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

Purpose - This 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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.