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Die aerodynamische Wirkung von Hochgeschwindigkeitszügen und das Gefahrenpotential für Personen, Objekte und Gebäude in Gleisnähe ist nach Verordnung der Europäischen Union im Rahmen eines vollen Konformitätsnachweises in Versuchen im 1:1-Maßstab zu prüfen. Die erforderlichen Feldmessungen auf offener Strecke sind aufgrund der spezifischen Normbedingungen äußerst zeit- und kostenintensiv. Aus diesem Grund wird aktuell untersucht, ob Modellexperimente mit bewegten Zugmodellen eine effizientere Möglichkeit bieten, einen vollen Konformitätsnachweis gemäß Technischer Spezifikationen für Interoperabilität (TSI) unter Laborbedingungen durchzuführen. In ersten Studien an der Tunnelsimulationsanlage Göttingen wurde gezeigt, dass mit einer geeigneten Grenzschichtbeeinflussung in Modellexperimenten, trotz zu niedriger Reynoldszahl und zu kurzer Modelllänge relativ zur Modellbreite, bei der induzierten Strömungsgeschwindigkeit neben dem Gleis eine gute Übereinstimmung mit Fahrversuchen erreicht werden kann. Diese Untersuchungen basieren auf der Hypothese, dass durch Rauigkeiten am Modellkopf die Grenzschicht so aufgeweitet wurde, dass am Modellheck die relative Grenzschichtdicke bezogen auf die Zugbreite genauso groß ist wie im Fahrversuch. Es wurde angenommen, dass nur unter diesen Bedingungen eine realistische Nachbildung der Nachlaufströmung erfolgen kann. Das ist wichtig, da insbesondere bei Hochgeschwindigkeitszügen die höchsten induzierten Strömungsgeschwindigkeiten erst im Nachlauf auftreten. Im Rahmen dieser Forschungsarbeit wurde die Wirkung von speziellen Rauigkeiten auf die Grenzschichtentwicklung und die Nachlaufströmung von bewegten Zugmodellen näher untersucht. Dazu wurden experimentelle Untersuchungen mit drei verschiedenen Zuggeometrien im Maßstab 1:25 an der Tunnelsimulationsanlage Göttingen durchgeführt. Die induzierte Strömungsgeschwindigkeit bei einer Modellvorbeifahrt wurde stationär mit Hitzdraht-Anemometrie und High-Speed Particle Image Velocimetry gemessen. In der Grenzschichtanalyse konnte gezeigt werden, dass der Einsatz von Rauigkeiten, bestehend aus vielen kleinen Wirbelgeneratoren, zu einer Erhöhung der Verdrängungs- und Impulsverlustdicke in der Grenzschicht führt. Des Weiteren konnte gezeigt werden, dass sich die Grenzschichtform, trotz zusätzlicher Störungen durch die Wirbelgeneratoren, entlang der Zugmodelle wieder stabilisiert. In der Nachlaufanalyse konnte mit statistischen Methoden die grundlegende Dynamik im Nachlauf dargestellt und ein Zusammenhang zu den maximal induzierten Strömungsgeschwindigkeiten an den spezifischen TSI-Messpositionen hergestellt werden. Mit einer Dynamic Mode Decomposition konnte gezeigt werden, dass sich die turbulente, abklingende Nachlaufströmung, trotz starker Variation zwischen den einzelnen Messfahrten, mit einer geringen Anzahl dominanter Moden beschreiben lässt. Des Weiteren konnte gezeigt werden, dass sich die Wirbelgeneratoren primär auf diese dominanten Nachlaufstrukturen auswirken und keine künstliche Dynamik im Nachlauf erzeugt wurde. Die Ergebnisse dieser Forschungsarbeit bilden die Grundlage für zukünftige Studien, in denen Wirbelgeneratorelemente an bewegten Zugmodellen eingesetzt werden können, um die aerodynamische Wirkung von Hochgeschwindigkeitszugmodellen für eine bessere Vergleichbarkeit von Modellexperiment und Feldmessung zu beeinflussen.

In dieser Arbeit wird eine kompressible Semi-Lagrangesche Lattice-Boltzmann-Methode neu entwickelt und erprobt. Die Lattice-Boltzmann-Methode ist ein Verfahren zur numerischen Strömungssimulation, das auf einer Modellierung von Partikeldichten und deren Interaktion untereinander basiert. In ihrer Ursprungsform ist die Methode jedoch auf schwach kompressible Strömungen mit niedriger Machzahl beschränkt. Wesentliche Nachteile der bisherigen Versuche zur Erweiterung auf supersonische Strömungen sind entweder mangelhafte Stabilität der Verfahren, unpraktikabel große Geschwindigkeitssätze oder die Beschränktheit auf kleine Zeitschrittweiten. Als Alternative zu bisherigen Ansätzen wird in dieser Arbeit ein Semi-Lagrangescher Strömungsschritt eingesetzt. Semi-Lagrangesche Verfahren entkoppeln mittels Interpolation die Orts-, Zeit- und Geschwindigkeitsdiskretisierung der ursprünglichen Lattice-Boltzmann-Methode. Nach der Einleitung wird im zweiten und dritten Kapitel dieser Arbeit zunächst auf die Grundlagen und Prinzipien der Lattice-Boltzmann-Methode eingegangen sowie bisherige Ansätze zur Simulation kompressibler Strömungen aufgeführt. Im Anschluss wird die kompressible Semi-Lagrangesche Lattice-Boltzmann-Methode entwickelt und beschrieben. Die Erweiterung erfolgt im Wesentlichen durch die Verknüpfung der Methode mit geeigneten Gleichgewichtsfunktionen und Geschwindigkeitssätzen. Im vierten Kapitel der Arbeit werden neue Kubatur-basierte Geschwindigkeitssätze entwickelt und getestet, darunter ein D3Q45-Geschwindigkeitssatz zur Berechnung kompressibler Strömungen, der den Rechenaufwand gegenüber konventionellen Geschwindigkeitsdiskretisierungen erheblich verringert. Im fünften Kapitel der Arbeit werden zur Validierung Simulationen von eindimensionalen Stoßrohren, zweidimensionalen Riemann-Problemen und Stoß-Wirbel-Interaktionen durchgeführt. Im Anschluss zeigen Simulationen von dreidimensionalen, kompressiblen Taylor-Green-Wirbeln sowie von wandgebundenen Testfällen die Vorteile der Methode für kompressible Strömungssimulationen. Zu diesem Zweck werden die Überschallströmung um ein zweidimensionales NACA-0012-Profil und um eine dreidimensionale Kugel sowie eine supersonische Kanalströmung untersucht. Dem Simulationsteil folgt eine umfangreiche Diskussion der Semi-Lagrangeschen Lattice-Boltzmann-Methode im Vergleich zu anderen Methoden. Die Vorteile der Methode, wie vergleichsweise große Zeitschrittweiten, körperangepasste Netze und die Stabilität der Methode, werden hier herausgearbeitet., In this thesis, a compressible semi-Lagrangian lattice Boltzmann method is newly developed and tested. The lattice Boltzmann method is a rapidly advancing numerical method for computational fluid dynamics. However, in its original form, the lattice Boltzmann method is limited to weakly compressible flows with low Mach number. Previous attempts to extend the lattice Boltzmann method to supersonic flows suffered either from poor stability, from impractically large velocity sets, or from small time step sizes. As an alternative to previous approaches, a semi-Lagrangian streaming step is used in this work. Semi-Lagrangian methods decouple the spatial, time, and velocity space discretization of the original lattice Boltzmann method by interpolation during the streaming step. Following the introduction, the second and third chapters of this thesis first detail the basics of the lattice Boltzmann method and list previous approaches to simulate compressible flows. Subsequently, the compressible semi-Lagrangian lattice Boltzmann method is developed and described. In the fourth chapter of the thesis, new cubature-based velocity sets are developed and tested, including a D3Q45 velocity set for the computation of compressible flows, which significantly reduces the computational cost compared to conventional velocity discretizations. In the fifth chapter of the thesis, simulations of one-dimensional shock tubes, two-dimensional Riemann problems, and shock-vortex interactions are performed for validation. Thereafter, simulations of compressible Taylor-Green vortices as well as wall-bounded problems demonstrate the advantages of the method for compressible flow simulations. The latter include the supersonic flow around a two-dimensional NACA-0012 profile and around a three-dimensional sphere as well as a supersonic channel flow. The simulation section is followed by an extensive discussion of the semi-Lagrangian lattice Boltzmann method in comparison to other methods. The advantages of the method include comparatively large time step sizes, compatibility with body-fitted meshes, and the intrinsic stability of the method even without artificial viscosity.

Rennteams haben das Ziel, einen technologischen Vorsprung zu erlangen, um dadurch schneller als ihre Konkurrenz zu sein und den Titel zu gewinnen. Zu diesem Zweck werden jährlich enorme Ressourcen in die Entwicklung aerodynamischer Komponenten investiert. Folglich ist es wichtig zu verstehen, wie solche passiven und aktiven aerodynamischen Komponenten funktionieren. Diese Arbeit beschäftigt sich mit der Integration aktiver Aerodynamik in Rennfahrzeugen der Formula Student. Ziel der Arbeit ist es, ein oder mehrere aktive aerodynamische Konzepte für den Formula Studenten Rennsport zu ermitteln und die Realisierbarkeit zu überprüfen. Zunächst werden passive und aktive aerodynamische Komponenten im Motorrennsport vorgestellt. Aufgrund der Ähnlichkeit wurden die Formel 1 und ihre Entwicklungen über die Jahre hinweg analysiert. Es wurden die erfolgreichen Konzepte des Formula-Rennsports untersucht und anhand dessen ein Konzept entwickelt. Die wichtigsten Erkenntnisse dieser Arbeit waren, dass sowohl Endplatten als auch eine aktive Heckflügelverstellung maßgeblich für eine Effizienzsteigerung sind. Durch die Anwendung der Endplatten konnte das Verhältnis von Abtrieb zu Luftwiderstand um bemerkenswerte 16,2 % gesteigert werden. Im Detail resultierte dies in einer beachtlichen Zunahme des Abtriebs um 24,1%, wobei der Luftwiderstand lediglich um 3,8% zunahm. Demnach ist eine Auswahl geeigneter Endplatten empfehlenswert. Der aktive Heckflügel wird durch eine Umstellung zweier Elemente des Heckflügels realisiert. Diese Anpassung führte zu einer Reduktion des Abtriebs um 55,3 % und zu einer eindrucksvollen Reduktion des Luftwiderstands um 72,9 %. Racing teams aim to gain a technological edge, enabling them to be faster than their competitors and to win the title. For this purpose, enormous resources are invested annually in the development of aerodynamic components. Consequently, it is crucial to understand how such passive and active aerodynamic components work. This thesis deals with the integration of active aerodynamics in Formula Student racing cars. The objective of the thesis is to identify one or more active aerodynamic concepts for Formula Student racing and to assess their feasibility. First, passive and active aerodynamic components in motor racing are presented. Due to the similarities, Formula 1 and its developments over the years were analyzed. The successful concepts of Formula Racing were studied and based on that a concept was developed. The most important findings of this work were that both end plates and an active rear wing adjustment are decisive for an increase in efficiency. Using end plates increased the downforce-to-drag ratio by a remarkable 16.2%. In detail, this resulted in a remarkable 24.1% increase in downforce, with drag increasing by only 3.8%. Accordingly, a selection of suitable end plates is recommended. The active rear wing is realized by rearranging two elements of the rear wing. This adaptation resulted in a 55.3% reduction in downforce and an impressive 72.9% reduction in drag.

Ob auf der Straße, der Schiene oder in der Luft, am Department Fahrzeugtechnik und Flugzeugbau faszinieren uns Fahrzeuge, Flugzeuge und die in diesen integrierten mechatronischen Systeme. Das Ziel der Ausbildung am Department ist die Befähigung zur selbstständigen Anwendung von wissenschaftlichen und praxisnahen Methoden aus dem Bereich der Entwicklung und Konstruktion von Straßen-, Schienen- und Luftfahrzeugen aller Art.

In der vorliegenden Arbeit ist die Auslegung eines 2,5-stufigen Niederdruckverdichters mit Hilfe von automatisierten Optimierungsmethoden dargelegt. Im Fokus steht dabei eine multidisziplin��re Multi-Fidelity-Optimierung, deren hohe Komplexit��t mit 264 freien Designparametern und ��ber 20 kritischen Restriktionen ein weltweites Alleinstellungsmerkmal darstellt. Das Ergebnis dieser Optimierung spiegelt die an den Verdichter gestellten hohen Anforderungen wider, deren vollumf��ngliche Erf��llung au��erhalb der physikalischen Grenzen liegt. Dennoch werden alle festigkeitsrelevanten Restriktionen eingehalten und hohe Wirkungsgrade erzielt. Die Arbeit zeigt, dass automatisierte Optimierungen als modernes Werkzeug zur Bew��ltigung komplexer Auslegungsaufgaben im Maschinenbau und insbesondere bei Komponenten von Fluggastriebwerken eingesetzt werden k��nnen und in Verbindung mit dem Fach- und Expertenwissen des Auslegungsingenieurs der Erfahrungsraum ��berschritten werden kann.

