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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.

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.

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 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

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.

Within this paper two methods to estimate the aerodynamic benefits of a two-aircraft formation will be compared. The first model calculates the average up-wash velocity at the follower’s wing resulting from the leaders wake and superimposes it on the aircraft speed during the trajectory calculation. The second model uses a vortex lattice method to model the aerodynamic interactions between the leader and the follower for a set of specific flight states beforehand. This database can be used by the trajectory calculation to interpolate the actual benefits for the given flight. In this paper for a specific aircraft type and an example mission both methods will be compared and it will be shown, that they can be used to derive surrogate models to predict the formation benefits based on general formation data. To further improve the prediction of the aerodynamic benefits, the influence of gust and turbulence will be assessed by simulating the aircraft reaction on the disturbances and deriving a reduction factor degrading the aerodynamic benefits creating a database and corresponding surrogate models. The occurrence of turbulence and gust can then stochastically be imposed during the trajectory calculation and the sensitivity of the aerodynamic benefits will be examined.

The Reusability Flight Experiment (ReFEx) will help gain a flight and design data on, as well as operational experience with, a winged first stage of a reusable launch vehicle (RLV). It was first presented at the EUCASS 2017 and has evolved significantly since then. ReFEx will launch in late 2022 as a technology demonstrator using a VSB-30 sounding rocket as carrier. Once launched and after reaching altitudes and velocities similar to a first staging event, the goal is to conduct a return flight along a trajectory comparable to returning winged first stage RLVs, transitioning from hypersonic speeds down to subsonic flight.

Robust flutter analysis described in this paper is based on the robust control theory framework. Therefore, a time-domain linear fractional transformation representation of the perturbed aeroelastic system is modeled. Then, the robust stability is analyzed by means of the structured singular value $$\mu$$ μ , which is defined as an alternative measure of robustness. Robust flutter analysis deals with aeroelastic (or aeroservoelastic) stability analysis taking structural dynamics, aerodynamics and/or unmodeled system dynamics uncertainties into account. Flutter is a well-known dynamic aeroelastic instability phenomenon caused by an interaction between structural vibrations and unsteady aerodynamic forces, whereby the level of vibration may trigger large amplitudes, eventually leading to catastrophic failure of the structure. The primary motivation of the robust flutter analysis is that this method allows the computation of the worst-case flutter velocity which can support, for example, the flight test program by a valuable robust flutter boundary. This paper addresses the issue of an approach for aeroelastic robust stability analysis with structural uncertainties with respect to physical symmetric and asymmetric stiffness perturbations on the wing structure by means of tuning beams.

For aerodynamic profile tests on aircraft models, boundary-layer transition detection is of great interest. Under ambient flow conditions the infrared technique (IR) is a well-established image-based method for this purpose. In high Reynolds number tests that are conducted at cryogenic temperatures the IR technique is of only limited suitability. In contrast, the image-based Temperature-Sensitive Paint (TSP) technique is well suited for these conditions. Boundary layer transition detection by means of TSP generally requires an artificial temperature difference between model surface and flow. For wind tunnels operated under cryogenic conditions changing the liquid nitrogen injection rate of the working fluid causing a rapid change of the flow temperature can generate this temperature difference (“temperature-step method”). The drawback of this temperature-step method is that during the change of the flow temperature neither the Reynolds nor the Mach number can be kept constant. To overcome this problem, we have recently published an alternative approach where Carbon Nanotubes (CNT) are used to electrically heat the model surface and thus generate a well-defined temperature difference to visualize laminar-turbulent transition. The combination of CNT and TSP, which we call cntTSP, delivered excellent results in different wind tunnel tests from ambient temperatures down to 100 K. The cntTSP sensor visualizes the surface boundary-layer conditions as temperature distribution based on different heat transfer coefficients in the laminar and turbulent flow. Compared to the temperature-step method the cntTSP approach has the advantage and potential to measure boundary-layer transition in a time-resolved manner, e.g. on wind tunnel models when the wind tunnel is operated in continuous pitch traverse mode, which is desired in order to improve the data productivity of the wind tunnel tests. In this paper, the applicability of cntTSP to a continuous moving model (pitch-traverse or pitch-sweep test) is investigated in the pilot facility of the European Transonic Windtunnel (PETW). The laminar to turbulent boundary-layer transition appearing on a 2D model is visualized and compared between the pitch-traverse and pitch-pause tests.

