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Das DLR Forschungsprojekt Diabolo hat die Aufgabe, die klassischen Methoden des Konzeptentwurfs von Kampfflugzeugen zu digitalisieren und effektiv mit den Ergebnissen höherwertiger Analyseverfahren zu koppeln. Mit dieser Vorgehensweise soll gewährleistet werden, dass möglichst viele Anforderungen an das Flugzeug schon in einer frühen Phase des Entwurfsprozesses hinreichend berücksichtigt werden können, sodass der Bedarf für aufwändige "Anpassungen" im späteren Entwurfsverlauf verringert wird. Mittels dieser Methodik wird ein virtueller "DLR Future Fighter Demonstrator" (DLR-FFD) entworfen, ein Konzept für ein generisches Mehrzweck-Kampfflugzeug, dessen Anforderungen an den Bedürfnissen eines möglichen zukünftigen deutschen Kampfflugzeugs ausgerichtet sind. Das Projekt wird im Rahmen einer Kooperation mit Airbus Defence and Space und MTU Aero Engines durchgeführt. Dieser Artikel gibt eine kurze Gesamtübersicht über den gegenwärtigen Stand des Projekts Diabolo und bildet so die Einleitung in eine „Special Session“ von insgesamt neun Artikeln zum Projekt Diabolo beim Deutschen Luft- und Raumfahrtkongress 2022.

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.

Dieser Artikel beschreibt die Arbeiten, die vom DLR im Rahmen des Verbundvorhabens ALEGRO im nationalen Luftfahrtforschungspro-gramm durchgeführt wurden. Die disziplinübergreifenden Arbeitsinhalte um-fassen die Erweiterung der Modellbildung um bessere Massenmodelle und für strukturelle Komponenten wie z. B. die Center Section, so-wie eine Evaluierung der Nutzung von CFD/CSM-Simulationen im Lastanalyseprozess. Die Entwicklungen des Projekts fließen in einen inte-grierten Lastanalyse- und Strukturentwurfspro-zess ein und wurden in diesem Rahmen an dem Entwurf einer industrienahem Referenzkonfigu-ration verifiziert. Durch die enge Verzahnung von Lasten- und Entwurfsprozess zielen die Weiterentwicklungen im Projekt neben der Ver-besserung der eigentlichen Lastanalyse auch auf eine Verkürzung des gesamten Entwurfspro-zesses.

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.

Purpose – This thesis investigates the parameter Cubic Wing Loading (CWL). It is the mass of the aircraft divided by the wing surface area taken to the power of 3/2. As such the unit of the denominator is converted from m² to m³ and CWL has the unit of kg/m³. Classical Wing Loading (WL) is aircraft mass divided by wing area. It is investigated, if CWL (unlike WL) is independent of aircraft size, if it has advantages in preliminary aircraft design, and if it can be used as a basis for interesting correlations. --- Methodology – Aircraft preliminary sizing equations for passenger jet aircraft are rewritten to replace WL with CWL. Aircraft statistical data are investigated with respect to CWL. --- Findings – It is known that WL increases with aircraft size. Unfortunately, also CWL depends on aircraft size. However, CWL decreases with aircraft size. CWL introduced to preliminary sizing leads to additional (but manageable) iterations compared to preliminary sizing based on WL. Correlations with other aircraft design parameters are weak and no relation with accident rates for high CWL aircraft is found. --- Research Limitations – 209 airplanes are studied for initial statistical correlations. Some correlations were limited to 72 airplanes due to lack of detailed data. --- Practical Implications – There are no advantages to replace WL by CWL in passenger aircraft preliminary sizing. --- Originality – This seems to be the first report to fully investigate CWL with respect to passenger aircraft and to offer a related user-friendly preliminary sizing spreadsheet.

