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The conference proceedings deal with aircraft air supplies in current large passenger transport aircraft. Apart from the Boeing 787, all passenger aircraft utilize nonfiltered air (bleed air) drawn from the compressor stage of turbine engines to provide pressurization and breathing air. This design has been utilized since the 1950s and 60s. Synthetic jet engine oils and other fluids in aircraft systems are recognized and known to contaminate the bleed air supply, impacting flight safety, occupational and public health. The conference principal organizer was the Global Cabin Air Quality Executive (GCAQE), which was established in 2006 as a global coalition of health and safety advocates committed to raising awareness and finding solutions to poor air quality in aircraft. The conference program of the 2017 International Aircraft Cabin Air Conference included more than 30 oral and video presentations presented by scientists, doctors, pilots, cabin crew, engineers and experts from 11 countries covering a broad spectrum of topics. Most of these presentations are presented in these proceedings published first with the Journal of Health & Pollution. The topics include engine design and mechanisms of oil leakage, flight safety, occupational health and safety, regulatory issues, risk management, international actions, reporting, medical and scientific evidence, jet oils, filtration, air quality sensors, legal implications and causation., https://www.AircraftCabinAir.com

Purpose – This presentation takes a critical look at various electric air mobility concepts. With a clear focus on requirements and first principles applied to the technologies in question, it tries to bring inflated expectations down to earth. Economic, ecologic and social (noise) based well accepted evaluation principles are set against wishful thinking. --- Design/methodology/approach – Aeronautical teaching basics are complemented with own thoughts and explanations. In addition, the results of past research projects are applied to the topic. --- Findings – Electric air mobility may become useful in some areas of aviation. Small short-range general aviation aircraft may benefit from battery-electric or hybrid-electric propulsion. Urban air mobility in large cities will give time advantages to super-rich people, but mass transportation in cities will require a public urban transport system. Battery-electric passenger aircraft are neither economic nor ecologic. How overall advantages can be obtained from turbo-electric distributed propulsion (without batteries) is not clear. Maybe turbo-hydraulic propulsion has some weight advantages over the electric approach. --- Research limitations/implications – Research findings are from basic considerations only. A detailed evaluation of system principles on a certain aircraft platform may lead to somewhat different results. --- Practical implications – The discussion about electric air mobility concepts may get more factual. Investors may find some of the information provided easy to understand and helpful for their decision making. --- Social implications – How to tackle challenges of resource depletion and environment pollution is a social question. Better knowledge of the problem enables the public to take a firm position in the discussion. --- Originality/value – Holistic evaluation of electric air mobility has not much been applied yet. This presentation shows how to proceed.

These are the Proceedings of the 11th European Workshop on Aircraft Design Education (in short: EWADE 2013). The workshop took place from 17. to 19.09.2013 in Linköping, Sweden. EWADE 2013 was for the first time integrated into the CEAS European Air & Space Conference. Location was the congress center located right in the heart of the city of Linköping. The workshop was organized by Prof. Dieter Scholz, Aircraft Design and Systems Group (AERO), Hamburg University of Applied Sciences, in close cooperation with Prof. Petter Krus, Head of the CEAS2013 Programme Committee and Head of the Division of Fluid and Mechatronic System, Linköping University and Dr. Tomas Melin, CEAS 2013 Programme Secretary and Research Associate in the Division of Fluid and Mechatronic System, Linköping University. The workshop had 4 technical sessions: EWADE 1 - Presentations from EWADE Founders and Hosts. EWADE 2 - Teaching and Research Activities in Aircraft Design. EWADE 3 - Aircraft Design Studies. EWADE 4 - Aircraft Design - Methods and Tools. The proceedings cover all 19 presentations. 6 of these presentations are accompanied by full text papers.

This paper looks at fuel consumption due to shaft power off-takes from the engine and the related increase in the aircraft’s fuel consumption. It presents a review and comparison of published and unpublished data on this kind of consumption. Insight is given into the effects caused by off-takes, looking at phenomena inside the engine when shaft power is extracted. The paper presents results from the TURBOMATCH engine simulation model, calibrated to real world engine data. Generic equations are derived for the calculation of fuel consumption due to shaft power extraction and values are presented for different flight altitudes and Mach numbers. Main result is the shaft power factor kP found to be in the order of 0.002 N/W for a typical cruise flight. This yields an amazingly high efficiency for power generation by shaft power extraction from a turbo fan engine of more than 70 %.

