Bei der Förderung von Erdöl wird auch Erdgas gefördert, das oft abgefackelt wird. Das Abfackeln von Erdgas ist sehr schädlich für die Umwelt und die Bewohner einer Umgebung in der Gas abgefackelt wird. Demzufolge ist die Reduktion dieses Prozesses eine wichtige Aufgabe, die durch Monitoring von Gasfackeln unterstützt werden kann. Dies gelingt am besten durch Fernerkundung mit Satellitendaten. Die vorliegende Dissertation widmet sich der Parametrisierung von Gasfackeln anhand von Infrarot-Satellitenaufnahmen. Eine Gruppe von Sensoren wurde verglichen, woraus optimale Eigenschaften eines Sensors zur Gasfackelanalyse abgeleitet wurden. Danach wurde ein Modell zur Berechnung des Gasflusses aus Infrarot-Satellitenaufnahmen entwickelt. Das vorgeschlagene Modell basiert auf der Physik der Verbrennung und wird von Teilmodellen zur Berechnung der Verbrennungsparameter unterstütz. Dadurch werden Prozesse mitberücksichtigt, die bisher in der Gasfackelforschung wenig adressiert wurden. Eine Experimentenreihe erlaubte eine Charakterisierung der Flamme in Bezug auf sich verändernde Bedingungen, z.B. Gasfluss. Zusätzlich wurde das Modell durch die Experimente validiert. Die abgeleitete Genauigkeit der Gasflusswerte ist verhältnismäßig hoch, insbesondere wenn man die Komplexität und Variabilität einer Gasflamme berücksichtigt. Durch Analysieren des Sensordesigns des BIROS Sensors aus der FireBIRD-Mission des Deutschen Zentrums für Luft- und Raumfahrt konnten die Sensorparameter charakterisiert und deren Einfluss auf ein abgeleitetes Bildprodukt quantifiziert werden. Die Fähigkeit des Modells mit unterschiedlichen Sensordaten zu funktionieren, wurde geprüft durch einen Vergleich der geschätzten Gasflusswerte aus Daten von zwei Satellitensensoren. Die verglichenen Gasflusswerte sind sehr ähnlich, was die Fähigkeit des Models mit unterschiedlichen Daten gut zu funktionieren, bestätigt. Das vorgeschlagene Model hat Potenzial, das globale Monitoring von Gasfackeln zu verbessern. / Routine gas flaring is harmful to the environment and people living in the vicinity of gas flares. Therefore, the reduction of this process is an important task, which can be supported by monitoring of gas flares, which can be done with remote sensing techniques. The presented work is devoted to the monitoring of gas flaring. The first aspect of the analysis was to compare a group of sensors with respect to the features crucial for gas flaring analysis. A set of requirements for an optimal sensor for this purpose was proposed. Next, a model for calculating gas flow from infrared satellite imagery was proposed, which relies on several other models, allowing to derive the values of the combustion parameters. By modelling these parameters in a gas flare, processes are accounted for that were scarcely addressed in the research conducted on gas flaring until now. To describe the characteristics of the flame coming from combustion in a flare, an experimental series was designed and conducted. The experimental series allowed to characterise the flame with respect to changing conditions, e.g. gas flow. Thus, the characteristics derived from the experiments could be included in the model for gas flow calculation. Additionally, the experiments served as a mean to validate the model. The accuracy of the derived gas flow values is relatively high, especially considering the variability of a gas flare flame. One design goal of the model for gas flow calculation was to ensure feasibility to work with data from different sensors producing equally accurate results. By analysing the design of the BIROS sensor of the DLR, the sensor parameters could be described, and their influence on the resulting imagery could be quantified. The feasibility was verified by comparing the gas flow values calculated using data from two different satellite sensors. The results obtained are very similar. The model proposed reveals potential to improve the global monitoring of gas flaring.

