Techn. Hochsch., Diss., 2004--Aachen.

Die globale Erwärmung als auch neue Regularien und Richtlinien zwingen die Flugzeughersteller und die Fluggesellschaften ihre Emissionen über den kompletten Life-Cycle einen Flugzeuges zu reduzieren. Über den Life-Cycle eines Flugzeuges gesehen, fallen während der Nutzungsphase eines Flugzeuges mit 98% CO2 die meisten Emissionen an (Airbus Operations GmbH 2009). Dementsprechend stellt die Nutzungsphase den größten Hebel dar, um eine deutliche Senkung der Emissionen umzusetzen. Nach dem Advisory Council for Aeronautics in Europe (ACARE) lässt sich eine Reduktion der Emissionen während der Nutzungsphase vorzugsweise durch aerodynamische Verbesserungen, eine Gewichtsreduktion, neue Flugzeugkonzepte und eine erhöhte Kapazität innerhalb der Flugzeugkabine umsetzen (ACARE 2002). [... aus dem Text]

Die globale Erwärmung als auch neue Regularien und Richtlinien zwingen die Flugzeughersteller und die Fluggesellschaften ihre Emissionen über den kompletten Life-Cycle einen Flugzeuges zu reduzieren. Über den Life-Cycle eines Flugzeuges gesehen, fallen während der Nutzungsphase eines Flugzeuges mit 98% CO2 die meisten Emissionen an (Airbus Operations GmbH 2009). Dementsprechend stellt die Nutzungsphase den größten Hebel dar, um eine deutliche Senkung der Emissionen umzusetzen. Nach dem Advisory Council for Aeronautics in Europe (ACARE) lässt sich eine Reduktion der Emissionen während der Nutzungsphase vorzugsweise durch aerodynamische Verbesserungen, eine Gewichtsreduktion, neue Flugzeugkonzepte und eine erhöhte Kapazität innerhalb der Flugzeugkabine umsetzen (ACARE 2002). [... aus dem Text]

Spectral reflectivity and albedo are obtained from airborne measurements of spectral irradiance and radiance during two field campaigns in Leipzig, Germany and Zhongshan, China. The data measured above urban and rural areas have been investigated with respect to the heterogeneity and anisotropy of the surface. Furthermore the spectral albedo and reflectivity measured above the same surface but at different flight altitudes have been analyzed. These data is used to estimate the impact of multiple scattering processes by aerosol particles and gas molecules.

Unmanned Aerial Vehicles are more and more used in various fields. Many of the Flight Missions they execute are remote-controlled by human operators. Their application range could be greatly extended if unsupervised computer-controlled Flight Missions were possible. To reach the goal of being able to run unsupervised Flight Missions, many hurdles are yet to be cleared. One of the difficult tasks is to provide a control mechanism that is capable of reacting to environmental changes, such as bad weather, unexpected obstacles or system failures. To get closer to the goal of unsupervised Flight Missions, existing Expert System mechanisms along with other technologies that provide automated sensor data gathering and actor control are explored and the limitations that hold back progress are highlighted. Limited Flight control approaches that use data from different sensors to safely adapt the drone’s behaviour and its mission execution are the main focus of the thesis. Furthermore an Expert-System-based concept and implementation for decisionmaking during Adaptive Flight Missions are presented and evaluated for their remaining limitations.

In the recent trends, automated systems are increasingly seen to be embedded in human life with the increase of human dependence on software to perform safetycritical tasks like airbag deployment in automobiles to real-time mission planning in UAVs (Unmanned Aircraft Vehicles). The safety-critical nature of the aerospace domain demands for a software without any errors to perform these tasks. Therefore the field of computer science needs to address these challenges by providing necessary formalisms, techniques, and tools that will ensure the correctness of systems despite their complexity. DO-178C/EC-12C is a standard that governs the certification of software for airborne systems in commercial aircraft. The additional supplement DO- 333 enables us to use the formal methods in our technique of verifying the autonomous behaviour of UAV’s. The Mission Manager system is primarily responsible for the execution of behaviour sequence in online and offline mission planning of UAV. This work presents the process of software verification by making use of formal modelling using model checking of the Mission Manager component of ARTIS (Autonomous Rotorcraft Testbed for Intelligent Systems) UAV by gaining advantages from a generic modelling approach. The main idea is to make use of the designed generic models into specific cases like ARTIS in our case. The generic models are designed using the ALFU(R)S (Autonomy Levels For Unmanned Rotorcraft System) framework that delineates the commonalities of several UAVs considered around the world which also includes the ARTIS UAV. Furthermore this work walks through every process involved in model checking like requirements extraction and documentation using a template based method, requirements specification using the temporal logics like LTL and CTL, developing a formal model using NuSMV as a model checking tool to analyze the requirements against the model for the Mission Manager component of MiPlEx (Mission Planning and Execution). Additionally as a validation approach, test sequences are generated by using trap properties or negation properties. This aids for a test generation approach by harnessing counterexample generating capabilities of the NuSMV Model Checker.

