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In modernen Flugtriebwerken kommen in den vorderen hochbelasteten Verdichterstufen zunehmend integrale Laufschaufelräder (Blisks) zum Einsatz. Deren Schaufeln sind aufgrund geringer mechanischer Dämpfung empfindlich gegenüber Schwingungen. Im Rahmen dieser Arbeit wurde untersucht, ob reparaturbedingte Varianzen einen negativen Einfluss auf die Stabilität haben. Die Arbeitshypothese ist, dass dieser Einfluss während einer möglichen Reparatur berücksichtigt werden muss. Um den Einfluss von Schaufelreparaturen auf das aeroelastische Verhalten einer Blisk zu charakterisieren, wurde ein einstufiger Axialverdichter ausgelegt, gefertigt und experimentell sowie numerisch untersucht. Dabei kamen eine Referenzblisk und eine Blisk mit Blend-Reparaturen an der Vorderkante einiger Schaufeln zum Einsatz. In Simulation führt die lokale Änderung der Strömung zu einer lokalen Änderung der aerodynamischen Arbeit. Dies beeinflusst vor allem die Eigendämpfung der betrachteten Schaufel sowie die Dämpfung durch die unmittelbar benachbarten Schaufeln. Die größte Änderung tritt für Reparaturen nahe der Schaufelspitze auf. In Abhängigkeit der Position der reparierten Schaufel kann die Dämpfung einer einzelnen Schaufel reduziert werden, während die Dämpfung der Nachbarschaufeln ansteigt. Die experimentelle Untersuchung erfolgte mithilfe eines akustischen Anregungssystems im rotierenden Prüfstand an mehreren Betriebspunkten. Dabei konnte keine signifikante Abnahme der aeroelastischen Stabilität der reparierten Blisk festgestellt werden. Hieraus ergibt sich die Schlussfolgerung, dass aerodynamisches Mistuning infolge von Blend-Reparaturen der Schaufelvorderkante keinen signifikanten Einfluss auf die aeroelastische Stabilität hat und nicht während des Reparaturprozesses berücksichtigt werden muss.

Flugzeugflügel verbiegen sich während des Fluges. Um sich selbst davon zu überzeugen, genügt während einer Flugreise ein Blick aus dem Fenster. Ab einer bestimmten Auslenkung sprechen die Wissenschaftlerinnen und Wissenschaftler von großen Deformationen. Ob das gefährlich ist, in welchen Grenzen sich diese Deformationen üblicherweise bewegen und warum moderne Flügel zunehmend elastischer werden, erklärt Prof. Dr. Wolf Krüger vom DLR-Institut für Aeroelastik.

Der sichere Betrieb von Turbomaschinen setzt die mechanische Integrität der Schaufeln voraus. Die Belastung der Schaufeln durch Schwingungen muss dazu soweit reduziert werden, dass Schäden durch Dauerschwingbruch ausgeschlossen werden können. Eine Voraussetzung dafür ist, dass die Dämpfungseinflüsse auf die Schwingung der Schaufeln bekannt sind. Im Gegensatz zu der Material- und der Reibungsdämpfung können die Reaktionskräfte des Fluides auf die Schwingung der Schaufel sowohl einen dämpfenden als auch einen anfachenden Einfluss haben. Diese aerodynamische Dämpfung ist deshalb von besonderer Bedeutung für die aeromechanische Auslegung von Turbomaschinen. Bislang sind nur wenige Versuche, die aerodynamische Dämpfung unter realistischen Betriebsbedingungen zu messen, dokumentiert. Die bekannten Versuche unterliegen jedoch einer großen Unsicherheit durch Reibungsdämpfung. Für diese Dissertation wird eine einstufige Turbine ausgelegt und aufgebaut. Die als Blisk ausgeführte Laufreihe wird akustisch zur Schwingung angeregt. Die Methode der akustischen Schwingungsanregung ermöglicht es, alle Knotendurchmesser der Blisk berührungslos und unabhängig von den Werkstoffeigenschaften der Schaufeln anzuregen. Eine Blisk zeichnet sich dadurch aus, dass sie keine Fügestellen an den Schaufelfüßen aufweist. So werden Einflüsse durch Reibungsdämpfung minimiert. Im Versuch