Einleitung: Die wissenschaftliche Forschungstätigkeit im Skispringen befasst sich primär mit den Bereichen Anlauf, Absprung, Flugphase und biomechanischen Einflüssen. Diese Arbeit setzte sich im speziellen mit der Anlaufgeschwindigkeit auseinander. Ziel war es, wissenschaftlich fundierte Zusammenhänge zwischen der Anlaufgeschwindigkeit und körperlichen sowie materiellen Einflüsse aufzuzeigen.Methodik: Die Masterarbeit verfolgte einen quantitativ-empirischen Ansatz. Im Zuge einer Querschnittstudie wurden von 42 Sportler:innen die Anlaufgeschwindigkeit im Zuge eines Skisprungwettkampfes erhoben. Anthropometrische Daten und eine durchgeführte SFMA Beweglichkeitstestung, sollten zur Beantwortung der Forschungsfrage beitragen. Die erhobenen Daten wurden mit bivariaten Korrelationen und linearen Regressionsanalysen auf signifikante Ergebnisse überprüft.Ergebnisse: Die Beweglichkeit, speziell im Sprunggelenk, zeigte einen statistisch signifikanten Einfluss (p = .003) auf die erzielte Anlaufgeschwindigkeit. Eine starke Korrelation (r = .640, p < .001) wurde zwischen der Skilänge und der erzielten Geschwindigkeit im Anlauf festgestellt. Die anthropometrischen Daten zeigten eine statistische Signifikanz (p = .001) der Körpergröße mit der Anlaufgeschwindigkeit.Conclusio: Die positive Beeinflussung der Beweglichkeit mit der erzielten Anlaufgeschwindigkeit sprechen für eine gezielte Trainingsintervention. Die Ergebnisse der anthropometrischen Daten sind wissenschaftlich wertvoll, aber nur bedingt beeinflussbar. Introduction: Scientific research activity in ski jumping is primarily concerned with the areas of inrun, take-off, flight phase and biomechanical influences. This thesis is aimed to particularly focus on inrun-speed and determine the correlation between the former and physical, as well as substantial factors.Methods: This thesis is based on a quantitative-empirical approach. In the course of a cross-sectional study, the inrun-speed of 42 sportsmen and women has been measured and compared during a ski-jump competition. Anthropometric data and carried out SFMA mobility testing should provide sufficient information to answer the research question of interest. Collected data has been verified by using bivariate correlations and linear regression analysis.Results: The mobility, particularly in the ankle-joint, significantly influences (p = .003) the inrun-speed. The length of the jumping skis determines the final inrun-speed with a strong correlation (r = .640, p < .001). Moreover, the anthropometric data points to a significantly correlation (p = .001) between body size and the inrun-speed.Conclusion: The positive influence of mobility towards a higher inrun speed is indicative of a targeted training agenda. The results of the anthropometric data are of high scientific value, yet, they can only be influenced in a very limited range. eingereicht von: Reinhard Alex Abweichender Titel laut Übersetzung der Verfasserin/des Verfassers Masterarbeit FH JOANNEUM 2022

In der vorliegenden Arbeit wird eine Prozesskette entwickelt, mit deren Hilfe aerodynamische numerische Optimierungen eines Hochdruckverdichters unter Berücksichtigung mehrerer relevanter Betriebspunkte effizient durchgeführt werden können. Dazu werden zwei Parametriken erarbeitet und implementiert, um neben den konventionellen Beschaufelungsparametern auch die betriebspunktspezifische Stellung der Verstellstatoren und deren Verstellgesetz als freie Parameter berücksichtigen zu können. Um die für die Optimierung nötigen Sensitivitätsinformationen des 17 Schaufelgitter umfassenden Hochdruckverdichter effizient bestimmen zu können, wird auf das Adjungiertenverfahren zurückgegriffen. Dieses entkoppelt den Aufwand zur Bestimmung der Gradienteninformation von der Anzahl der freien Parameter nahezu. Der rechenintensive Teil der Prozesskette, die Strömungslösung und -auswertung, wird mit dem diskret adjungierten Strömungslöser adjointTRACE und dem Auswertewerkzeug adjointPOST durchgeführt. Die auf einem Fixpunkt-Ansatz beruhende Vorgehensweise zur Lösung der adjungierten Gleichung ermöglicht eine konsistente adjungierte Strömungslösung, deren Konvergenzrate derjenigen der primalen Strömungslösung entspricht. Die Validierung der Sensitivitätsinformationen, auf Basis der im Rahmen der Arbeit entwickelten Prozesskette, wird in einem Vergleich zum Ansatz der Finiten Differenzen erfolgreich durchgeführt. Mithilfe der validierten Prozesskette können erfolgreich Mehrpunktoptimierungen mit dem Ziel durchgeführt werden, den Pumpgrenzabstand an einem der betrachteten Betriebspunkte deutlich zu vergrößern. Die durch die neu implementierten Verstellgitterparametriken verbesserten Optimierungsergebnisse zeigen dabei deutlich den Einfluss und das Potential modifizierbarer Statorverstellwinkel im Auslegungsprozess. Die Durchlaufzeiten der durchgeführten Optimierungen können aufgrund der erarbeiteten Prozesskette um Faktor vier bis zehn verglichen zur konventionellen Vorgehensweisen reduziert werden. Die noch stärker verkürzten Rechenaufwände gemessen in CPU-Zeit belegen die Notwendigkeit der Verwendung des Adjungiertenverfahrens für aerodynamischen Optimierungsaufgaben mit mehreren hundert Parametern und wenigen Nebenbedingungen., In the present thesis a process chain is developed, which is capable of being efficiently used in aerodynamic numerical optimizations of an high pressure compressor with respect to several relevant load cases. Two parametrizations are developed and implemented to take the load case specific positions of variable stator vanes and their schedule into account. To efficiently determine the necessary sensitivity information of the 17-row high pressure compressor, the adjoint method is used. The adjoint method makes the computational costs to calculate the gradient information almost independent of the number of free variables. The most expensive part of the process chain, the flow solution and its postprocessing, are executed with the help of the discrete adjoint flow solver adjointTRACE and the postprocessing tool adjointPOST, respectively. The chosen fixed point approach for the solution of the adjoint equation offers a consistent adjoint flow solution, which convergence rate is that of the underlying primal solver. The validity of the sensitivity information, gathered with the help of the developed process chain, is executed in comparison to the method of finite differences. With the help of this validated process chain, multi-point optimizations with the aim of improving the surge margin at a distinct load case, can be accomplished. The new implemented variables on the variable stator vanes are shown to offer better optimization results and point out the influence and the potential of the modified vane angles in the design process. Throughput times of the accomplished optimizations can be reduced due to the adjoint method by factor four to ten compared to the conventional approach. The even more reduced CPUtimes prove the necessity of the adjoint method for aerodynamic optimizations with several hundred parameters and few constraints.

Im Rahmen dieser Arbeit wurde der Einfluss von passiven und elastischen Rückstromklappen, die auch als Flaps bezeichnet werden, auf einen Tragflügel mit NACA0020 Profil untersucht. Mithilfe einer Kraftwaage erfolgte zunächst die Erfassung der Auswirkungen auf das aerodynamische Verhalten des Tragflügels vor und nach der Strömungsablösung. Für ein detailliertes Verständnis wurde zusätzlich die Umströmung mit der Rauchdrahttechnik visualisiert und die Flapkinematik mit der Stereo Vision Technik aufgenommen. Es konnte festgestellt werden, dass die Vorderkantenflaps mit der geringsten Biegesteifigkeit die Gleitzahl des Tragflügels vor allem in abgelöster Strömung erhöhen. Die festgestellte Auftriebssteigerung resultiert aus der langsamen Aufstellbewegung und beschleunigten Anlegebewegung der Flaps, die eine einhergehende Reduzierung der turbulenten Ablösung verursachen. Die Ergebnisse der Arbeit liefern zahlreiche Erkenntnisse, die eine Übertragung des festgestellten Effekts auf andere technische Anwendungen erleichtern.:Abbildungsverzeichnis....................................................................... VII Tabellenverzeichnis............................................................................ XII Symbol- & Abkürzungsverzeichnis..................................................XVI 1 Einleitung......................................................................................... 1 2 Stand der Forschung........................................................................ 4 2.1 Wesentliche Aspekte von Profilumströmungen ................................. 4 2.2 Zusammenfassung essenzieller Aspekte von Tragflügeln mit Flaps ......7 3 Numerische Untersuchung der Profilumströmung....................... 13 3.1 Numerische Modell ......................................................................13 3.1.1 Grundgleichungen und Turbulenzmodell ..............................13 3.1.2 Randbedingungen und Diskretisierungsschema .....................16 3.2 Ergebnisse für das NACA0018 Profil .............................................18 3.3 Ergebnisse für das NACA0020 Profil .............................................19 3.4 Schlussfolgerung aus den Simulationen ..........................................22 4 Kraftmessungen an einem NACA0020 Tragflügel ....................... 23 4.1 Versuchsvorbereitung ...................................................................23 4.1.1 Windkanal ........................................................................23 4.1.2 Tragflügel und Funktionsweise der Kraftwaage .....................25 4.2 Messunsicherheit und Validierung .................................................27 4.3 Position der Flaps auf dem Tragflügel............................................ 31 4.3.1 Flapgeometrie und Flappositionen....................................... 31 4.3.2 Polardiagramme für variierende Flapposition........................34 4.4 Faserverstärkte Silikonflaps...........................................................36 4.4.1 Verwendeten Materialien ....................................................36 4.4.2 Polardiagramm für faserverstärkte Silikonflaps .....................38 4.5 Flapgeometrie .............................................................................40 4.5.1 Untersuchte Flapformen .....................................................40 4.5.2 Polardiagramm der untersuchten Flapformen ....................... 41 4.6 Wirkung der Flaps bei instationären Anströmung...........................43 4.6.1 Versuchsdurchführung ........................................................43 4.6.2 Ergebnisse der instationären Untersuchung...........................45 4.7 Schlussfolgerung der Auftriebs- und Widerstandsuntersuchungen .....47 5 Strömungsvisualisierung mithilfe der Rauchdrahttechnik........... 49 5.1 Experimenteller Aufbau ...............................................................49 5.2 Vorgehensweise bei der Auswertung...............................................50 5.3 Ergebnisse der Visualisierung........................................................ 51 6 Flapkantenkinematik..................................................................... 58 6.1 Versuchsaufbau und Versuchsdurchführung ....................................58 6.2 Bildauswertung ........................................................................... 61 6.3 Ergebnisse ..................................................................................62 6.3.1 VK Konfiguration - ohne Faserverstärkung...........................62 6.3.2 Bewegungsausführung des Vorderkantenflaps der VK-HK Konfiguration - ohne Faserverstärkung.......................................69 6.3.3 Bewegungsausführung des Vorderkantenflaps der VK-HK Konfiguration - mit Faserverstärkung ........................................75 6.3.4 Auswertung und Interpretation ...........................................82 7 Zusammenfassung.......................................................................... 87 8 Ausblick.......................................................................................... 89 Anhang ................................................................................................ 97 A Anhang 1....................................................................................97 B Anhang 2....................................................................................98 C Anhang 3....................................................................................99 In the following study the effects of elastic and passive flaps were investigated on an airfoil with a NACA0020 profile. At first the aerodynamic performance of different configurations was measured with a force balance. In order to detect its effects before and after stall the angle of attack was varied during the experiments. For the configurations with increased aerodynamic performance additional experiments were carried out. The smoke wire visualization and stereo vision technique allowed a detailled insight in the flow around the NACA0020 profile and the flap movement. The results show that elastic flaps at the leading and trailing edge of the airfoil improve notably the airfoil performance in deep stall. Furthermore, the highest increase of the lift-to-drag ratio was achieved for the configuration with lowest bending stiffness. It was observed that the highest reduction of the turbulent separation region is caused by the flap movement. The increase of lift-to-drag ratio results from a slow upward and a fast downward motion of the elastic flap. The study delivers helpful information for transfer of the observed effect to other technical applications.:Abbildungsverzeichnis....................................................................... VII Tabellenverzeichnis............................................................................ XII Symbol- & Abkürzungsverzeichnis..................................................XVI 1 Einleitung......................................................................................... 1 2 Stand der Forschung........................................................................ 4 2.1 Wesentliche Aspekte von Profilumströmungen ................................. 4 2.2 Zusammenfassung essenzieller Aspekte von Tragflügeln mit Flaps ......7 3 Numerische Untersuchung der Profilumströmung....................... 13 3.1 Numerische Modell ......................................................................13 3.1.1 Grundgleichungen und Turbulenzmodell ..............................13 3.1.2 Randbedingungen und Diskretisierungsschema .....................16 3.2 Ergebnisse für das NACA0018 Profil .............................................18 3.3 Ergebnisse für das NACA0020 Profil .............................................19 3.4 Schlussfolgerung aus den Simulationen ..........................................22 4 Kraftmessungen an einem NACA0020 Tragflügel ....................... 23 4.1 Versuchsvorbereitung ...................................................................23 4.1.1 Windkanal ........................................................................23 4.1.2 Tragflügel und Funktionsweise der Kraftwaage .....................25 4.2 Messunsicherheit und Validierung .................................................27 4.3 Position der Flaps auf dem Tragflügel............................................ 31 4.3.1 Flapgeometrie und Flappositionen....................................... 31 4.3.2 Polardiagramme für variierende Flapposition........................34 4.4 Faserverstärkte Silikonflaps...........................................................36 4.4.1 Verwendeten Materialien ....................................................36 4.4.2 Polardiagramm für faserverstärkte Silikonflaps .....................38 4.5 Flapgeometrie .............................................................................40 4.5.1 Untersuchte Flapformen .....................................................40 4.5.2 Polardiagramm der untersuchten Flapformen ....................... 41 4.6 Wirkung der Flaps bei instationären Anströmung...........................43 4.6.1 Versuchsdurchführung ........................................................43 4.6.2 Ergebnisse der instationären Untersuchung...........................45 4.7 Schlussfolgerung der Auftriebs- und Widerstandsuntersuchungen .....47 5 Strömungsvisualisierung mithilfe der Rauchdrahttechnik........... 49 5.1 Experimenteller Aufbau ...............................................................49 5.2 Vorgehensweise bei der Auswertung...............................................50 5.3 Ergebnisse der Visualisierung........................................................ 51 6 Flapkantenkinematik..................................................................... 58 6.1 Versuchsaufbau und Versuchsdurchführung ....................................58 6.2 Bildauswertung ........................................................................... 61 6.3 Ergebnisse ..................................................................................62 6.3.1 VK Konfiguration - ohne Faserverstärkung...........................62 6.3.2 Bewegungsausführung des Vorderkantenflaps der VK-HK Konfiguration - ohne Faserverstärkung.......................................69 6.3.3 Bewegungsausführung des Vorderkantenflaps der VK-HK Konfiguration - mit Faserverstärkung ........................................75 6.3.4 Auswertung und Interpretation ...........................................82 7 Zusammenfassung.......................................................................... 87 8 Ausblick.......................................................................................... 89 Anhang ................................................................................................ 97 A Anhang 1....................................................................................97 B Anhang 2....................................................................................98 C Anhang 3....................................................................................99

