Aircraft Design and Systems Group (AERO) @ Hamburg University of Applied Sciences - Prof. Dr. Scholz http://oai.rzbt.haw-hamburg.de/cgi-bin/gateway.cgi/www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository1.xml 2.0 info@profscholz.de 1985-01-01 no YYYY-MM-DD oai_dc http://www.openarchives.org/OAI/2.0/oai_dc.xsd http://www.openarchives.org/OAI/2.0/oai_dc/ oai:AERO_RR_UmweltschutzLuftfahrt_2021-07-03 2021-07-03 Umweltschutz in der Luftfahrt - Hintergründe und Argumente zur aktuellen Diskussion Scholz, Dieter 2021 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2021-07-03.015 https://doi.org/10.48441/4427.225 https://n2t.net/ark:13960/t2k76fz26 https://d-nb.info/1237301262 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Aero/AERO_RR_UmweltschutzLuftfahrt_2021-07-03.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Aero/AERO_PR_UmweltschutzLuftfahrt/AERO_RR_UmweltschutzLuftfahrt_2021-07-03.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/2HMEHB https://doi.org/10.7910/DVN/QFNRYQ https://doi.org/10.7910/DVN/QFG2SD ger Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Report doc-type:text doc-type:report info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Reports @ AERO http://Reports-at-AERO.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY https://creativecommons.org/licenses/by/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Umweltschutz Klima Aeronautics Airplanes Environment protection Climatic changes UmweltEmissionenLuftqualitätCO2-AbscheidungDACKlimazielEUFlugzeugPassagierZugCO2NOXAICTreibhausgasVerkehrKerosinEnergieträgerWasserstoffLH2SAFE-FuelBatterieSteuerEmissionszertifikatCORSIANicht-CO2-Effekte Zweck: Dieser Bericht mit Hintergründen zum Umweltschutz in der Luftfahrt ist ein Erklärtext. Er richtet sich an interessierte Laien, die bereit sind, sich in Sachverhalte einzuarbeiten jenseits grober Vereinfachungen. Der Text soll ein unabhängiges eigenes Verständnis ermöglichen. --- Methodik: Der Text basiert auf einem Literaturstudium, sowie auf eigenen Berechnungen. --- Ergebnis: Die Emissionen der Zivilluftfahrt sind seit den Anfängen der Fliegerei bisher exponentiell gewachsen mit einer Verdoppelung alle 20 Jahre. Der Anteil der Zivilluftfahrt an den Emissionen des Verkehrssektors beträgt 13,9 % in der EU. Der Anteil steigt. 1 % der Weltbevölkerung verursacht 50 % der CO2-Emissionen der Zivilluftfahrt. Die Verteilung ist daher extrem ungleich. Kraftstoffverbrauch und CO2-Emissionen sind gekoppelt. Aus der Masse von einem kg Kerosin werden 3,15 kg CO2, aber das Klimadesaster kommt vor dem Ende der fossilen Energien. "Zero Emission" wird durch die Luftverkehrswirtschaft propagiert, scheint aber nur ein Ablenkungsmanöver zu sein. Die EU wird konkret: Ende der kostenlosen Emissionszertifikate für die Luftfahrt, Steuern auf Kerosin und Beimischung nachhaltige Flugkraftstoffe. Aktuell werden zwei Vorschläge für neue Energieträger in der Luftfahrt diskutiert: flüssiger Wasserstoff (LH2) und synthetisches Kerosin (E-Fuel). Aufgrund der Nicht-CO2-Effekte bleibt die Klimawirkung. Durch Umwandlungsverluste wird erheblich mehr Ausgangsenergie benötigt. E-Fuels funktionieren nur zusammen mit der Abscheidung von CO2 aus der Luft. Die Nutzung der regenerativen Energie zur Substitution von Kohlekraftwerken vermeidet 15-mal mehr CO2 als bei der Nutzung im Flugzeug. Der Kraftstoffverbrauch pro Sitzplatz steigt stark an, wenn sehr kurze oder für das Flugzeug sehr lange Strecken geflogen werden. Die Nicht-CO2-Effekte durch Stickoxide und Kondensstreifen (mit Zirrenbildung) verursachen eine Klimawirkung der Luftfahrt etwa dreimal so groß, wie durch das CO2 allein. Die Nicht-CO2-Effekte könnten stark reduziert werden, wenn etwas tiefer (und langsamer) geflogen wird. Das ginge ab sofort, wird aber nicht gemacht. Das Flugzeug hat gegenüber dem Zug etwa die 18-fache Umweltwirkung. Ohne eine Reduktion der Passagierzahlen kann die Luftfahrt definierte Klimaziele nicht erreichen. Ein Wertewandel in der Gesellschaft könnte das Wachstum der Luftfahrt beenden. --- Soziale Bedeutung: Der Wertewandel kann nicht allein auf Flugscham basieren, sondern muss langfristig durch ein Verständnis der Zusammenhänge getragen werden. Dies unbeeindruckt von den Darstellungen industrieller Interessengruppen. Der vorliegende Text liefert dahingehend einen unabhängigen Beitrag zur Diskussion. oai:Marien 2021-07-16 Software Testing: VSPAERO Marien, Floris 2021 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2021-07-16.018 https://doi.org/10.15488/11559 https://n2t.net/ark:13960/s2n4m3b259f https://d-nb.info/ https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextMarien.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextMarien.jpg http://doi.org/10.7910/DVN/0S1R14 Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Master Thesis doc-type:text doc-type:masterThesis info:eu-repo/semantics/masterThesis status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugzeugaerodynamik Luftwiderstand Aeronautics Airplanes Aerodynamics Computational fluid dynamics FlugzeugNumerische StrömungssimulationCFDPanelverfahrenTabellenkalkulationWirbelgitterverfahrenDrag (Aerodynamics)Flow visualizationElectronic spreadsheetsVLMDraginducedOswaldfactorBox WingAircraft Purpose - Test the aerodynamic analysis code VSPAERO, which is part of OpenVSP from NASA. Apply VSPAERO to calculate the lift curve slope and the span efficiency factor of straight wings (for various aspect and taper ratios) as well as the induced drag of box wings (for various h/b-ratios) relative to their reference wing. --- Methodology - VSPAERO results are compared with results from analytical equations, wind tunnel measurements, and results produced with other aerodynamic codes. --- Findings - VSPAERO offers correct and reliable results, if the simulation is set up with care. The user must always keep an eye on model discretization and refinement, flow conditions, and number of iterations. The Vortex Lattice Method (VLM) and the panel method are best used for different purposes. The VLM shows shorter simulation time and produces reliable results. The panel method is more complicated to use. Numerical results are also good. In addition, the panel method can be used better to visualize flow phenomena. Hoerner's simple approach to induced drag estimation can be used to approximate results of the VLM and the panel method, if a simple correction factor is applied. --- Research Limitations - Most of the tests of VSPAERO have been done with a simple wing geometry, as such much simpler than a full aircraft geometry. --- Practical Implications - VSPAERO can be used with relative ease. It can also be used to show flow phenomena on full aircraft geometry. --- Originality - Repeating simple calculations done many times before does not sound original, but doing this with the relatively new software VSPAERO offering the VLM as well as the panel method seems to be original after all. oai:Hurtecant 2021-05-26 Launch of an Ecolabel for Passenger Aircraft Hurtecant, Daan 2021 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2021-05-26.013 https://doi.org/10.15488/11558 https://n2t.net/ark:13960/s2cs4b0h8cj https://d-nb.info/1247570835 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextHurtecant.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextHurtecant.jpg http://doi.org/10.7910/DVN/LU5VAZ Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Master Thesis doc-type:text doc-type:masterThesis info:eu-repo/semantics/masterThesis status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Passagierflugzeug Ökolabel Umweltzeichen Aeronautics Airplanes Eco-labeling Energy labeling LuftfahrzeugKraftstoffverbrauchLuftverschmutzungEmissionAbgasemissionKohlendioxidemissionStickstoffoxideKondensstreifenFluglärmZertifizierungUmweltbilanzLebenszyklusanalyseLCATriebwerkFlugzeugkabineSitzplatzLuftverkehrsgesellschaftPassagierFlugreiseCO2NOXAirplanes--Fuel consumptionProduct life cycle--Environmental aspectsAir--PollutionPollutionGlobal warmingClimatic changesCarbon dioxideNitrogen oxidesAirplanes--NoiseAirplanes--Jet enginesAirplanes--CabinsAirplanes--SeatsAirlinesAir travelPassengerAICICAOEASAEEAEMEP Purpose - Introducing an ecolabel for aircraft according to the ISO 14025 standard allowing to compare the environmental impact of different air travel options based on the combination of aircraft type, engine type, and seating configuration. --- Methodology - The ecolabel considers resource depletion (fuel consumption), global warming (equivalent CO2 emission, including altitude-dependent NOX and aviation induced cloudiness), local air quality (NOX), and finally, noise pollution. The emissions of each impact category are normalized against a group of reference aircraft that account for over 95% of the passenger aircraft flying today. Based on the results from a life cycle assessment (LCA), the impact categories are weighted 20%, 40%, 20%, and 20%, respectively. The four impact categories are combined into one overall rating using the information from the LCA. Seating arrangements in different travel classes are considered based on the cabin floor area occupied by each passenger. Data sources are the aircraft manufacturer's documents for airport planning, the aviation emission calculator from EMEP/EEA air pollutant emission inventory guidebook 2019, the ICAO Aircraft Engine Emissions Databank, the EASA Certification Noise Levels Database, and the SeatGuru seat map database. --- Findings - Over 140 ecolabels were calculated and showed the usefulness of the concept. General conclusions were drawn about the parameters that yield environmentally friendly air travel. When combining the ecolabels of all the aircraft in an airline's fleet, even the comparison between airlines is possible. --- Research Limitations - The ecolabel cannot compare travel options that include one or more stopovers at different airports. However, different methods are proposed on how booking systems could be extended to offer a comparison based on the ecolabel approach. --- Practical Implications - Passengers understand that they should select a flight on the shortest possible route and select the best combination of aircraft and airline based on the ecolabel. Airlines that operate a modern fleet, have tight seating in a single (economy) class, and are known for their high load factor, are better for the environment. Obviously, a ticket in the economy class should be booked if the cabin features more than one class. --- Social Implications - The ecolabel gives a foundation for a general discussion about different travel options based on neutral scientific methods and data. The impact categories are defined such that a comparison between different modes of transportation is also possible. --- Originality - So far, an ecolabel has not been defined and applied to this level of detail and scientific rigor. oai:Schnoor 2021-03-30 Die Diederich-Methode zur Berechnung der Auftriebsverteilung am Tragflügel in Microsoft Excel Schnoor, Max 2021 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2021-03-30.017 https://doi.org/10.15488/11556 https://n2t.net/ark:13960/s2dm83bk1d4 https://d-nb.info/1247520145 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextSchnoor.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextSchnoor.jpg http://doi.org/10.7910/DVN/UK2SIV Scholz, Dieter ger Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Projekt doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugzeugentwurf Aerodynamik Aeronautics Airplanes Aerodynamics Design FlugzeugTragflügelAuftriebProfilStrömungRumpfTriebwerkMachzahlReynoldszahlPfeilungZuspitzungAtmosphereLiftAirplanes--WingsWingTaperMassStallSubsonicDistributionISADiederichMason 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. oai:Stichternath 2021-02-03 Pilot Measures against Cabin Air Contamination Stichternath, Lukas 2021 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2021-02-03.012 https://doi.org/10.15488/11531 https://n2t.net/ark:13960/s200j1mgfnm https://d-nb.info/1247059596 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextStichternath.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextStichternath.jpg Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Bachelor Thesis doc-type:text doc-type:bachelorThesis info:eu-repo/semantics/bachelorThesis status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Passagierflugzeug Flugzeugkabine Aeronautics Airplanes Air--Pollution Aircraft cabins LuftverschmutzungFlugbetriebsmokeair conditioningair pilotsdetectorschecklistfumeemergencycabin aircontaminationeventCACE Purpose - This thesis tries to improve the situation of pilots in a Cabin Air Contamination Event (CACE) by increasing awareness through added information. Pilot activities in a CACE center around getting information about the level of contamination, applying checklists, and troubleshooting procedures, and if necessary, descending to 10000 ft. --- Methodology - Starting from the results of previous work at HAW Hamburg information available on the Internet was reviewed. Information from manuals available to pilots was added from own sources or also discovered on the Internet. --- Findings - Sensors are necessary to help pilots to identify a CACE. Handheld sensors can be used without any delay today. Fixed sensors placed at various positions in the air conditioning system yield earlier warning and allow better trouble shooting. Suitable markers like formaldehyde have been identified. Suitable sensors are available. An electrical nose can recognize a pattern of substances and can distinguish e.g. engine oil from hydraulic fluid contamination. Although checklists dedicated to CACEs could guide pilots much better, if circumstances and the known smell already indicate a bleed air related problem, few airlines seem to use dedicated CACE related checklists. If a fire on board can be ruled out, descending to 10000 ft for direct cabin ventilation and cruise to the next alternate can prevent damage to passenger and crew health from otherwise continued flight at altitude with contaminated cabin air. --- Research limitations - The investigation is based on a limited number of emergency checklists. Information is limited about sensors of marker substances for cabin air contamination. --- Practical implications - Knowledge about CACEs can help pilots to make a better suited informed decision rather than following a smoke checklist blindly. Pilots are given hints what type of sensors to buy. A suitable sensor adds further to making an informed decision in a CACE. --- Originality - This seems to be the first scientific discussion of pilot measures in a CACE. oai:RidaoVelasco 2020-08-05 Environmental Information for Aviation Passengers Ridao Velasco, Alejandro 2020 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2020-08-05.014 https://doi.org/10.15488/11552 https://n2t.net/ark:13960/s2mm78m7t2t https://d-nb.info/1247494926 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextRidaoVelasco.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextRidaoVelasco.jpg Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Bachelor Thesis doc-type:text doc-type:bachelorThesis info:eu-repo/semantics/bachelorThesis status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Luftverschmutzung Klimaänderung Aeronautics Airplanes Air--Pollution Climate Changes TreibhauseffektUmweltPandemieReiseAbgasemission,Luftverkehrsgesellschaftglobal warminggreenhouse effectsurveyspassengerrestrictionstaxesgreenwashingwastwaterICAOEASAIATACORSIA Purpose - Review of tools that inform passengers about the environmental impact of their flight. Review of tools that allow passengers to compare flying with other means of transportation. Improve already existing tools and develop new ways to determine the environmental impact of passenger transport. --- Methodology - Continue work previously done on the ecolabel for aircraft. Study how the scientific community, governmental institutions, passengers, and the general public think about the environmental impact of aviation. Perform a survey that shows how airlines are perceived with respect to their environmental action and how environmental information should be presented to passengers. --- Findings - The majority of people are willing to make changes in their travelling behavior in order to make it more environmentally friendly. Taxes or even restrictions would be accepted if fairness and transparency were felt. Passengers would like to be informed with an ecolabel for aircraft. Offsetting carbon emissions would be accepted, if the scheme is explained in detail. The bad reputation of airlines after years of not taking any measures for reducing their absolute environmental impact has made people skeptical about any airline initiative. In the corona pandemic it became apparent that airline associations were never in favor of reducing the number of flights. --- Practical Implications - Methods for airline passenger to compare their travel emissions are proposed. --- Social Implications - If passengers are able to compare travel options in terms of environmental impact, it will open up a new type of competition among airlines. --- Originality - It is the first time that tools are collected and compared to allow airline passengers making an educated choice about their way of travelling regarding its environmental impact. oai:Maass 2020-04-05 Aircraft Recycling - A Literature Review Maaß, Svenja 2020 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2020-04-05.018 https://doi.org/10.15488/11549 https://n2t.net/ark:13960/s2hgpr6tg0s https://d-nb.info/1247174492 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextMaass.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextMaass.jpg Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Projekt doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Recycling Material Aeronautics Airplanes Recycling Materials FlugzeugReparaturLebenszyklusKohlenstofffaserverstärkter KunststoffCFKCFRPRichtlinieproduct life cyclecomposite materialsend-of-lifeAirbusBoeingregulationsrepairGLAREAFRAPAMELA 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. oai:CheemaProject 2020-03-31 The Mass Growth Factor - Snowball Effects in Aircraft Design Cheema, John Singh 2020 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2020-03-31.011 https://doi.org/10.15488/11530 https://n2t.net/ark:13960/s2pnnskbzg7 https://d-nb.info/1246683695 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextCheemaProject.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextCheemaProject.jpg http://doi.org/10.7910/DVN/6NHDDP Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Project doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugmechanik Passagierflugzeug Aeronautics Airplanes Design Airplanes--Performance FlugzeugMasseNutzlastReichweiteBetriebskostenBetriebsleermasseFlugzeugentwurfMassenzunahmepayloadsairplanes--fuel consumptionaerodynamicsaircraftmassoperating empty massaircraft designmass growthrangeSFCDOC 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 calculate a list of mass growth factors for many passenger aircraft. Using equations and the resulting 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 development requires detailed knowledge of the aircraft. By understanding the mass growth factor, 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. oai:Gerdes 2019-12-20 Health Monitoring for Aircraft Systems using Decision Trees and Genetic Evolution Gerdes, Mike 2019 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2019-12-20.012 https://doi.org/10.15488/9213 https://n2t.net/ark:13960/t7mq3cm3r https://d-nb.info/1202830382 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextGerdes.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextGerdes.jpg Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Dissertation doc-type:text doc-type:doctoralThesis info:eu-repo/semantics/doctoralThesis status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Instandhaltung Maschinelles Lernen Aeronautics Airplanes Decision trees Genetic algorithms FlugzeugsystemeWartungExpert SystemsMachine LearningBig DataPattern recognition systemsCondition MonitoringRemaining Useful Life PredictionFuzzy Decision Tree EvaluationSystem MonitoringAircraft Health Monitoring 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. oai:Rodrigo 2019-09-22 Basic Comparison of Three Aircraft Concepts: Classic Jet Propulsion, Turbo-Electric Propulsion and Turbo-Hydraulic Propulsion Rodrigo, Clinton 2019 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2019-09-22.014 https://doi.org/10.15488/9329 https://n2t.net/ark:13960/t2k72zp1t https://d-nb.info/1204558019 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextRodrigo.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextRodrigo.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/K5FLHR Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Master Thesis doc-type:text doc-type:masterThesis info:eu-repo/semantics/masterThesis status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugmechanik Betriebskosten Aeronautics Airplanes Airplanes--Performance Cost accounting ÖlhydraulikFlugtriebwerkElektroantriebKraftstoffverbrauchFlugzeugEntwurfDimensionierungAeroplanesDesignAirplanes--Jet propulsionAirplanes--Turbofan enginesElectric propulsionHydraulicsAirplanes--Fuel consumptionEnvironmental protectionAirbus A320aircraftaircraft designflight mechanicsengineshybrid propulsionhydraulicscertificationDOCDirect Operating CostsAirbusA320 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. oai:Caers 2019-07-28 Conditions for Passenger Aircraft Minimum Fuel Consumption, Direct Operating Costs and Environmental Impact Caers, Brecht 2019 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2019-07-28.013 https://doi.org/10.15488/9323 https://n2t.net/ark:13960/t3tv33p1h https://d-nb.info/1204494622 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextCaers.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextCaers.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/DLZSDK Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Master Thesis doc-type:text doc-type:masterThesis info:eu-repo/semantics/masterThesis info:eu-repo/semantics/publishedVersion status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Flugzeugaerodynamik Flugmechanik Betriebskosten Aeronautics Airplanes--Performance Cost accounting Environmental protection FlugzeugFlugtriebwerkLuftverschmutzungEnergieverbrauchTabellenkalkulationAirplanesAerodynamicsSpeedAltitudesEnergy conservationAir--PollutionGlobal warmingElectronic spreadsheetsaviationcommercialaircraftDOCDirect Operating Costsflightmechanicsflight mechanicsfuelconsumptionfuel consumptionfuel burn 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. --- 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. oai:BenegasJayme 2019-06-30 Evaluation of the Hybrid-Electric Aircraft Project Airbus E-Fan X Benegas Jayme, Diego 2019 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2019-06-30.012 https://doi.org/10.15488/9353 https://n2t.net/ark:13960/t8hf6bt9n https://d-nb.info/1204685894 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextBenegasJayme.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextBenegasJayme.jpg Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Master Thesis doc-type:text doc-type:masterThesis info:eu-repo/semantics/masterThesis status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Elektroantrieb Flugmechanik Aeronautics Airplanes Electric propulsion Airplanes--Performance BetriebskostenKraftstoffverbrauchLuftverschmutzungFluglärmProjektbewertungTechnikbewertungLuftfahrttechnikFlugtriebwerkPassagierFlugzeugEntwurfDimensionierungCost accountingAirplanes--Fuel consumptionEnvironmental protectionAirplanes--NoiseEvaluationTechnology assessmentAerospace engineeringAirplanes--Jet propulsionAirplanes--Turbofan enginesDesignaircraftaircraft designflight mechanicsenginescertificationDOCDirect Operating CostsAirbusE-Fan XBAe 146 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. oai:Desenfans 2019-06-01 Aerodynamics of the Maple Seed Desenfans, Philip 2019 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2019-06-01.016 https://doi.org/10.15488/9373 https://n2t.net/ark:13960/t4fn9pt5b https://d-nb.info/1204982848 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextDesenfans.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextDesenfans.jpg Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Project doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Aerodynamik Ahorn Auftrieb Strömungsabriss Aerodynamics Maple Lift (Aerodynamics) Stalling (Aerodynamics) Aerodynamisches ProfilAnstellwinkelFreier FallBergahornSamenEvolutionsbiologieAerofoilsAngle of attack (Aerodynamics)Acer pseudoplatanusSeedsEvolution (Biology)Blade Element Momentum TheoryBEMTfree fallpost-stallchordtwistcamberautorotation Purpose - The paper presents a theoretical framework that describes the aerodynamics of a falling maple (Acer pseudoplatanus) seed. --- Methodology - A semi-empirical method is developed that provides a ratio stating how much longer a seed falls in air compared to freefall. The generated lift is calculated by evaluating the integral of two-dimensional airfoil elements using a preliminary falling speed. This allows for the calculation of the definitive falling speed using Blade Element Momentum Theory (BEMT); hereafter, the fall duration in air and in freefall are obtained. Furthermore, the input-variables of the calculation of lift are transformed to require only the length and width of the maple seed. Lastly, the method is applied to two calculation examples as a means of validation. --- Findings - The two example calculations gave percentual errors of 5.5% and 3.7% for the falling speed when compared to measured values. The averaged result is that a maple seed falls 9.9 times longer in air when released from 