wird der aerodynamische Betriebspunkt der Versuchsturbine konstant gehalten, während die Schaufeln durch eine Frequenzrampe in ihrer Resonanz angeregt werden. Die Schwingungsantwort der Schaufeln wird ebenfalls berührungslos mit einem optischen Tip-Timing-System gemessen und aus dieser die aerodynamische Dämpfung bestimmt. Aus den Ergebnissen dieser Arbeit folgt, dass die Methode der akustischen Schwingungsanregung geeignet ist, um die Schaufeln einer Turbomaschine im Betrieb anzuregen, und dass aus den Schwingungsantworten der Schaufeln eine Quantifizierung der aerodynamischen Dämpfung möglich ist. Die Messungen zeigen, dass der Einsatz der Blisk wirksam die Reibungsdämpfung minimiert und damit die aerodynamische Dämpfung isoliert. Weiter zeigen die Ergebnisse, dass die Simulationen der Aeroelastik Größenordnung und Trend der aerodynamischen Dämpfung sehr gut voraussagen., The safe operation of turbomachinery requires that the vibrational load on the blades is reduced to such an extent that damage due to high cycle fatigue can be ruled out. A prerequisite is that the damping effects on the vibration of the blades are known. In contrast to the material and friction damping, the reaction forces of the fluid on the blade due to its vibration can have both a damping as well as a stimulating influence on the vibration. This so called aerodynamic damping is therefore of particular importance for the aeromechanical design of turbomachinery. So far, few attempts to measure aerodynamic damping under realistic operating conditions have been documented. However, the known experiments are subject to a large uncertainty due to friction damping. For this thesis, a single-stage turbine is designed and built. The rotor disk is designed as a blisk and is acoustically excited to vibrate. In this way, a non-contact excitation of all nodal diameters of the blisk is achieved, which is independent of the material properties of the blades. At the same time, the friction damping can be minimized since the blisk has no joints on the blade roots. In the experiment, the aerodynamic operating point of the experimental turbine is kept constant, while the blades are excited with a ramp excitation in their resonance. An optical tip-timing system allows a non-contact measurement of the vibration response of the blades, from which the aerodynamic damping is derived. From the results of this work, it follows that the acoustic vibration excitation is suitable to excite the blades of a turbomachine in operation and that from the vibration responses of the blades, a quantification of the aerodynamic damping is possible. The measurements show that the use of a blisk effectively minimizes friction damping. Further, the results show that the aeroelasticity simulation predicts magnitude and trend of aerodynamic damping very well.

Das Projekt VaMeSH hatte zum Ziel, in Vorarbeiten gefundene Unzulänglichkeiten in der Beschreibung der Dynamik von Rotorblättern in Mehrkörpersimulationen (MKS) auszuräumen und eine Anbindung von Hubschrauberaerodynamik an eine MKS aufzubauen und zu verifizieren. Die in diesem Bericht dargestellten Aktivitäten konzentrieren sich auf den Aufbau der Kopplung und die Erstellung von Modulen für die Beschreibung der Aerodynamik der verschiedenen Komponenten eines Hubschraubers. Die Entwicklungen bezüglich der Blattmodellierung sind dem gleichnamigen Bericht des Projektpartners zu entnehmen. Im Rahmen des Projektes konnte eine neue Balkenbeschreibung zur Abbildung des elastischen Verhaltens von Rotorblättern im MKS Programm Simpack validiert werden und die Kopplung von MKS mit Aerodynamik für den gesamten Hubschrauber verifiziert werden.