Permanent connectivity to the Internet has become the defacto standard in the second decade of the 21st century. However, on-board aircraft connectivity is still limited. While the number of airlines offering in-flight connectivity increases, the current performance is insufficient to satisfy several hundreds of passengers simultaneously. There are several options to connect aircraft to the ground, i.e. direct air-to-ground, satellites and relaying via air-to-air links. However, each single solution is insufficient. The direct air-to-ground coverage is limited to the continent and coastal regions, while the satellite links are limited in the minimum size of the spot beams and air-to-air links need to be combined with a link to the ground. Moreover, even if a direct air-to-ground or satellite link is available, the peak throughput offered on each link is rarely achieved, as the capacity needs to be shared with other aircraft flying in the same coverage area. The main challenge in achieving a high throughput per aircraft lies in the throughput allocation. All aircraft should receive a fair share of the available throughput. More specifically, as an aircraft contains a network itself, a weighted share according to the aircraft size should be provided. To address this problem, an integrated air-to-ground network, which is able to provide a high throughput to aircraft, is proposed here. Therefore, this work introduces a weighted-fair throughput allocation scheme to provide such a desired allocation. While various aspects of aircraft connectivity are studied in literature, this work is the first to address an integrated air-to-ground network to provide high-throughput connectivity to aircraft. This work models the problem of throughput allocation as a mixed integer linear program. Two throughput allocation schemes are proposed, a centralized optimal solution and a distributed heuristic solution. For the optimal solution, two different objectives are introduced, a max-min-based and a threshold-based objective. The optimal solution is utilized as a benchmark for the achievable throughput for small scenarios, while the heuristic solution offers a distributed approach and can process scenarios with a higher number of aircraft. Additionally, an option for weighted-fair throughput allocation is included. Hence, large aircraft obtain a larger share of the throughput than smaller ones. This leads to fair throughput allocation with respect to the size of the aircraft. To analyze the performance of throughput allocation in the air-to-ground network, this work introduces an air-to-ground network model. It models the network realistically, but independent from specific network implementations, such as 5G or WiFi. It is also adaptable to different scenarios. The aircraft network is studied based on captured flight traces. Extensive and representative parameter studies are conducted, including, among others, different link setups, geographic scenarios, aircraft capabilities, link distances and link capacities. The results show that the throughput can be distributed optimally during high-aircraft-density times using the optimal solution and close to optimal using the heuristic solution. The mean throughput during these times in the optimal reference scenario with low Earth orbit satellites is 20 Mbps via direct air-to-ground links and 4 Mbps via satellite links, which corresponds to 10.7% and 1.9% of the maximum link throughput, respectively. Nevertheless, during low-aircraft-density times, which are less challenging, the throughput can reach more than 200 Mbps. Therefore, the challenge is on providing a high throughput during high-aircraft-density times. In the larger central European scenario, using the heuristic scheme, a minimum of 22.9 Mbps, i.e. 3.2% of the maximum capacity, can be provided to all aircraft during high-aircraft-density times. Moreover, the critical parameters to obtain a high throughput are presented. For instance, this work shows that multi-hop air-to-air links are dispensable for aircraft within direct air-to-ground coverage. While the computation time of the optimal solution limits the number of aircraft in the scenario, larger scenarios can be studied using the heuristic scheme. The results using the weighted-fair throughput allocation show that the introduction of weights enables a user-fair throughput allocation instead of an aircraft-fair throughput allocation. As a conclusion, using the air-to-ground model and the two introduced throughput allocation schemes, the achievable weighted-fair throughput per aircraft and the respective link choices can be quantified.