Das Paper gibt eine Übersicht über die Arbeiten und Ergebnisse im Projekt KonTeKst. Im Projekt wurden im ersten Hauptarbeitspaket zwei Flugzeugkonfigurationen mit einer konfigurativen Lärmreduktion im Vergleich zu einem Referenzflugzeug entworfen sowie hinsichtlich Leistung, Lärmabstrahlung und Emissionen bewertet. Das zweite Hauptarbeitspaket befasste sich mit ausgewählten Technologien, die im Bereich des Kurzstreckenflugzeugs die Lärmreduktion am Flugzeug zum Ziel haben. Dazu gehörten Untersuchungen an Hochauftriebshilfen sowie Maßnahmen zur ihrer konstruktiven Gestaltung sowie Analysen des Lärmverhalten unterschiedlicher Treibwerkskonfigurationen. Im dritten Hauptarbeitspaket wurde der DLR-übergreifende Lastenprozess um spezifische Funktionalitäten erweitert. Die Verfahren wurden durch experimentelle Untersuchungen, so z. B. Auswertungen von Flugversuchen sowie Durchführung eines Windkanalversuches für aktive und passive Lastabminderung von Böenlasten, validiert. Im Hauptarbeitspaket vier wurden die Auswirkungen des Einsatzprofils von Kurzstreckenflugzeugen, d. h. eine höheren Anzahl von Starts- und Landungen pro Tag, auf den Flughafen, die Prozesse für die Abfertigung von Passagieren und Fracht sowie für die Führung des Flugzeugs am Boden und in der Luft untersucht. Zunächst wird die Motivation des Projekts herausgearbeitet, vor allem vor dem Hintergrund der Leitkonzepte des DLR. Anschließend werden die Arbeiten im Projekt kurz vorgestellt und projektübergreifende Ergebnisse präsentiert. Schließlich wird ein Ausblick auf die weitere Arbeit im neuen Leitkonzept 'Transportflugzeug' gegeben.

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.

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

Das DLR Projekt FrEACs (Future Enhanced Aircraft Configurations) hat sich mit der Auslegung unkonventioneller Flugzeugkonfigurationen beschäftigt. Dabei war es ein wesentlicher Bestandteil, ein verteiltes Entwurfssystem aufzubauen, welches die Fähigkeit besitzt, die im Vergleich zu konventionellen Konfigurationen zusätzlich auftretenden physikalischen Effekte mittels der in den verschiedenen beteiligten Instituten verfügbaren Analysemodulen zu berücksichtigen. Für eine Verbesserung der Aussagesicherheit über die mit dem Entwurfssystem erzeugten Ergebnisse wurde die Betrachtung von Unsicherheiten mit einbezogen. Im Mittelpunkt des Projektes standen der Entwurf einer Strut-Braced Wing Konfiguration mit physikalischen Analysemodellen und die flugmechanische Analyse einer Blended Wing Body Konfiguration sowie die Überführung dieser in den DLR AVES Flugsimulator. In dieser Veröffentlichung werden das Projekt, die dort verwendeten Entwurfsmethoden und die wesentlichen erzielten Ergebnisse vorgestellt.

RWTH Aachen University, Diss., 2016; Berichte aus der Luft- und Raumfahrttechnik XXX, 200 Seiten : Illustrationen, Diagramme(2016)., This thesis deals with preliminary overall aircraft design including hybrid laminar flow control (HLFC) on wings and tails. An integrated methodology and software framework is developed that closes the gap between conceptual aircraft design capabilities and the detailed design tasks of HLFC aerodynamic wing design and HLFC system sizing. The key new achievement of the proposed approach compared to the current state of the art is its capability to perform overall aircraft design studies, while simultaneously capturing the specific influences of different transition mechanisms and transonic drag on swept-tapered wings, as well as the integration of the suction system into the wing.The "Multidisciplinary Integrated Conceptual Aircraft Design and Optimization" (MICADO) framework constitutes the basis for this integrated approach. MICADO consists of a consistent and flexible software architecture, a requirement-driven overall design philosophy, and several loosely-coupled program modules. Most significant elements for HLFC aircraft design are a thermodynamic engine model including secondary power extraction, overall-aircraft drag and mass prediction, and detailed mission performance simulation.The incorporation of HLFC aerodynamics into overall aircraft design is solved by a quasi-three-dimensional wing design approach, and a database containing multi-point optimized HLFC airfoils at different design conditions. An Euler/boundary-layer and a transition prediction code (including cross-flow instabilities) are combined with appropriate sweep-taper transformations into an iterative and robust drag prediction method for transonic HLFC wings. Both pressure and suction distributions are taken into account for automated estimation of power requirements and component masses of the suction system. Applicability and validity of the proposed HLFC aircraft design approach are demonstrated for a long range passenger aircraft. Influences of mass snowball effect, component resizing, and conservative fuel planning for in-flight loss of laminarity are quantified in terms of block fuel and other key design parameters. The significant fuel saving potential of HLFC is confirmed, and further exploited by the integrated design and optimization of HLFC wing geometries for maximum overall aircraft benefit., Published by Shaker, Aachen