The design process for new aircraft configurations is complex, very costly and many disciplines are involved, like aerodynamics, structure, loads analysis, aeroelasticity, flight mechanics and weights. Their task is to substantiate the selected design, based on physically meaningful simulations and analyses. Modifications are much more costly at a later stage of the design process. Thus, the preliminary design should be as good as possible to avoid any “surprises” at a later stage. Therefore, it is very useful to include load requirements from the certification specifications already in the preliminary design. In addition, flying wings have some unique characteristics that need to be considered. These are a differentiating factor with respect to classical, wing-fuselage-empennage configurations. The aim is to include these requirements as good and as early as possible. This is a trade-off, because the corresponding analyses require a detailed knowledge and models, which become available only later during the design process. New methodologies in the form of a comprehensive, algorithmic design process and a parametric aeroelastic modeling are developed. The first aspect of this work concentrates on the gust encounter of flying wings. Next to external disturbance, a controller for the pitching motion of marginally stable or unstable flying wings has an influence. The combination of both presumably increases loads. The gust encounter of flying wings is studied first for the open loop, then for the closed loop system and for variable longitudinal stability. The second focus is the comparison of low fidelity panel methods with higher fidelity aerodynamics. Similarities and differences between VLM and CFD based maneuver loads are shown. Then, all maneuver load cases are calculated using high fidelity aerodynamics within the preliminary design process. Application of parametric modeling and an algorithmic design process result in a final aeroelastic model, optimized for minimum structural weight. Der Entwurf von neuen Flugzeugkonfigurationen ist komplex, kostenintensiv und benötigt unterschiedlichste Disziplinen, wie Aerodynamik, Struktur, Lastenanalyse, Aeroelastik, Flugmechanik und Massen. Ihre Aufgabe ist es, einen ausgewählten Entwurf mit physikalisch fundierten Simulationen und Analysen zu untermauern. Modifikationen sind zu einem späteren Zeitpunkt viel kostenintensiver. Um „Überraschungen“ zu vermeiden, sollte der Vorentwurf so gut wie möglich sein. Daher ist es sinnvoll, Lastanforderungen aus dem Zulassungsvorschriften bereits im Vorentwurf zu berücksichtigen. Außerdem haben Nurflügel spezielle Eigenschaften, die sie von klassischen Flügel-Rumpf-Leitwerk Konfigurationen unterscheiden und entsprechend berücksichtigt werden müssen. Das Ziel, diese Anforderungen so gut und so früh wie möglich zu berücksichtigen, bedeutet ein Abwägen von Aufwand und Nutzen, da die dazugehörigen Analysen detailliertes Wissen und Modelle benötigen, die erst in späteren Entwurfsphasen zur Verfügung stehen. Neue Methoden in Form eines umfassenden, algorithmischen Entwurfsprozesses und einer parametrischen, aeroelastischen Modellierung werden entwickelt. Die erste Teilaufgabe dieser Arbeit konzentriert sich auf den Böentreffer von Nurflügeln. Neben externen Störungen hat ein Nickregler einen starken Einfluss auf gering stabile oder instabile Konfigurationen. Eine Kombination erhöht voraussichtlich die Lasten. Der Böentreffer wird zuerst für das offene System, dann für das geschlossene System und für variable Längsstabilität untersucht. Der zweite Fokus liegt auf dem Vergleich von Panelverfahren mit höherwertigen aerodynamischen Verfahren. Gemeinsamkeiten und Unterschiede von VLM- und CFD-basierten Manöverlasten werden gezeigt. Danach werden alle Manöverlastfälle untersucht. Die Anwendung einer parametrischen Modellierung und eines algorithmischen Entwurfsprozesses führt zu einem finalen aeroelastischen Modell, optimiert auf minimales strukturelles Gewicht.

