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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.

The control mechanism of a nanosecond dielectric barrier discharge (NS-DBD) actuator for mitigating laminar separation on airfoils was investigated using scale-adaptive simulations. The primary objective of this study was to investigate the mechanisms governing vortex formation and subsequent vortex evolution induced by the actuator. The theoretical background is presented, including the physics of gas discharge and plasma generation, as well as a review of numerical models for simulating turbulent flows and laminar-turbulent transition. Preliminary numerical simulations were conducted on test cases, including a flat plate and a NACA 0015 airfoil at a 6° angle of attack, to evaluate the transition model's ability to accurately represent both natural and separation-induced transition mechanisms. Numerical simulations of baseline cases without actuation, specifically on the NACA 0015 airfoil at a 14° angle of attack with a chord-based Reynolds number of 2.5e5, were performed. The computational domain and boundary conditions as well as results obtained from different grid resolutions and turbulence models are presented. Recent studies have emphasized the significance of deposited energy and the resulting thermal perturbations over the effect of the compression wave, characterizing the deposited thermal energy as the primary phenomenological effect of the actuator. Consequently, a new phenomenological computational model was developed, with its parameters calculated independently of compression wave specifics such as strength, speed, and shape of the wave. The model was derived from the non-dimensional form of the Navier-Stokes equations and the temperature form of the energy equation, accounting for the two different characteristic time scales of the problem. In conjunction with the non-dimensional form of the governing equations, the analytical solution for transient one-dimensional heat conduction was utilized to develop an actuator model using a surface heating approach. This actuator model was incorporated as a boundary condition in the numerical simulations, allowing its parameters to be calculated a priori of the simulations. This approach eliminates the need for solving additional equations during the simulations. Furthermore, the presented non-dimensional form of the governing equations addresses the issues related to amplitude scaling of NS-DBD actuators. A NACA 0015 profile was simulated at a 14° angle of attack with a chord-based Reynolds number of 2.5e5. Regarding energy deposition, a low-energy and a high-energy case were simulated. Several actuation parameters were varied, including electrode position and surface temperature. In addition, the influence of constant and temperature-dependent modeling of the kinematic viscosity was investigated. The results of the actuated cases were compared to the baseline cases to evaluate the effectiveness of the NS-DBD actuator for flow control and separation mitigation. The results for the time-averaged pressure coefficients show excellent agreement with measurement results. The focus of the investigation was placed on analyzing both vortex formation and vortex evolution induced by the actuator. High grid resolution in the boundary layer allowed for a detailed investigation of the vortex formation process. Vortices were found to be generated by baroclinic torque and vortex dilatation and not by a Kelvin-Helmholtz instability. Initially, tiny vortices form upstream of the reverse flow region. Subsequently, these vortices are carried downstream and grow in size, thus preventing full separation due to momentum transfer from the external flow. The models developed in this thesis and the conducted simulations provide an important contribution to the understanding of the physical mechanisms of NS-DBD actuators and can be used as a basis for further investigations of actuators at higher angles of attack and Reynolds numbers. Der Kontrollmechanismus eines Nanosecond Dielectric Barrier Discharge (NS-DBD) Aktuators zur Unterdrückung laminarer Ablösung an Tragflügelprofilen wurde mit Hilfe von Scale Adaptive Simulations untersucht. Das Hauptziel dieser Studie bestand darin, die Mechanismen zu erläutern, die die Wirbelbildung und die