In the recent trends, automated systems are increasingly seen to be embedded in human life with the increase of human dependence on software to perform safetycritical tasks like airbag deployment in automobiles to real-time mission planning in UAVs (Unmanned Aircraft Vehicles). The safety-critical nature of the aerospace domain demands for a software without any errors to perform these tasks. Therefore the field of computer science needs to address these challenges by providing necessary formalisms, techniques, and tools that will ensure the correctness of systems despite their complexity. DO-178C/EC-12C is a standard that governs the certification of software for airborne systems in commercial aircraft. The additional supplement DO- 333 enables us to use the formal methods in our technique of verifying the autonomous behaviour of UAV’s. The Mission Manager system is primarily responsible for the execution of behaviour sequence in online and offline mission planning of UAV. This work presents the process of software verification by making use of formal modelling using model checking of the Mission Manager component of ARTIS (Autonomous Rotorcraft Testbed for Intelligent Systems) UAV by gaining advantages from a generic modelling approach. The main idea is to make use of the designed generic models into specific cases like ARTIS in our case. The generic models are designed using the ALFU(R)S (Autonomy Levels For Unmanned Rotorcraft System) framework that delineates the commonalities of several UAVs considered around the world which also includes the ARTIS UAV. Furthermore this work walks through every process involved in model checking like requirements extraction and documentation using a template based method, requirements specification using the temporal logics like LTL and CTL, developing a formal model using NuSMV as a model checking tool to analyze the requirements against the model for the Mission Manager component of MiPlEx (Mission Planning and Execution). Additionally as a validation approach, test sequences are generated by using trap properties or negation properties. This aids for a test generation approach by harnessing counterexample generating capabilities of the NuSMV Model Checker.

One of the challenges for Airbus preparing a new freighter development process was the design of a solid freighter barrier, which separates the courier area from the cargo compartment. The major task of such a barrier is to protect the passengers against all risks caused due to cargo impact by a justifiable design. These risks may result from all kind of survivable incident and accident scenarios. Real aircraft crashes were analyzed to get away from a static book-case and come to a more realistic dynamic crash scenario. A reduced-order simulation model was built up to investigate and simulate the dynamic effects during crash. The simulation model considers the highly nonlinear stiffness and damping characteristics of all critical cargo types and also includes their energy absorption potentials. A series of full scale container crash tests have been performed at accredited car crash facilities. The test campaigns were complemented by numerous component tests to study also general crash principles. The critical simulation parameters were identified and implemented into the simulation model. The subsequent validation process showed a close agreement between simulation and test. The simulation environment has turned out to be a reliable basis to simulate all critical barrier loads with respect to the specific aircraft loading distributions. The essence of this investigation is an adequate understanding of the real crash effects. The proposed dynamic crash approach is more realistic than the static condition and results in an optimized safety barrier wall concept. This dynamic approach provides equivalent safety compared to the existing devices and is accepted by FAA and EASA.