Some classes of aircraft are characterized by highly flexible wings undergoing large structural deformations in steady and maneuvering flight. In most cases this flexibility is the result of a high aspect ratio, which is in turn forced by dedicated design criteria such as the reduction of the induced drag. Prominent examples for such configurations are High Altitude Long Endurance (HALE) aircraft as well as modern, high performance sailplanes of the Open Class. The design and the analysis of highly flexible aircraft put high demands on the methods and tools employed. Multidisciplinary analysis taking into account aerodynamics, flight mechanics, and structural dynamics is indispensable where nonlinearities due to large rigid-body motions and large structural deflections are inherent in each of these disciplines. For the structural part, only few methods exist to date for the calculation of general aircraft structures subjected to large deformations. Commercial finite element solvers are mostly limited to clamped structures in their nonlinear solution capabilities, i.e. concurrent rigid-body motions are inadmissible. On the other hand, sophisticated methods incorporating nonlinear rigid-body as well as nonlinear elastic motions have been developed mainly for beam-type structures but not for complex and three-dimensional models. In aeroelasticity, the modal approach is a well-established and elegant method for simulating and analyzing the dynamic behavior of aircraft structures. However, its applicability is limited to small structural deformations and an extension into the nonlinear regime with respect to large geometric deflections would be desirable. The goal of this thesis is thus the extension of the modal approach towards large geometric deformations of highly flexible aircraft structures. The extensions include stiffness terms of higher order as well as higher-order modal components for the calculation of the nonlinear displacement field. It is shown that the method is applicable to different kinds of structural models composed of beam and shell elements with anisotropic material properties. Furthermore, an integrated set of equations based on these extensions is presented that allows the nonlinear time-domain simulation of the free-flying elastic aircraft in steady and unsteady maneuvering flight with large structural deformations. In the first part of the thesis, the two extensions are presented in detail. The linear relationship between load and structural displacements given in the classical modal approach is extended by generalized stiffness terms that depend quadratically and cubically on the generalized coordinates. The higher-order stiffness terms are derived by a series expansion of the strain energy of the structure which is formulated as a nonlinear function of deformation. The linear transformation between modal and Euclidean space by the eigenvectors of the structure is extended by higher (second-, third-, and fourth-) order mode components to approximate the geometrically nonlinear displacement field. The higher-order stiffness and mode components of the structure are determined in a preprocessing step where a series of nonlinear static solutions are generated using a commercial finite element solver. Higher-order polynomials are fitted to the solutions, the polynomial coefficients then correspond to the higher-order components. The second part introduces the extensions described above into the governing equations of motion of the free-flying elastic aircraft. The governing equations are derived using Lagrange's equations of the second kind where particular attention is paid to admit as few assumptions as possible. One widely applied assumption in aeroelastic analysis of free-flying aircraft is the mean axes condition to inertially decouple rigid-body and elastic degrees of freedom. This assumption requires the frequencies of the typical rigid-body and elastic modes of the aircraft to be largely separated and is limited to small structural deformations. By contrast, flight dynamics of highly flexible aircraft is characterized by strong inertial coupling between flight mechanic and elastic degrees of freedom due to low structural frequencies. Consequently, the governing equations derived in this thesis consider inertial coupling between rigid-body and elastic motions. The third part presents applications of the method to three different test cases with increasing complexity. First, the basics of the method are outlined by a simple beam structural model in static structural response. The second test case is a slender wing box represented by a full 3D finite element model with anisotropic materials. The third test case is the very flexible X-HALE unmanned aerial vehicle from the University of Michigan. Static structural and aeroelastic responses as well as free-flight maneuver simulations with unsteady excitation of the aircraft by gust and tail inputs demonstrate further capabilities and the limits of the method., Einige Flugzeugkonfigurationen sind durch hochflexible Tragflügel, die zu großen strukturellen Deformationen in stationären und beschleunigten Flugzuständen führen, gekennzeichnet. In den meisten