Mit numerischen Optimierungsstudien wurde untersucht, ob bei der Auslegung eines neuen Verdichters, unter Einhaltung der geforderten Kennfeldbreite, mit Gehäusestrukturierungen (Casing Treatments, CTs) ein höherer Wirkungsgrad erzielt werden kann, als ohne. Axial-CT-, Umfangsnuten-, Rotor- und Gehäusekonturoptimierungen unter Einsatz zeitgenauer CFD und hoher Auflösung der Stabilitätsgrenze wurden für die Frontstufe des DLR-Rig 250 durchgeführt. Prinzipiell lassen sich mit CTs deutliche Erweiterungen des Stabilitätsbereichs erzielen, die darüber hinausgehen, was durch eine Optimierung des Rotors erreichbar ist. Soll primär der Wirkungsgrad einer Stufe verbessert werden, ist eine Rotoroptimierung ohne CT einem Konzept mit CT vorzuziehen. Für die Neuauslegung eines Verdichters kann eine Option mit CT in Betracht gezogen werden, wenn die stabilitätserweiternde Wirkung des CTs eine bestimmte Auslegung erst ermöglicht., In order to analyze whether newly developed compressors can achieve higher efficiencies if casing treatments (CTs) are considered as a stability enhancing measure, a method is developed, to perform automated optimizations and parametric studies with accurate estimation of the numerical stability limit, including the usage of time accurate CFD (URANS). Studies are performed to increase stability and efficiency of DLR-Rig250 Stage 1. Axial-slots, circumferential grooves, the rotor and the casing geometry are optimized. Applying CTs can lead to a significant extension of the stability margin, which goes beyond what is achievable with only a rotor optimization. However, if the efficiency of a stage is to be increased, an optimization of the rotor without CTs should be preferred. For new designs, CTs can be considered, if the stability increasing effect enables a certain design, which otherwise would not be feasible., Forschungsbericht / Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt, 2020,36

Im Stufenverbund von Turbomaschinen liegt eine Überlagerung verschiedenster Strömungseffekte vor, welche erheblichen Einfluss auf die Verlustentstehung und die Betriebssicherheit insbesondere von Flugtriebwerken ausüben. Dazu zählen Grenzschichten, welche unter Zusammenbruch der Arbeitsumsetzung von den Schaufeln abreißen, das Aufrollen dieser Grenzschichten zu Wirbelstrukturen sowie die Wechselwirkung benachbarter Schaufelreihen. Eine Untersuchung dieser hochkomplexen und zeitlich-abhängigen Interaktionsmechanismen kann gelingen durch die Kopplung geeigneter experimenteller und numerischer Methoden. Diese Dissertation gibt einen Überblick über die experimentellen Aktivitäten, welche zur genannten Problemstellung durchgeführt wurden. Mittels zeitaufgelöster Messtechniken wurden die Auswirkungen der Nachläufe auf die Schaufelprofil-Grenzschichten erfasst, die Konsequenzen für das resultierende Sekundärströmungssystem herausgearbeitet und deren Dynamik demonstriert.

Diese Masterarbeit beschäftigt sich mit der Simulation eines Monofoils für den Kitesport. Ziel ist es, die Grundlage für ein neues Foilkonzept, inspiriert von einer Flügelform aus der Luftfahrt, zu schaffen. Dafür wird das Konzept eines kommerziell erhältlichen Foils verwendet und durch die Eigenschaften eines Hochgeschwindigkeitsjets aus der Luftfahrt erweitert. Es wird die Flügelgeometrie eines F22-Jets verwendet, der als Jagdflugzeug der US Air-Force diente. Daraus ergibt sich eine neue Geometrie, die auch als Monofoil bezeichnet wird. Die Modelle werden in der computergestützten Software SolidWorks modelliert. Anschließend werden sie in die Simulationssoftware SIMCENTER geladen und stellen so die Grundlage für das Simulationsvolumen dar. Durch die Definition eines Strömungsraumes und realer Einsatzbedingungen wird das Strömungsverhalten simuliert. Durch Veränderung der Modellgeometrie wird das Strömungsverhalten analysiert. Die Ergebnisse der Simulationen werden in Tabellen festgehalten und mit einem Python Programm geplottet. In einem weiteren Schritt werden die Ergebnisse der Monofoils und des Referenzfoils gegenübergestellt und interpretiert. Dadurch werden Informationen über die Strömungseigenschaften der Monofoilgeometrie gewonnen. In weiterer Folge werden die optimalen Geometrieparameter ausgewählt, kombiniert und erneut simuliert. Mit diesen grundlegenden Ergebnissen kann der Zusammenhang zwischen dem aerodynamischen Flügelverhalten und der hydrodynamischen Verhaltensweise hergestellt werden. Im Zuge dieser Arbeit wird das hydrodynamische Verhalten eines Monofoils mithilfe der Adaption von der Flügelgeometrie aus dem aerodynamischen Sektor erforscht. This master thesis deals with the simulation of a monofoil for kitesurfing. The aim is to create the basis for a new foil concept inspired by a wing shape from aviation. For this purpose, the concept of a commercially available foil is used and extended with the characteristics of a high-speed jet from aviation. The wing geometry of an F22 jet, which served as a fighter plane for the US Air Force, is used. This results in a new geometry, also known as monofoil. The models are modelled in the computer-aided software SolidWorks. The models are first loaded into the SIMCENTER simulation software and thus form the basis for the simulation volume. By defining a flow space and real operating conditions, the flow behaviour is simulated. The results of the simulations are evaluated and compared to the results of the reference geometry. The flow behaviour is analysed by changing the model geometry. In a further step, the simulation results are interpreted and provide a statement about the flow characteristics of the monofoil geometry. The optimal geometry parameters are selected, combined and simulated again. With these basic results, the connection between the aerodynamic wing behaviour and the hydrodynamic behaviour can be established. In the course of this work, the hydrodynamic sector is explored with the help of the adaptation of the wing geometry from the aerodynamic sector. Abweichender Titel laut Übersetzung der Verfasserin/des Verfassers Masterarbeit Wien, FH Campus Wien 2021

Ziel der Arbeit ist es, die Diederich-Methode zur Berechnung der Auftriebsverteilung eines Tragflügels im Tabellenkalkulationsprogramm Microsoft Excel basierend auf didaktischen Überlegungen zur Verfügung zu stellen. Die Diederich-Methode wird basierend auf Primär- und Sekundärliteratur beschrieben. Diagramme werden digitalisiert, damit die Methode automatisch ablaufen kann. Zur Optimierung der Auftriebsverteilung des Flügels werden die elliptische und die dreieckige Auftriebsverteilung sowie die Auftriebsverteilung nach Mason zum Vergleich angeboten. Es wird eine Methode zur Berechnung des maximalen Auftriebsbeiwertes des Flügels in die Diederich-Methode integriert. Dazu müssen die maximalen Auftriebsbeiwerte der Profile an der Flügelwurzel und an der Flügelspitze in das Programm eingegeben werden. Die Berechnung setzt einen Trapezflügel voraus. Sowohl Flügelpfeilung als auch eine lineare Flügelverwindung können berücksichtigt werden. Die Streckung darf keine zu kleinen Werte annehmen. Es wird subsonische Strömung vorausgesetzt und eine Strömung ohne Ablösung. Da nur der Flügel beschrieben wird, bleiben alle weiteren Einflüsse wie beispielsweise vom Rumpf oder von den Triebwerken unberücksichtigt. Die Excel-Arbeitmappe wurde für die Lehre im Flugzeugvorentwurf erstellt. Derzeit wird die Diederich-Methode offenbar nirgends als Tabellenkalkulation angeboten. Mit dieser Arbeit kann diese Lücke geschlossen werden., Aim of this project is to provide the Diederich Method for calculating the lift distribution of a wing in a Microsoft Excel spreadsheet based on didactic considerations. The Diederich Method is described based on primary and secondary literature. Diagrams are digitized so that the method can run automatically. To optimize the lift distribution of the wing, the elliptical and triangular lift distribution as well as Mason's lift distribution are offered for comparison. A method for calculating the maximum lift coefficient of the wing is integrated into the Diederich Method. To do this, the maximum lift coefficients of the airfoils at the wing root and at the wing tip must be entered in the program. The calculation assumes a trapezoidal wing. Both wing sweep and linear wing twist can be taken into account. The aspect ratio must not assume values that are too small. Subsonic flow and unseparated flow are assumed. Since only the wing is described, all other influences such as from the fuselage or from the engines are not taken into account. The Excel workbook was created for teaching in aircraft preliminary design. At the moment, the Diederich Method is apparently nowhere offered as a spreadsheet. With this work, this gap can be closed.

Die Abweichungen bei Anemometern unterschiedlicher Hersteller in ein- und demselben Windkanal sind Ausl��ser der Arbeit gewesen. Als Grund f��r diese Abweichungen werden trotz hoher Messgenauigkeit mit LDA gest��tzter Kalibrierung unterschiedliche Referenzgeschwindigkeiten gesehen. Berichtet wird ��ber ein Manometer nach Betz. Das neue Verfahren ermittelt den Pegel des Sperrfluids mit einem Lasertriangulationssensor. Messungen werden in einem Testwindkanal in der Bauweise nach Eiffel durchgef��hrt, dessen Wanddruck in die Kanalgeschwindigkeit umgerechnet wird. Ziel ist die Bestimmung der absoluten Kanal-geschwindigkeit. Hierf��r ist ein theoretisches Modell der Berechnung auf algebraischer Grundlage entwickelt worden. Das Modell gestattet eine vollst��ndige Fehleranalyse aller wesentlichen Variablen und somit eine Bewertung ihres Einflusses auf die Genauigkeit der Messung. Zugleich ist die numerische Untersuchung der Innenstr��mung in Angriff genommen worden.