Purpose - The report summarizes the state-of-the-art in aircraft end-of-life strategies. A focus is on latest aircraft types with a high percentage of composite materials. --- Methodology - A literature review is the basic research method utilized. Apart from books, journals, conference proceedings, and dissertations, also technical reports and industrial news have been included into the search results. The field of aircraft end-of-life is still comparatively small, resulting in a manageable amount of literature addressing the topic directly. --- Findings - Research has been done on the topic by Airbus, Boeing, other industrial companies, and academic institutions. A market for recycled material is missing. Regulations about aircraft recycling are strongly needed but are not foreseeable in the near future. Nevertheless, the trend goes to extended producer responsibility. The aircraft recycling industry starts to build up now by the launch of several recycling plants. The aircraft recycling market will slowly mature with associations like the Aircraft Fleet Recycling Association (AFRA) and with the publication of guidance material for best practices. The significant higher percentage of composites in modern aircraft types is a challenge for aircraft recycling. --- Research limitations - The study provides only an overview on the aircraft end-of-life sector. Further research needs to be done on individual specific aspects. --- Value - The paper gives a year 2020 update on the state-of-the-art of aircraft end-of-life handling, including an overview on composite recycling regarding latest aircraft types.

Purpose – This project work shows a literature survey, clearly defines the mass growth factor, shows a mass growth iteration, and derives an equation for a direct calculation of the factor (without iteration). Definite values of the factor seem to be missing in literature. To change this, mass growth factors are being calculated for as many of the prominent passenger aircraft as to cover 90% of the passenger aircraft flying today. The dependence of the mass gain factor on requirements and technology is examined and the relation to Direct Operating Costs (DOC) is pointed out. --- Methodology – Calculations start from first principles. Publically available data is used to cal-culate a list of mass growth factors for many passenger aircraft. Using equations and the result-ing relationships, new knowledge and dependencies are gained. --- Findings – The mass growth factor is larger for aircraft with larger operating empty mass ratio, smaller payload ratio, larger specific fuel consumption (SFC), and smaller glide ratio. The mass growth factor increases much with increasing range. The factor depends on an increase in the fixed mass, so this is the same for the payload and empty mass. The mass growth factor for subsonic passenger aircraft is on average 4.2, for narrow body aircraft 3.9 and for wide body aircraft (that tend to fly longer distance) 4.9. In contrast supersonic passenger aircraft show a factor of about 14. --- Practical implications – The mass growth factor has been revisited in order to fully embrace the concept of mass growth and may lead to a better general understanding of aircraft design. --- Social implications – A detailed discussion of flight and aircraft costs as well as aircraft de-velopment requires detailed knowledge of the aircraft. By understanding the mass growth fac-tor, consumers can have this discussion with industry at eye level. --- Originality/value – The derivation of the equation for the direct calculation of the mass growth factor and the determination of the factor using the iteration method for current aircraft was not shown in the examined literature.

Zweck - Von Piloten werden u.a. die sogenannten "Manual Flying Skills" gefordert. Dabei muss der Pilot in der Lage sein (ohne Autopiloten) nach grundlegenden Instrumenten zu fliegen. Dafür sind neben Geschick auch Faustformeln erforderlich. Die Faustformeln müssen dafür verlässlich sein. Der Inhalt dieser Arbeit beschäftigt sich exemplarisch mit einer Faustformel zur Umrechnung der kalibrierten Fluggeschwindigkeit (Calibrated Airspeed, CAS) in die wahre Fluggeschwindigkeit (True Airspeed, TAS). --- Methodik - In Excel und Matlab werden die Ergebnisse aus den Berechnungen der Faustformel mit dem Ergebnis einer exakten Berechnungsweise anhand flugmechanischer Formeln verglichen. Dabei wird die Flughöhe und Fluggeschwindigkeit variiert. Es werden die Abweichungen ermittelt und in Diagrammen zwei- und dreidimensional visualisiert. --- Ergebnisse - Die zu prüfende Faustformel liefert in dem für Sie vorgesehen Anwendungsbereich hinreichend genaue Ergebnisse mit Abweichungen unter 5 %. Dabei nehmen die Abweichung zu, umso weiter die Parameter (Höhe und Geschwindigkeit) von typischen Reiseflugbedingungen entfernt sind. --- Bedeutung in der Praxis - Piloten können bedenkenlos auf die in dieser Arbeit geprüfte Faustformel zurückgreifen und kommen so mit überschaubarem Kopfrechenaufwand auf relativ genaue Ergebnisse. --- Wert - Diese Arbeit zeigt, wie mit mäßigem Zeitaufwand in Excel eine Faustformel über einen gesamten Bereich geprüft werden kann. Das Vorgehen kann auf weitere Faustformeln übertragen werden, sodass sich ein Pilot sein "Kniebrett" mit verifizierten Faustformeln füllen kann.