Fällen ist diese Flexibilität das Resultat einer hohen Streckung, die wiederum durch bestimmte Auslegungskriterien vorgegeben wird, wie beispielsweise die Reduzierung des induzierten Widerstandes. Bekannte Beispiele für derartige Konfigurationen sind High Altitude Long Endurance Flugzeuge sowie moderne Hochleistungssegelflugzeuge der offenen Klasse. Die Auslegung und Analyse dieser hochflexiblen Flugzeuge stellen hohe Anforderungen an die verwendeten Methoden und Programme. So sind multidisziplinäre Analysen mit Berücksichtigung der Aerodynamik, Flugmechanik und Strukturdynamik unabdingbar. Hierbei sind Nichtlinearitäten aufgrund großer Starrkörperbewegungen und großer eleastischer Deformationen inhärent in jeder der Disziplinen. Für die Strukturdynamik stehen gegenwärtig allerdings nur wenige Methoden zur Berechnung großer Deformationen allgemeiner Strukturen zur Verfügung. Kommerzielle Finite-Elemente-Programme können nichtlineare Analysen meist nur für eingespannte Systeme durchführen, d. h. gleichzeitige Starrkörperbewegungen sind unzulässig. Andererseits sind Methoden, die nichtlineare Starrkörper- und elastische Bewegungen berücksichtigen, fast ausschließlich für balkenartige Strukturen und nicht für komplexe Modelle entwickelt worden. Der Modalansatz stellt für die Aeroelastik eine etablierte und elegante Methode zur Simulation und Analyse des dynamischen Verhaltens von Flugzeugstrukturen dar. Seine Anwendbarkeit ist allerdings auf kleine strukturelle Deformationen beschränkt. Eine Erweiterung in den nichtlinearen Bereich bezüglich großer Deformationen wäre daher wünschenswert. In Folge dessen ist das Ziel dieser Arbeit die Erweiterung des Modalansatzes zur Berücksichtigung großer Deformationen von hochflexiblen Flugzeugstrukturen. Eine Erweiterung sind generalisierte Steifigkeitsterme höherer Ordnung, eine andere sind Modekomponenten höherer Ordnung zur Berechnung des nichtlinearen Verschiebungsfeldes. Es wird gezeigt, dass die Methode auf verschiedene Arten von Strukturmodellen bestehend aus Balken- und Schalenelementen mit anisotropen Materialeigenschaften anwendbar ist. Weiterhin wird ein Satz an Gleichungen vorgestellt, der die nichtlineare Simulation von stationären und instationären Manövern des freifliegenden elastischen Flugzeuges mit großen strukturellen Deformationen im Zeitbereich ermöglicht. Im ersten Teil der vorliegenden Arbeit werden die zwei Erweiterungen ausführlich erläutert. Die dem klassischen Modalansatz zugrunde liegende lineare Beziehung zwischen Last und struktureller Verformung wird um generalisierte Steifigkeitsterme erweitert, die quadratisch und kubisch von den generalisierten Koordinaten abhängen. Die Steifigkeitsterme höherer Ordnung werden von einer Reihenentwicklung der Dehnungsenergie abgeleitet, welche als nichtlineare Funktion der Deformationen formuliert ist. Die lineare Abbildung zwischen modalem und euklidischem Raum mittels der strukturellen Eigenvektoren wird um Modekomponenten höherer (zweiter, dritter, vierter) Ordnung zur Approximation des geometrisch nichtlinearen Veschiebungsfeldes erweitert. Die genannten Steifigkeits- und Modekomponenten höherer Ordnung des Strukturmodells werden im Preprocessing mittels einer Serie von statischen, geometrisch nichtlinearen Lösungen, die mit einem kommerziellen Finite-Elemente-Programm erzeugt werden, bestimmt. Schließlich werden diese Lösungen durch Polynome höherer Ordnung approximiert; die Polynomkoeffizienten entsprechen folglich den Steifigkeits- und Modekomponenten höherer Ordnung. Im zweiten Teil werden die genannten Erweiterungen in die Bewegungsgleichungen des freifliegenden elastischen Flugzeuges übernommen, welche mit den Lagrangeschen Gleichungen zweiter Art hergeleitet werden. Hierbei sollen so wenig Annahmen wie möglich eingeräumt werden. Für aeroelastische Analysen freifliegender Flugzeuge weit verbreitet ist die \textit{mean axes} Annahme zur Entkopplung von Starrkörper- und elastischer Bewegung durch Vernachlässigung bestimmter Inertiallasten. Diese Annahme bedingt einen großen Frequenzabstand von flugmechanischen und elastischen Eigenbewegungsformen und ist auf kleine strukturelle Deformationen limitiert. Im Gegensatz dazu ist das flugdynamische Verhalten hochflexibler Flugzeuge charakterisiert durch ausgeprägte Kopplungen von Starrkörper- und elastischen Freiheitsgraden, die durch niederfrequente strukturelle Moden hervorgerufen werden. Aus diesem Grund beinhalten die in dieser Arbeit hergeleiteten Bewegungsgleichungen Kopplungen durch Inertiallasten. Im dritten Teil werden Anwendungen der entwickelten Methode auf drei Testfälle mit steigender Komplexität vorgestellt. Zuerst werden die grundlegenden Eigenschaften der Methode anhand eines statisch belasteten, einfachen Balkenmodells dargestellt. Der zweite Testfall ist ein hochgestreckter Flügelkasten, modelliert als dreidimensionales Finite-Elemente-Modell mit anisotropen Materialien. Der dritte Testfall ist das hochflexible X-HALE UAV der University of Michigan. Statische strukturelle und aeroelastische Simulationen sowie Freiflugmanöver mit instationärer Anregung durch Böen und Höhenrudereingaben demonstrieren letztendlich weitere Fähigkeiten und die Grenzen der Methode.

