innerhalb der Datenfusion basiert auf dem sogenannten Focus of Expansion und der Epipolarbedingung. Die eingesetzte Kamera ist eine Industriekamera, die die Bilder mittels einer Camera-Link-Verbindung an einen Framegrabber auf dem Targetrechner übermittelt, auf dem die Auswertung stattfindet. Neben der Bildauswertung ist auf diesem Rechner der Fusionsalgorithmus untergebracht, womit der komplette Sensor an Bord des Fluggerätes untergebracht ist und dem Projektziel Autonomie Rechnung getragen wird. Über eine Funkstrecke ist eine überwachende Bodenstation angeschlossen, welche vor allem im Entwicklungsstadium hilfreiche Informationen in Echtzeit visualisiert. Zudem ist dort ein Instrumentenbrett für die Beobachtung des Fluges untergebracht. Damit die Multisensordatenfusion überhaupt erst möglich ist, wird eine Kalibrierung durchgeführt. Hierfür werden jeweils die für die einzelnen Komponenten bestehenden Standardverfahren in Betracht gezogen und auf Basis einer Aufwand-Nutzen-Abschätzung, beziehungsweise einer Abschätzung der erreichbaren Genauigkeit ein Verfahren ausgewählt und realisiert. Gleiches geschieht bei der Bestimmung der Lage und Position des Sensors zum körperfesten System des Fluggerätes. Vor allem für die Tests des optischen Systems, aber auch des gesamten Sensors, wurde im Entwicklungsstadium eine fahrbare Versuchsplattform herangezogen, mit der der langsame Flug mit niedriger Trajektoriendynamik des Luftschiffes nachgestellt werden kann. Die dabei maximal erreichbare Höhe über Grund liegt bei 5 Metern, womit der tiefe Überflug als eines der kritischsten Manöver aus Sicht des optischen Systems nachempfunden werden kann. Nach erfolgreichen Tests des Sensorsystems auf dieser Plattform wird am Ende der Arbeit zunächst in einer Hardware-in-the-loop Testumgebung des Luftschiffes ein abschließender Test mit den gewonnenen Ergebnissen aus den Fahrversuchen durchgeführt. Hierfür wird nicht der gesamte Sensor in der Testumgebung nachgebildet, sondern die möglichen Fehler und das Originalrauschen aus den Messdaten der Versuchsfahrten extrahiert und damit die Messungen auf dem Prüfstand verfälscht. Abschließend wird der Funktionsnachweis beim Einsatz auf dem realen Versuchsträger ALUSTRA I bei sehr geringer Trajektoriendynamik erbracht.
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    In-flight lift and drag estimation of an unmanned propeller-driven aircraft
    (2021) Bergmann, Dominique Paul; Denzel, Jan; Pfeifle, Ole; Notter, Stefan; Fichter, Walter; Strohmayer, Andreas
    The high-power density and good scaling properties of electric motors enable new propulsion arrangements and aircraft configurations. This results in distributed propulsion systems allowing to make use of aerodynamic interaction effects between individual propellers and the wing of the aircraft, improving flight performance and thus reducing in-flight emissions. In order to systematically analyze these effects, an unmanned research platform was designed and built at the University of Stuttgart. As the aircraft is being used as a testbed for various flight performance studies in the field of distributed electric propulsion, a methodology for precise identification of its performance characteristics is required. One of the main challenges is the determination of the total drag of the aircraft to be able to identify an exact drag and lift polar in flight. For this purpose, an on-board measurement system was developed which allows for precise determination of the thrust of the aircraft which equals the total aerodynamic drag in steady, horizontal flight. The system has been tested and validated in flight using the unmanned free-flight test platform. The article provides an overview of the measuring system installed, discusses its functionality and shows results of the flight tests carried out.
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    Koordination aktiver Fahrwerk-Regelsysteme zur Beeinflussung der Querdynamik mittels Verspannungslenkung
    (2007) Rau, Magnus; Well, Klaus H. (Prof. Ph.D.)