Diese Arbeit beschäftigt sich mit der Konzeption, Konstruktion und Simulation verschiedener Oberflächenstrukturen oder Oberflächenmodifikationen von mehreren aerodynamisch relevanten Bauteilen des Rennwagens CR120, welcher von dem Formula Student Team der FH Campus Wien entwickelt und gefertigt wird. Zu Beginn werden die strömungsmechanischen Grundlagen erläutert und genauer beschrieben. Ebenso wird ein Einblick in die Grenzschichttheorie geschaffen, so dass ein Überblick möglich wird, inwiefern Modifikationen der Oberfläche von Aerodynamikkomponenten die Strömungseigenschaften des Bauteils und des gesamten Fahrzeugs verbessern könnten. Im Zuge dieser ersten Kapitel konnten bereits zwei vielversprechende Oberflächenstrukturen definiert werden, welche im Zuge der Arbeit weiter untersucht wurden. Hierfür wurden diese Veränderungen an den zu untersuchenden Baugruppen konstruktiv angebracht und daraufhin standardisierten Strömungssimulationen unterzogen. Ebenso wurden Referenzsimulationen von den unveränderten Baugruppen hergestellt, um einen quantitativen Vergleich zwischen den modifizierten und nicht modifizierten Baugruppen herstellen zu können. Somit konnte eine genaue Aussage getroffen werden, inwiefern diese Modifikationen das Strömungsverhalten der zu betrachtenden Baugruppen beeinflussen und ob diese in welcher Form am realen Fahrzeug appliziert werden könnten. This thesis focuses on the conception, design and simulation of different surface structures or surface modifications of various aerodynamically relevant components of the racing car CR120, which is developed and manufactured by the Formula Student Team of the FH Campus Wien. At the beginning, the fluid mechanical basics are explained and described in detail. Also, an insight into the boundary layer theory is created so that an overview can be created to what extent these surface modifications of aerodynamic components could improve the flow characteristics of the vehicle. In the process of researching of these topics, two promising surface structures could already be defined, which were to be further investigated during the thesis. To further investigate these structures, they were applied to the assemblies of the race car and then subjected to standardized flow simulations. Reference simulations of the unmodified assemblies were also carried out to enable a quantitative comparison to be made between the modified and unmodified assemblies. This enabled a precise statement to be made on the extent to which these modifications influence the flow behaviour of the assemblies and as to which way they could be applied to the real vehicle.

Diese Arbeit beschäftigt sich mit dem Vergleich der Aerodynamik zweier Fahrzeuge des Formula Student Teams der FH Campus Wien. Dabei werden die einzelnen Komponenten alleinstehend und am Gesamtfahrzeug betrachtet. Zusätzlich werden dynamische Zustände in einer Gesamtfahrzeugsimulation nachgestellt und die Effekte der Komponenten anschließend untersucht. Mithilfe von ausgewählten Kriterien werden die einzelnen aerodynamischen Bauteile verglichen und gewertet. Weiters wird ein Konzept für eine neue Aerodynamik erstellt, die als Grundlage für ein weiteres Fahrzeug verwendet werden kann. This thesis deals with the comparison between the aerodynamics of two Formula Student Team cars of the FH Campus Wien. Thereby the single components are observed standalone and at the complete vehicle. In addition, dynamic conditions are simulated in an overall vehicle simulation and the effects of the components are analysed afterwards. Using selected criteria, the individual aerodynamic devices are compared and evaluated. Furthermore, a concept of a new aerodynamics is developed which can be used as the basis for a new vehicle.

Die Entwicklung moderner Hochleistungsflugzeuge bringt zahlreiche und tiefgreifende aerodynamische Herausforderungen mit sich. Airbus Defence and Space hat zur Überwindung dieser Herausforderungen eine Vielzahl von Forschungskooperationen und Machbarkeitsstudien initiiert, die wichtige Erkenntnisse auf den Gebieten der Wirbelströmungen, Kavitätsströmungen, skalenauflösenden Turbulenzsimulationen, statischen Aeroservoelastik und Triebwerkseinlaufströmung liefern sollen. Das Papier zeigt eine Übersicht über diese Kooperationen und ihren aktuellen Stand.

In der vorliegenden Arbeit wurden insgesamt fünf Varianten der TuLam-Konfiguration unter Reiseflugbedingungen mittels numerischer Methoden untersucht. Vier Versionen wurden mit Triebwerken mit Grenzschichteinsaugung unterschiedlichen Einbettungsgrades (15%, 30%, 45% und 55% Einbettungsgrad) versehen und hinsichtlich der Interaktion zwischen Rumpfnachlauf, Wirbelschleppen und Triebwerksstrahl untersucht. Eine Konfiguration ohne Triebwerke diente als Referenz, um den Einfluss des Triebwerksstrahls dieser Triebwerkstypen im Nachlauf hinter dem Flügel zu untersuchen. Für zwei Konfigurationen (30% Einbettungsgrad und ohne Triebwerke) wurde das Netzadaptionsverfahren in TAU angewandt. Die Netze der verbleibenden Konfigurationen wurden mithilfe von CENTAUR erstellt. Es konnte herausgefunden werden, dass der Einbettungsgrad auf die Auslenkung und Stärke der Wirbelschleppen keinen signifikanten Einfluss hat. Dies liegt daran, dass der intitiale Abstand zwischen Triebwerksdüse und Flügelspitze zu groß ist und die Unterschiede in den Ergebnissen auf die variierenden lokalen Zellgrößen zurückzuführen sind. Des weiteren wurde gezeigt, dass der in TAU berechnete Widerstandsbeiwert nicht mit einer volumenbasierten Auswertung des Beiwertes der resultierenden Kräfte an der x = 60m-Ebene hinter dem Flugzeug für Konfigurationen mit Triebwerken übereinstimmt. Grund dafür ist der Effekt der geringeren Dichte im heißen Triebwerksstrahl, welcher durch die Übergeschwindigkeit im Nachlauf nicht kompensiert werden kann. Für die Konfiguration ohne Triebwerk stimmen die beiden Kraftbeiwerte mit einer Differenz von maximal 14,6% überein. Die Auswertung im Nachlauf ist nur für fein genug aufgelöste Netzbereiche tragbar, welche in der vorliegenden Arbeit nur in einem kleinen Teil hinter dem Flugzeug vorliegen. Das theoretische Auffüllen der Nachlaufdelle durch den Triebwerksstrahl konnte für die vier Konfigurationen mit Triebwerken mithilfe des Totaldruckverhältnisses im Nachlauf gezeigt werden. Der Trend dabei ist, dass mit tiefer eingelassenen Triebwerken ein kleineres Gebiet geringeren Totaldrucks im Rumpfnachlauf entsteht. Es wurde zum Vergleich der Konfigurationen mit Triebwerken eine mechanische Leistungsbilanz durchgeführt, um den Einfluss des Einbettungsgrades zu untersuchen, welche ergeben hat, dass bis zum Einbettungsgrad von 45% eine Leistungseinsparung von 0,2% gegenüber der Referenzkonfiguration mit 30% Einbettungsgrad aufgrund des besseren Auffüllens der Nachlaufdelle durch den Triebwerksstrahl vorliegt. Für die Konfiguration mit einem Einbettungsgrad von 55% wurde eine durch den Anstellwinkel erzeugte Ablösung an der Hinterkante des Flügels sowie eine hohe Wirbelaktivität vor dem Flugzeug festgestellt, welche der theoretische Leistungsersparnis entgegen spielt und eine Erhöhung der benötigten Leistung um knapp 5% gegenüber der Referenz nach sich zieht.

Zweck - In dieser Bachelorarbeit werden die öffentlich nicht zugänglichen Technologieparameter von Passagierflugzeugen näherungsweise bestimmt. Das sind maximaler Auftriebsbeiwert bei Start und Landung, maximale Gleitzahl und spezifischer Kraftstoffverbrauch im Reiseflug. Folgende Flugzeuge werden paarweise untersucht und verglichen: A340-300 und IL-96-300, Boeing 727-200 Advanced und TU-154M, Fokker 100 und MD-82, A319-100 und An-72. --- Methodik - Die Berechnung erfolgt mit dem Excel-basierten Werkzeug "Passenger Jet Reverse Engineering" (PJRE). Grundlage der Berechnung ist die aus dem Flugzeugentwurf bekannte Dimensionierung mit dem Entwurfsdiagramm. Für die ausgewählten Passagierflugzeuge werden die erforderlichen Eingangsparameter recherchiert. Die zunächst unbekannten Technologieparameter werden dann mit PRJE sowohl ermittelt als auch verifiziert. --- Ergebnisse - Die Ergebnisse aus dem Reverse Engineering stimmen recht gut überein mit den Werten aus der Verifikation. Lediglich die Werte der maximalen Gleitzahl im Reiseflug sind berechnet aus der Verifikation oft deutlich höher als berechnet aus dem Reverse Engineering. Der spezifische Kraftstoffverbrauch im Reiseflug hat sich über die Jahrzehnte der Flugzeugentwicklung stark verringert. --- Bedeutung für die Praxis - Durch die Konkurrenzsituation der Flugzeughersteller können viele Flugzeugparameter nicht öffentlich zur Verfügung gestellt werden. Die Anwendung von PJRE zeigt, wie diese Parameter trotzdem näherungsweise ermittelt werden können. --- Soziale Bedeutung - Eine detaillierte Diskussion über Flugkosten, Ticketpreise und die Umweltverträglichkeit des Flugverkehrs setzt detaillierte Kenntnisse über die Flugzeuge voraus. Durch ein Reverse Engineering können Verbraucher diese Diskussion mit der Industrie auf Augenhöhe führen. --- Originalität / Wert - Nach der Entwicklung von PJRE wird die Methode hier zum ersten Mal angewandt.

Die umweltschädlichen, durch die Menschheit produzierten, Emissionen nehmen schon über Jahre zu. Jeder möchte immer mehr, zu immer günstigeren Preisen, zu jeder Jahreszeit, weshalb nicht nur der Luftraum immer voller wird. Aufgrund dieser Tatsachen steigt der Druck, unter anderem auf die Luftfahrtindustrie, nach umweltschonenderen Antrieben zu forschen beziehungsweise die vorhandenen so zu optimieren, dass die Effizienz gesteigert und der Treibstoffverbrauch sowie schädliche Emissionen minimiert werden. Im Zuge dessen wurde am Deutschen Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR) eine Ringgitterwindkanalmessstrecke aufgebaut, welche einen verkürzten, aggressiveren, jedoch nicht ablösegefährdeten Übergangskanal mit S-Schlag zwischen Nieder- und Hochdruckverdichter einer Fluggasturbine simuliert. Ein verkürzter Übergangskanal führt zu einem kürzer ausführbaren Triebwerk und folglich zu einer Gewichtsreduktion und Treibstoffeinsparung. In dieser Arbeit werden einige der experimentellen und numerischen Daten dieses Übergangskanals verglichen, um so die CFD zu validieren. Bei den ersten beiden betrachteten Betriebspunkten zeigt sich, dass die Simulationen, nach geringer Variation der numerischen Randbedingungen, im Allgemeinen recht gut zu den Messergebnissen passen. Differenzen zeigen sich hier bei der Simulation der Strömungswinkel sowie bei den Totaldruckniveaus (über den Messstreckenverlauf gesehen). Beim Betriebspunkt mit erhöhter Zapfluftentnahme ergeben sich erhebliche Probleme in der CFD: Aufgrund der hohen Zapfluftentnahme bilden sich in den Rechnungen Ablösungen in der Passage zwischen den Stützstreben. Dadurch ist es nicht möglich eine konvergierte Lösung nach vorgegebenen Randbedingungen zu erhalten. Die Validierung der CFD muss im Anschluss an diese Arbeit noch durch Vergleiche weiterer Messergebnisse fortgeführt werden

Im Zuge der zunehmenden Leistungsdichte von thermischen Turbomaschinen steigen die aerodynamischen Schaufelbelastungen. Diese führen zur Erhöhung der strukturmechanischen Belastung, wodurch der Spielraum für dynamische Lasten sinkt. Diese werden primär durch selbst- (Flattern) und zwangserregte Schaufelschwingungen (Forced-Response) verursacht. Eine Überschreitung der Werkstoffgrenzen kann zum Schaufelversagen führen und muss bereits im Auslegungsprozess ausgeschlossen werden. Gegenstand dieser Arbeit ist die Weiterentwicklung des Strömungslösers TBLOCK sowie der Aufbau von Prozessketten zur Bewertung beider Schwingungsphänomene. Die Verwendung einer sehr effizienten 1-Wege-FSI erlaubt hierbei eine schnelle und präzise Vorhersage. Der Strömungslöser wird anhand von Flattertestfällen und Untersuchungen der instationären Rotor-Stator-Interaktion validiert. Abschließend erfolgt mit den entwickelten Prozessketten die Bewertung eines Gasturbinenverdichters hinsichtlich Schaufelflattern.