Purpose - This thesis presents a comparison of aircraft design concepts to identify the superior propulsion system model among turbo-hydraulic, turbo-electric and classic jet propulsion with respect to Direct Operating Costs (DOC), environmental impact and fuel burn. --- Approach - A simple aircraft model was designed based on the Top-Level Aircraft Requirements of the Airbus A320 passenger aircraft, and novel engine concepts were integrated to establish new models. Numerous types of propulsion system configurations were created by varying the type of gas turbine engine and number of propulsors. --- Findings - After an elaborate comparison of the aforementioned concepts, the all turbo-hydraulic propulsion system is found to be superior to the all turbo-electric propulsion system. A new propulsion system concept was developed by combining the thrust of a turbofan engine and utilizing the power produced by the turbo-hydraulic propulsion system that is delivered via propellers. The new partial turbo-hydraulic propulsion concept in which 20% of the total cruise power is coming from the (hydraulic driven) propellers is even more efficient than an all turbo-hydraulic concept in terms of DOC, environmental impact and fuel burn. --- Research Limitations - The aircraft were modelled with a spreadsheet based on handbook methods and relevant statistics. The investigation was done only for one type of reference aircraft and one route. A detailed analysis with a greater number of reference aircraft and types of routes could lead to other results. --- Practical Implications - With the provided spreadsheet, the DOC and environmental impact can be approximated for any commercial reference aircraft combined with the aforementioned propulsion system concepts. --- Social Implications - Based on the results of this thesis, the public will be able to discuss the demerits of otherwise highly lauded electric propulsion concepts. --- Value - To evaluate the viability of the hydraulic propulsion systems for passenger aircraft using simple mass models and aircraft design concept.

Purpose - This bachelor thesis compares high-speed rail (HSR) transport with air transport. The investigation considers physical fundamentals, energy consumption, environmental impact, infrastructure and investment, market situations, passenger's selection criteria to choose transportation options, and overall economics. --- Methodology - The thesis combines an investigation of physical principles with a literature review. --- Findings - Steel wheels on steel rails show by far less rolling resistance to support the train's weight than drag due to lift (induced drag) to support the aircraft's weight. This leads to less energy consumption. HSR trains use electricity from an overhead line. Hence, the environmental impact of HSR also depends much on how the electricity is produced. Airplanes only need an air traffic control environment to connect airports. In contrast, HSR needs infrastructure to connect stations. The amount of necessary infrastructure depends on the geological conditions. For example, crossing mountains means high investment. Longer passages over water are infeasible for HSR. High-speed rail is superior to air transport when connecting megacities because the trains have higher transport capacity, offer higher service frequencies and mission reliability, shorter total travel time, shorter access time to stations, shorter unproductive waiting time in stations and potentially lower travel costs. HSR is a strong competitor to airline services and has replaced some short range flights. A comparison of HSR in different world regions shows differences in the market situation and in passenger's selection criteria for transportation options. --- Research limitations - The potential of high-speed rail was investigated mainly on busy routes with high service frequencies. A comprehensive network comparison between high-speed trains and airplanes was not done and could lead to somewhat different results. --- Practical implications - The report tries to contribute arguments to the discussion about alternatives to air travel. --- Social implications - With more knowledge people can make an educated choice between transport options, can vote with their feet, and can take a firm position in the public discussion. --- Originality/value - A general comparison of HSR and air transport from physical fundamentals to economics seemed to be missing.

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.