    Im Rahmen dieser Dissertation wird ein Beitrag zur Systemvernetzung und Verknüpfung von aktiven Fahrwerk-Regelsystemen geleistet. Seit der Einführung von elektronisch geregelten Systemen im Fahrwerk hat sich die Fahrwerktechnologie stark verändert. Mit jeder neuen Fahrzeuggeneration werden neue Fahrsicherheits-, Fahrkomfort- und Assistenzsysteme in das Fahrzeug integriert. Aufgrund der Vielzahl an aktiven Regelsystemen kann es zu funktionalen Überschneidungen zwischen den einzelnen Systemen kommen. Diese Überschneidungen sind einerseits der Grund dafür, dass neue Synergiepotentiale überhaupt entstehen können, und andererseits auch die Ursache dafür, dass störende Wechselwirkungen vorkommen können. Die Aufgabe ist daher, eine effiziente Koordinations- Regelung zu erarbeiten, die die einzelnen Subsystemregelungen koordiniert und dadurch ein verbessertes Gesamtfahrverhalten erreicht. Wechselwirkungen zwischen den einzelnen Systemen sollen durch die Koordinations-Regelung vermieden werden. Zusätzliche Randbedingung ist die Beibehaltung der Modularität der einzelnen Subsystemregelungen. Zur Lösung dieser Aufgabenstellung werden Modellgleichungen zur Systemanalyse und zum Reglerentwurf aufgestellt, eine komplexe Gesamtfahrzeugsimulation mit allen relevanten Fahrwerk-Regelsystemen aufgebaut sowie ein geeignetes Versuchsfahrzeug verwendet, um anhand von definierten Bewertungsverfahren und Fahreigenschaftskriterien die entwickelten Regelalgorithmen objektiv beurteilen zu können. Ein spezielles Verfahren zur Beurteilung von neuartigen Funktionen und Regelkonzepten mit Hilfe einer Optimierungsumgebung wird verwendet, um das gesamte Potential der aktiven Regelsysteme im Systemverbund zu untersuchen. Das Zusammenspiel dieser Werkzeuge und Methoden ist notwendig, um die Möglichkeiten der Fahrdynamik-Systemvernetzung detailliert untersuchen zu können. Die Ergebnisse der hier beschriebenen Koordinations-Regelung werden anhand von simulationstechnischen Untersuchungen und vorwiegend anhand von Fahrversuchsdaten gezeigt. Dabei wurden die Ansätze und Algorithmen prototypisch im Versuchsfahrzeug umgesetzt und anhand vielfältiger Fahrversuche erprobt. Die Koordinationsansätze und Vernetzungspotentiale werden speziell am Beispiel aktive Federung und Fahrdynamikregelung entwickelt und aufgezeigt. Die aktive Federung bietet ein sehr großes Potential zur Systemvernetzung. Mit einer aktiven Federung können beispielsweise die Radaufstandskräfte so beeinflusst werden, dass das Fahrzeug eine Lenkbewegung ausführt. Mit Hilfe dieser Lenkbewegungen können neuartige Funktionen entwickelt werden und ein spürbarer Kundenmehrwert wird dadurch erreicht. Die Serientauglichkeit spielt bei der Entwicklung der Ansätze eine große Rolle. Notwendige Koordinationsbedarfe mit anderen Regelsystemen und Funktionen sowie entsprechende Lösungsansätze zur Konfliktvermeidung werden daher aufgezeigt und ein modulares Konzept zur Koordination vorgestellt. Das Ergebnis der modularen Koordinations-Regelung ist eine Steigerung von Fahrsicherheit, Fahrkomfort und Fahrspaß. Die Bewertung dieser Funktionen und Konzepte erfolgt anhand objektiver Kriterien und Verfahren.
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    Beiträge zur Instrumentierung und Identifikation eines Kleinluftschiffes
    (2008) Wimmer, Dirk-Alexander; Well, Klaus H. (Prof.)