anschließende Wirbelentwicklung, die durch den Aktuator hervorgerufen werden, zu untersuchen. Der theoretische Hintergrund, einschließlich der Physik der Gasentladung und Plasmagenerierung sowie eine Zusammenfassung numerischer Modelle zur Simulation turbulenter Strömungen und von laminar-turbulenter Transition, werden vorgestellt. Vorläufige numerische Simulationen wurden an Testfällen durchgeführt, einschließlich einer ebene Platte und eines NACA 0015-Profils bei einem Anstellwinkel von 6°, um die Fähigkeit des Transitionsmodells zur genauen Berechnung sowohl natürlicher als auch durch Ablösung induzierter Transition zu bewerten. Numerische Simulationen der Baseline-Fälle ohne Aktuation, insbesondere am NACA 0015-Profil bei einem Anstellwinkel von 14° und einer mit der Sehnenlänge gebildeten Reynolds-Zahl von 2.5e5, wurden durchgeführt. Das Rechengebiet und die Randbedingungen, sowie die mit unterschieldlichen Netzauflösungen und Turbulenzmodellen erzielten Ergebnisse werden präsentiert. Neuere Forschungsergebnisse heben die Bedeutung des thermischen Energieeintrags und den daraus resultierenden thermischen Störungen gegenüber der Wirkung der Kompressionswelle hervor, sodass der primäre Wirkmechanismums des Aktuators auf den thermische Energieeintrag zurückgeführt werden kann. Daher konnte ein neues phenomenologisches Modell entwickelt werden, dessen Paramter unabhängig von den Besonderheiten der Kompressionswelle, wie der Stärke, der Ausbreitungsgeschwindigkeit und der Form der Welle, bestimmt werden können. Das Modell wurde aus der dimensionslosen Form der Navier-Stokes-Gleichungen und der Temperaturform der Energiegleichung abgeleitet, wobei die zwei unterschiedlichen charakteristischen Zeitskalen des Problems berücksichtigt wurden. In Verbindung mit der dimensionslosen Form der Grundgleichungen wurde die analytische Lösung für instationäre eindimensionale Wärmeleitung genutzt, um den Aktuator mittels Wärmeeinbringung über die Profiloberfläche zu modellieren. Dieses Aktuatormodell wurde als Randbedingung in die numerischen Simulationen integriert, was die Berechnung seiner Parameter vor dem Simulationsbeginn ermöglichte. Dieser Ansatz eliminiert die Notwendigkeit, während der Simulation zusätzliche Gleichungen zu lösen. Darüber hinaus wird durch die Verwendung der entdimensionierten Form der Grundgleichungen auch ein Vorschlag für die Amplitudenskalierung (amplitude scaling) eines NS-DBD Aktuators gewonnen. Ein NACA 0015-Profil wurde bei einem Anstellwinkel von 14° und einer Reynolds-Zahl von 2.5e5 simuliert. Hinsichtlich des Energieeintrags wurden ein Niedrigenergie- und ein Hochenergiefall simuliert. Es wurden mehrere Aktuierungsparameter variiert, darunter die Elektrodenposition und die Oberflächentemperatur. Darüber hinaus wurde der Einfluss einer konstanten und temperaturabhängigen Modellierung der kinematischen Viskosität untersucht. Die Ergebnisse der aktuierten Fälle wurden mit den Baseline-Fällen verglichen, um die Wirksamkeit des NS-DBD-Aktuators zur Strömungsbeeinflussung und zur Verhinderung von Strömungsablösungen zu bewerten. Die Ergebnisse für die zeitlich gemittelten Druckkoeffizienten zeigen eine hervorragende Übereinstimmung mit Messergebnissen. Der Fokus der Untersuchungen wurde sowohl auf die Analyse der durch den Aktuator induzierten Wirbelbildung und -entwicklung gelegt. Eine hohe Gitterauflösung in der Grenzschicht ermöglichte eine detaillierte Untersuchung des Wirbelbildungsprozesses. Ein wesentliches Ergebnis ist, dass die Wirbel durch die Wirkung des baroklinischen Moments und durch Wirbeldilatation, und nicht durch eine Kelvin-Helmholtz-Instabilität erzeugt werden. Zunächst bilden sich kleine Wirbel in der Nähe des Ablösepunkts. Anschließend werden diese Wirbel stromabwärts transportiert und wachsen dabei an, sodass eine vollständige Ablösung durch einen Impulseintrag von der Außenströmung in die Grenzschicht verhindert wird. Die im Rahmen dieser Arbeit entwickelten Modelle und die durchgeführten Simulationen liefern einen wichtigen Beitrag zum Verständnis der Wirkungsweise von NS-DBD Aktuatoren und können als Grundlage zur Untersuchung von Aktuatoren bei höheren Anstellwinkeln und Reynolds-Zahlen dienen. submitted by DI Roozbeh Aslani Dissertation Universität Linz 2023 Arbeit auf den öffentlichen PCs in den Bibliotheken der JKU+Medizin abrufbar