Die Hecksektion des im Entwurf befindlichen, hybrid-elektrischen Motorseglers FVA 30 der Flugwissenschaftlichen Vereinigung Aachen wird auf seine dynamische und aeroelastische Stabilität untersucht, um mögliche Auswirkungen auf den Design-Prozess abzuschätzen. Das V-Leitwerk mit elektrisch angetriebenen Propellern an den Spitzen wird hierzu bzgl. klassischem Leitwerksflattern, Bodenresonanz und Whirl-Flattern untersucht. Leitwerksflattern wird mittels numerischer Parameterstudien in MSC Nastran analysiert. Zur Stabilitätsuntersuchung bzgl. Bodenresonanz kommt eine Kombination aus Parameterstudien mit einem analytischen Modell und numerischen Validierungsrechnungen mit der MKS-Umgebung SIMPACK zum Einsatz, während Whirl-Flattern in Studien mit einer Streifentheorie für den starren Propeller sowie MKS-Simulationen bewertet wird. Die Untersuchungen zeigen, dass im betrachteten Parameterraum als einzige Instabilität ein Ruderflattern durch Kopplung der Rudereigenform bei freier Steuerung mit der ersten Schlagbiegung des Leitwerks auftritt. Diese lässt sich durch ausreichenden Rudermassenausgleich verhindern. Gegen Whirl-Flattern zeigt das Leitwerk hohe Reserven bzgl. der ersten Eigenfrequenzen der Hauptstruktur. Eine Instabilität durch Bodenresonanz ist aufgrund der Geometrie der Propellerblätter gänzlich ausgeschlossen. Vergleiche der MKS-Simulationen mit den Parameterstudien bestätigt diese Ergebnisse. Somit haben aeroelastische Randbedingungen kaum Auswirkungen auf die weitere Konstruktion des Leitwerks der FVA 30.

Sichere Methoden zur numerischen Vorhersage von nicht synchronen Vibrationen (NSV) haben für eine kostenoptimierte Auslegung von Triebwerkskomponenten eine grundlegende Bedeutung. Durch CFD-Rechnungen von zwei akademischen Testfällen sowie eines realen Schaufelprofils erfolgt im Rahmen dieser Masterarbeit eine Analyse der derzeitigen Fähigkeiten von TRACE instationäre, abgelöste Strömungen und deren Interaktion mit schwingenden Strukturen sowie akustischen Resonanzen korrekt abzubilden. Die Validität der numerischen Ergebnisse wird mit Hilfe experimenteller Daten vorausgegangener Forschungen überprüft. Die Simulationsergebnisse haben gezeigt, dass TRACE mit den bereits implementierten Turbulenz- und Transitionsmodellen sowohl die aeroelastischen als auch die aeroakustischen Strömungsphänome in hoher Genauigkeit vorhersagt. Das Menter SST k-Omega Modell und die Kopplung mit dem Gamma-Re-Theta Transitionsmodell haben sich, trotz geringfügiger Abweichungen zu vorausgegangenen Arbeiten, als zielführend herausgestellt. Für die weitere Analyse von Strömungssimulationen realer Profile in Verbindung mit NSV kann auf die erreichten Erkenntnisse aufgebaut werden.

The secure entry into service of a new rotor test rig requires the assessment of the dynamic and aeroelastic rotor stability. To this end, a multibody dynamics based numerical model was developed and coupled with an unsteady aerodynamic model based on Wagner's function and related enhancements for the general motion of an airfoil section considering heave and pitch motion. The simulation model uses modelling techniques for the setup of a linearized model and allows both, the investigation of ground resonance and flutter for the rig with clamped and articulated rotor blades in frequency domain. With respect to ground resonance, the dynamic examination of the two- and four-bladed rotor configurations shows a mechanically stable behaviour for the clamped and articulated rotor blades with lead-lag hinge in the planned rotor speed range up to 65 Hz. The aeroelastic assessment shows a damped behaviour for the configurations with clamped rotor blades, whilst the articulated rotor with lead-lag hinge is unstable beyond rotational speeds of 25 Hz for the two-bladed rotor and requires additional damping measures.