Dissertation, RWTH Aachen University, 2018; Aachen 1 Online-Ressource (IX, 165 Seiten) : Illustrationen (2019). doi:10.18154/RWTH-2018-230288 = Dissertation, RWTH Aachen University, 2018, High pressure steam turbine stages are predominantly suffering from secondary flow losses due to blades with unfavourable low aspect ratios. This adverse ratio of blade height to chord length is driven by long chord lengths, which are neccessary at high thermal and mechanical loads. The subject of this work is the efficiency increase within the early design phase by using rotor blades declined in direction of rotation, so-called negative lean. Since the centers of gravity of the blade sections are no longer stacked on the same radial line, an additional bending moment is induced, which counteracts the steam bending moment. As a result tensile stress is lowered, blades can be dimensioned with shorter chord lengths and secondary flow losses will be reduced.This efficiency potential is being quantified using a specifically developed rotor blading consisting of hub, mid and tip section profiles. The optimal mechanical lean angle is being determined based on a simplified mean-line approach, while mechanical integrity is ensured via beam theory. A design study predicts an increase in isentropic stage efficiency of 0,39%. The validation of this result is supported by detailed CFD simulations, which reveal a benefit of 0,66%. The advantage of an increased blade aspect ratio is now represented by 0,51%. Furthermore, the leakage mass flow in the shroud cavities is reduced due to negative lean, which contributes with an additional increase of 0,15% in stage efficiency. Further CFD simulations without shroud cavities indicate lower efficiencies when using negative lean. This result emphasizes the sensitivity of leakage flows on changes in radial pressure gradients within the passage of shrouded blades., Published by Aachen

In der vorliegenden Arbeit wird der Einfluss stoßinduzierter Wirbel in der Axialverdichterauslegung diskutiert, indem zunächst geometrische Einflussfaktoren an vereinfachten Schnittsimulationen variiert werden. Ein Ergebnis ist, dass in einer transsonischen Verdichterkonfiguration weder ein großer noch ein geringer Axialabstand zu bevorzugen ist. Die stoßinduzierten Wirbel sind der dominierende instationäre Effekt in transsonischen Verdichtern. Die Wirbel reduzieren oder erhöhen lokal die Geschwindigkeit und beeinflussen so die Hauptströmung und den Rotoranströmwinkel. Eine empirische Korrelationsfunktion zur Wirbeltrajektionsprognose wird analysiert und deren Vorhersagegenauigkeit verbessert. Die Parameterstudien können genutzt werden, um den optimalen Axialabstand im Auslegungsprozess besser zu bestimmen. Im letzten Teil wird gezeigt, dass die Ergebnisse aus den vereinfachten Schnittsimulationen auf reale dreidimensionale Geometrien übertragbar sind. The present work discusses shock induced vortices in a transonic compressor design. The inlet guide vane wake is affected by the shock due to the pressure gradient that curves the wake. To quantify the influence of these vortices, simplified parameter studies have been carried out in a quasi three dimensional setting. Neither a wide nor a small axial gapping is the most favorable in these kinds of compressors due to the vortices. They affect the total pressure ratio, the performance and the surge margin. They reduce or increase the local velocities that affect the rotor boundary layer and the incidence angle. An existing function that predicts the vortex trajectory (B3 function) has been adapted to increase the accuracy. The function uses a steady state simulation to predict the unsteady vortex trajectory. The last part of this work shows three dimensional vortices in the full scale front stage.

Abschlusssachbericht zum AG Turbo Verbundforschungsprojekt COOREFLEX-turbo, Teilprojekt 1.3.6 In der industriellen Praxis beginnt die Entwicklung eines neuen Verdichters aufgrund der hohen Systemkomplexität stationärer Gasturbinen typischerweise mit einfachen, eindimensional mittelnden Modellen, mit denen bereits grundsätzliche Festlegungen getroffen werden können, und setzt sich über zweidimensionale Strömungsbetrachtungen fort bis hin zu dreidimensionalen CFD- und FE-Rechnungen. Dies erfordert den Einsatz unterschiedlicher Experten aus verschiedenen Disziplinen der Aerodynamik, Strukturdynamik und Konstruktion, und ist verbunden mit einem hohen Aufwand an manuellem Datenaustausch zwischen den einzelnen Analyseprogrammen sowie einer Abstimmung zwischen den unterschiedlichen Auslegungszielen. Ziel des Forschungsvorhabens war daher die Automatisierung des multidisziplinären und bislang manuell und sequenziell ausgeführten Entwicklungsprozesses für den Verdichter einer stationären Gasturbine beim Industriepartner Alstom. Im Rahmen des Forschungsvorhabens wurden die bereits in vorangegangenen Forschungsprojekten entwickelten Prozesse für die Auslegung von Flugtriebwerken auf die höhere Stufenanzahl von stationären Gasturbinen angepasst und entsprechend erweitert. Für die multidisziplinäre Optimierung von Verdichterschaufeln wurde zunächst ein geeignetes Geometriemodell definiert, welches aerodynamischen und strukturellen Anforderungen Rechnung trägt. Für die aerodynamische Bewertung der Verdichterschaufeln konnte die Q3D Auswertung um eine 3D-CFD Analyse ergänzt werden. Zur strukturdynamischen Analyse wurde ein Verfahren zur automatisierten Identifikation von Eigenformen entwickelt, um Eigenform-abhängige Bewertungen durchführen zu können. Durch die Implementierung von Datenbanken in der Verbindung mit Antwortflächenverfahren konnten die strukturellen und aerodynamischen Auswertungen in hohem Maße parallelisiert und ein effizienter, generischer multidisziplinärer Optimierungsprozess entworfen werden. Due to the high complexity of stationary gas turbine systems, the development of a new compressor in the industrial application typically starts with simple, one-dimensional averaging models, that can be used to determine basic properties, followed by the examination of two-dimensional flow, and finally fully three-dimensional CFD- and FE-calculations. This requires commitment of different experts from the fields of aerodynamics, structural dynamics as well as construction and requires large efforts when manually exchanging data between the different analysis codes and negotiating between the different design goals. Therefore, the goal of this research project was to automate the previously manually and sequentially executed multi-disciplinary design process for the compressor of a stationary gas turbine in cooperation with industry partner Alstom. In the course of this research project, previously developed processes for the design of aero engines could be adapted and extended for the larger number of stages in a stationary gas turbines. For the multi-disciplinary optimization of compressor blades, a suitable geometry model was defined initially, which can account for aerodynamic as well as structural requirements. For the aerodynamic assessment of the compressor blade, the Q3D evaluation could be complemented by a full 3D-CFD analysis. For the structural analysis, a method for automated identification of eigenmodes was developed, in order to carry out eigenmode-specific assessments. By implementing data bases in connection with response surface models, the structural and aerodynamic evaluations could be parallelized to a large degree and an efficient, generic multi-disciplinary optimization process could be developed.

Während die meiste bisherige Forschung zum Flattereffekt, der als eine erratische aerodynamische Eigenschaft von Sportbällen bekannt ist, empirisch durchgeführt wurde, sind theoretische Untersuchungen, wie jene, die auf Grundlage von a priori Information eine bidirektionale Krümmung in der Simulation der Flugbahn eines nichtrotierenden Balles berücksichtigen, noch nicht verfügbar. Unsicherheitsquantifizierung in der numerischen Evaluation von Ballflugbahnen ist daher ein geeigneter Gegenstand für weiterführende Untersuchungen. Das verwendete Systemmodell basiert auf einer stochastischen vektoriellen Differentialgleichung (Zweites Newton‘ sches Gesetz), worin Unsicherheitsquellen durch spektrale und geschwindigkeitsspezifische Eigenschaften von Langevin-Kräften für Widerstand und Auftrieb quantifiziert sind. Eine datenbasierte Modellentwicklung erfolgte durch Verringerung der Anzahl von Unsicherheitsquellen und Dimensionsreduktion, und eine jeweilige Modellverifikation wurde erreicht unter Verwendung von mindestens einer Verifikationsmethode (ANOVA-Zerlegung der Legendre Chaos-Entwicklung). Zunächst konnte, ausgehend von einer ereignisanalytischen Klassifizierung von simulationsbasierten räumlich-zeitlichen Tracking-Daten (zeitabhängige Ortsvektordifferenz zum Vergleich von CW- und Schwankungsgrößen), die zeitliche Verteilung und die Auftrittswahrscheinlichkeit eines (Polar)winkel-spezifischen Flattereffektes berechnet werden. Als ein geeignetes Kriterium für die Identifizierung des Effektes wurde eine vergleichsweise schnelle und große zeitliche Änderung des Polarwinkels des Differenzvektors herangezogen. Ein übergeordnetes Ziel in globaler Unsicherheitsquantifizierung war eine vergleichende Untersuchung zum Einfluss von Positionsdaten in standardisierten Situationen des Sportspiels. Untersuchungsmethoden umfassten Zeitmittelung von 99% Konfidenzintervalllängen für dissipierte/erzeugte Leistung und Betrag des Ortsvektors, Gauß-Legendre-Integration zur Berechnung der Varianz des Ballauftreffortes sowie eine Analyse von Deformationsmoden basierend auf Hotelling‘s T2-Statistik einschließlich Eigenwertanalyse zur Reduzierung der Anzahl von Variablen. Um den systematischen Einfluss der Ballflugzeit zu eliminieren, wurde eine Kalibrierung der Ergebnisse mittels Neuberechnung unter der Annahme eines geschwindigkeitsunabhängigen Widerstandsbeiwertes vorgenommen, wodurch sich ein globaler Beiwert-spezifischer Flattereffekt einführen lässt. Es wurden Aufschlag-Szenarien des Sportspiels Volleyball mit positioneller hoher Skalierungsdichte gewählt. Dadurch ermöglicht sich sowohl eine differenzierte Identifizierung sportartspezifischer Anwendung in Bezug auf unmittelbare Wettkampfsteuerung (z.B. taktische Verhaltensweisen, auch hinsichtlich einer geschwindigkeitsbedingten perzeptuellen Trajektorienillusion) als auch eine simulationsgestützte Trajektorien-Evaluation in der Sportball-Technologie. Insbesondere erscheint das zugrundeliegende stochastische Modell für eine prozessbegleitende rechenzeiteffiziente Optimierung von Textur-Gestaltung und Panel-Musterung geeignet zu sein, wofür Ergebnisse aus Windkanal-Messung der zeit- und geschwindigkeitsabhängigen aerodynamischen Beiwerte erforderlich sind., While most previous research on the knuckling effect, known as an erratic aerodynamic property of sports balls, was carried out empirically, theoretical investigations, such as those allowing a priori information based for bidirectional curvature generation in the trajectory simulation of a nonspinning ball, are not yet available. Therefore, uncertainty quantification in the numerical ball flight trajectories evaluation is a suitable subject for subsequent investigations. The system model used is based on a stochastic vectorial differential equation (Newton's 2nd law) quantifying sources of uncertainty by spectral and velocity-specific properties of Langevin forces for drag and lift. A data-based model development was carried out by both reducing the number of sources of uncertainty and dimension reduction, and a respective model verification was achieved by using at least one verification method (ANOVA decomposition of the Legendre chaos expansion). First, the temporal distribution and the probability of occurrence of a (polar-)angle-specific knuckling effect could be calculated based on an event analytic classification of simulation-based spatiotemporal tracking data (time-dependent difference of position vectors to compare CW- and fluctuation quantities). As a suitable criterion for the identification of the effect, a comparatively fast and large temporal change of the polar-angle of the difference vector was used. An overarching aim in global uncertainty quantification was a comparative investigation on the influence of position data in standardised situations of the sports game. Examination methods included time-averaging 99% confidence interval lengths for dissipated/generated power and magnitude of position vector, Gauss-Legendre integration to calculate the variance of landing points as well as an analysis of deformation modes based on Hotelling’s T2 statistic, including eigenvalue analysis for reducing the number of variables. In order to eliminate the systematic impact of time-of-flight, a calibration of results by means of recalculation assuming a speed-independent drag coefficient was undertaken, whereby a global coefficient-specific knuckling effect can be introduced. Scenarios in volleyballs’ serving play were chosen by positional high density scaling. This enables a differentiated identification of different kinds of sport-specific application in relation to immediate competition control (e.g., tactical behaviors, also with regard to speed-related perceptual trajectory illusion) as well as a simulation-based trajectory evaluation in sports ball engineering. In particular, the underlying stochastic model appears to be suitable for an in-process computation time-efficient optimization of textural styling and panel patterning which will require results of wind tunnel measurement of time- and speed-dependent aerodynamic coefficients.