Purpose – Find optimal flight and design parameters for three objectives: minimum fuel consumption, Direct Operating Costs (DOC), and environmental impact of a passenger jet aircraft. --- Approach – Combining multiple models (this includes aerodynamics, specific fuel consumption, DOC, and equivalent CO2 mass) into one generic model. In this combined model, each objective's importance is determined by a weighting factor. Additionally, the possibility of further optimizing this model by altering an aircraft's wing loading is analyzed. --- Findings – When optimizing for a compromise between economic and ecologic benefits, the general outcome is a reduction in cruise altitude and an unaltered cruise Mach number compared to common practice. Decreasing cruise speed would benefit the environmental impact but has a negative effect on seat-mile cost. An increase in wing loading could further optimize the general outcome. Albeit at the cost of a greater required landing distance, therefore limiting the operational opportunities of this aircraft. --- Research limitations – Most models use estimating equations based on first principles and statistical data. --- Practical implications – The optimal cruise altitude and speed for a specific objective can be approximated for any passenger jet aircraft. --- Social implications – By using a simple approach, the discussion of optimizing aircraft opens up to a level where everyone can participate. --- Value – To find a general answer on how to optimize aviation, operational and design-wise, by using a simple approach.

Reducing unscheduled maintenance is important for aircraft operators. There are significant costs if flights must be delayed or cancelled, for example, if spares are not available and have to be shipped across the world. This thesis describes three methods of aircraft health condition monitoring and prediction; one for system monitoring, one for forecasting and one combining the two other methods for a complete monitoring and prediction process. Together, the three methods allow organizations to forecast possible failures. The first two use decision trees for decision-making and genetic optimization to improve the performance of the decision trees and to reduce the need for human interaction. Decision trees have several advantages: the generated code is quickly and easily processed, it can be altered by human experts without much work, it is readable by humans, and it requires few resources for learning and evaluation. The readability and the ability to modify the results are especially important; special knowledge can be gained and errors produced by the automated code generation can be removed. A large number of data sets is needed for meaningful predictions. This thesis uses two data sources: first, data from existing aircraft sensors, and second, sound and vibration data from additionally installed sensors. It draws on methods from the field of big data and machine learning to analyse and prepare the data sets for the prediction process.

Purpose - This master thesis evaluates the hybrid-electric aircraft project E-FAN X with respect to its economical and environmental performance in comparison to its reference aircraft, the BAe 146-100. The E-FAN X is replacing one of the four jet engines of the reference aircraft by an electric motor and a fan. A turboshaft engine in the cargo compartment drives a generator to power the electric motor. --- Methodology - The evaluation of this project is based on standard aircraft design equations. Economics are based on Direct Operating Costs (DOC), which are calculated with the method of the Association of European Airlines (AEA) from 1989, inflated to 2019 values. Environmental impact is assessed based on local air quality (NOx, Ozone and Particulate Matter), climate impact (CO2, NOx, Aircraft-Induced Cloudiness known as AIC) and noise pollution estimated with fundamental acoustic equations. --- Findings - The battery on board the E-FAN X it is not necessary. In order to improve the proposed design, the battery was eliminated. Nevertheless, due to additional parts required in the new configuration, the aircraft is 902 kg heavier. The turboshaft engine saves only 59 kg of fuel. The additional mass has to be compensated by a payload reduced by 9 passengers. The DOC per seat-mile are up by more than 10% and equivalent CO2 per seat-mile are more than 16% up in the new aircraft. --- Research limitations - Results are limited in accuracy by the underlying standard aircraft design calculations. The results are also limited in accuracy by the lack of knowledge of some data of the project. --- Practical implications - The report contributes arguments to the discussion about electric flight. --- Social implications - Results show that unconditional praise given to the environmental characteristics of this industry project are not justified.

In this report an equation is derived to calculate the dynamic effect of primary and secondary aircraft cabin air contamination. The equation is applied in order to understand implications and hazards. Primary contamination is from an outside source in form of normal low level contamination or high level contamination in a failure case. Secondary contamination originates from deposited material released into the cabin by a trigger event. The dynamic effect is described as an initial value problem (IVP) of a system governed by a nonhomogeneous linear first order ordinary differential equation (ODE). More complicated excitations are treated as a sequence of IVPs. The ODE is solved from first principles. Spreadsheets are provided with sample calculations that can be adapted to user needs. The method is not limited to a particular principle of the environmental control system (ECS) or contamination substance. The report considers cabin air recirculation and several locations of contamination sources, filters, and deposit points (where contaminants can accumulate and from where they can be released). This is a level of detail so far not considered in the cabin air literature. Various primary and secondary cabin contamination scenarios are calculated with plausible input parameters taken from popular passenger aircraft. A large cabin volume, high air exchange rate, large filtered air recirculation rate, and high absorption rates at deposit points lead to low contamination concentration at given source strength. Especially high contamination concentrations would result if large deposits of contaminants are released in a short time. The accuracy of the results depends on the accuracy of the input parameters. Five different approaches to reduce the contaminant concentration in the aircraft cabin are discussed and evaluated. More effective solutions involve higher implementation efforts. The method and the spreadsheets allow predicting cabin air contamination concentrations independent of confidential industrial input parameters.