A combined aerodynamic and structural, gradient-based optimization has been performed on the NASA/Boeing Common Research Model civil transport aircraft configuration. The computation of aerodynamic performance parameters includes a Reynolds-averaged Navier-Stokes CFD solver, coupling to a linear static structural analysis using the finite element method to take into account aero-elastic effects. Aerodynamic performance gradients are computed using the adjoint approach. Within each optimization iteration, the wing's structure is sized via a gradient-based algorithm and an updated structure model is forwarded for the performance analysis. In this pilot study wing profile shape is optimized in order to study engine installation effects. This setting was able to improve the aerodynamic performance by 4%.

A summary of participants results for the coupled aero-structural simulation test case from the 6$^\mathrm{th}$ AIAA Computational Fluid Dynamics Drag Prediction Workshop (DPW-6) held in Washington, D.C., 16-17 June 2016, is presented. The test case focuses on a static aero-elastic simulation of NASA's Common Research Model civil transport aircraft in the wing-body configuration, i.e.\ without engines, pylons, and horizontal tail. Flow conditions include the design point lift coefficient \boldmath$C_L = 0.5\pm0.0001$ at cruise flight. Aero-elastic simulations are performed on the 'Medium' baseline grid, coupled to a computational structural analysis, using either an existing finite-element model or modal data. Experimental validation data for this test case is available from a wind-tunnel test campaign performed at the European Transonic Wind Tunnel in Cologne, Germany.

Die Entwicklung neuer Flugzeugkonstruktionen erfordert eine Untersuchung der aeroelastischen Stabilitat, um das Phanomen des Flatterns – eine selbsterregte Schwingung der Flugzeugstruktur bei bestimmten Flugzustandsbedingungen – zu vermeiden. Fur die gekoppelte Simulation zwischen strukturdynamischen Modellen und instationaren aerodynamischen Kraften mussen die zugrundeliegenden Modellierungen bezuglich ihrer Gultigkeit durch den Vergleich von numerischen und experimentellen Ergebnissen validiert werden. Neben dem sogenannten Standschwingungsversuch sind auch vergleichende Schwingungsmessungen im Flug wahrend der Flugerprobung erforderlich, um die reale Antwort des aeroelastischen Systems mit den vorhergesagten numerischen Ergebnissen vergleichen zu konnen. Aufgrund fehlender Erregerkraftinformationen eignen sich hierfur insbesondere Methoden der operationellen Modalanalyse (OMA), die fortlaufend das Schwingungsverhalten des Flugzeugs wahrend der Erprobungsfluge analysieren konnen, wenn eine ausreichende stochastische Anregung des Flugzeugs durch atmospharische Turbulenz sichergestellt werden kann. Im vorliegenden Beitrag werden zwei automatisch arbeitende Identifikationsverfahren – die Stochastic-Subspace-Identification Methode (SSI) und das polyreference-Least-Square-Complex-Frequency-Domain Verfahren (pLSCF) – hinsichtlich ihrer Eignung fur den sogenannten Flugschwingungsversuch verglichen. Um die Genauigkeit der identifizierten modalen Parameter uberprufen zu konnen, werden simulierte Messdaten einer bekannten Flugzeugstruktur fur den Vergleich verwendet.