Die Entwicklung schwerer Nutzfahrzeugmotoren unterliegt dem Zielkonflikt zwischen möglichst geringen Betriebskosten, hoher Leistung und der Einhaltung von Emissionsvorschriften. Bezüglich der Auslegung der Verdichterstufe des Abgasturboladers resultiert dies in einem Kompromiss zwischen Kennfeldbreite und den Wirkungsgraden im Nennpunkt sowie im Hauptfahrbereich. In der vorliegenden wissenschaftlichen Publikation wird untersucht, ob mit Hilfe einer geometrischen Verstellbarkeit des Verdichters eine bessere Lösung für das anspruchsvolle Anforderungsprofil gefunden werden kann. Das Ziel ist eine Reduktion des Kraftstoffverbrauchs eines 12,8l NFZ-Dieselmotors im schweren Fernverkehr, ohne dass hierbei Abstriche bezüglich weiterer Leistungsmerkmale der Verdichterstufe in Kauf genommen werden müssen. In einem ersten Schritt wird hierzu mit Hilfe der Auswertung von Lastkollektivdaten der für den Kraftstoffverbrauch relevante Betriebsbereich der Basis-Verdichterstufe identifiziert. Dieser befindet sich bei vergleichsweise geringen Massenströmen und hohen Totaldruckverhältnissen in der Nähe der Volllast-Schlucklinie im Verdichterkennfeld. Die Auswertung von ein- und dreidimensionalen Strömungssimulationen führt zur Erkenntnis, dass die hohen Tangentialgeschwindigkeiten im unbeschaufelten Diffusor ausschlagge- bend sind für die Strömungsverluste innerhalb der Verdichterstufe im Hauptfahrbereich. Eine Möglichkeit die Geschwindigkeitskomponente in Umfangsrichtung zu reduzieren, ist die Verwendung eines beschaufelten Diffusors. Zur Überprüfung des Potentials werden im Rahmen einer Parameterstudie 47 unterschiedliche Nachleitgitter im Diffusor der Basis-Verdichterstufe am Heißgasprüfstand untersucht. Es stellt sich heraus, dass durch den Einsatz einer Nachleitbeschaufelung der Verdichterwirkungsgrad um bis zu 8 Prozentpunkte verbessert werden kann, die Kennfeldbreite jedoch nicht ausreicht, um die motorischen Anforderungen bezüglich der Pumpstabilität oder der Bremsleistung zu erfüllen. Resultierend aus diesen Erkenntnissen werden drei variable Verdichter entwickelt, mit dem Ziel, den Wirkungsgradvorteil beschaufelter Diffusoren mittels einer geometrischen Verstellbarkeit für den schweren Nutzfahrzeugmotor nutzbar zu machen. Die Bewertung hinsichtlich der Ziele und Anforderungen erfolgt anhand von Versuchen am Heißgas- sowie Vollmotorenprüfstand. Die Variabilität mit der geringsten Komplexität ist die Kombination aus starrem Nachleitgitter und Schubumluftventil. Das System zeichnet sich dadurch aus, dass Strömungsabrisse im Bereich des Nachleitgitters durch Aktivieren des Schubumluftventils und somit Öffnen eines Rezirkulationskanals im Verdichtergehäuse in pumpkritischen Situationen vermieden werden können. Der Verzicht auf bewegliche Teile im Diffusor resultiert in der höchsten Reduktion des Kraftstoffverbrauchs um 0,6 − 1,4% im Hauptfahrbereich. Der Doppeldiffusor besitzt zwei separate Strömungskanäle unterschiedlicher Geometrie, die im Betrieb durch eine axiale Verschiebung mit Druckluft aktiviert werden können. Dieses völlig neuartige Konzept ermöglicht es, die Auslegungsziele auf zwei Diffusoren aufzuteilen und somit für jede Kennfeldhälfte die jeweils optimale Schaufelgeometrie auszuwählen. Mit dieser Variabilität kann die Einspritzmenge im Hauptfahrbereich um 0,5 − 0,8 Prozent gesenkt werden. Das System mit der höchsten Komplexität ist der Verdichter mit rotierbarer Nachleitbeschaufelung. Über einen elektronischen Steller können die Anstellwinkel und Halsquerschnitte in jedem Betriebspunkt den Anströmbedingungen angepasst werden, um den jeweils bestmöglichen Wirkungsgrad zu erhalten. Aufgrund der anspruchsvollen geometrischen Zwangsbedingungen bei der Auswahl der Schaufelgeometrie besitzt der Dreh- schaufler mit 0,3−0,6% das geringste Potential zur Verbesserung der Kraftstoffsparsamkeit, erzielt jedoch das beste Ergebnis bezüglich der Bremsleistung und der Pumpstabilität.:1 Einleitung 1.1 Einführung 1.2 Stand der Technik 1.3 Zielsetzung 2 Grundlagen 2.1 Der schwere Nutzfahrzeugmotor 2.1.1 Aufbau 2.1.2 Kenngrößen 2.1.3 Motorbremse 2.2 Der Turbolader-Radialverdichter 2.2.1 Systembeschreibung 2.2.2 Definition von Kenngrößen 2.2.3 ThermodynamischeBeschreibung 2.3 Thermodynamik des Aufladesystems 2.3.1 Stationäre Lastkurven im Verdichterkennfeld 2.3.2 Grenzwerte im Stationärbetrieb 2.3.3 Transientverhalten 3 Methodik 3.1 Lösungsweg 3.2 Lastkollektivauswertung 3.3 Parametrisiertes Diffusormodell 3.3.1 Geometrischer Aufbau 3.3.2 Auslegungsgrößen 3.3.3 Parameterstudie 3.4 Simulation 3.4.1 1D-Strömungssimulation in Diffusor und Volute 3.4.2 3D-Strömungssimulation der Verdichterstufe 3.4.3 Motorprozesssimulation 3.5 Heißgasprüfstand 3.5.1 Kennfeldvermessung 3.5.2 Aerodynamikmessung 3.5.3 Verkokungsanfälligkeit 3.6 Motorprüfstand 3.6.1 Aufbau 3.6.2 Randbedingungen 3.6.3 Akustikmessung 4 Ergebnisse 4.1 Validierung 4.1.1 Strömungszustand am Verdichterradaustritt 4.1.2 Simulation der Verdichterstufe mit unbeschaufeltem Diffusor 4.1.3 Simulation der Verdichterstufe mit beschaufeltem Diffusor 4.2 Verlustanalyse Basisverdichter 4.2.1 Auswertung der Lastkollektive 4.2.2 Aerodynamische Verlustanalyse 4.2.3 Strömungsmechanik im Diffusor 4.3 Parameterstudie beschaufelter Diffusoren 4.3.1 Einfluss von Nachleitgittern auf das Verdichterkennfeld 4.3.2 Anforderungen des schweren Nutzfahrzeugmotors 4.4 Aerodynamik beschaufelter Diffusoren 4.4.1 Auslegungskriterien 4.5 Verkokung beschaufelter Diffusoren 5 Variable Verdichter 5.1 VRVC - Starres Nachleitgitter mit Schubumluftventil 5.1.1 Auslegung und Konstruktion 5.1.2 Heißgasprüfstand 5.2 VSVC-Doppeldiffusor 5.2.1 Auslegung und Konstruktion 5.2.2 Heißgasprüfstand 5.3 VPVC-RotierbareSchaufeln 5.3.1 Auslegung und Konstruktion 5.3.2 Heißgasprüfstand 5.4 Verhalten variabler Verdichter am schweren NFZ-Motor 5.4.1 Volllast 5.4.2 Lastvariation 5.4.3 DynamischesAnsprechverhalten 5.4.4 Low-End Torque 5.4.5 Dynamische Pumpstabilität 5.4.6 Bremsbetrieb 5.4.7 Ansteuerung 5.4.8 Akustik 5.5 Übersicht 6 Zusammenfassung und Ausblick 7 Anhang Literaturverzeichnis Reducing the total costs of ownership, achieving the rated engine power and compliance with exhaust-emission legislation are competing goals regarding the development of heavy duty engines. This leads to demanding requirements for the aerodynamic design of the turbocharger compressor stage such as high efficiencies at various operating points and a broad map width. The aim of the present doctoral thesis is to investigate the potential of a compressor with variable geometry in order to obtain a better compromise between efficiency and compressor map width for the purpose of increasing fuel economy without sacrifices concerning the rated power, engine brake performance or surge stability. In a first step, the evaluation of load cycles yields operating points on which the fuel consumption is heavily dependent. Results of 1D- and 3D fluid flow simulations show that the high tangential velocity in the vaneless diffusor is the main cause for the reduction of compressor efficiency in the main driving range. A parameter study containing 47 different geometries is conducted at a hot gas test rig in order to examine the potential of vaned diffusers regarding the reduction of the tangential velocity component. It can be seen that by introducing diffuser vanes compressor efficiency can be increased by up to 8 percent. The narrow map width however prevents the use of a fixed geometry for heavy duty engines. Based on those results three variable geometry compressors are developed with the goal of maintaining the efficiency benefit of vaned diffusers while increasing the map width by adjustable geometric features. The evaluation of the variable compressor systems is based on hot gas and engine test bench measurements. The variable compressor system with the lowest complexity utilizes a recirculation valve in the compressor housing in combination with a fixed geometry vaned diffuser in order to improve the surge margin for a short period of time at a sudden load drop. The abandonment of functional gaps in the diffuser leads to the highest improvement of fuel economy of 0,6 − 1,4% in the main driving range. The compressor with stacked diffuser vanes has two separate flow channels in the diffuser. During engine operation only one vaned diffuser geometry is active. The axial movement is performed via pressure chambers in the compressor and bearing housing. The two diffuser geometries are either optimized for high or low mass flows. This way the fuel consumption in the main driving range can be reduced by 0,5 − 0,8%. The compressor with pivoting vanes in the diffuser has the highest complexity of all systems. With the aid of an electronic actuator the vane inlet angle and throat area can be adjusted to the impeller outlet flow conditions at each operating point. As a consequence the pivoting vanes compressor achieves the best results regarding engine brake performance and surge stability. The fuel economy in the main driving range can be improved by 0,3 − 0,6%. Higher benefits are prevented by demanding geometric constraints in order to ensure the rotatability of the vanes and to prevent vibrations of the impeller blades.:1 Einleitung 1.1 Einführung 1.2 Stand der Technik 1.3 Zielsetzung 2 Grundlagen 2.1 Der schwere Nutzfahrzeugmotor 2.1.1 Aufbau 2.1.2 Kenngrößen 2.1.3 Motorbremse 2.2 Der Turbolader-Radialverdichter 2.2.1 Systembeschreibung 2.2.2 Definition von Kenngrößen 2.2.3 ThermodynamischeBeschreibung 2.3 Thermodynamik des Aufladesystems 2.3.1 Stationäre Lastkurven im Verdichterkennfeld 2.3.2 Grenzwerte im Stationärbetrieb 2.3.3 Transientverhalten 3 Methodik 3.1 Lösungsweg 3.2 Lastkollektivauswertung 3.3 Parametrisiertes Diffusormodell 3.3.1 Geometrischer Aufbau 3.3.2 Auslegungsgrößen 3.3.3 Parameterstudie 3.4 Simulation 3.4.1 1D-Strömungssimulation in Diffusor und Volute 3.4.2 3D-Strömungssimulation der Verdichterstufe 3.4.3 Motorprozesssimulation 3.5 Heißgasprüfstand 3.5.1 Kennfeldvermessung 3.5.2 Aerodynamikmessung 3.5.3 Verkokungsanfälligkeit 3.6 Motorprüfstand 3.6.1 Aufbau 3.6.2 Randbedingungen 3.6.3 Akustikmessung 4 Ergebnisse 4.1 Validierung 4.1.1 Strömungszustand am Verdichterradaustritt 4.1.2 Simulation der Verdichterstufe mit unbeschaufeltem Diffusor 4.1.3 Simulation der Verdichterstufe mit beschaufeltem Diffusor 4.2 Verlustanalyse Basisverdichter 4.2.1 Auswertung der Lastkollektive 4.2.2 Aerodynamische Verlustanalyse 4.2.3 Strömungsmechanik im Diffusor 4.3 Parameterstudie beschaufelter Diffusoren 4.3.1 Einfluss von Nachleitgittern auf das Verdichterkennfeld 4.3.2 Anforderungen des schweren Nutzfahrzeugmotors 4.4 Aerodynamik beschaufelter Diffusoren 4.4.1 Auslegungskriterien 4.5 Verkokung beschaufelter Diffusoren 5 Variable Verdichter 5.1 VRVC - Starres Nachleitgitter mit Schubumluftventil 5.1.1 Auslegung und Konstruktion 5.1.2 Heißgasprüfstand 5.2 VSVC-Doppeldiffusor 5.2.1 Auslegung und Konstruktion 5.2.2 Heißgasprüfstand 5.3 VPVC-RotierbareSchaufeln 5.3.1 Auslegung und Konstruktion 5.3.2 Heißgasprüfstand 5.4 Verhalten variabler Verdichter am schweren NFZ-Motor 5.4.1 Volllast 5.4.2 Lastvariation 5.4.3 DynamischesAnsprechverhalten 5.4.4 Low-End Torque 5.4.5 Dynamische Pumpstabilität 5.4.6 Bremsbetrieb 5.4.7 Ansteuerung 5.4.8 Akustik 5.5 Übersicht 6 Zusammenfassung und Ausblick 7 Anhang Literaturverzeichnis

vorgelegt von : Benedikt Ledermann Zsfassung in engl. Sprache FH Campus Wien, Masterstudiengang High Tech Manufacturing, Master-Arb., 2014

Der vorliegende Bericht stellt den Entwurf und Optimierung von einem integrierten sowie einem aufgesetzten Vorflügel an das Aufbauprofil DU 91-W2-250 des in dem vom BMWi geförderten Projekt Smart Blades verwendeten Referenzblattes vor. Die Berechnungen erfolgten mittels CFD-Simulationen am zweidimensionalen Profilschnitt mit dem strukturierten DLR-Verfahren FLOWer. Die Optimierung wurde mittels der DLR-Optimierungsumgebung CHAeOPS durchgeführt.