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

Purpose of this project is a) the evaluation of the Thrust Specific Fuel Consumption (TSFC) of jet engines in cruise as a function of flight altitude, speed and thrust and b) the determination of the optimum cruise speed for maximum range of jet airplanes based on TSFC characteristics from a). Related to a) a literature review shows different models for the influence of altitude and speed on TSFC. A simple model describing the influence of thrust on TSFC seems not to exist in the literature. Here, openly available data was collected and evaluated. TSFC versus thrust is described by the so-called bucket curve with lowest TSFC at the bucket point at a certain thrust setting. A new simple equation was devised approximating the influence of thrust on TSFC. It was found that the influence of thrust as well as of altitude on TSFC is small and can be neglected in cruise conditions in many cases. However, TSFC is roughly a linear function of speed. This follows already from first principles. Related to b) it was found that the academically taught optimum flight speed (1.316 times minimum drag speed) for maximum range of jet airplanes is inaccurate, because the derivation is based on the unrealistic assumption of TSFC being constant with speed. Taking account of the influence of speed on TSFC and on drag, the optimum flight speed is only about 1.05 to 1.11 the minimum drag speed depending on aircraft weight. The amount of actual engine data was extremely limited in this project and the results will, therefore, only be as accurate as the input data. Results may only have a limited universal validity, because only four jet engine types were analyzed. One of the project's original value is the new simple polynomial function to estimate variations in TSFC from variations in thrust while maintaining constant speed and altitude.

Diese Projektarbeit versucht zu erklären, warum Flugzeuge mit drei oder vier Triebwerken kaum noch verkauft werden. Dabei wird insbesondere der Vermutung nachgegangen, dass Flugzeuge mit einer größeren Anzahl an Triebwerken höhere Wartungskosten haben könnten. Zur Beantwortung der Frage werden sechs verschiedene Methoden zur Berechnung von Betriebskosten (Direct Operating Costs, DOC) von Passagierflugzeugen herangezogen, die u.a. auch die Kosten der Triebwerkswartung abschätzen. Vier dieser DOC-Methoden sind von Organisationen: Air Transport Association of America (ATA 1967), Deutsche Lufthansa (DLH 1982), Association of European Airlines (AEA 1989), Airbus Industrie (AI 1989). Zwei DOC-Methoden wurden an Universitäten entwickelt und sind von Jenkinson bzw. von Thorbeck (TU Berlin, TUB). Weiterhin werden grundsätzliche flugmechanische Überlegungen angestellt und die Literatur durchgesehen, die aber nur wenige Hinweise zur Beantwortung der Fragestellung enthält. Die Gleichungen zur Berechnung der Triebwerkswartungskosten aller sechs Methoden werden dargelegt und erklärt. Die Methoden unterscheiden sich stark in ihrer Komplexität. Da die Methoden sich auf unterschiedliche Jahre beziehen werden die Kosten mit einem Inflationsfaktor auf das Jahr 2017 umgerechnet und somit vergleichbar gemacht. Zum Vergleich werden weiterhin die Gleichungen zur Berechnung der Wartungskosten der Flugzeugzelle angegeben. Zur Berechnung der Triebwerkswartungskosten wurden vier in der Größe vergleichbare Mittelstreckenflugzeuge ausgewählt: B737-800, A318 (zwei Triebwerke), Jak-42 (drei Triebwerke), BAE 146-300 (vier Triebwerke). Weiterhin wurden vier in der Größe vergleichbare Langstreckenflugzeug ausgewählt: A330-300 (zwei Triebwerke), MD11-ER, TriStar (drei Triebwerke), A340-300 (vier Triebwerke). Zum Vergleich eignen sich besonders der A330 und der A340 da die Technik, das Alter und die Abmaße sehr eng bei einander liegen. Im Ergebnis wurde festgestellt, dass sich die Aufteilung der Wartungskosten zwischen Zelle und Triebwerken uneinheitlich zeigt. Die AI-Methode ergibt im Vergleich viel zu hohe Triebwerkskosten. Der Grund dafür ist die direkte Multiplikation von Schub mit den Lohnkosten. Die AI-Methode muss daher bei der Endanalyse unberücksichtigt bleiben. Bei den Mittelstreckenflugzeugen lieferten die Methoden nach AEA, DLH und TUB ähnliche Ergebnisse. Bei den Langstreckenflugzeugen lieferten die AEA-Methode, DLH-Methode und die Methode nach Jenkison ähnliche Ergebnisse. Empfohlen werden kann damit eine Berechnung mit der AEA-Methode, die auch öffentlich ist. Für einen Endvergleich wurden für die Mittel- bzw. Langstrecke zu jeder Triebwerksanzahl nur jeweils ein Flugzeug einbezogen. Mit dieser bereinigten Auswahl bei Flugzeugen und Methoden ergab sich für die Mittelstrecke eine leichte Abnahme der Triebwerkswartungskosten mit der Triebwerksanzahl von nur 6,1 US$ pro Flugstunde pro Triebwerk (Zunahme von -6,1 US$/FH/Triebwerk). Für die Langstrecke ergab sich eine leichte Zunahme der Triebwerkswartungskosten mit der Triebwerksanzahl von nur 32,5 US$ pro Flugstunde pro Triebwerk. Damit konnte die eingangs genannte Vermutung über eine Zunahme der Triebwerkswartungskosten mit der Anzahl der Triebwerke nur zum Teil bestätigt werden. Die Analyse zeigte, dass die Triebwerkswartungskosten von vielen Parametern abhängen, die Triebwerksanzahl ist nur ein Parameter von vielen. Selbst ähnliche Flugzeuge liefern bei gleicher Triebwerkszahl daher Triebwerkswartungskosten, die sich stark unterscheiden und die Abhängigkeit von der Triebwerkszahl wenig sichtbar werden lassen. Es werden Vorschläge gemacht, welche anderen methodischen Ansätze hier Abhilfe schaffen könnten.