    Die Entwicklung moderner Luftschiffe und ihrer Steuerungs- und Regelungskonzepte erfordert exakte Modelle ihres dynamischen Verhaltens. Aus diesem Grund beschäftigt sich die vorliegende Arbeit mit der Identifikation der Luftschiffdynamik. Die Basis bildet ein Modell der Flugdynamik, das am Institut für Flugmechanik und Flugregelung mit theoretischen Grundlagen und Windkanaldaten aufgebaut wurde. Das Ziel der Untersuchung ist die Überprüfung dieses Modells an Hand von Messdaten, die mit dem Forschungsluftschiff "Lotte" erflogen werden. Die nichtlinearen Gleichungen der Starrkörperdynamik und der Aerodynamik werden als Grundlage der Arbeit vorgestellt und für eine größere Nähe zur Realität vom Autor ergänzt. Dann erfolgt die Anpassung an das Luftschiff "Lotte" mit neuesten Windkanaldaten und Messdaten der Aktorik. Abgeschlossen wird die Modellvorstellung mit einer Diskussion der Parameter und der Modellunsicherheiten, welche als Startpunkt für spätere Untersuchungen der Dynamik in Bezug auf die Identifizierbarkeit der Parameter dient. Nach der Bestimmung der Bewegungsgrößen, die zur Identifikation und Regelung des Luftschiffes benötigt werden, erfolgt die Diskussion und Festlegung geeigneter Messsysteme und deren Kalibrierung. Die Integration der Systeme in "Lotte" durch Bereitstellung einer Infrastruktur zum Datenaustausch, zur Datenverarbeitung und zur Datenspeicherung an Bord des Luftschiffes wird detailliert dargestellt. Der Komplex Versuchsplanung und -durchführung wird besprochen und zeigt konkret Möglichkeiten und Grenzen bei Versuchen mit dem Luftschiff "Lotte" auf. Zum Abschluss des Themas Versuchsaufbau wird eine Simulationsumgebung vorgestellt, die zur Überprüfung der Bordsysteme, der Bodenstation und der anschließenden Datenverarbeitung dient. Vor der Präsentation der Versuchsergebnisse werden das Thema Identifikation, diverse Untersuchungen zur Identifizierbarkeit von Parametern und Festlegungen für die Identifikation der Luftschiffdynamik diskutiert. Mit einer Bahnrekonstruktion werden aus den Messdaten Trajektorien berechnet, die zunächst zur Windberechnung und dann zur Schätzung einiger Modellparameter dienen. Die Parameterschätzung wird mit einem Ausgangsfehlerverfahren unter Verwendung einer Maximum-Likelihood-Zielfunktion durchgeführt. Die identifizierten Parameter ermöglichen zusammen mit der vorhandenen Modellstruktur eine Simulation der Luftschiffdynamik, die die rekonstruierten Trajektorien gut reproduziert. Ein Vergleich der aerodynamischen Parameter mit den Ergebnissen aus dem Windkanal zeigt allerdings erhebliche Diskrepanzen, die im Rahmen der Arbeit nicht abschließend geklärt werden können. Weiter zeigen diese Daten auch Unterschiede von Flugversuch zu Flugversuch, die allerdings signifikant kleiner sind als die Unterschiede zu den Windkanaldaten. Eine ergänzende Diskussion zeigt Möglichkeiten zur Reduktion der festgestellten Unsicherheiten auf, sollte die dargestellte Vorgehensweise in anderen Projekten zum Einsatz kommen. Das Ergebnis der Arbeit ist, dass mit der vorgegebenen Luftschiffmodellstruktur die Trajektorien aus den Flugmessungen reproduziert werden können. Die angestrebte Validierung des Luftschiffmodells wurde nicht erreicht, da mit Parametern aus Luftschiffentwurf und Windkanal keine Simulation des realen Luftschiffverhaltens gezeigt werden konnte. Begründet wird dies mit Unsicherheiten in Teilmodellen oder Fehlern in der Modellierung.
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    Integration of propelled yaw control on wing tips : a practical approach to the Icaré solar-powered glider
    (2022) Schneider, Johannes; Frangenberg, Michael; Notter, Stefan; Scholz, Werner; Fichter, Walter; Strohmayer, Andreas
    In this practical approach to distributed propulsion, the solar-powered manned motorglider icaré 2 has been used as a testbed for wingtip propulsion. The large wingspan and slow cruising speed of icaré 2 are highly suitable to assess the influence and potential of propellers at the wingtips for yaw control. The paper describes the work of a multidisciplinary team consisting of researchers, engineers, pilots and students, starting from the initial idea to use propellers at the wingtips of icaré 2 up to the actual flight test campaign. First, the design and development of the modular wingtip pods are described to house the propeller, electric motor, battery and further sensors and control systems. Furthermore, the modifications required for integrating the wingtip pods on the aircraft itself are outlined and the electrical and mechanical interfaces are defined and described. To obtain a permit to fly for the new configuration of the aircraft, several tests on system level of the wingtip pods needed to be conducted and documented for the authorities. Finally, the flight test campaigns carried out to date are outlined and described including the planning, lessons learned and results.
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    Helicopter vibration reduction using robust control
    (2003) Mannchen, Thomas; Well, Klaus H. (Prof. Ph.D.)
