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Der Vortrag stellt den Flugversuch in den heutigen Kontext der Luftfahrt mit seinen Verknüpfungen zur Zulassung und Entwicklung des Luftfahrzeuges. Welche Anforderungen gibt es? Welche Vorgaben der EASA müssen beachtet werden. Was ist ein Entwicklungsbetrieb? Anhand von Beispielen aus der täglichen Arbeit wird die praktische Umsetzung der Flugversuche dargestellt. Zusammen mit den beteiligten Wissenschaftlern bereitet der Projekt- und Entwicklungsingenieur die Flugversuche vor und übernimmt die Verantwortung für die strukturelle Implementierung der Flugversuchsinstallationen. Für einen sicheren Betrieb des Versuchsträgers bei sich ständig ändernden Versuchseinbauten ist die Konfigurationsdefinition und Konfigurationskontrolle unerlässlich. Das DLR betreibt sowohl Hubschrauber als auch Flächenflugzeuge. Dabei geht/ging es von der für 19 Passagiere ausgelegten Dornier Do 228 über die VFW 614 bis zum Airbus A320-200 als Advanced Technology Research Aircraft (ATRA)., Hamburg Aerospace Lecture Series --- Collection of Presentations --- http://www.AeroLectures.de

Der Artikel beschreibt aerodynamische Messungen, die die strukturelle und die statische Längsstabilität eines authentischen Nachbaus von Otto Lilienthals großem Doppeldecker nachweisen. Darüber hinaus wurde der nach Patentzeichnungen, Fotos und Textbeschreibungen vom Otto-Lilienthal-Museum gebaute Nachbau des historischen Gleiters mit einer Seilwinde geschleppt und schließlich, ganz ohne Seile, bergab geflogen. Die Tests ermöglichen die Beurteilung der Steuerbarkeit und Stabilität des Flugzeugs nicht nur im stationären Flug, sondern auch bei Start, Landung und bei Windböen. Eine kurze Beschreibung der Konstruktionsparameter und der angewandten Methoden wird ebenso beschrieben wie die Auswertungen Kraft- und Momentdaten, die aus Waagenmessungen gewonnen wurden. Dargestellt wird darüber hinaus die Auswertung eines begrenzten Satzes von Daten, die während des Fluges gewonnen wurden, einschließlich Geschwindigkeit, Dauer und geflogene Distanzen.

Noise and structural vibrations in rotorcraft are strongly influenced by interactions between blade–tip vortices and the structural components of a helicopter. As a result, knowing the three-dimensional location of vortices is highly desirable, especially for the case of full-scale helicopters under realistic flight conditions. In the current study, we present results from a flight test with a full-scale BO 105 in an open-pit mine. A background-oriented schlieren measurement system consisting of ten cameras with a natural background was used to visualize the vortices of the helicopter during maneuvering flight. Vortex filaments could be visualized and extracted up to a vortex age of 360°. Vortex instability effects were found for several flight conditions. For the camera calibration, an iterative approach using points on the helicopter fuselage was applied. Point correspondence between vortex curves in the evaluated images was established by means of epipolar geometry. A three-dimensional reconstruction of the main part of the vortex system was carried out for the first time using stereophotogrammetry. The reconstructed vortex system had good qualitative agreement with the result of an unsteady free-wake panel method simulation. A quantitative evaluation of the 3D vortex system was carried out, demonstrating the potential of the multi-camera background-oriented schlieren measurement technique for the analysis of blade–vortex interaction effects on rotorcraft.

This work describes the design and implementation of a real-time aerodynamic parameter estimation algorithm on a small remotely piloted aircraft. The Extended Kalman Filter (EKF) is adapted for aerodynamic parameter estimation. A formulation is given which is similar to the recursive least squares (RLS) algorithm but uses noise covariances instead of a forgetting factor for tuning. Optimization for low computing power hardware is discussed. A demonstrator aircraft based on an R/C model is equipped with the required hardware (air and inertial data sensors, onboard processor, telemetry). Wind tunnel tests and calculations produce a reference data set for aerodynamics and propulsion of this aircraft, which is then used for simulation. This simulation allows to prove the performance of the parameter identification (PID) algorithm and predict the set of parameters which is identifiable with the given hardware. The main influence on identifiability is the relative contribution of a derivative to a coefficient in relation to the output noise level. Correlation issues are identified which arise because of the very fast rolling motion (and somewhat less the pitching motion) in comparison to the achievable update rates. Two sorts of flight test results are presented: post-flight analyses of logged flight data and identified parameters from the working real-time algorithm. Although some minor derivatives are not identifiable, the results prove the general feasibility of the approach.

Requirements for control systems in sailplanes and powered sailplanes to be equipped with servo-powered transmission and control elements have been analyzed to provide information regarding airworthiness of such controls. A flight dynamics dataset was acquired in flight tests and used to create a six degree-of-freedom simulation in which various potential actuator failure scenarios were investigated. An exemplary functional hazard analysis was conducted. To demonstrate a servo-boosted control system for the airbrakes, a system based on an electric actuator was designed, built, and evaluated in flight. The system kept the hand force below a specified level and allowed controlled deployment of the airbrakes over the whole speed range.