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

An aircraft is exposed for a certain risk during warhead deployment. If the distance is too short between the aircraftand warhead during burst, fragments may hit the aircraft with fatal consequences. The warhead consists not onlyof fragments created during burst but also parts to attach it to the aircraft such as mounting plates and fasteningloops. These parts have a significantly larger mass than natural fragments and may travel far during trajectory.The problem for a potential hit of fragment on a fighter jet after its warhead has detonated has been presentsince several decades. It is of interest to analyse the problem to effectively reduce the warheads arming time andthe aircraft’s altitude during warhead deployment. The complexity consists of how the mounting plates and fas-tening loops behave during trajectory, which may affect the travelled distance if they rotate or tumble. Attemptsto solve this problem for the Gripen fighter jet has been made by Staffan Harling at FOI which this thesis is asubsequent work. This thesis treats a risk perspective analyse of the distance between the aircraft and warhead named range safetydistance. Travelled distances for fragments are calculated with variation in velocity, drag coefficient and ejectionangle to analyse the problem to a wider extent. The conclusion states that the time from warhead deployed until it burst should be at least seven seconds. Genericdata has been used in this master thesis due to classified information concerning real cases. Focus has been onthe method and to develop a Matlab code that hopefully can be used to estimate range safety distances from aappropriate risk perspective. Vid bombfällning är ett flygplan särskilt utsatt för risk. Om avståndet mellan flygplan och fälld stridsdel är relativtsett för kort vid bombens brisad, finns risk att splitter träffar flygplanet med potentiella förödande konsekvenser.Stridsdelen består förutom splitter som skapas vid brisad också utav en fästanordning bestående av fästplatta samtlyftögla i dubbel uppsättning. Dessa har en signifikant större massa vilket troligtvis gör att de flyger längre vidutkastning efter bombbrisad. Problemet med vådabekämpning av eget flygplan har kvarstått under flera decennier och utgör en frågeställningintressant att besvara både i övningssyfte och under skarp insats. Syftet är att kunna minimera armeringstidenoch därigenom även flygplanets flyghöjd vid fällning. Komplexiteten utgörs av att lyftöglan och fästplattan har ettsvåranalyserat beteende under sin färdade bana, då de både kan rotera och tumla. Denna avhandling behandlar ett riskperspektiv som analyserar avståndet mellan flygplan och stridsdel. Den färdadesträckan för splitter är beräknat med variation i hastighet, luftmotståndskoefficient samt utkastningsvinklar för attundersöka problemet i ett större perspektiv. Som slutsats erhålls att armeringstiden bör vara sju sekunder. Detta resultat är uteslutande beroende av dengeneriska data som använts då relevant information oftast är hemlig. Fokus har därför legat på att utveckla enmetod med tillhörande Matlabkod som förhoppningsvis kan användas för att beräkna ett säkerhetsavstånd utifrånett lämpligt riskperspektiv.

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.