    This dissertation presents a control law for helicopters to reduce vibration and to increase damping using individual blade control. H-infinity control synthesis is used to develop a robust controller usable in different operating conditions with different helicopter flight speeds. The control design is applied in simulation to the four-blade BO 105 helicopter rotor, which is equipped with an individual blade control system, where the pitch rod links are replaced by hydraulic actuators, allowing blade pitch control to be superimposed to the swashplate commands. Either oscillatory hub loads can be reduced or fuselage vibration can be targeted directly. As concerns hub loads, vibration can be cancelled (-99%) in three outputs simultaneously, e.g. in all three hub forces or in the vertical hub force and in the roll and pitch moments. A number of more than three outputs exceeds the number of three degrees of freedom available for vibration reduction of the four-blade rotor. Vibration can then only be reduced moderately, e.g. by -49%, for all three hub forces and for the two moments about the roll and pitch axis. Reducing hub vibration, however, does not necessarily lead to reduced vibration in the cabin. When individual blade control inputs, aimed at minimizing hub loads, are introduced, fuselage accelerations increase by a factor of up to three. Therefore, a finite-element model of the flexible fuselage is coupled with the aeromechanical rotor model. The resulting coupled rotor-fuselage model allows vibration to be calculated and controlled at locations in the cabin, such as at the pilot and copilot seats and in the load compartment. In simulation, a simultaneous vibration reduction of -89% is achieved at the pilot and copilot seats. The control law is developed with the constraint of no sensors and, consequently, no measurements in the rotating blades. However, to increase lag damping, the lag rates must be fed back. The use of a model-based control strategy enables lag damping to be enhanced from 0.5% to >3% critical damping by feeding back the observed lag rates, only requiring measurements of the hub loads. In order to consider the periodicity of the plant in the controller design, a time-periodic gain-scheduled controller is developed. The results of the simulation confirm the common viewpoint that incorporating more knowledge about the plant into the controller, instead of designing a more robust and thus conservative controller, improves performance or robustness against other influences.
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    An initial guess generator for launch and reentry vehicle trajectory optimization
    (2001) Markl, Albert Walter; Well, Klaus Hinrich (Prof., Ph.D.)
    Guidance laws are presented for three different kinds of aerospace vehicles: rocket launchers, air-breathing launchers and reentry vehicles. The guidance laws allow to describe a control history close to the optimum with a small number of parameters. Therefore these guidance laws can be used for optimization in their own right. The resulting savings of a huge number of discretization parameters reduces optimization time considerably. For conventional launchers, the guidance laws are implemented as controls of yaw and pitch. Two simple guidance laws for the yaw angle are available: one is to set it equal to the heading angle. The second option uses the inclination of a target orbit and sets the yaw to the heading of this orbit. For the vertical guidance, a sequence of guidance strategies is provided: a push-over maneuver with optimizable pitch rate and a subsequent gravity turn. Outside the dense atmosphere, the required velocity concept by Battin and a bi-linear tangent law based optimal control theory are available. For air breathing launcher a guidance concept is presented that is based on the dynamic pressure, which replaces the variables of the vertical motion. Altitude and flight path angle are considered 'fast' as compared to the variables of the horizontal motion and removing them not only reduces the size of the state vector, but also reduces the number of integration steps needed. Also for reentry vehicle a dynamic pressure control is proposed. In this way the relation of the most important path constraints are simplified and thus optimization time reduced.
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    Digital development process for the drive system of a balanced two-wheel scooter
    (2021) Holder, Kevin; Schumacher, Sven; Friedrich, Matthias; Till, Markus; Stetter, Ralf; Fichter, Walter; Rudolph, Stephan
    Graph-based design languages have received increasing attention in the research community, because they offer a promising approach to address several major issues in engineering, e.g., the frequent manual data transfer between computer-aided design (CAD) and computer-aided engineering (CAE) systems. Currently, these issues prevent the realization of machine executable digital design processes of complex systems such as vehicles. Promising scenarios for urban transportation include an interconnection of mass transportation systems such as buses and subways with individual vehicles for the so-called “last mile” transport. For several reasons, these vehicles should be as small and light as possible. A considerable reduction in weight and size can be achieved, if such vehicles are tailored to the individual size, weight and proportion of the individual user. However, tailoring vehicles for the individual characteristics of each user go beyond a simple building set and require a continuous digital design process. Consequently, the topic of this paper is a digital design process of a self-balanced scooter, which can be used as an individual last-mile means of transport. This process is based on graph-based design languages, because in these languages, a digital system model is generated, which contains all relevant information about a design and can be fed into any simulation tool which is needed to evaluate the impact of a possible design variation on the resulting product performance. As this process can be automated by digital compilers, it is possible to perform systematic design variations for an almost infinite amount of parameters and topological variants. Consequently, these kinds of graph-based languages are a powerful means to generate viable design alternatives and thus permit fast evaluations. The paper demonstrates the design process, focusing on the drive system of the respective balanced two-wheel scooter and highlights the advantages (data integration and possibility for machine execution).