Die vorliegende Arbeit beschäftigt sich mit der Fragestellung, wie Unsicherheiten im Strukturentwurf während der Definitionsphase erkannt und quantifiziert werden können. Es soll gezeigt werden, welche Auswirkungen diese Unsicherheiten auf die Vorhersagegenauigkeit der Primärstrukturmasse haben. In diesem Zusammenhang ist es zunächst erforderlich, eine nach Möglichkeit vollständige Liste der die Primärstrukturmasse beeinflussenden Parameter zu erarbeiten und in Kategorien zu ordnen. Durch logische Verknüpfung der erarbeiten Kategorien, sowie die Anwendung einer lokalen Sensitivitätsanalyse, konnte die Auswahl auf einflussreiche Parameter reduziert werden. Diese wurden im nächsten Schritt mit Hilfe statistischer Maßnahmen quantifiziert, um die Auswirkungen auf die Vorhersage der Primärstrukturmasse zu analysieren. Für die Strukturanalyse wird ein FE-Modell aus einem parametrischen Flugzeugmodell verwendet. Die Auswirkungen der Unsicherheiten werden am Beispiel einer Strut-braced wing-Konfiguration erforscht. Die Ergebnisse zeigen, dass die Unsicherheiten die berechnete Primärstrukturmasse in begrenztem Umfang beeinflussen. Den größten Anteil an der Ergebnisunsicherheit ist der Rumpfmasse zuzuordnen. Die höchste Variation ist jedoch bei der Strutmasse zu erkennen, was die Erwartungen aus der Sensitivitätsanalyse bestätigt. Zusätzlich wird ein Vorschlag gemacht, welcher die Verwendung der quantifizierten Unsicherheiten als Entscheidungshilfe ermöglicht. Dies wird am Beispiel der Wahl einer festzusetzenden Spannweite umgesetzt. Abschließend wird eine Auswertung der Wirkung von Unsicherheiten orthotroper Materialien auf Flügel, Strut und Leitwerk durchgeführt, welche zeigt, dass enormes Gewichtsreduktionspotenzial vorhanden ist, dies jedoch noch einer hohen Unsicherheit unterliegt.