Der vorliegende Bericht stellt berechnete Klappenwirksamkeiten an den Aufbauprofilen des in dem vom BMU geförderten Projekt SmartBlades verwendeten Referenzblattes vor. Die Berechnungen erfolgten mittels CFD-Simulationen am zweidimensionalen Profilschnitt mit dem strukturierten DLR-Verfahren FLOWer.

Der Bericht behandelt die Entwicklung strömungsmechanischer Modelle sowie deren Anwendung in der Praxis. Es werden das Schallkriterium der schiefen Stoßreflexion, die Stabilitätstheorie lokaler Störungen zur effizienten Strömungskontrolle, Transitionsmodelle dreidimensionaler Grenzschichten und Nachlauströmungen sowie thermischer Instabilitäten und in der Bioströmungsmechanik Strömung-Struktur gekoppelte Modelle des Vogelfluges und des menschlichen Herzens entwickelt und validiert.

The subject of this study is the analysis of three different diffuser configurations in a centrifugal compressor stage for a jet engine application. The nominal geometric configuration of the diffusing system contained a unique type of passage diffuser, a pipe diffuser, and a deswirler with axial prismatic vanes. In the second configuration, the pipe diffuser was radially truncated by approximately half its diametral extent. In a third step, the downstream deswirler was redesigned. To adapt the deswirler to the new diffuser, a tandem design with two stator rows was introduced. For the experimental investigations, a state-of-the-art centrifugal compressor test rig was used. It is located at the Institute of Jet Propulsion and Turbomachinery and was built up in cooperation with General Electric Aviation. In this study, the effects of the three configurations on the stage performance are investigated. These differences are explained by local flow phenomena. For this purpose, detailed measurements with multi-hole probes, unsteady pressure transducers and particle image velocimetry (PIV) have been performed. Finally, the impact on the whole system of a jet engine is analyzed. It was found that the diffuser truncation increases the centrifugal stage performance by 0.3% and enlarges the surge margin by 10%. PIV measurements show a significantly decreased flow separation in the diffuser passage. The changed flow direction due to the diffuser truncation implies, however, an increased incidence flow angle to the deswirler causing extensive losses. This higher incidence angle was the motivation for the deswirler redesign. The first row of this tandem deswirler was introduced into the channel bend for the first time in a test rig. It is shown that the tandem deswirler has lower total pressure losses and thus an improved static pressure rise compared to the nominal deswirler. These lower deswirler losses result in an additional increase of the centrifugal compressor stage efficiency of 1%. Moreover, the relative position of the two tandem rows is investigated. An optimal clocking position regarding stage efficiency and static pressure rise was found. This study gives fundamental insight into the aerodynamic mechanisms of the influence of three geometric configurations in a centrifugal compressor stage, especially in the pipe diffuser and the deswirler. Thus, this study is highly beneficial in furthering knowledge of the fundamental principles of the flow phenomena in the diffusing system of a centrifugal compressor.

Auf dem Gebiet der Prozessintegration und automatisierten Optimierung von Bauteilen nimmt die Triebwerksindustrie eine Vorreiterrolle ein. Insbesondere die aerodynamische Optimierung von Triebwerksschaufeln kann, dank umfangreicher Forschungs- und Entwicklungsarbeit, seit einiger Zeit als Stand der Technik bezeichnet werden. Auf diese Art ist es möglich, trotz kürzer werdender Entwicklungszeiten immer effizientere Schaufeln zu entwerfen, die ihren Beitrag zur notwendigen Reduktion der im Triebwerk produzierten CO2-Emission liefern. Ein wichtiger Schritt beim Schaufelentwurf ist die automatisierte Mehrkriterien-Optimierung einzelner Schaufelsektionen. Hierfür sind geeignete Profilparametrisierungen notwendig, die einerseits genügend Entwurfsfreiheiten bieten, andererseits ohne manuelle Nachbearbeitung sinnvolle Profile liefern. In der vorliegenden Arbeit werden daher drei grundsätzlich verschiedene Möglichkeiten zur automatisierten parametrischen Schaufelprofilerzeugung entwickelt. Im Unterschied zu den meisten bisher vorhandenen Parametrisierungen ist allen drei Methoden gemein, dass die entstandenen Profile stets krümmungsstetig sind. Lediglich beim Übergang zur kreisförmigen Hinterkante wird Tangentenstetigkeit als ausreichend angesehen. Durch diese Vorgehensweise können, anders als vorher, sehr günstige Geschwindigkeitsverläufe an Saug- und Druckseite ohne Überhöhungen an der Vorderkante erreicht werden. Innerhalb eines auf einem Hochleistungs-Rechen-Cluster parallelisierten Mehrkriterien-Optimierungsprozesses, in dem beispielhaft der Mittelschnitt eines Stators einer Hochdruckverdichterstufe aerodynamisch optimiert wird, werden die drei Methoden anschließend miteinander verglichen. Es kann gezeigt werden, dass alle drei Parametrisierungen zu Profilen führen, die bezüglich ihrer aerodynamischen Verluste deutlich besser sind als ein manuell entworfenes Referenzprofil. In the field of process integration and automized optimization of engineering parts the flight engine industry can be recognized as a technology leader. Based on substantial research and developement efforts, especially the arodynamical optimization of engine blades can be regarded as state-of-the-art now. This way it is possible to design more efficient blades in shorter developement time which helps to lower CO2 emissions of the engine. An important step within the blade design process is the automized multi-criteria optimization of single blade sections. Therefore, useful section parameterization is neccessary allowing to explore a wide design space on the one hand, but yielding reasonable blade sections without the need of manual after treatment. Three different possibilities for automized blade section generation are developed in this thesis. In contrast to most of the prior publications these parameterizations generate curvature continuous sections. Only for the blending of the trailing edge circle to the suction and pressure side, respectively, tangential continuity is regarded as sufficient for proper aerodynamical behavior. This way, advantageous velocity profiles without any spikes on either section side of the leading edge are achieved. The three methods are tested and compared to each other within a multi-criteria optimization process running in parallel on a high performance computing cluster. For the example of a mid-section of a high pressure compressor stator it can be shown that all three parameterizations yield profiles which dominate a manually optimized reference profile in both optimization criteria, efficiency for design and off-design operation conditions.

Im Bereich der industriellen Aerodynamik stellen die Reynolds–gemittelten Navier–Stokes (RANS) Methoden eines der wichtigsten Werkzeuge in der numerischen Simulation dar. Die Hauptgründe hierfür liegen an den akzeptablen Anforderungen, die sie an die Hardware bzgl. Speicher und Rechenleistung stellen. In den letzten Jahrzehnten wurde eine Vielzahl von RANS–Modellen entwickelt, welche jedoch alle Stärken und Schwächen aufweisen und für unterschiedliche Strömungsprobleme verschieden gute Eignung zeigen. In der industriellen Anwendung der numerischen Strömungsmechanik (CFD) ist dabei aber der Rechenaufwand der entscheidende Faktor. Oft wird dieser durch die Reduzierung der Gitterpunktanzahl, vor allem im hochaufgelösten Grenzschichtbereich, verringert. Es hat sich gezeigt, dass die Anforderungen an die Dichte und Orthogonalität des wandnahen Gitters zwischen den Modellen verschieden sind und, bezogen auf eine gitterkonvergente Lösung, zu unterschiedlich ausgeprägten Fehlern führen. In dieser Hinsicht beschäftigt sich die Arbeit mit dem Einfluss der wandnahen Gitterauflösung auf die Befähigung der RANS–Verfahren, eine turbulente Grenzschicht korrekt vorherzusagen. Hierbei wird ein empirischer Ansatz verfolgt. Die grundlegende Idee war es, zunächst die Reaktionen der einzelnen Strömungslöser und Turbulenzmodelle auf isolierte Fehlerquellen zu bestimmen. Hierfür wurde die Grenzschichtentwicklung entlang einer ebenen Platte, die Strömungsablösung am Onera-A-Profil und der Verdichtungsstoßes oberhalb des RAE2822-Profils mit großer Variationsbandbreite des wandnahen Gitters berechnet. Repräsentative Werte der Simulationsergebnisse, wie die Vorhersage der Wandreibung, wurden an gegebenen Punkten der Lauflänge verglichen. Die daraus resultierenden Abweichungen zu einem sehr feinen Referenzgitter liefern damit eine Datenbank, aus der das Verhalten der Strömunglöser bezüglich der einzelnen Fehlermechanismen abgeleitet werden kann. Darüber hinaus ermöglicht eine Parametrisierung dieser Daten eine automatisierte Rückmeldung des Strömungslösers über kritische Netzregionen und deren Fehlerauswirkungen. Hierdurch wird eine Abschätzung des Fehlerbetrages und damit eine Annäherung der Lösung an die eines idealen Gitters ermöglicht, welche anderenfalls mit einer höheren Gitterpunktanzahl und Rechenzeit einhergehen würde. Der Vergleich der verschiedenen Strömungslöser bietet zusätzlich einen Eindruck über die Allgemeingültigkeit des Fehlerverhaltens. Die Simulationsprogramme, die gegenüber gestellt werden, sind TAU des Deutschen Zentrums für Luft und Raumfahrt (DLR), ELAN der Technischen Universität Berlin (TUB), STAR-CCM+ von CD-adapco, Edge der Swedish Defence Research Agency (FOI) und der freie Open-Source-Löser OpenFOAM. Um die Gültigkeit des angewandten empirischen Ansatzes zu bewerten, wurden die Fehlermechanismen zunächst separat untersucht und danach deren Interaktion im Detail betrachtet. Schließlich wurde der entwickelte Fehlerschätzer auf komplexere Testfälle übertragen., In the field of industrial aerodynamics, statistical Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) methods are one of the most important tools for numerical simulations. The main reasons for this are the acceptable demands they place on computational hardware in terms of RAM and CPU time. In the last decades a great variety of RANS models were developed with different degrees of modelling complexity and each has its respective strengths, weaknesses and suitability to different classes of flow. In the industrial application of computational fluid dynamics (CFD), computational cost is an essential factor. Often this is reduced by decreasing grid points, especially in the highly-resolved boundary layer region. The demands on the density and the orthogonality of the grid near the wall differ between turbulence models and lead to a varying degree of error relative to a grid-converged solution. In this respect the current work is concerned with the effects of the near-wall grid on the ability of RANS models to predict turbulent boundary layer flows. An empirical approach has been adopted to this end. The fundamental idea was to first determine the response of different flow solvers and turbulence models to isolated sources of error. For this purpose, the development of a boundary layer along a flat plate, the flow separation on an Onera-A profile and the shock over the RAE2822 airfoil were computed with several grid variations. Representative values of the simulation results such as the prediction of wall friction were compared at given points of the running length. The resulting deviations from a fine reference grid provide a data base from which the behavior of the flow solvers with respect to the isolated error mechanisms could be derived. Additionally, a parameterization of this data allows an automatic feedback from the flow solver to the user about critical grid regions and the consequences in terms of error. It is possible to estimate the magnitude of the error and to give an approximation of the solution on an ideal grid with a higher number of grid points and computational cost. The comparison of different flow solvers provides in addition an impression of the generality of the error behavior derived. The codes compared were TAU from the German Aerospace Center (DLR), the Technical University Berlin (TUB) in-house solver ELAN, STAR-CCM+ from CD-adapco, the Swedish Defence Research Agency (FOI) solver Edge and the free open source solver OpenFOAM. To assess the validity of the adopted empirical approach, the error mechanisms were first of all examined separately and thereafter the interaction between different errors was investigated. Finally, the error sensors developed were tested for more complex test cases.

