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Ziel - Die Zeit die ein Flugzeug benötigt, um auf eine bestimmte Höhe zu steigen (die Steigzeit) kann mit einer Formel berechnet werden, die vereinfachend annimmt, dass die Steiggeschwindigkeit über dem gesamten Steigflug mit zunehmender Höhe linear abnimmt. Ziel der Untersuchung ist, zu ermitteln, ob die Annahme einer linear abnehmenden Steiggeschwindigkeit realistisch ist bzw. welche Fehler sich aus der Annahme ergeben. ----- Methode - Mit der Höhe ändern sich Parameter wie Luftdichte, Widerstand, Schub und damit auch die optimale Fluggeschwindigkeit für den Steigflug. Die Parameter beeinflussen sich dabei gegenseitig. Der Schub wird dabei nach drei unterschiedlichen Methoden berechnet, gegeben von Bräunling, Scholz und Howe. Analysiert wird der Verlauf des Schubes mit der Höhe und der Verlauf der Steiggeschwindigkeit mit der Höhe für jede der drei Schubberechnungen. Abschließend wird für jede Schubberechnung die Steigzeit verglichen wie sie sich ergibt a) aus der einfachen Formel und b) aus einer Integrationsberechnung, bei der der Verlauf der Steiggeschwindigkeit durch eine Funktion beschrieben wird. ----- Ergebnisse - Die drei Schubberechnungen liefern ausgehend vom gleichen Startschub unterschiedliche Schübe in der Höhe. In die Methode nach Bräunling gehen mehr Parameter ein als in die anderen beiden Methoden. Es kann angenommen werden, dass die Methode nach Bräunling genauer ist, der Beweis kann aber nicht geführt werden. Der Schub nach Scholz und Howe fällt nahezu linear mit der Höhe ab. Der Schubverlauf nach Bräunling zeigt eine deutliche Nichtlinearität. Es wird die Steigzeit von 0 km auf 11 km Höhe berechnet nach a) und b), mit jeder der drei Schubberechnungen. Dabei wird jeweils der Unterschied in der Steigzeit ermittelt. Aufgrund der Nichtlinearität im Schubverlauf zeigt die Methode nach Bräunling dann auch den größten Unterschied zwischen den Berechnungsmethoden von 7,1 %. Bei einer Schubberechnung nach Scholz ergeben sich 1,7 % und nach Howe 1,4 %. Wenn bereits zu Beginn Vereinfachungen, z.B. bezüglich des Triebwerksschubes, vorgenommen wurden, ist es in Hinblick auf den Aufwand und die zu erreicheneden Ergebnisse möglich, und zum Teil sinnvoll, die Berechnungen der Steigzeit mittels linearer Abnahme der vertikalen Geschwindigkeit durchzuführen. Es wird ausdrücklich darauf hingewiesen, dass es hier um den Vergleich von zwei Methoden zur Berechnung der Steigzeit geht und nicht um die Bewertung von Methoden zur Schubberechnung (für die keine Vergleichswerte vorlagen). ----- Praktischer Nutzen - Es konnte festgestellt werden, dass eine einfache Formel zur Berechnung der Steigzeit mit geringem Fehler angewandt werden kann - insbesondere wenn Methoden zur Schubberechnung vorliegen, bei denen der Schub annähernd linear mit der Höhe abnimmt. Bei großem Aufwand und realitätsnaher Betrachtung, z.B. nach Bräunling, führt der lineare Ansatz jedoch zu einem zu großen Fehler. Hierfür sollte die Berechnung der Steigzeit mittels Integration durchgeführt werden.

This work deals with the multidisciplinary optimization of a generic two dimensional three element high-lift configuration. The objective of this work is to conduct a proof-of concept optimization and to find an optimized high-lift system with a feasible flap mechanism and enhanced aerodynamic performance which is reflected in a decreased take-off and landing distance. During the multidisciplinary optimization following disciplines are analyzed: Kinematics, Aerodynamics and Flight Mechanics. The proof-of-concept optimization is performed successfully and reveals a configuration with improved aerodynamic performance, reduced take-off and landing distance while the kinematic and aerodynamic constraints are satisfied. The overall take-off distance is reduced due to the augmentation of the maximum lift coefficient for the take-off configuration which leads to a significant shorter ground roll distance. At landing the moderate reduction in the overall landing distance is related to the enhanced maximum lift coefficient, which lowers the approach and touch-down speed. According to the data sets of the optimization it seems that the take-off and landing distance that form the objective function are not in conflict in this scenario. The optimization results indicate that the aerodynamic performance is more sensitive to parameters that define the slat setting and the magnitude of the flap deployment than to parameters that define the geometry of the flap mechanism.

Two approaches for the development of aircraft models integrating flight and airframe structural dynamics are compared. These models are intended for flight loads analysis and flight simulator application. The approaches combine available, agreed on flight mechanics and aeroelastic aircraft models from the respective engineering disciplines. The present work compares two methods, with different underlying assumptions, regarding accuracy, implementability, pre-processing and computing effort, as well as possibility to adapt the model components as a function of the flight condition.