A new concept of a passenger aircraft using hydrogen as fuel is presented. Due to the future depletion of fossil fuels and growth of aviation within the next years, the aeronautical industry must get ready now for a realistic solution. Many projects were conducted for hydrogen-fueled aircraft designs in the past, however all the effort was focused on an expensive totally new aircraft design. In this work, research is based on the Airbus A320 with a requirement for 1510 NM range at 19.3 t maximum payload. Goal is to redesign the aircraft under the premise of minimum change and minimum costs. Hydrogen as the new energy carrier will be stored at cryogenically temperatures. Still it needs more tank volume. This extra volume is best generated with an aircraft stretch leading to an increase of aircraft length. A minimum change option would be to simply use A320 seating in an A321, using the additional space for the new hydrogen fuel tanks. Unfortunately, the additional volume on its own is not sufficient. Therefore, three different hydrogen-fueled versions are developed. 1.) The A321-HSO stretched beyond the length of the A321. 2.) The A321-HWO with A321 fuselage and additional under-wing podded hydrogen fuel tanks. 3.) A321-H19O with A321 fuselage and A319 cabin. All three versions were designed and optimized in OPerA, the in-house conceptual design and optimization program based on a genetic algorithm. Objective function for the optimization are minimum Direct Operating Costs (DOC). Assumed is a price for hydrogen, energy-equivalent to kerosene and estimated for 2030 to be 1.12 USD/kg. All three versions stayed in feasible dimensions. The weight of the aircraft is decreased between 3.4% (A321-H19O) and 0.7% (A321-HSO). Depending on the version considered, the DOC of the aircraft is increased by 20% to 30%. Hydrogen aircraft do not show CO2 emissions, releasing only water vapor, NOx and particles into the air. However, water emitted at altitude can form cirrus clouds. This effect on global warming is presently not fully understood. The result: If fossil fuels get near to depletion and kerosene gets so scarce that the price of hydrogen matches that of kerosene, passenger air transport remains available with hydrogen-fueled minimum change conversions of existing aircraft types., https://dlrk2015.dglr.de

Der Projektverbund Airport2030 ist einer von drei Leuchttürmen von Hamburg Aviation aus der Spitzenclusterförderung des Bundesministeriums für Bildung und Forschung (BMBF). In den letzten fünf Jahren wurden in Airport2030 neue Technologien und Methoden am Beispiel des Hamburger Flughafens untersucht.

Als Teil des Sonderforschungsbereichs 880 werden Aktivitäten im Flugzeugvorentwurf für eine neue Klasse von lärmarmen leistungsfähigen Transportflugzeugen mit den Fähigkeiten von Kurzstart und -landung (CESTOL) durchgeführt. Ein entsprechendes Flugzeug stellt sich wegen des Einsatzes aktiver Hochauftriebssysteme völlig anders dar als ein Verkehrsflugzeug auf dem Stand aktueller Technik. Der Umstand, dass neue Technologien noch nicht genügend verstanden werden, in Kombination mit der Annahme üblicher Entwurfsdaten und der Verwendung klassischer Berechnungsmethoden, äussert sich in Unsicherheiten epistemischen Charakters. Die Robustheit eines deterministischen CESTOL Flugzeugentwurfs gegenüber Parametern wie dem notwendigen Schub, den direkten Betriebskosten oder den Start- und Landebahnlängen wird hier im Hinblick auf die genannten Unsicherheiten untersucht. Zu diesem Zweck wird eine stochastische Beschreibung von Entwurfsparametervariationen formuliert. Stochastische Größen zur Beurteilung der Robustheit werden über eine Monte-Carlo-Simulation bestimmt. Eine verteilte komponentenbasierte Software-Implementierung wird zur Durchführung der Monte-Carlo-Simulation herangezogen. Das Softwaresystem ist auf einem Linux-Cluster mit mehreren Multi-CPU-Rechnern installiert; eine deterministische Stichprobe wird durch das Entwurfsprogramm PrADO simuliert., As part of the Collaborative Research Center 880 preliminary aircraft design activities are carried out for a new class of low-noise cruise-efficient transport aircrafts with short take-off and landing capabilities (CESTOL). A corresponding aircraft is quite different from a state-of-the-art commercial aircraft because of the use of active high-lift devices. The fact that new technologies are not sufficiently understood yet in combination with the assumption of common design data and the use of classical calculation methods expresses itself in uncertainties which are of epistemic character. The robustness of a deterministic CESTOL aircraft design towards parameters such as the necessary engine thrust, direct operating costs, or the runway lengths is investigated here concerning the mentioned uncertainties. For this purpose a stochastic description of parameter variations of the design is formulated. Stochastic quantities are computed by Monte Carlo (MC) sampling to rate the robustness. A distributed component-based software implementation is used to perform the MC sampling. The software system is installed on a Linux cluster with several multi-CPU computers; a deterministic sample is simulated through the design program PrADO., Informatik-Berichte der Technischen Universität Braunschweig, vol. 2014-02

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.