Diese Arbeit befasst sich mit der Technik der Wassereindüsung in Gasturbinenverdichter, die eine kurzfristige Leistungserhöhung von Gasturbinenkraftwerken sowie Gas- und Dampfkraftwerksanlagen (GuD) zum Ziel hat. Diese Methode ist insbesondere für ältere Anlagen bereits erprobt, birgt jedoch weiteres Entwicklungspotential, da die thermodynamischen und aerodynamischen Auswirkungen der Wassereindüsung in Verdichter bis heute noch nicht vollständig verstandensind. --- Aus diesem Grund wird in dieser Arbeit eine theoretische Einführung in die Thermodynamik des Gasturbinenprozesses mit Nassverdichtung gegeben,wobei sich abgängig von den Prozessparametern Potentiale bezüglich einer Wirkungsgradverbesserung gegenüber dem trockenen Prozess zeigen. In einer aerodynamischen Betrachtung des Verdichters wird jedoch deutlich, dass der Verdichterwirkungsgrad mit der Steigerung des eingedüsten Wassermassenstromes abnimmt, sofern die Auslegung auf den trockenen Betrieb optimiert ist. --- Des Weiteren wird das aerodynamische Verhalten einer Verdichterbeschaufelung bei Wassereindüsung experimentell in einem ebenen Gitterwindkanal untersucht. Hierzu wird insbesondere die berührungslose Messtechnik der Phasen Doppler Anemometrie eingesetzt. Diese ist in der Lage, das Strömungsfeld im Verdichtergitter in hoher Auflösung abzubilden. --- Aus den Ergebnissen der Messungen wird ersichtlich, dass der Einfluss der Wasserbeladung auf die Verdichteraerodynamik durch Trägheitseffekte dominiert wird. Bei subsonischen Verdichterströmungen führt die Anwesenheit von Wassertropfen zu höheren Verlusten. Bei transsonischer Strömung werden die Verluste durch die Verdichtungsstöße und die damit einhergehende Stoß- Grenzschicht-Interferenz durch die Wassereindüsung verringert. Infolgedessen sinkt in diesem Fall der Verlustbeiwert der Beschaufelung. Gleichzeitig werden stoßinduzierte Ablösungen unterdrückt und ein größerer maximaler Umlenkwinkel erreicht.

Es wird eine technische Übersicht über aktuelle und mögliche Maßnahmen zur Verminderung der Emissionen von FLugzeugen gegeben. Hierbei werden Strukturen ebenso angesprochen wie Aerodynamik, Systeme und betriebliche Aspekte. Zudem werden Maßnahmen an Flugtriebwerken bis hin zu alternativen Kraftstoffen diskutiert.

Neben direkten Messungen der metabolischen Leistung mittels Respirometrie oder anderer Verfahren stellen aerodynamische Modelle die Grundlage der Diskussion zur Flugenergetik dar. In der Arbeit wird die Untersuchung von aerodynamischen und kinematischen Parametern, die als Grundlage für aerodynamische Modellrechnungen dienen, und die Beschreibung des Einflusses des Tragens einer respiratorischen Atemmaske mit Schlauch beim Windkanalflug eines Stars (Sturnus vulgaris) auf diese Parameter untersucht. Ein Star wurde für den Streckenflug im Windkanal bei verschiedenen Geschwindigkeiten mit und ohne respiratorische Maske trainiert. Ausgewählte Flüge bei vier Geschwindigkeiten (6m/s, 8m/s, 10m/s, 13m/s) mit und ohne respiratorische Maske wurden mittels zweier synchronisierter Hochgeschwindigkeitskameras mit 255 Bildern/s gefilmt. Die stereophotogrammetrische Filmauswertung und die Ermittlung von Raumkoordinaten aus digitalisierten Bildpunkten von 5 aufeinanderfolgenden Flügelschlägen wird beschrieben. Die Auswertemethoden, die Rechenwege sowie die Vorgehensweise werden erläutert, dabei auftretende Fehler werden abgeschätzt und auf ihre Auswirkungen auf die Ergebnisse diskutiert. Die Auswahl der für die kinematische Analyse benutzten Größen wird erläutert und der Einfluss der Geschwindigkeit und des Tragens der Maske auf Rumpf-, Flügel- und Schwanzkinematik werden dargestellt. Der Star ändert seine Kinematik in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit und dem Tragen der Maske. Beim Tragen der Maske treten zusätzliche Kräfte auf (erhöhter Widerstand, zusätzliches Nickmoment), welche diese Flüge unruhiger erscheinen lassen, was sich z. B. durch stärker aus dem Gefieder herausragende Beine, Öffnen des Schnabels und häufigere Positionswechsel zeigt. Die Ergebnisse der kinematischen Analyse und die durch Windkanalmessungen von GESSER (1998) an einem Starenmodell gewonnenen Resultate dienen der Berechnung des von den Flügeln erzeugten Hubs und Schubs anhand eines einfachen aerodynamischen Modells unter der Annahme stationärer Strömungsverhältnisse. Der Einfluss von Anstellwinkel, Fläche und Anblasgeschwindigkeit des Arm- und Handfittichs auf die von den Flügeln erzeugten Kraftkomponenten (Auftrieb, Widerstand, Hub, Schub) wird erläutert. Die Ergebnisse der Berechnungen bei 13m/s werden dargestellt. Der Handfittich erzeugt während des Abschlags 40% mehr Auftrieb und 55% mehr Hub als der Armfittich. Beim Flug mit Maske sind Auftrieb und Widerstand größer als ohne Maske (40% Armfittich, 50% Handfittich für den Auftrieb und 50% bis 130% für den Widerstand). Die Huberzeugung oszilliert flügelschlaggebunden. Der im Flug mit Maske während des Abschlags erzeugte Hub ist um etwa 30% größer als beim Flug ohne Maske. Die Schuberzeugung geht vor allem auf den Handfittich zurück, dieser erzeugt während des gesamten Abschlags positiven Schub. Beim Flug mit Maske ist das Schubmaximum des Handfittichs um 45% bis 145% gegenüber dem Flug ohne Maske erhöht und steigt damit stärker an als der Hub. Der mittlere Hub für die 5 untersuchten Flügelschläge übersteigt den anhand von Windkanalmessungen an einem Starenmodell in Gleitflughaltung abgeschätzten erforderlichen Hub für die Überwindung des Vogelgewichts sowie die Aufwärtsbeschleunigung im Windkanal sowohl für den Flug mit als auch ohne Maske um 74% (mit Maske) bzw. 45% (ohne Maske). Der mittlere Schub ist für den Flug ohne Maske um 23% und für den Flug mit Maske um 4% geringer als der erforderliche Schub für die Überwindung des parasitären Widerstands von Rumpf, Schwanz, Beinen und Maske plus dem für eine Vorwärtsbeschleunigung notwendigen Schub. Anhand von 3 mathematisch-aerodynamischen Modellansätzen nach der Impulsstrahltheorie bzw. der Ringwirbeltheorie werden die parasitäre und induzierte Leistung sowie die Profilleistung berechnet, die mechanische Flugleistung als deren Summe für die untersuchten Flüge bestimmt, wobei der Einfluss der aus dem Gefieder herausragenden Beine sowie der Einfluss von Maske und Schlauch auf die par. Leistung berücksichtigt wird. Mit steigender Geschwindigkeit nimmt die mechanische Leistung zu, mit Maske sind die Flüge energetisch ungünstiger, der Unterschied ist im mittleren Geschwindigkeitsbereich geringer. Die mechanische Leistung nimmt nach der Ringwirbeltheorie beim Ansatz nach GESSER/RAYNER von 1.025W bei 6 m/s auf 1.720W bei 13m/s beim Flug ohne Maske zu, mit Maske steigt die Leistung von 1.474W bei 6m/s auf 3.033W bei 13 m/s. Das Tragen einer respiratorischen Maske mit Schlauch zeigt einen deutlichen Einfluss auf die ausgewählten Größen. Die Flüge mit Maske sind unruhiger, die Schwankungen größer als beim Flug ohne Maske und der Vogel produziert verstärkt Hub und Schub. Der Einfluss von Maske und Schlauch überlagert zudem den Einfluss der Windgeschwindigkeit. In der Summe nimmt die mechanische Flugleistung beim Tragen der Atemmaske um minimal 3% (8m/s) bis maximal 65% (13m/s) zu, wenn man sie auf gleiche Vogelmasse skaliert. In addition to direct measurements of metabolic power using respirometry or other methods, aerodynamic modelling provides the basics for discussion of flight energetics. The main subject of the presented work is the analysis of aerodynamical and kinematical parameters which are necessary for aerodynamic modelling. The influence on these parameters by wearing a respirometry mask with tube during flight of starling (Sturnus vulgaris) in a windtunnel is described. A starling was trained for long distance flight in a windtunnel using different velocities with and without wearing a respirometry mask. Chosen flights at four different velocities (6m/s, 8m/s, 10m/s und 13m/s) with and without wearing a respirometry mask were filmed using two synchronised highspeed-cine-cameras at 255 frames/sec and the experimental setup is described. Stereophotogrammetric analysis and determination of space-coordinates from digitalised marker points of five consecutive wingflaps is described. Analysis methods and computation are specified and possible errors are appreciated and their impact on the results are discussed. Choice of kinematic parameters is discussed and the impact of flight velocity and wearing of the respirometry mask on the kinematics of the body, the wings and the tail is illustrated. The starling changes his kinematics depending on the flight velocity and the wearing of the mask. Wearing of the respirometry mask induces additional forces (higher drag, turning moment) which makes the flights with repsirometry mask appear more unsteady which gives his expression in projection of feet, opening of bill and frequent changes of flight position (see also MÖLLER 1998). Using the results of the kinematical analysis and the measurements made by GESSER (1998) on a model starling in a windtunnel, a simple aerodynamical model (under assumption of steady flow) was used to calculate the resulting forces acting on the wings. The principal impact of angle of attack, velocity and area of the two portions of the wing on the forces lift, drag and thrust is explained. The results of computation for flight velocity 13 ms-1 with and without mask is illustrated. Handwing produces 40% greater lift and 55% greater vertical force then armwing during downstroke. Flying with respirometry mask gives rise to lift and drag, +40% for the liftinbg force produced by armwing , +50% for handwing and 50-130% for calculated thrust. The production of vertical forces oscillates according to flapping. Vertical force produced by arm- and handwing during masked flight is 30% higher than in unmasked flight. Generation of thrust was mainly induced by handwing which generates positive thrust throughout the whole downstroke. Flying with respirometry mask gives a 45% - 145% higher maximum of thrust than flying without mask and rises therefore stronger than vertical force. Average vertical force for the five consecutive wingbeats is greater than the required vertical force (mass of bird plus force used to rise in the windtunnel) which was calculated using a starling model in gliding flight. Average vertical force was +74% (with mask) and +45% (without mask). Average horizontal force (thrust) is 23% (with mask) and 4% (without mask) smaller than required horizontal force (force required to overcome parasite drag of body, tail, feet and mask plus force for acceleration in the windtunnel). Three different approaches for aerodynamical modelling according to lifting-line-theory and vortex-ring-theory were used to estimate parasite, induced an profile power. Mechanical power was calculated as a sum of these three powers and the influence of respirometry mask and tube and the projection of the feet to parasite power was considered. Accelerating flight velocity leads to a higher mechanical power. Masked flight raises the mechanical power, with highest difference at 6m/s und 13m/s. Mechanical power rises according to vortex-ring-theory using the model of RAYNER/GESSER from 1.025W at 6m/s to 1.720W at 13m/s in the unmasked flight, flying with mask gives a rise from 1.474W at 6m/s to 3.033W at 13m/s. In total, flights with respirometry mask shows a significant influence on the chosen kinematical parameters. Flights with masks are more anxious, undulations of the chosen parameters are higher then in unmasked flights and higher lift and thrust are produced. The influence of mask and tube superposes the influence of flight velocity, resulting in a mechanical power which is at least +3% (8 m/s) up to a maximum of +65% (13 m/s) when scaled to same body mass in all flights.

Ill., graph. Darst.

This thesis describes a method for a mission oriented multidisciplinary design for controlled Micro Air Vehicles (MAV). MAV’s are unmanned air vehicles with maximum dimensions smaller than 50 centimetres, whereby their dimensions are much smaller than the ones a unmanned air vehicles used up to now. Because of the manifold applications for Micro Air Vehicles the mission requirements differ very much. To tap the full potential of a MAV, it is necessary to adapt the Vehicle to the specific mission requirements. For this reason the presented method was developed offering the possibility to adapt the Micro Air Vehicle to user specified mission requirements. Therefore the method performs the aerodynamic design of the configuration, the choice of all necessary hardware components and the determination of the on-board flight controller, which is necessary to improve the flying qualities and to reduce the pilot’s work load. Using an integrated optimization algorithm, which estimates all subsystem similar and at the same time, the best compromise to fulfil the mission requirements is determined. Using several examples of use the function of the design method could be approved. For the final validation of the whole design procedure two Micro Air Vehicles were realized and flight tested. Based on the flight test data the predicted results of the design procedure could be confirmed.