06 Fakultät Luft- und Raumfahrttechnik und Geodäsie

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Institute: search.filters.UBSInstitut.Institut für Flugmechanik und FlugregelungSubject: search.filters.subject.620

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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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    Decomposed quasiconvex optimization with application to generalized cone problems
    (2024) Cunis, Torbjørn
    We propose a gradient-based method to solve quasiconvex optimization problems through decomposed optimization and prove local superlinear convergence under mild regularity assumptions at the optimal solution. A practical implementation further provides global convergence while maintaining the fast local convergence. In numerical examples from generalized cone programming, the proposed method reduced the number of iterations to 18 to 50% compared to bisection.
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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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    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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    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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    Adaptive guidance and control of small unmanned aerial vehicles
    (2019) Souanef, Toufik; Fichter, Walter (Prof. Dr-Ing.)
    This dissertation focuses on adaptive guidance and control of small fixed-wing Unmanned Aerial Vehicles (UAVs). Small UAVs are very sensitive to wind. Furthermore, they are generally built with low-cost material which makes them prone to frequent faults and failures. On the other hand, limited avionic equipment reduce the possibility to elaborate and implement complicated guidance and control systems. All these reasons motivate the use of a control method that is robust to faults and disturbances and relatively simple for implementation, namely L1 adaptive control. First, an approach for L1 adaptive control is presented based on an adaptation law that borrows insights from the sliding mode control to estimate the unknown bounds of disturbances. Next, an approach of path-following for fixed-wing UAVs is developed considering the presence of wind disturbances. The key idea is to formulate the path-following of a fixed-wing UAV as a control problem in the presence of parametric uncertainties and external disturbances. Another contribution of this dissertation is the development of a method for fault tolerant control. The design is based on an L1 adaptive controller with a nominal reference model and a set of degraded reference models. In a degraded model the criteria of performance are reduced. Towards real flight tests, an approach for output feedback L1 adaptive control was designed. The main motivation is that the measure of the full state is not available on small UAVs. The proposed method is based on a state observer instead of the state predictor characteristic of L1 adaptive control. The main advantage is that a full state measurement can be avoided, and the design and the implementation of the controller are simplified.
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    Böenmodellierung und Lastabminderung für ein flexibles Flugzeug
    (2003) Teufel, Patrick; Well, Klaus H. (Prof., Ph.D.)
    Die vorliegende Arbeit beschäftigt sich mit der Modellierung von 2D Böen und deren Auswirkung auf die Aeroelastik und Flugmechanik. Weiterhin werden Möglichkeiten gesucht, mit einem Aeroelastikregler die Strukturbelastung zu senken und den Flugkomfort zu verbessern. Diese Untersuchungen stehen in engem Zusammenhang mit der aktuellen Entwicklung von sehr großen Transportflugzeugen. Es wird erwartet, daß bei diesen Flugzeugen die Frequenz der Strukturschwingungen in der Nähe der Frequenz der Starrkörperformen liegt. Für alle Untersuchungen ist daher die Verwendung eines integralen Modells erforderlich, das die Kopplung zwischen Flugmechanik und Aeroelastik berücksichtigt. Auf Grund der Größe des Flugzeuges wird außerdem erwartet, daß die Annahme einer konstanten Böengeschwindigkeit über den Flügel nicht mehr zutrifft und eine Analyse der Auswirkung von 2D Böen notwendig ist. Im ersten Teil der Arbeit werden die linearen Bewegungsgleichungen für ein Vollmodell eines großen Transportflugzeuges aufgestellt, das eine hohe Anzahl von elastischen Eigenformen mit niedriger Frequenz besitzt. Die Verwendung eines Vollmodells ermöglicht es, sowohl symmetrische als auch unsymmetrische Belastungen des Flugzeuges zu untersuchen. Das Flugzeugmodell wird mit einem 2D Böenmodell gekoppelt und eine zweidimensionale Spektralanalyse durchgeführt. Diese Untersuchungen basieren auf einem Frequenzbereichsmodell mit tabellierten Luftkräften, die mit der Doublet Lattice Methode berechnet werden. Um auch die Möglichkeit zu eröffnen, Zeitsimulationen durchführen zu können, müssen neben dem Flugzeugmodell auch die Störungen in den Zeitbereich transformiert werden. Für das Flugzeugmodell sind entsprechende Verfahren bekannt. Das 2D Turbulenzspektrum und die entsprechenden Turbulenzluftkräfte müssen jedoch so diskretisiert werden, daß auch hier eine Transformation in den Zeitbereich möglich ist. Diese Modelle liefern als Ausgangsgrößen Verschiebungen, Geschwindigkeiten und Beschleunigungen an unterschiedlichen Punkten auf dem Flugzeug, aber keine Spannungswerte in einzelnen Elementen. Die Frequenzbereichsmodelle und Zeitbereichsmodelle werden deshalb mit Spannungsgrößen erweitert. Die Spektralanalyse liefert das Ausgangsspektrum in einer physikalischen Größe, der Entwurfsfall für die Spannungsberechnung besteht aber aus mindestens zwei physikalischen Größen. Die Verwendung einer zweidimensionalen Wahrscheinlichkeitsverteilung ist eine Möglichkeit, das Problem zu lösen. Es zeigt sich, daß die für das Spektrum gewählte Diskretisierung auch zur Berechnung der zweidimensionalen Wahrscheinlichkeitsverteilung von zwei Ausgangsgrößen verwendet werden kann. Eine Analyse des Flugzeuges auf 1D und 2D Böen macht deutlich, daß sich je nach betrachteter Ausgangsgröße kein oder auch ein erheblicher Unterschied zwischen den Böenmodellen ergibt. Es sollte daher die genauere 2D Böenmodellierung verwendet werden. Im zweiten Teil der Arbeit wird ein statischer Aeroelastikregler mit einem Multi-Modell Ansatz entworfen. Dieser wird mit einem klassischen Flugregler gekoppelt und zusätzlich wird eine Störgrößenaufschaltung der Böe durchgeführt. Anschließend werden die mit dem ungeregelten Flugzeug durchgeführten Analysen wiederholt und die Leistungsfähigkeit des Regelungssystems aufgezeigt.