The ability to make predictions about the flow in the wake of a lift-generating body has a range of important applications. One example is the wake of an aircraft, where this flow significantly affects the proximity with which a trailing aircraft can take off, cruise or land. Another application is the placement and operation of wind turbines in a wind farm, where wake effects can significantly impact the performance of the turbines and the loading they experience. Offshore wind energy technology is progressing rapidly and it is expected to play a significant role in the transition to a clean energy grid. In offshore wind, wake interactions potentially play an even larger role than in onshore cases. The designing engineer must currently resort to the use of low-fidelity models in the treatment of wake physics due to the computational expense of using high-fidelity models. Medium-fidelity tools are a good compromise between both fidelities as they offer better resolution of the problem without a significant increase in computational cost. The present work introduces a method which aims to bridge the gap between medium- and high-fidelity wake treatments. This method is based on the vortex particle method, which treats the flow field as a superposition of vorticity-carrying elements. The approach is inherently grid-free which reduces computational overhead, simplifies the problem setup and allows for higher order effects such as viscous and turbulent diffusion to be accounted for. Direct evaluation of a particle problem with N elements has computational complexity of O(N��). The present method uses the multilevel multi-integration cluster method, which reduces the complexity to O(N). Two solvers have been implemented which employ this method. The first uses a Green's function treatment and is more suitable for medium-fidelity investigations. The second is based on the Poisson equation and is more suitable for high-fidelity studies. The solvers have been validated against analytical and numerical results from the literature and the reduction of the computational complexity to O(N) is demonstrated. This work includes numerous simulated cases to demonstrate the range of application of the method: the wake behind an elliptic airfoil, the four-vortex wake system of an aircraft, the helical wake system of a wind turbine and the modes of instability of a helical vortex., Die Vorhersage der Str��mungsverh��ltnisse im Nachlauf von Auftrieb erzeugenden K��rpern ist in vielen Anwendungsbereichen von hoher Relevanz. Eine Anwendung betrifft beispielweise den Nachlauf von Flugzeugen in der Luftfahrt, bei denen die Nachlaufwirkung ma��geblich den Minimalabstand zwischen Flugzeugen bei Start und Landung sowie im Reiseflug bestimmt. Eine andere Anwendung betrifft die Windkraft. Bei der Platzierung und beim Betrieb von Windkraftanlagen in einem Windpark kann die Interaktion mit dem Nachlauf von stromauf platzierten Anlagen einen signifikanten Einfluss auf Wechsel- und Dauerlasten haben. Da die Windenergiebranche sich zunehmend auf Offshore-Anlagen konzentriert, bei denen die Nachlaufinteraktion eine noch gr����ere Rolle als bei Onshore-Anlagen spielen kann, wird in Zukunft die Untersuchung von Nachlaufinteraktionen weiter an Bedeutung gewinnen. Numerische Methoden h��herer Ordnung k��nnen den Nachlauf zufriedenstellend abbilden, ben��tigen jedoch einen hohen Rechenaufwand. Daher werden zur Auslegung von aerodynamischen Komponenten aktuell haupts��chlich Methoden niedriger Ordnung angewendet, die allerdings wichtige physikalische Ph��nomene vernachl��ssigen. Diese Arbeit pr��sentiert eine Methode, die einen guten Kompromiss zwischen Rechenaufwand und realistischer Abbildung der wichtigen Ph��nomene schafft. Diese Methode basiert auf der Wirbelteilchen-Methode (vortex particle method), die das Str��mungsfeld als ��berlagerung von Wirbelelementen modelliert. Im Gegensatz zu etablierten numerischen Methoden wird hierbei grunds��tzlich kein Berechnungsgitter ben��tigt, was zu einer Senkung des Rechenaufwands, Vereinfachung der Anwendung sowie Inklusion physikalischer Effekte h��herer Ordnung wie molekularer und turbulenter Diffusion f��hrt. Der Rechenaufwand f��r die direkte Berechnung eines Systems aus N Wirbelteilchen ist O(N��). Durch die Anwendung der multilevel multi-integration cluster - Methode kann der Rechenaufwand auf O(N) reduziert werden. In dieser Arbeit wurden zwei Str��mungsl��ser implementiert. Ein Str��mungsl��ser basiert auf Greenschen Funktionen und eignet sich f��r Simulationen mittlerer Ordnung. Der zweite Str��mungsl��ser basiert auf der L��sung der Poisson-Gleichung und eignet sich f��r Simulationen h��herer Ordnung. Die Str��mungsl��ser wurden anhand von analytischen und numerischen Ergebnissen aus der Literatur validiert und der optimal m��gliche Rechenaufwand von O(N) realisiert. Anhand der folgenden ausgew��hlten Beispiele wurde der breite Anwendungsbereich der Methode demonstriert: Der Nachlauf eines elliptischen Tragfl��gelprofils, das Vier-Wirbel-System im Nachlauf eines Flugzeugs, das helikale Nachlaufsystem einer dreibl��ttrigen Windkraftanlage sowie die instabilen Moden eines helikalen Wirbelfadens.