Die Entwicklung neuer Flugzeugkonstruktionen erfordert eine Untersuchung der aeroelastischen Stabilität, um das Phänomen des Flatterns – eine selbsterregte Schwingung der Flugzeugstruktur bei bestimmten Flugzustandsbedingungen – zu vermeiden. Da die rein numerische Analyse eine gekoppelte Simulation zwischen strukturdynamischen Modellen und instationären aerodynamischen Kräften einschließt, ist deren Durchführung sehr komplex, so dass für eine zielorientierte Untersuchung Vereinfachungen vorgenommen werden müssen. Daher müssen die zugrundeliegenden Modellierungen bezüglich ihrer Gültigkeit durch den Vergleich von numerischen und experimentellen Ergebnissen validiert werden. Neben dem sogenannten Standschwingungsversuch, der am Prototypen eines neuen Flugzeugtyps durchgeführt wird, um die modalen Parameter Eigenfrequenzen, Dämpfungsmaße und Schwingungsformen zu messen, sind auch vergleichende Schwingungsmessungen im Flug während der Flugerprobung wünschenswert, um die reale Antwort des aeroelastischen Systems mit den vorhergesagten numerischen Ergebnissen vergleichen zu können und somit deren Gültigkeit zu demonstrieren. Hierzu eignen sich insbesondere Methoden der operationellen Modalanalyse (OMA), die fortlaufend das Schwingungsverhalten des Flugzeugs während der Erprobungsflüge analysieren können. Im vorliegenden Beitrag wird ein automatisches OMA-Verfahren auf Basis des Stochastic-Subspace-Identification Algorithmus SSI vorgestellt, das kontinuierlich die modalen Parameter in Abhängigkeit des Flugzustands identifizieren kann. Als Beispiel werden Messdaten aus mehreren Testflügen mit dem Segelflugzeug SB10 der Akaflieg Braunschweig verwendet, das mit Beschleunigungsaufnehmern instrumentiert wurde. Auch wenn hier der Identifikationsprozess nachträglich durchgeführt wurde, ist ein Einsatz des Verfahrens im Flug in Echtzeit möglich, weil neben der Datenerfassung lediglich ein leistungsfähiger tragbarer PC oder Tablet benötigt wird. Die Analysezeit beträgt je nach Anzahl der gemessenen Signale und des betrachteten Frequenzbereichs nur wenige Sekunden.

Einer der wesentlichen Aspekte im Entwicklungsprozess moderner Flugzeuge ist die frühzeitige Erfassung aeroelastischer Einflüsse auf Flugleistung und Stabilität. Der numerischen Simulation mit hochgenauen Verfahren kommt dabei in immer zunehmendem Maße eine tragende Rolle zu. In der industriellen Praxis haben sich sogenannte partitionierte Simulationsverfahren durchgesetzt. In ihnen werden die Verfahren miteinander gekoppelt, die in der Industrie zur hochgenauen Simulation der Einzeldisziplinen „Aerodynamik“ und „Strukturdynamik“ etabliert sind. Die korrekte numerische Umsetzung der zwischen Aerodynamik und Strukturdynamik bestehenden Kopplungsbedingungen ist ein wesentlicher, sensitiver Aspekt von partitionierten Verfahren. Insbesondere herausfordernd ist die korrekte räumliche Übertragung von aerodynamischen Kräften und strukturdynamischen Verschiebungen auf unterschiedlich diskretisierten Netzen. Vor diesem Hintergrund wird im Rahmen dieser Arbeit ein netzfreier Ansatz zur Last-Verformungs-Übertragung basierend auf der Veröffentlichung von Quaranta et al. umgesetzt, welcher nur auf Knoteninformationen basiert und keinerlei Konnektivitätsinformationen benötigt. Die Implementierung erfolgt im Rahmen der FlowSimulator-Softwareumgebung. Zur Wahrung eines physikalisch korrekten und konservativen Transfers aeroelastischer Kopplungsgrößen kommt zudem eine bauteil-basierte Kopplung einzelner Flugzeugkomponenten zum Einsatz, welches jedoch spezielle Anpassungen des netzfreien Ansatzes erfordert. Ein wesentlicher Aspekt der Arbeit besteht in der Parallelisierung des Ansatzes nach Quaranta, um eine effiziente Berechnung detaillierter Flugzeugmodelle zu ermöglichen. Hauptproblematik der Parallelisierung ist die verteilte Suche nach Stützstellen durch die zugrundeliegende Gebietszerlegungen der auf Seiten der Aerodynamik und Strukturdynamik eingesetzten Netze. Zur Lösung kommt in der Arbeit ein Bounding-Box-basierter k-d-Baum zum Einsatz, welcher eine effiziente partitionsunabhängige Stützstellensuche im parallelen Kontext ermöglicht. Die Effizienz des parallelen Algorithmus wurde bis zu einer Anzahl von 96 Prozessen demonstriert. Die Eignung des Algorithmus für komplexe aeroelastische Fragestellungen wurde bestätigt.