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    Integrated design process for the development of semi-active landing gears for transport aircraft
    (2000) Krüger, Wolf; Well, Klaus (Prof. Ph. D.)
    Flugzeugfahrwerke werden zur Zeit für den seltenen Fall einer harten Landung optimiert. Die sich daraus ergebende Stoßdämpferauslegung kann zu unerwünschten Schwingungen beim Rollen über unebene Start- und Landebahnen führen. Durch Strukturschwingungen kann es zu erheblichen Komforteinbußen bei Passagieren und Crew kommen. Der zugrunde liegende Zielkonflikt zwischen der Auslegung für die Landung und derjenigen für das Rollen kann durch passive Systeme nicht vollständig gelöst werden. Semi-aktive Stoßdämpfer sind dagegen in der Lage, die Rumpfschwingungen effektiv zu verringern. Gleichzeitig stellen sie eine relativ leichte und mechanisch unkomplizierte Alternative zu herkömmlichen Systemen dar. In dieser Dissertation werden drei Regelgesetze, ein Skyhook-Regler, ein Fuzzy-Regler und ein Zustandsregler, für ein semi-aktives Bugfahrwerk entworfen. Da die Strukturelastizitäten eine wichtige Rolle spielen, werden die Regelgesetze mit Methoden des Integrierten Entwurfs ausgelegt, wobei die Eigenschaften von Rumpf, Flügeln und Fahrwerk durch die Einbindung von Modellen aus verschiedenen Fachdisziplinen berücksichtigt werden. Das Flugzeugmodell wird als elastisches Mehrkörpermodell aufgebaut. Die Regelgesetze werden in einem Programm für den Reglerentwurf ausgelegt. Beim Entwurf werden die Besonderheiten der semi-aktiven Regelung berücksichtigt. Die Regler werden in die Simulationsumgebung exportiert und die endgültigen Reglerparameter durch mehrzielige Optimierung gefunden. In einem weiteren Schritt wird die Effizienz der Regler untereinander verglichen und dem Verhalten eines passiven sowie eines voll aktiven Systems gegenübergestellt. Des Weiteren wird die Abhängigkeit der Regelqualität von den Einsatzbedingungen, sowie die Beschränkungen, die sich durch den Einsatz realistischer Stellglieder ergeben, untersucht. Schließlich werden die Vor- und Nachteile der semi-aktiven Regelung diskutiert und offene Punkte angesprochen.
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    Combined earth- /star sensor for attitude and orbit determination of geostationary satellites
    (2005) Kühl, Christopher T. F.; Well, Klaus H. (Professor, Ph.D.)
    The subject of this work is a sensor for autonomous attitude and orbit determination of satellites, based on active pixel technology as it has been proposed in the patent on a Combined Earth-/ Star-Sensor System and Method for Determining the Orbit and Position of Spacecraft developed at Daimler-Chrysler (H. Diehl; W. Platz; H. Zinner; E. Gottzein; „Kombinierter Erd-Sternsensor für gleichzeitige Bahn-und Lagebestimmung“). The sensor covers a wide range of applications, ranging from Low Earth-Orbits (LEO) over GEO Transfer-Orbits (GTO) to Geostationary Earth-Orbits (GEO). The system is characterized by two non-collinear lines-of-sight, which are combined by a beam splitter which as well provides attenuation of the Earth's magnitude. Hereby images of a Star-field, perpendicular to the Earth vector, and the Earth are projected on a single focal plane thereby merging the functionalities of a Star-sensor and an Earth-sensor in a single instrument. The use of such a sensor combination facilitates the determination of a satellite's attitude as well as its position relative to the Earth. Goal of this work is the development and evaluation of the algorithms necessary for determination of attitude, position and orbit, the setup of a prototype and a laboratory test-environment for verification of the system's feasibility and performance. Particular support for the system's feasibility in LEO was given by a successful flight experiment of a functional model of the proposed sensor on the Italian technology-satellite MITA. The validation for GEO was performed using images provided by METEOSAT. The flight data is supplemented by field- and laboratory- experiments.