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.

This study was performed to investigate aerodynamic characteristics of the 37.5% scaled­ down Green Raven MK18 airframe, to evaluate boundary corrections method, and to investigate on support interference. A wind tunnel test was originally planned on June 2021 at a Large­Low­Speed Wind Tunnel at University of Bristol; however, due to COVID­19 travel restrictions, the test has been postponed to November 2021. In or­der to supplement the work and data directly required for the test, computational fluid dynamics (CFD) investigations were performed in free air and in wind tunnel condi­tions, both with and without support interference, at a Reynolds number of 7E+05. The simulations utilized an incompressible Reynolds-­Averaged­-Navier.­Stokes equa­tion accompanied with k − ω SST for turbulent modelling. Corrections factors were obtained to compensate for wall interference, and results indicate a satisfactory agree­ment between free ­air and wind­ tunnel corrected data for wall interference. The sup­ port structure interferes with the aerodynamic loads produced by the model. Lift and drag decrease, and pitching moment increases compared to WT without support structure condition. Denna studie utfördes för att undersöka aerodynamiska egenskaper hos det nedskalade Green Raven MK18­flygplanet för 37.5%, för att utvärdera gränskorrigeringsmetoden och för att undersöka stödinterferens. Ett vindtunneltest planerades ursprungligen i juni 2021 vid en stor­låghastighets vindtunnel vid University of Bristol. Men på grund av resebegränsningar för covid­19 har testet skjutits upp till november 2021. För att komplettera det arbete och de data som direkt krävs för testet, utfördes CFD under­ sökningar (Computational Fluid Dynamics) i fri luft och i vindtunnelförhållanden, både med och utan supportinterferens, med ett Reynolds­tal på 7E+05. Simuleringarna använde en inkompressibel Reynolds­Averaged­Navier­Stokes­ekvation tillsammans med k − ω SST för turbulent modellering. Korrigeringsfaktorer erhölls för att kom­ pensera för väggstörningar, och resultaten tyder på en tillfredsställande överensstäm­ melse mellan frilufts­ och vindtunnelkorrigerade data för väggstörningar. Stödstruk­ turen stör de aerodynamiska belastningar som modellen producerar. Lyft och drag minskar och stigningsmomentet ökar jämfört med WT utan stödstruktur.

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.

The transient incoming flow a compact car experiences whilst driving 10 m – 100 m behind a heavy vehicle on a runway has been characterised. The incoming flow was measured using a 2D array of 11 five-hole probes mounted 1 m in front of an operational, full-scale compact car. Additionally, 188 surface pressure taps were used to measure the effect of the incoming flow conditions on the compact car. The experiments were performed under ideal conditions on a 2.9 km long runway in Fasberg near the DLR in Trauen, Germany.