In dieser Projektarbeit geht es um die Abschätzung von Massen der Hauptbaugruppen großer ziviler Verkehrsflugzeuge (MTOM > 40 t), sowie um die Abschätzung der Betriebsleermasse. Die Projektarbeit analysiert die 2013 im Luftfahrttechnischen Handbuch (LTH) erschienene Massenschätzmethode MA 401 12-01 B von F. Dorbarth und vergleicht diese Methode mit anderen früher veröffentlichten Methoden, die von Fernandes da Moura bereits 2001 analysiert wurden. Für die Analyse werden ausgewählte Flugzeugmuster (A320-200, A330-200, A340-300 und B737-200) und deren tatsächliche Massen der Hauptbaugruppen sowie Betriebsleermassen genutzt. Die Abweichungen zwischen den berechneten und den tatsächlichen Massen werden für jede Methode in Diagrammen veranschaulicht. Es zeigt sich dabei, dass die Massenschätzmethode aus dem Luftfahrttechnischen Handbuch nur geringe Abweichungen im Vergleich zu den tatsächlichen Massen aufweist. Damit werden die eigenen Angaben zur Genauigkeit der LTH-Methode bestätigt. Die Abweichungen sind geringer als bei älteren und generelleren Methoden wie sie von Fernandes da Moura untersucht wurden. Dies entspricht der Erwartung, dass eine neuere Methode, die auf Flugzeuge einer bestimmten Art beschränkt ist, auch genauere Ergebnisse liefert. Insgesamt hat sich die LTH-Methode als übersichtliche und hinreichend genaue Methode zur Massenabschätzung im frühen Flugzeugentwurf erwiesen. Die Abweichungen lagen in der Regel unter 5 % und nur in Ausnahmefällen wurde eine Abweichung von 10 % überschritten.