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.

Kenntnisse über Parametereigenschaften und Charakteristiken von Flugzeugkomponenten sind eine wesentliche Grundlage für Methoden des Flugzeugentwurfs. Daher ist Ziel dieser Arbeit, statistische Merkmale und Kenngrößen einer für den Flugzeugbau und Entwurf relevanten Auswahl an Komponenten zu erschließen. Dabei wurden zunächst superkritische Tragflügelprofile hinsichtlich ihrer geometrischen Eigenschaften (relative Profildicke, Wölbung, Dickenrücklage, Wölbungsrücklage und der sogenannte "Leading Edge Sharpness Parameter") untersucht. Diese Eigenschaften wurden mit der Software XFLR5 aus einer Auswahl an superkritischen Profilgeometrien erhoben und mit grafischen und beschreibenden Statistikmethoden ausgewertet. Die Profile wiesen relative Wölbungen von 0 % bis 3,4 % auf, die Mehrzahl entfiel auf Wölbungen von 1 % bis 2 %. Die Wölbungsrücklagen zeigten die für superkritische Profile typische Lage im hinteren Profilbereich zwischen 70 % und 90 % der Profiltiefe. Die Dickenrücklagen verteilten sich um einen Mittelwert von 37 % der Profiltiefe. Eine Betrachtung von Flugzeugreifendimensionen sollte das Verhältnis von Reifenbreite zum Durchmesser w/d charakterisieren. Es wurde ein annähernd lineares Verhalten festgestellt. Die Werte des Parameters w/d umfassten einen Bereich von 0,3 bis 0,4. Durch Regressionsanalysen konnten auch die Abhängigkeiten des Parameters w/d von nur einer bekannten Reifendimension (Breite oder Durchmesser) aufgezeigt werden. Die im Rahmen dieser Arbeit dargestellten Erkenntnisse können als Grundlage weiterführender Untersuchungen genutzt werden.

Summary When high-speed train passing through tunnel, aerodynamic effect will be created, which may arise micro-pressure wave at tunnel exit and affect the surrounding environment around tunnel. Setting hood at tunnel entrance is effective and economical method. Using numeral simulation method, two kinds of hood mechanics character under deadweight and aerodynamic load were analysed. The stress concentration field on the hood and the magnitude of the stress caused by aerodynamic loading was defined. By comparing the aerodynamic loading method of pseudo-static and dynamic real-time, the necessity for doing real-time dynamic analysis is shown. The recommended kind of hood also was point out.

The aeroelastic behavior of wing models is nonlinear particularly in the transonic Speed range. The interaction between aerodynamic and structural forces can lead to the occurrence of Limit-Cycle Oscillations (LCOs). If in addition the wing model is flexible and backward swept, the kinematic coupling between bending and torsion makes the Situation even more complex. In the research project ‘‘Aerostabil’’ such a wing was investigated, which was equipped with pressure transducers in three sections and accelerometers. The experiments were performed in the adaptive test section of the transonic wind tunnel TWG in Göttingen. Already Dietz et al. (2003) have reported about experimental details and preliminary results. Based on these data Bendiksen (2008) studied numerically LCO-flutter behavior using a very similar, theoretical model (G-wing) and Stickan et al. (2014) used the original data as a LCO flutter test case. The influence of flexibility on the steady aerodynamics of the wing was described in Schewe & Mai (2018). In this paper now the flutter experiments with the same flexible model were analyzed systematically in the transonic range 0.84