An experimental investigation has been carried out at an oscillating compressor cascade at the chair for Aero Engines of the Technische Universit at Berlin in Germany. The investigation focuses on the effect of aerodynamic mistuning on aeroelastic stability in a compressor cascade. Aerodynamic mistuning can occur due to manufacturing errors, blade mounting or repair and alters geometrical parameters of the flow passage. It influences the blade surface pressure distribution and can degrade the aeroelastic response of the system. In order to investigate the flutter behavior in the case of aerodynamic mistuning, the aerodynamic response of a mistuned oscillating compressor cascade has been studied. In the measurement section of the test facility, the blades are forced to oscillate sinusoidally in a pitching mode for a wide range of interblade phase angles at different reduced frequencies. The aerodynamic mistuning is introduced by a blade stagger-to-stagger angle variation. Four different mistuning patterns are investigated: one-blade mis-staggering, alternating mis-staggering, random mis-staggering and cases in which all blades in the cascade feature a constant stagger angle alteration. The test facility is equipped with steady and unsteady measurement devices. Firstly, the base flow characteristic is presented for different Mach and Reynolds numbers. The aerodynamic response is acquired by means of unsteady blade surface pressure and strain gauge measurements. The results suggest that aerodynamic mistuning stabilizes or destabilizes the system depending on the nature of the mistuning pattern. For a positive change in stagger angle for the one-blade and alternating pattern, the damping characteristic is maintained for the system. That is, the same unstable interblade phase angle remains unstable compared to the baseline case. For the negative stagger angle variations, the aerodynamic damping turns negative for one interblade phase angle, indicating instability compared to the baseline case. For large negative stagger angle variations of all blades of the cascade, the amplitude of the damping curve is especially affected and dictates the severity of these stability regions. In the past, most of the mistuning research was dedicated to structural blade-to-blade alteration e.g. changes in mass, stiffness and damping, influencing the eigenfrequencies. Thus, the present work contributes to extent the physical understanding of aerodynamic mistuning in a traveling wave test setup and characterizes the underlying mechanisms., In der vorliegenden Arbeit wurde die Auswirkung von aerodynamischer Verstimmung auf die aeroelastische Stabilit��t eines Verdichtergitters untersucht. Die experimentellen Untersuchungen wurden an einem schwingenden Gitter am Fachgebiet Luftfahrtantriebe der Technischen Universit��t Berlin in Deutschland durchgef��hrt. Um die Ver��nderung der aeroelastischen Stabilit��t aufgrund der Verstimmung zu untersuchen, wurde die aerodynamische Antwort des schwingenden Gitters gemessen. Die Schaufeln k��nnen in der Messstrecke zwangsbewegt werden, verschiedene Phasendifferenzwinkel und reduzierte Frequenzen k��nnen untersucht werden. Die Verstimmung wurde mit einer ��nderung des Staffelungswinkels realisiert. Vier verschiedene Verstimmungsmuster wurden untersucht, das erste ist eine Verstimmung der mittleren Schaufel der Kaskade, das zweite ein alternierendes Muster, das dritte ein zuf��lliges und das letzte Muster untersucht verschiedene Testf��lle, in denen der Staffelungswinkel von allen Schaufeln manipuliert wurde. Zuerst wurde die Basisstr��mung f��r verschiedene Mach- und Reynoldszahlen untersucht. Die aerodynamische Antwort des schwingenden Gitters wurde mit instation��ren Drucksensoren und Dehnmessstreifen gemessen. Die Ergebnisse zeigen, dass die Verstimmung stabilisierend oder destabilisierend auf das System wirken kann, abh��ngig vom Verstimmungsmuster. F��r das erste und zweite Muster in Kombination mit einer positiven ��nderung des Staffelungswinkels zeigt das System eine ��hnliche D��mpfungscharakteristik im Vergleich zum Referenzfall d.h. das Vorzeichen der D��mpfung bleibt f��r die untersuchten Phasendifferenzwinkel erhalten. Eine negative ��nderung des Staffelungswinkels f��r die gleichen Testf��lle zeigt, dass das Vorzeichen der D��mpfung f��r einen untersuchten Phasendifferenzwinkel von einem stabilen zu einem instabilen Zustand wechselt. Der dritte Testfall zeigt kaum eine Auswirkung auf die aeroelastische Stabilit��t des Systems. F��r gro��e negative ��nderungen des Staffelungswinkels von allen Schaufeln im Gitter, ��ndert sich die Amplitude der D��mpfungskurve und bestimmt die Schwere dieser Stabilit��tsbereiche. In der Vergangenheit konzentrierten sich die Forschungsvorhaben im Bereich Verstimmung auf die Manipulation von Masse, Steifigkeit und D��mpfung; Parameter, die die Eigenfrequenzen der Schaufeln ��ndern. Die vorliegende Arbeit soll zu einer Erweiterung des physikalischen Verst��ndnisses einer aerodynamisch verstimmten Kaskade beitragen, charakterisiert die zugrundeliegenden Mechanismen und gibt einen Ausblick, wie die Ergebnisse in Verdichterentw��rfen ber��cksichtigt werden k��nnen.

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.