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    Erweiterte Prozesskette zur Erstellung integraler Modelle und Aeroelastikregelung flexibler Transportflugzeuge im transsonischen Machzahlbereich
    (2009) Michael, Marquard; Well, Klaus H. (Prof., Ph. D.)
    Das Thema der vorliegenden Arbeit ist die Erweiterung der integralen Modellbildung flexibler Großraumflugzeuge auf den transsonischen Machzahlbereich sowie der Entwurf integraler Regler für die Längs- und Seitenbewegung. Ziel ist es, das dynamische Verhalten des Flugzeugs schon möglichst früh im Entwicklungsprozess auf Basis numerischer Modelle und Simulationen vollständig beschreiben zu können. Diese Untersuchungen begründen sich aus der Notwendigkeit der Flugzeughersteller, zum einen ihre Entwicklungskosten immer weiter zu optimieren und zum anderen Flugzeuge mit immer größerem Nutzlast-Struktur-Verhältnis, besserer aerodynamischer Güte und höheren operativen Reisefluggeschwindigkeiten auf den Markt zu bringen. Aufgrund der eingesetzten Leichtbauweise und fortschreitenden Strukturoptimierung verschieben sich die Frequenzen der elastischen Strukturschwingungen immer weiter in den Bereich der flugmechanischen Starrkörperfrequenzen. Für Analysen jeglicher Art ist daher die Verwendung integraler Modelle notwendig, die auch die Kopplung zwischen Flugmechanik und Aeroelastik erfassen können. Hierzu müssen die rein aeroelastischen Bewegungsgleichungen um entsprechende Terme aus der Flugmechanik erweitert werden. Im ersten Teil der Arbeit werden die theoretischen Grundlagen der aeroelastischen Modellbildung ausführlich dargestellt. Dies beinhaltet die Repräsentation der Strukturdynamik mittels Finiter-Element-Modelle und anschließende Freiheitsgradreduktion durch eine Transformation in den Modalraum. Im Bereich der Aerodynamik wird insbesondere auf die verwendeten Methoden zur Berechnung der stationären und instationären Luftkräfte im transsonischen Machzahlbereich eingegangen. Die Ermittlung der aeroelastischen Gleichgewichtskonfiguration wird mittels schwach gekoppelter CSD-CFD-Verfahren realisiert. Zusammen mit dem Institut für Aerodynamik und Gasdynamik (IAG) der Universität Stuttgart wird hierzu eine iterative Prozesskette entwickelt. Diese verwendet zum einen die strukturdynamischen Gleichungen in Matrixform und zum anderen ein CFD-Verfahren zur Lösung der Reynolds gemittelten Navier-Stokes-Gleichungen. Die Implementierung der Prozesskette erfolgt durch das IAG. Die instationären aerodynamischen Luftkräfte werden mittels einer am Deutschen Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR) Göttingen implementierten Transsonischen Doublet-Lattice-Methode berechnet. Zur Übernahme der entsprechenden Ergebnisse wird ein spezieller Algorithmus entwickelt. Die Modellbildung beinhaltet ebenfalls die Herleitung von Störgeschwindigkeiten infolge von Böen und Turbulenzen sowie die Generierung der zugehörigen Luftkräfte. Der Einsatz von diskreten Frequenzbereichsverfahren zur Abbildung der instationären Aerodynamik macht eine Approximation mittels rationaler Funktionen notwendig, um die Transformation in den Zeitbereich zu ermöglichen. Anschließend werden alle Methoden in einer Prozesskette zur integralen Modellbildung zusammengefasst. Diese beinhalten dann auch die flugmechanischen Erweiterungen der aeroelastischen Bewegungsgleichungen. Im zweiten Teil werden mit Hilfe der generierten Modelle integrale Regler entworfen. Diese haben die Aufgabe, neben der Optimierung flugmechanischer Steuerbarkeitsanforderungen, vorgegebene aeroelastische Komfortkriterien in Form einer Reduktion der Strukturschwingungen zu gewährleisten. In numerischen Simulationen werden verschiedene Entwürfe miteinander verglichen und ausführlich analysiert. Infolge des Konflikts zwischen Steuerbarkeits- und Komfortanforderungen können hierbei auch die Grenzen der Regelung mittels konventioneller Steuerflächen aufgezeigt werden.