Innerhalb des letzten Jahrzehnts ist ein deutlicher Anstieg an verfügbaren Micro Air Vehicles (MAVs) zu verzeichnen. Immer größer und vielfältiger werden die Einsatzgebiete dieser unbemannten Flugplattformen. Gegenstand aktuellster Forschung ist dabei vor allem die Entwicklung von neuen, innovativen und intelligenten Algorithmen zur automatischen Navigation und Regelung solcher Systeme. Kern aller Flugplattformen bildet dabei der Autopilot. Dieser stabilisiert das MAV auf Basis der erfassten Sensordaten. Sollen nun neue oder erweiterte Anwendungen in die Flugplattform integriert werden, ist ein partieller Eingriff in den Autopiloten unabdingbar. Dabei treten jedoch erhebliche Hindernisse und Unwägbarkeiten auf, welche bis zum Totalverlust der Flugplattform führen können. Diese Arbeit zeigt einen modellbasierten Entwicklungsansatz, in dem verschiedene Vertical Take-Off and Landing (VTOL)-Systeme in die virtuelle Realität überführt werden. Hierzu wird eine 3D-Echtzeit-Simulation entwickelt, in welcher die Flugplattformen detailgenau abgebildet werden. Sämtliche Komponenten, beispielsweise Sensoren oder Antriebe, werden präzise modelliert. Den Kern der Simulation stellt dabei der Software in the Loop (SiL)-Ansatz dar, wodurch die gesamte Verarbeitungssoftware des Autopiloten in identischer Form, sowohl in der Simulation als auch auf der realen Flugplattform, ausgeführt wird. Hierzu wird im ersten Schritt ein kommerziell verfügbarer Quadrokopter vollständig in die Simulation überführt. Im zweiten Schritt wird ein innovatives Framework entwickelt, welches einen neuen Autopiloten, die Simulation sowie eine vollständige Demonstrator-Flugplattform verbindet. Durch diese neuartige Kombination kann das Design und die Entwicklung sämtlicher Algorithmen innerhalb der Simulation auf dem virtuellen MAV stattfinden. Durch die Verfügbarkeit von Ground-Truth-Daten und einer realistischen Flugumgebung können Fehler und Probleme frühzeitig in der Simulation erkannt und beseitigt werden. Erst nach der Evaluation und Verifikation in der Simulation wird die Software ohne weitere Änderungen oder Anpassungen auf die reale Flugplattform überführt. Dieser ganzheitliche Ansatz erlaubt die einfache und unproblematische Integration dieses Autopiloten in unterschiedliche Projekte.

An active slat on an airfoil is tested in the wind tunnel to reduce lift fluctuations caused by inflow angle fluctuations. The airfoil with an integrated slat allows to control the gap size between slat and main body. The variation of the gap size leads to dfferent aerodynamic properties. This behavior is investigated in a comprehensive characterization of the aerodynamics for different positions of the static slat and a wide range of angles of attack. A sinusoidal inflow angle fluctuation is generated by an active grid. These fluctuations are causing lift force fluctuations at the airfoil with static slat. The slat gap size then is varied dynamically synchronous to the inflow angle uctuations. Depending on the phase shift between slat gap size variation and inflow angle fluctuation a reduction of the lift force is observed. The slat system is found to be capable of mitigating load fluctuations caused by turbulent inflow.

This paper presents the results from three-dimensional fluid-structure interaction simulations of an aeroelastic wind tunnel experiment which was conducted in the Transonic Wind Tunnel in Göttingen, Germany in 2013. The experimental setup consisted of two wings: a rectangular NACA0010 wing, which was used as a gust generator, and further downstream a three-dimensional elastic wing representing the outer part of a typical transport-aircraft wing, the so-called "Aerostabil" wing. Laminar-turbulent boundary layer transition has been tripped to generate turbulent flow. The investigations in this paper are focused on the numerical influence of fixed transition compared to fully turbulent simulations. The effect of the different aerodynamic modeling becomes most obvious for higher angles of attack. Compared to experimental data, steady simulations of static aeroelastic lift polars show the improvement of the numerical prediction accuracy for coupled simulations with fixed transition modeling. Moreover, unsteady simulations reveal a significant reduction of unsteady loads for simulations with fixed transition compared to fully turbulent simulations.