This presentation gives straight advice to calculate induced drag of box wings for the conceptual aircraft design phase. Common for passenger aircraft is a Box Wing Aircraft (BWA) with negative stagger: The forward wing is the low wing. As such the aft wing can use the vertical tail structure for highest h/b ratio. This configuration could use slight positive decalage (more angle of attack on the upper wing) to adapt the upper wing to the downwash from the front wing. However: Positive decalage can lead to separation already at lower angle of attack and hence reduced maximum lift coefficient. A conservative design should do without decalage. An unequal lift share (between forward and aft wing) – as required by static longitudinal stability – does not necessarily lead to increased induced drag at (typical) negative stagger. Wind tunnel measurements and Vortex Lattice Method (VLM) calculations lead to a proposal of "k-values" for the "box wing equation" not far from Prandtl's results., https://dlrk2019.dglr.de

The German Aerospace Center is currently developing a flight experiment as a technology demonstrator for a reusable, horizontally landing booster stage, the Reusable Flight Experiment (ReFEx). The static and dynamic aerodynamic properties of the final shape of this 2.7 m long vehicle are presented in this paper. A two-staged VSB-30 sounding rocket transports ReFEx to an altitude of about 130 km. After the separation from the carrier rocket, an autonomous re-entry is performed with a maximum Mach number of approx. 5. The test flight of ReFEx is scheduled for 2022.

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.

Aerodynamic interactions of fragments of meteoroids and space debris during atmospheric entry influence the flight trajectories of the fragments and their strewn field on the Earth’s surface as well as the meteoroids’ airburst altitude and energy deposition rate in the atmosphere and thus the resulting ground damage. For the design of experiments in the Hypersonic Wind Tunnel H2K of DLR, German Aerospace Center in Cologne to investigate the interaction phenomena, a method is developed to estimate the forces on two interacting bodies in supersonic and hypersonic flows, which is more accurate than existing analytical and semi-analytical methods and more efficient than numerical simulations regarding the computational effort. It is based on the superposition of flowfields taken from a database of numerical simulations of a single body for a range of Mach numbers. Furthermore, three-dimensional computations of configurations of interacting bodies are carried out by NASA Ames Research Center. Results obtained with the superposition method are compared to the simulations by NASA and to results of computations that can be found in the literature. The results from the method show good agreement with the computations.

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

Central targets for jet engine research activities comprise the evaluation of improved engine components and the assessment of novel engine concepts for enhanced overall engine performance in order to reduce the fuel consumption and emissions of future aircraft. Since CO2 emissions are directly related to engine fuel burn, a reduction in fuel consumption leads to lower CO2 emissions. Therefore improvements in engine technologies are still significant and a multi-disciplinary pre-design approach is essential in order to address all requirements and constraints associated with different engine concepts. Furthermore, an increase in effectiveness of the preliminary design process helps reduce the immense costs of the overall engine development. Within the DLR project PEGASUS (Preliminary Gas Turbine Assessment and Sizing) a multi-disciplinary pre-design and assessment competence of the DLR regarding aero engines and gas turbines was established. The application of modern preliminary design methods allows for the construction and evaluation of innovative next generation engine concepts. The purpose of this paper is to present the developed multi-disciplinary pre-design process and its application to three aero engine models. First, a state of the art twin spool mixed flow turbofan engine model is created for validation purposes. The second and third engine models investigated comprise future engine concepts: a Counter Rotating Open Rotor and an Ultra High Bypass Turbofan. The turbofan used for validation is based on publicly available reference data from manufacturing and emission certification. At first the identified interfaces and constraints of the entire pre-design process are presented. An important factor of complexity in this highly iterative procedure is the intricate data flow, as well as the extensive amount of data transferred between all involved disciplines and among the different fidelity levels applied within the smoothly connected design phases. To cope with the inherent complexity data modeling techniques have been applied to explicitly determine the required data structures of those complex systems. The resulting data model characterizing the components of a gas turbine and their relationships in the design process is presented in detail. Based on the established data model the entire engine pre-design process is presented. Starting with the definition of a flight mission scenario and the resulting top level engine requirements thermodynamic engine performance models are developed. By means of these thermodynamic models, a detailed engine component pre-design is conducted. The aerodynamic and structural design of the engine components are executed using a stepwise increase in level of detail and are continuously evaluated in the context of the overall engine system.