20 m; however, this result is highly dependent on geometrical parameters which can be accounted for using the constructed method. --- Research limitations - Firstly, the coefficient of lift is unknown for the shape of a maple seed. Secondly, the approximated transient state is yet to be verified by measurement. --- Originality / Value - The added value of this report lies in the reduction of simplifications compared to BEMT approaches. In this way a large amount of accuracy is achieved due to the inclusion of many geometrical parameters, even though simplicity is maintained. This has been accomplished through constructing a simple three-step method that is fundamental and essentially non-iterative. oai:Lucht 2019-04-30 Überprüfung einer einfachen Kopfrechenmethode zur Umrechnung der Fluggeschwindigkeit von CAS in TAS Lucht, Dennis 2019 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2019-04-30.018 https://doi.org/10.15488/9411 https://n2t.net/ark:13960/t1ck6z59s https://d-nb.info/1205624120 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLucht.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLucht.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/VU7TB8 Scholz, Dieter ger Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Projekt doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugmechanik Fluggeschwindigkeit Aeronautics Airplanes Airplanes--Performance Airspeed airplanes FlughöheFluggeschwindigkeitFluginstrumenteFlugzeugführerAtmosphäreNäherungsrechnungTabellenkalkulationWahre FluggeschwindigkeitKalibrierte FluggeschwindigkeitKopfrechnungKniebrettAltitudesAir speedAir-speed indicatorsAir pilotsAtmosphereMental arithmeticElectronic spreadsheetsCalibrated AirspeedCASTrue AirspeedTASManual Flying SkillsMATLABExcel 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. oai:Cheema 2019-04-27 Fallbeispiele zum Reverse Engineering im Passagierflugzeugentwurf Cheema, John Singh 2019 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2019-04-27.013 https://doi.org/10.15488/9312 https://n2t.net/ark:13960/t81k7w32w https://d-nb.info/1204245053 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextCheema.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextCheema.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/DIDFZI Scholz, Dieter ger Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Bachelorarbeit doc-type:text doc-type:bachelorThesis info:eu-repo/semantics/bachelorThesis status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Passagierflugzeug Reverse Engineering Aeronautics Airplanes Design Reverse engineering LuftfahrttechnikAerodynamikPassagierFlugzeugEntwurfDimensionierungVerifikationKraftstoffverbrauchStartLandungAerodynamicsAeroplanesComputer softwareElectronicspreadsheets 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. oai:Gregorian 2019-03-22 Air Transport versus High-Speed Rail: From Physics to Economics Gregorian, Hayk 2019 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2019-03-22.011 https://doi.org/10.15488/4544 https://n2t.net/ark:13960/t80k9zn68 https://d-nb.info/1184074658 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextGregorian.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextGregorian.jpg Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Bachelor Thesis doc-type:text doc-type:bachelorThesis info:eu-repo/semantics/bachelorThesis status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftverkehr Hochgeschwindigkeitszug Umweltbelastung Verkehrsmittelwahl Airplanes High speed trains Economics Choice of transportation LuftfahrtFlugmechanikEnergieverbrauchInfrastrukturInvestitionReisemarktPassagierWirtschaftswissenschaftenAeronauticsAir traffic controlPhysicsEnergy consumptionEnvironmental impact analysisInvestmentsMarketingHSR 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. oai:Gulla 2019-02-16 Ausgewählte statistische Betrachtungen im Flugzeugentwurf: Superkritische Profile und Fahrwerk Gulla, Duncan 2019 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2019-02-03.016 https://doi.org/10.15488/4536 https://n2t.net/ark:13960/t20d2h11c https://d-nb.info/1180601696 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextGulla.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextGulla.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/FLODP2 Scholz, Dieter ger Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Projekt doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugzeugaerodynamik Fahrwerk Aeronautics Airplanes Aerodynamics Airplanes--Landing gear TragflügelprofilSuperkritischer FlügelFlugzeugentwurfProfildickeWölbungDickenrücklageWölbungsrücklageXFLR5FlugzeugreifenReifenbreiteReifendurchmesserairfoilsupercriticalwingaircraftthicknesscambertireregression 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. oai:Lakies 2019-03-01 Dynamic Cabin Air Contamination Calculation Theory Lakies, Marcel 2019 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2019-03-01.015 https://doi.org/10.15488/4543 https://n2t.net/ark:13960/t54f9pb3h https://d-nb.info/1194940196 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLakies.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLakies.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/O4HCUP Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Project doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Passagierflugzeug Flugzeugkabine Aeronautics Airplanes Air--Pollution Aircraft cabins LuftverschmutzungTrikresylphosphataircraftcabincabin airECStricresyl phosphateTCPinitial value problemIVPordinary differential equationODEaircontaminationconcentrationcontaminantdynamicsspreadsheet 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. oai:Bensel 2018-08-31 Characteristics of the Specific Fuel Consumption for Jet Engines Bensel, Artur 2018 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2018-08-31.016 https://doi.org/10.15488/4316 https://n2t.net/ark:13960/t21c9gb80 https://d-nb.info/1175791237 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextBensel.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextBensel.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/LZNNL1 https://doi.org/10.7910/DVN/QFNRYQ https://doi.org/10.7910/DVN/QFG2SD Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany, text/html Text Project doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugmechanik Flugtriebwerk Aeronautics Airplanes Airplanes--Performance Airplanes--Turbojet engines engineturbofanfuel consumptionSFCTSFCPSFCTurbomatchbucket curveoff-takescruisealtitudespeedMachthrustBPRdata extractionoptimizationrangeBreguet 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. oai:Pape 2018-07-04 Analyse der neuen LTH-Methode zur Massenschätzung von Flugzeugbaugruppen Pape, Arlind 2018 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2018-07-04.011 https://doi.org/10.15488/4285 https://n2t.net/ark:13960/t41s49208 https://d-nb.info/1175272698 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextPape.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextPape.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/VIOW4X Scholz, Dieter ger Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany, text/html Text Project doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugwerk Tragflügel Aeronautics Airplanes Airframes Airplanes--Wings FlugzeugaircraftMassemassBetriebsleermasseoperating empty massFlugzeugentwurfaircraft designMassenschätzungmass estimation 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. oai:Lehnert 2018-05-24 Methoden zur Ermittlung des Betriebsleermassenanteils im Flugzeugentwurf Lehnert, Jan 2018 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2018-05-24.014 https://doi.org/10.15488/4305 https://n2t.net/ark:13960/t4zh44562 https://d-nb.info/1175282316 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLehnert.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLehnert.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/IF5W4L Scholz, Dieter ger Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany, text/html Text Project doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugzeugbau Singulärwertzerlegung Aeronautics Airplanes Aerospace engineering Singular value decomposition FlugzeugaircraftMassemassBetriebsleermasseoperating empty massFlugzeugentwurfaircraft design 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. oai:BruegeKranich 2018-04-30 Wartungskosten von Passagierflugzeugen bei verschiedener Triebwerksanzahl berechnet nach DOC-Methoden Niklas Brüge; Felix Kranich 2018 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2018-04-30.011 https://doi.org/10.15488/4306 https://n2t.net/ark:13960/t3230d50g https://d-nb.info/1175283754 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextBruegeKranich.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextBruegeKranich.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/5O7CSB Scholz, Dieter ger Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany, text/html Text Project doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugzeugbau Instandhaltungskosten Aeronautics Airplanes Aerospace engineering Cost accounting FlugzeugFlugtriebwerkBetriebskostenWartungskostenaircraftTurbojet enginemaintenance costsDOCDirect Operating Costs 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. oai:Mutschall 2018-02-28 Die Genauigkeit einer vereinfachten Berechnung der Steigzeit von Flugzeugen Mutschall, Marcel 2018 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2018-02-28.018 https://doi.org/10.15488/4307 https://n2t.net/ark:13960/t4vj31h1x https://d-nb.info/1175497711 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextMutschall.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextMutschall.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/MX3K1B Scholz, Dieter ger Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany, text/html Text Project doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugmechanik Flugtriebwerk Aeronautics Airplanes Airplanes--Performance Airplanes--Turbojet engines FlugzeugSteigflugFlugleistungStrahltriebwerkSchubaircraftflightmechanicsflight mechanicsjet enginethrustclimb 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. oai:Burzlaff 2017-12-13 Aircraft Fuel Consumption - Estimation and Visualization Burzlaff, Marcus 2017 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2017-12-13.019 https://doi.org/10.15488/2553 https://n2t.net/ark:13960/t2d86t616 https://d-nb.info/1148997490 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextBurzlaff.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextBurzlaff.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/2HMEHB Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany, text/html Text Project doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugmechanik Flugtriebwerk Aeronautics Airplanes Airplanes--Performance Airplanes--Fuel consumption aviationcommercialaircraftpassengerflightmechanicsflight mechanicsBreguetequationfuelconsumptionfuel consumptionfuel burnpayloadrangeairportplanningdocumentlong-haulenvironmentsaving 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. oai:DeGrave 2017-08-25 Reverse Engineering of Passenger Jets - Classified Design Parameters De Grave, Emiel 2017 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2017-08-25.017 https://doi.org/10.15488/9322 https://n2t.net/ark:13960/t5m98q09x https://d-nb.info/1204457298 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextDeGrave.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextDeGrave.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/KPHTG7 Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Master Thesis doc-type:text doc-type:masterThesis info:eu-repo/semantics/masterThesis status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Passagierflugzeug Reverse Engineering Aeronautics Airplanes Design Reverse engineering LuftfahrttechnikLuftfahrzeugPassagierflugzeugReverse EngineeringLuftfahrttechnikAerodynamikPassagierFlugzeugEntwurfDimensionierungVerifikationKraftstoffverbrauchStartLandungReiseflugGleitzahlAuftriebsbeiwertAeronauticsAirplanesDesignReverse engineeringAerodynamicsAeroplanesComputer softwareElectronicSpreadsheetsVerification (Logic)Airplanes--Fuel ConsumptionLift (Aerodynamics)Airplanes-TakeoffAirplanes-LandingPreliminary sizingGlide ratioL/DCruise 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. oai:Budziak 2015-09-20 Aerodynamic Analysis with Athena Vortex Lattice (AVL) Budziak, Kinga 2015 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2015-09-20.015 https://doi.org/10.15488/2551 https://n2t.net/ark:13960/t86j2212c https://d-nb.info/1148492569 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextBudziak.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextBudziak.jpg Scholz, Dieter eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany, text/html Text Project doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugzeugaerodynamik Luftwiderstand Aeronautics Airplanes Aerodynamics Drag (Aerodynamics) AVLVLMdraginducedOswaldfactorbox wingaircraft 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. oai:Ahlefelder 2006-05-24 Kraftstoffverbrauch durch Entnahme von Zapfluft und Wellenleistung von Strahltriebwerken Ahlefelder, Sebastian 2006 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero2006-05-24.011 https://doi.org/10.15488/4463 https://n2t.net/ark:13960/t9190tg0w https://d-nb.info/1179514394 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextAhlefelder.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextAhlefelder.jpg https://doi.org/10.7910/DVN/WK9JD7 Scholz, Dieter ger Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hamburg, Germany text/html Text Project doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/2.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Luftfahrt Luftfahrzeug Flugtriebwerk Sekundärenergie Aeronautics Aerospace engineering Airplanes--Turbofan engines Airplanes--Fuel consumption WellenleistungsentnahmeZapfluftentnahmeKraftstoffverbrauchMachzahlFlughöheGasTurbSpecific Fuel ConsumptionSFCfuel consumptionshaft poweroff-takesextractionengineMach numberaltitudeefficiency 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 dreiwelligen 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. oai:LindemannDiplom 1988-02-19 Berechnung der reibungsfreien Strömung in Rotoren von Windkraftanlagen Lindemann, Dieter 1988 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero1988-02-19.017 https://doi.org/10.15488/9410 https://n2t.net/ark:13960/s2ks40984rx https://d-nb.info/1246185717 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLindemannDiplom.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLindemannDiplom.jpg Wiedermann, Alexander ger Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hannover, Germany text/html Text Diplomarbeit doc-type:text doc-type:report info:eu-repo/semantics/studentThesis status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Windenergie Windturbine Aerodynamik Panelverfahren Wind power Wind turbines Aerodynamics Computational fluid dynamics PotenzialströmungInstationäre StrömungKutta-Joukowski-AbflussbedingungNACA-ProfilFORTRANWindradAuftriebAerodynamisches ProfilWirkungsgradHorizontalachsrotorHütterBetzGlauertAbminderungsfaktorDrallSchnellaufzahlLeistungsbeiwertFlügelwirkungsgradBlattzahlverlustfaktorWirbelleiterFluid dynamicsUnsteady flow (Fluid dynamics)FORTRAN (Computer program language)Wind energy conversion systemsWind turbines--AerodynamicsLift (Aerodynamics)Aerofoilspotential flowpanel codesBlade Element TheoryBlade Element Momentum TheoryVortex TheoryStrip TheoryCFDBEMTWECS Zweck - Die Strömung im Windrad soll mit einem Computerprogrammen berechnet werden, das auf der Potentialtheorie beruht. Vorteil ist, daß dabei lediglich die geometrischen Daten des Windrades als Eingabeparameter erforderlich sind. Auftriebs- und Widerstandsbeiwert der Flügelprofile werden nicht benötigt. --- Methodik - Zu einem bestehenden FORTRAN-Rechenprogramm (Panelverfahren) wurde ein Modul zur Bereitstellung der Rotorblattgeometrie entwickelt. Zur Erfüllung der Kutta-Joukowski-Abflussbedingung an der Profilhinterkante wurden verschiedene Nachlaufmodelle (Wirbelleiter) erstellt und getestet. Aus den berechneten Drücken an den Rotorblättern wurden die für Windradberechnungen üblichen Kennzahlen ermittelt und mit Werten aus der Literatur verglichen, die an den modellierten Windrädern gemessenen wurden. Weiterhin wurden die Ergebnisse aus dem Panelverfahren verglichen mit Rechenergebnissen nach der Blade Element Momentum Theory (BEMT). --- Grenzen der Anwendbarkeit - Angenommen wurde eine achsparalleler Anströmung (stationäre Strömung im Relativsystem), mit der auf diese Weise nur Horizontalachsrotoren modelliert werden können. --- Ergebnisse - Die Windradleistung wurde mit dem Panelverfahren deutlich zu hoch abgeschätzt. Grund dafür war, daß das Panelverfahren nur den induzierten Widerstand berücksichtigt, nicht aber den Reibungswiderstand. Weiterhin werden die Profile in der Nähe der Nabe mit sehr hohen Anstellwinkeln angeströmt. Das führt in der Praxis zu Ablösungen, die vom Panelverfahren nicht berücksichtigt werden. Darüberhinaus sind die Ergebnisse sehr stark abhängig von der Modellierung der Wirbelleiter. Hier konnten keine abschließenden Antworten auf die erforderliche Gestalt der Wirbelleiter gefunden werden. Die Ergebnisse aus der Blade Element Momentum Theory zeigten hingegen eine gute Übereinstimmung mit den Messwerten. --- Bedeutung in der Praxis - Selbst bei Überwindung der dargestellten Schwierigkeiten, wird die praktische Nutzbarkeit des Panelverfahrens für eine Windradrechnung derzeit noch durch die extrem langen Rechzeiten eingeschränkt. Rechnungen nach der Blade Element Momentum Theory zeigen hingegen kurze Rechenzeiten und sind bis auf weiteres zu empfehlen. oai:LindemannMaster 1987-08-01 Experimental and Theoretical Studies on Design Calculations for Latent Heat Storage Lindemann, Dieter 1987 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero1987-08-01.011 https://doi.org/10.15488/9405 https://n2t.net/ark:13960/s25hs25sp7x https://d-nb.info/1246204770 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLindemannMaster.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLindemannMaster.jpg Leidenfrost, Wolfgang eng Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, West Lafayette, Indiana, USA text/html Text Master Thesis doc-type:text doc-type:masterThesis info:eu-repo/semantics/masterThesis status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Thermodynamik Wärmeleitfähigkeit Wärmespeicherung Umwandlungsenthalpie Thermodynamics Thermal conductivity Heat storage Latent heat of fusion PhasenumwandlungPorositätHeat storage--Mathematical modelsPorosityWaterIcemeltingfreezingshavingsmetal Research was conducted to obtain design data of latent heat-of-fusion thermal energy storage (LHTES) devices. The devices studied utilize a porous medium (PM) to increase the effective conductivity of the storage system. Therefore the melting and freezing process is accelerated. Metal shavings and metal spheres were used as porous media and water as the phase change medium (PCM). A simple experimental method to measure the conductivity of a water-metal mixture or ice-metal mixture was applied to obtain conductivity data. These measurements can be considered fairly accurate because measured conductivity of pure water and of pure ice agreed very well with those of accepted tables. The comparison of the measured conductivity for porous media with values obtained from several formulas from the literature showed that no formula predicts the conductivity with an acceptable accuracy. oai:LindemannStudienarbeit 1985-07-01 Übertragbarkeit von Meßwerten aus Versuchen an Windrädern im Hinblick auf Windkanalversuche am Wagner-Rotor & Konstruktion einer Sechs-Komponenten-Waage für Windkanalmessungen an Windrädern Lindemann, Dieter 1985 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero1985-07-01.014 https://doi.org/10.15488/9406 https://n2t.net/ark:13960/s2pd5bm5fn5 https://d-nb.info/1246204762 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLindemannStudienarbeit.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLindemannStudienarbeit.jpg Bardowick, Horst ger Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hannover, Germany text/html Text Studienarbeit doc-type:text doc-type:studyThesis info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Windenergie Aerodynamik Windkanal Windkanalwaage Wind power Aerodynamics Wind tunnels Wind tunnel balances WindturbineWindradSechskomponentenwaageÄhnlichkeitstheorieSteifigkeitsmatrixWagnerrotorDehnmessstreifenWindkanalversperrungKalibriermatrixWind turbinesWind turbines--Aerodynamics Eine Aussage über das Verhalten eines geplanten Windrades kann auf drei prinzipiell unterschiedlichen Wegen erhalten werden: 1.) rein theoretische Berechnungen, 2.) Versuche im Windkanal, 3.) Untersuchung bereits gebauter Windräder und Übertragung auf den geplanten Entwurf. Diese Arbeit beschäftigt sich mit 2.) und 3). Dazu werden in Teil A Berechnungsgrundlagen gelegt, um im Windkanal erhaltene Messwerte auf einen geplanten Windradentwurf zu übertragen. Diese Datenübertragung kann ebenso auf bereits gebaute Windräder angewandt werden. In Teil B dieser Arbeit wird eine Sechskomponentenwaage (SKW) konstruiert zur Messung des Momentes an der Welle des Windrades und des Widerstandes des Windrades. Das Windrad wird dazu an der Welle eines Generators befestigt. Der Generator wird auf der Sechskomponentenwaage befestigt. Dabei kann der Achswinkel in Stufen von 5° im Bereich von 0° (horizontal) bis 90° (vertikal) verstellt werden. Die Grundplatte der Sechskomponentenwaage wird über sechs Gelenkstäbe gehalten. Die Gelenkstäbe stützen sich auf sechs Kraftaufnehmer ab, die auf dem Prinzip des Doppelbiegebalkens basieren und mit aufgeklebten Dehnmessstreifen (DMS) bestückt sind. So können zunächst sechs Kräfte gemessen werden, die dann über eine Matrix in die drei Kräfte und drei Momente (je Raumrichtung) umgerechnet werden. Aus dem Moment an der Welle des Generators und der Drehzahl ergibt sich durch Multiplikation die Leistung des Windrades. oai:LindemannSeminarvortrag 1985-06-19 Zur aerodynamischen Berechnung eines Windenergiekonverters am Beispiel des Wagner-Rotors Lindemann, Dieter 1985 https://nbn-resolving.org/urn:nbn:de:gbv:18302-aero1985-06-19.010 https://doi.org/10.15488/9407 https://n2t.net/ark:13960/t6zx46b2w https://d-nb.info/1245187090 https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/Repository.html https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLindemannSeminarvortrag.pdf https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/arbeiten/TextLindemannSeminarvortrag.jpg Bardowick, Horst ger Aircraft Design and Systems Group (AERO), Department of Automotive and Aeronautical Engineering, Hamburg University of Applied Sciences, Hannover, Germany text/html Text Seminarvortrag doc-type:text doc-type:report info:eu-repo/semantics/report status-type:publishedVersion info:eu-repo/semantics/publishedVersion Digital Library - Projects & Theses - Prof. Dr. Scholz http://library.ProfScholz.de http://repository.ProfScholz.de Copyright by author CC BY-NC-SA https://creativecommons.org/licenses/by-nc-sa/4.0 info:eu-repo/semantics/openAccess ddc:620 info:eu-repo/classification/ddc/629.13 Windenergie Windturbine Aerodynamik FORTRAN Wind power Wind turbines Aerodynamics FORTRAN (Computer program language) WindradDifferentialgeometrieAuftriebStrömungsabrissAerodynamisches ProfilSchiffOffshore-TechnikWagner-RotorHorizontalachsrotorHütterWind energy conversion systemsDifferential GeometryAerofoilsBlade Element Momentum TheoryBEMT Zweck - Dieser Bericht zeigt die aerodynamische Berechnung eines Windrades mit einer Geometrie, die allgemeiner definiert ist, als üblich. So ein Windrad ist auch als Wagner-Rotor bekannt und zeigt einem Achswinkel möglicherweise deutlich verschieden von 0° (Horizontalachsrotor) und einem Konuswinkel der Flügel deutlich kleiner als 90°. Der Wind strömt dabei in den, von den Flügeln gebildeten Kegel hinein. Da der Wagner-Rotor bei entsprechender Wahl dieser Winkel keinen Turm benötigt, und daher eine geringe Höhe des Schwerpunktes hat, kann er auch auf einem Schiff montiert werden und die hohen Windstärken auf See nutzen. --- Methodik - Die aerodynamischen Windradberechnung erfolgt nach Hütter (auch bekannt als Blade Element Momentum Theory, BEMT), wobei sich die Elemente hier bei dieser Berechnung über den Radius und zusätzlich über den Umfang verteilen. Die Anströmung jedes Elementes am Wagner-Rotor wird mittels Differentialgeometrie berechnet. Auftriebs- und Widerstandsbeiwerte des Flügelprofils müssen (z. B. aus Profilkatalogen) über einen großen Bereich des Anstellwinkels bekannt sein. Die Berechnung erfolgt mit einem Programm geschrieben in FORTRAN. --- Ergebnisse - Die Wirkungsgrade des Wagner-Rotors sinken, je weiter man sich von den Winkeln des Horizontalachsrotors entfernt. Es muß weiter berücksichtigt werden, daß die Windradleistung beim Wagner-Rotor nicht nur durch die schlechteren Wirkungsgrade fällt, sondern auch dadurch, daß sich bei konstanter Flügellänge die Projektionsfläche des Windrades zum Wind verkleinert. Trotzdem hat der Wagner-Rotor seine Berechtigung bei der Nutzung der Windleistung auf See, weil der Windenergiekonverter auf einem Schiff montiert werden kann. An Land können die Kosten für den Turm gegenüber dem Horizontalachsrotor reduziert werden. Ob dies die geringere Leistung bezogen auf die Flügellänge ausgleicht, kann hier nicht geklärt werden. --- Bedeutung für die Praxis - Dieser Ansatz ermöglicht auch eine genauere Berechnung von "Horizontalachsrotoren", die oft kleine Abweichungen der Rotorachse von der Horizontalen und Konuswinkel von etwas weniger als 90° aufweisen. --- Originalität / Wert - Die Aerodynamik des Wagner-Rotors wird hier erstmals in dieser Detailtiefe berechnet.