Diese Projektarbeit beschäftigt sich mit dem Thema der Berechnung des Betriebsleermassenanteils im Flugzeugentwurf. Bekannte Berechnungsverfahren nach Torenbeek, Raymer, Marckwardt und Loftin werden auf Qualität und Aktualität untersucht und miteinander verglichen. Im Vordergrund steht dabei die Frage, ob eine genauere Methode zur Ermittlung des Betriebsleermassenanteils auf Basis neuer Statistiken gefunden werden kann. Neben der Entwicklung einer neuen Berechnungsmethode wird außerdem auf die Verwendung der Singulärwertzerlegung im Flugzeugbau verwiesen und deren Vor- und Nachteile bezüglich der Handhabung und Genauigkeit erläutert. Diese Ausarbeitung stützt sich auf eine aktuelle Zusammenstellung von Flugzeugparametern verschiedenster Passagiermaschinen, deren Anteil sich auf 65 % der gesamten fliegenden Weltflotte im Jahr 2016 beläuft. Die oben genannten Autoren liefern Gleichungen zur Abschätzung des Verhältnisses aus Betriebsleermasse zum maximalen Abfluggewicht. Diese Gleichungen haben bezogen auf die zugrunde liegenden Statistiken eine Abweichung von bis zu 10 %. Dies ist auf die Schlichtheit der Methoden zurückzuführen, da die Anzahl der verwendeten Parameter eingeschränkt ist. Es wurde im Rahmen dieses Projektes eine analytische Gleichung zur Abschätzung des Betriebsleermassenanteils ermittelt, die die folgenden Entwurfsparameter mit einbezieht: Schub-Gewichtsverhältnis, Flächenbelastung, Design-Reichweite, Nutzlast und Anzahl der Triebwerke. Im direkten Vergleich mit der Gleichung nach Loftin, verringert sich der relative Fehler der Abschätzung um 43 %. Erreicht wurde dies durch die Einbeziehung weiterer Entwurfsparameter und deren optimaler rechnerischer Verknüpfung. Dabei wurden nur die Flugzeugparameter mit einbezogen, die zum einen bereits in der Dimensionierungsphase der Entwicklung bekannt sind, und zum anderen einen kausalen Zusammenhang zum Betriebsleermassenanteil darstellen. Die neue Methode überragt die Genauigkeit der klassischen Berechnungsverfahren und reduziert dadurch bereits im frühen Entwurfsstadium die Gefahr einer fehlerhaften Massenabschätzung. Im weiteren Verlauf des Projekts wird die Nutzung und der Anwendungsbereich der Singulärwertzerlegung (engl. Singular Value Decomposition, SVD) im Flugzeugbau betrachtet. Die Singulärwertzerlegung ist ein mathematisches Verfahren das dazu verwendet wird, mit wenigen bekannten Eingangsparametern auf alle Parameter eines Modells zu schließen. Dadurch ist es möglich eine schnelle Abschätzung eines komplexen Designs zu erstellen, auf der Basis von einer begrenzten Auswahl von bekannten Eingangsgrößen. Es hat sich herausgestellt, dass der relative Fehler des Betriebsleermassenanteils unter Verwendung der SVD auf dem gleichen Niveau der bisher bekannten Berechnungsverfahren liegt und somit keinen Vorteil in Bezug auf die Genauigkeit des Ergebnisses mit sich bringt.

In order to uncover the best kept secret in today’s commercial aviation, this project deals with the calculation of fuel consumption of aircraft. With only the reference of the aircraft manufacturer’s information, given within the airport planning documents, a method is established that allows computing values for the fuel consumption of every aircraft in question. The aircraft's fuel consumption per passenger and 100 flown kilometers decreases rapidly with range, until a near constant level is reached around the aircraft’s average range. At longer range, where payload reduction becomes necessary, fuel consumption increases significantly. Numerical results are visualized, explained, and discussed. With regard to today’s increasing number of long-haul flights, the results are investigated in terms of efficiency and viability. The environmental impact of burning fuel is not considered in this report. The presented method allows calculating aircraft type specific fuel consumption based on publicly available information. In this way, the fuel consumption of every aircraft can be investigated and can be discussed openly.

This thesis explains how the classified design parameters of existing passenger jets can be determined. The classified design parameters are; the maximum lift coefficient for landing and take-off, the maximum aerodynamic efficiency and the specific fuel consumption. The entire concept is based on the preliminary sizing of jet powered civil aeroplanes. This preliminary sizing is explained in detail because it is the foundation of the final result. The preliminary sizing is combined using reverse engineering which is not a strict method. Therefore, only the basics are explained. By applying reverse engineering on the preliminary sizing and aiming for the classified design parameters as output, formulas are derived to calculate the maximum lift coefficients, the maximum aerodynamic efficiency and the specific fuel consumption. The goal is to calculate these parameters, using only aircraft specifications that are made public by the manufacturer. The calculations are complex with mutual relations, iterative processes and optimizations. Therefore, it is interesting to integrate everything in a tool. The tool is built in Microsoft Excel and explained in detail adding operating instructions. The program is executed for miscellaneous aeroplanes, supported with the necessary comments. Investigated aeroplanes are: Caravelle 10B (Sud-Aviation), Boeing 707-320C, BAe 146-200 (British Aerospance), A320-200 (Airbus), "The Rebel" (based on A320), Boeing SUGAR High, Boeing 747-400, Blended Wing Body VELA 2 (VELA) and Dassault Falcon 8X.