Um eine zielgerichtete Ableitung von Fahrzeugeigenschaften in frühen Entwicklungsphasen zu ermöglichen, ist eine Subsystemebene erforderlich, die eine konzeptunabhängige Auslegung des Gesamtfahrzeugverhaltens zulässt. In der vorliegenden Arbeit wird daher eine neue Methodik zur Auslegung von Fahrkomfort-Kennwerten auf Basis von Subsystemeigenschaften vorgestellt. Neben der Entwicklung eines geeigneten Modellansatzes, in dem die Subsysteme des Gesamtfahrzeugs durch Greybox-Modelle ohne Komponentenbezug miteinander verknüpft werden, stehen dabei auch dessen Parametrierung sowie die Integration der Methodik im Entwicklungsprozess im Vordergrund. Zur Ableitung der damit verbundenen physikalisch-mechanischen Zusammenhänge werden statische und dynamische Achsprüfstände sowie Simulationen eingesetzt. Die Anwendung der Methodik lässt eine gezielte Eigenschaftsableitung zwischen Gesamtfahrzeug-, Subsystem- und Komponentenebene im Fahrkomfort zu, bei der die Subsystemebene als neue Referenz für die Ableitung von Komponenteneigenschaften dient. Weiterhin erlaubt das Vorgehen eine eigenschaftsbasierte Vorauswahl optimaler Komponentenkonzepte sowie detaillierte Wettbewerbsanalysen. Dadurch wird eine nachhaltige Steigerung der Effizienz im Entwicklungsprozess des Fahrkomforts ermöglicht.

The particular study case in this thesis is the shock test performed on the LISA Pathfinder satellite conducted in a laboratory environment on a dedicated test bed: Vega Shock Test Apparatus (VESTA). This test is considered fully representative to study shock levels produced by fairing jettisoning event at Vega Launcher Vehicle, which induces high shock loads towards the satellite. In the frame of this thesis, some transient response analyses have been conducted in MSC Nastran, and a shock simulation tool for the VESTA test configuration has been developed. The simulation tool is based on Nastran Direct Transient Response Analysis solver (SOL 109), and is representative of the upper composite of Vega with the LISA Pathfinder coupled to it. Post-processing routines of transient response signals were conducted in Dynaworks which served to calculate Shock Response Spectra (SRS). The simulation tool is a model of forcing function parameters for transient analysis which adequately correlates with the shock real test data, in order to understand how the effect of shock generated by the launcher is seen in the satellite and its sub-systems. Since available computation resources are limited the parameters for analysis were optimised for computation time, file size, memory capacity,  and model complexity. The forcing function represents a release of the HSS clamp band which is responsible for fairing jettisoning, thus the parameters which were studied are mostly concerning the modelling of this event. Among many investigated, those which visibly improved SRS correlation are radial forcing function shape, implementation of axial impulse, clamp band loading geometry and refined loading scheme. Integration time step duration and analysis duration were also studied and found to improve correlation.  From each analysis, the qualifying shock environment was then derived by linear scaling in proportion of the applied preload, and considering a qualification margin of 3dB. Consecutive tracking of structural responses along shock propagation path exposed gradual changes in responses pattern and revealed an important property that a breathing mode (n = 0) at the base of a conical Adapter translates into an axial input to the spacecraft. The parametrisation itself was based on responses registered at interfaces located in near-field (where the clamp band is located and forcing function is applied) and medium-field with respect to the shock event location. Following shock propagation path, the final step was the analysis of shock responses inside the satellite located in a far-field region, which still revealed a very good correlation of results. Thus, it can be said that parametrisation process was adequate, and the developed shock simulation tool can be qualified. However, due to the nature of shock, the tool cannot fully replace VESTA laboratory test, but can support shock assessment process and preparation to such test. In the last part of the thesis, the implementation of some finite element model improvements is investigated. Majority of the panels in spacecraft interior exhibited shock over-prediction due to finite element model limitation. Equipment units modelled as lump masses rigidly attached with RBE2 elements to the panel surface are a source of such local over-predictions. Thus, some of the units were remodelled and transient responses were reinvestigated. It was found that remodelling with either solid elements, or lump mass connected to RBE3 element and reinforced by RBE2 element, can significantly improve local transient responses. This conclusion is in line with conclusions found in ECSS Shock Handbook.