The maximum design speed of high speed trains is the maximal speed the train is operating in regular traffic. Due to certification and testing purposes the real maximum speed is higher. Historically the maximum design speed was understood as a constant value, which is depending on factors like distance to be travelled between two stops, traffic volume, energy cost etc. The study to be presented here aims to show, that the maximum design speed is a variable value depending as well on factors as willingness to pay, which is again depending on variables like airplane ticket prices or even petrol prices.

Reduced Order Models (ROMs) have found widespread application in fluid dynamics and aerodynamics. In their direct application to Computational Fluid Dynamics (CFD) ROMs seek to reduce the computational complexity of a problem by reducing the number of degrees of freedom rather than simplifying the physical model. Here, parametric nonlinear ROMs based on high-fidelity CFD are used to provide approximate flow solutions, but at lower evaluation time and storage than the original CFD model. ROMs for both steady and unsteady aerodynamic applications are presented. We consider ROMs combining proper orthogonal decomposition (POD) and Isomap, which is a manifold learning method, with interpolation methods as well as physics-based ROMs, where an approximate solution is found in the POD-subspace by minimizing the corresponding steady or unsteady flow-solver residual. In terms of the nonlinear unsteady least-squares ROM algorithm, we present the details of an improved accelerated greedy missing point estimation procedure which is usedin the online phase to select a subset of the unsteady residual for reasons of computational efficiency during the online prediction phase. The issue of how to best train the ROM with high-fidelity CFD data is also addressed. The goal is to train ROMs that yield a large domain of validity across all parameters and flow conditions at the expense of a relatively small number of CFD solutions. The different ROM methods are demonstrated on a wide-body transport aircraft configuration at transonic flow conditions. The steady ROMs are used to predict the static aeroelastic loads in the context of multidisciplinary optimization (MDO), where a structural model is to be sized for the (aerodynamic) loads. They are also used in a process where an a priori identification of the most critical static load cases is of interest and the sheer number of load cases to be considered does not lend itself to high-fidelity CFD. The unsteady nonlinear least-squares ROM approach is applied to modeling discrete gusts of different amplitude and length in the context of rapid evaluation of gust-induced air loads.

High crosswinds affect the stability of railway vehicles, in particular if they run on very high speed to reduce traveling time, if they are configured as double-deck cars to increase the number of passenger seats and if they use lightweight design in order to reduce life-cycle costs. This is why crosswind stability is an active field of research within the project Next Generation Train. However, this field relies on the cooperation of two different domains, namely aerodynamics and vehicle dynamics. With this background a crosswind stability tool was implemented in Modelica as a part of the DLR RailwayDynamics Library. This tool gathers data from scaled wind tunnel measurements and multibody data on the railway vehicle in order to rapidly analyze and assess the risk of overturning due to high crosswinds. To a large extent the tool is oriented towards the associated homologation rules and standards. However, the tool is as well supposed to support future advancements of these standards by providing capabilities for the stochastic analysis of the crosswind stability problem.

A contribution for the assessment of the static and dynamic aerodynamic behavior of a generic unmanned combat air vehicle configuration with control devices using computational fluid dynamics methods is given. For the study, various computational approaches have been used to predict stability and control parameters for aircraft undergoing nonlinear flight conditions. For the computational fluid dynamics simulations, three different computational fluid dynamics solvers are used: the unstructured grid-based solvers DLR TAU code and USM3D from NASA, as well as the structured grid-based National Aerospace Laboratory/NLR solver ENSOLV. The numerical methods are verified by experimental wind-tunnel data. The correlations with experimental data are made for static longitudinal/lateral sweeps and at varying frequencies of prescribed roll/pitch/yaw sinusoidal motions for the vehicle operating with and without control surface deflections. Furthermore, the investigations should support the understanding of the flow physics around the trailing-edge control devices of highly swept configurations with a vortex-dominated flowfield. Design requirements should be drawn by analyzing the interaction between the vortical flow and the control devices. The present work is part of the North Atlantic Treaty Organization’s Science and Technology Organization/ Applied Vehicle Technology Task Group AVT-201 on stability and control prediction methods´.