In attempting to increase the environmental awareness in the aviation sector and to eliminate the green washing phenomenon, an investigation was done into the development and definition of an ecolabel for aircraft. Based on life cycle assessment it was found that aviation affects the environment most with the impact categories resource depletion and global warming (both due to fuel consumption), local air pollution (due to the nitrogen oxide emissions in the vicinity of airports) and noise pollution. For each impact category a calculation method was developed based solely on official, certified and publicly available data to meet the stated requirements of the ISO standards about environmental labeling. To ensure that every parameter is evaluated independently on aircraft size, which allows comparison between different aircraft, normalizing factors such as number of seats, rated thrust and noise level limits are used. Additionally, a travel class weighting factor is derived in order to account for the space occupied per seat in first class, business class and economy class. To finalize the ecolabel, the overall environmental impact is determined by weighting the contribution of each impact category. For each category a rating scale from A to G is developed to compare the performance of the aircraft with that of others. The harmonization of the scientific and environmental information, presented in an easy understandable label, enables the traveling customers to make a well informed and educated choice when booking a flight, selecting among airline offers with different types of aircraft and seating arrangements.

This project evaluates the suitability and practicality of the program Athena Vortex Lattice (AVL) by Mark Drela. A short user guide was written to make it easier (especially for students) to get started with the program AVL. AVL was applied to calculate the induced drag and the Oswald factor. In a first task, AVL was used to calculate simple wings of different aspect ratio A and taper ratio lambda. The Oswald factor was calculated as a function f(lambda) in the same way as shown by HOERNER. Compared to HOERNER's function, the error never exceed 7.5%. Surprisingly, the function f(lambda) was not independent of aspect ratio, as could be assumed from HOERNER. Variations of f(lambda) with aspect ratio were studied and general results found. In a second task, the box wing was investigated. Box wings of different h/b ratio: 0.31, 0.62, and 0.93 were calculated in AVL. The induced drag and Oswald factor in all these cases was calculated. An equation, generally used in the literature, describes the box wing's Oswald factor with parameters k1, k2, k3 and k4. These parameters were found from results obtained with AVL by means of the Excel Solver. In this way the curve k = f(h/b) was plotted. The curve was compared with curves with various theories and experiments conducted prior by other students. The curve built based on AVL fits very well with the curve from HOERNER, PRANDTL and a second experiment made in the wind tunnel at HAW Hamburg.

Zapfluft und Wellenleistung wird den Triebwerken entnommen, um die Energie für beispielsweise die Kraftstoffpumpen, das Inflight Entertainment oder die Flügelvorderkantenenteisung zu erzeugen. Diese Energiegenerierung, hat einen Anstieg des Kraftstoffverbrauches zur Folge. Es hat sich herausgestellt, dass die Stelle der Zapfluftentnahme einen starken Einfluss auf den Gradienten des Brennstoffverbrauches hat. Das Projekt beschäftigt sich mit zwei- und drei-welligen Turbofantriebwerken und untersucht an ihnen, die Effekte der Leistungsnahmen. Als Simulationssoftware wurde GasTurb 8.0 eingesetzt und auf die integrierten Triebwerkskonfigurationen zurückgegriffen. Ziel der Arbeit ist die Ermittlung einer mathematischen Beziehung zur Berechnung des zusätzlichen Kraftstoffmassenstromes infolge einer Zapfluft- oder Wellenleistungsentnahme. So stellt sich die Frage, welche Triebwerksparameter dafür berücksichtigt werden müssen. Eine Wellenleistungsentnahme verursacht beispielsweise einen linearen Anstieg des spezifischen Kraftstoffverbrauches. Ist diese Zunahme, identisch mit der einer Zapfluftentnahme? Am Ende der Kapitel werden die Ergebnisse mit Literaturwerten verglichen und versucht Tendenzen zu erkennen bzw. bestehende zu erhärten.