Die Herausforderungen der modernen Luftfahrt sind wesentlich bestimmt durch die Ökonomie sowie den Umwelt- und Klimaschutz. Dadurch steht bei der Entwicklung neuer Flugzeuge besonders die Verbesserung der Energieeffizienz bzw. die Reduktion des Brennstoffverbrauchs im Mittelpunkt. Dies soll zu einem großen Teil durch effizientere Triebwerke mit höheren Nebenstromverhältnis, der zunehmenden Elektrifizierung aller Subsysteme sowie der allgemeinen Weiterentwicklung einzelner Subsysteme erreicht werden. Die Herausforderungen machen es damit auch notwendig, neue Ansätze zur Verbesserung der Flugzeugklimaanlage zu betrachten. In aktuell eingesetzten Passagierflugzeugen werden nahezu ausschließlich Flugzeugklimaanlagen auf Basis des Kaltgasprozesses mit pneumatischen Antrieb durch die Triebwerkszapfluft eingesetzt. Der Ersatz des zugrundeliegenden Prozesses durch einen Kaltdampfprozess bietet ein großes Potential zur Erhöhung der Energieeffizienz bei den gegebenen Randbedingungen. Außerdem muss die Verwendung der Zapfluft als Antrieb aufgrund der Verwendung neuer Triebwerke mit hohem Nebenstromverhältnis sowie potentieller Gesundheitsrisiken überdacht werden. Eine Möglichkeit ist dabei die Nutzung eines elektrischen Antriebs. Weiterhin kann ein Teil der Kabinenabluft, die normalerweise direkt aus dem Flugzeug geleitet wird, in der Klimaanlage zur zusätzlichen Generierung von Leistung verwendet werden. In dieser Arbeit werden die identifizierten Ansätze zu insgesamt sieben Varianten alternativer Flugzeugklimaanlagen weiter entwickelt. Diese Systeme werden dann besonders im Hinblick auf den Brennstoffverbrauch mit dem aktuell eingesetzten Referenzsystem verglichen und bewertet. Die Berechnung der thermodynamischen Zustände der Klimaanlagen, die für den Vergleich notwendig sind, erfolgt über ein selbst entwickeltes Berechnungsmodell. Auf Basis der verschiedenen Anforderungen und Randbedingungen wird dabei eine zweigeteilte Prozesssimulation für neun Betriebsfälle durchgeführt. Während der vereinfachten Auslegungsrechnung werden die wesentlichen Prozessparameter festgelegt. Die darauf folgende Nachrechnung beinhaltet detaillierte Modelle für Wärmeübertrager und Turbomaschinen. Letztere werden über selbst generierte und optimierte Kennfelder implementiert. Die Ergebnisse zeigen für jede neu konzeptionierte Klimaanlage ein deutliche Verringerung des Brennstoffverbrauchs im Vergleich zum Referenzsystem. Die elektrisch angetriebenen Aggregate erreichen eine Reduktion auf 20 % bis 60 % und die pneumatisch betriebenen Systeme auf 40 % bis 80 %.:Vorwort Kurzfassung Abbildungsverzeichnis Tabellenverzeichnis Abkürzungs- und Symbolverzeichnis 1 Einleitung 1.1 Problemstellung und Motivation 1.2 Zielsetzung und methodischer Aufbau der Arbeit 1.3 Historischer Überblick und Stand der Technik 2 Anforderungen und Randbedingungen 2.1 Umgebungsbedingungen und Atmosphärenmodell 2.2 Stau- und Außenluft 2.3 Zapfluft 2.4 Kabinenbedingungen 2.5 Flugprofil 2.6 Sicherheitsanforderungen und Designziele 2.7 Betriebskennfeld 3 Konzepte zur Verbesserung der Energieeffizienz 3.1 Anwendung des Kaltdampfprozesses 3.2 Pneumatischer und elektrischer Antrieb 3.3 Kabinenabluftnutzung 3.4 Umluftkühlung 3.5 Kältemittelauswahl 4 Neu entwickelte Prozesse der Flugzeugklimaanlagen 4.1 Pneumatisch angetriebene Systeme 4.1.1 System PN1 ohne Kabinenabluftnutzung 4.1.2 Systeme PNK1, PNK2 und PNK3 mit Kabinenabluftnutzung 4.2 Elektrisch angetriebene Systeme 4.2.1 Systeme EL1 und EL2 ohne Kabinenabluftnutzung 4.2.2 System ELK1 mit Kabinenabluftnutzung 5 Prozesssimulation 5.1 Aufbau des Berechnungsmodells 5.2 Thermodynamische Grundlagen 5.3 Elemente im Prozess 5.3.1 Wärmeübertrager 5.3.2 Turbomaschinen 5.3.3 Mischung 5.3.4 Aufteilung 5.3.5 Wasserabscheider 5.3.6 Drosselorgan und Druckminderer 5.4 Validierung 6 Wärmeübertragermodell 6.1 Wärmeübertragergeometrie und Diskretisierung 6.2 Berechnungsverfahren und iterativer Löser 6.2.1 Energieerhaltung mit Wärmedurchgangsberechnung 6.2.2 Impulserhaltung mit Druckverlustberechnung 6.3 Programmablaufpläne 6.4 Validierung 7 Turbomaschinenmodell 7.1 Vereinfachte Auslegung der Turbomaschinen 7.1.1 Turbine 7.1.2 Radialverdichter 7.2 Erstellung und Optimierung der Turbomaschinenkennfelder 7.2.1 Kennfelderstellung 7.2.2 Grundlagen evolutionärer Algorithmen 7.2.3 Kennfeldoptimierung 7.3 Einbindung des Turbomaschinenmodells in die Prozesssimulation 8 Berechnungsergebnisse und Bewertung der Flugzeugklimaanlagen 8.1 Grundlagen der Bewertung 8.1.1 Zusätzlicher Brennstoffverbrauch durch Zapfluftentnahme 8.1.2 Zusätzlicher Brennstoffverbrauch durch Entnahme von Wellenleistung 8.1.3 Zustätzlicher Brennstoffverbrauch durch Lufteinlässe 8.2 Ergebnisse der Auslegung und Berechnung der Flugzeugklimaanlagen 8.2.1 Massenströme 8.2.2 Elektrische Leistungsaufnahme 8.2.3 Abschätzung der Systemmasse 8.3 Bewertung und Vergleich der Effizienz 8.4 Auswertung der neu entwickelten Flugzeugklimaanlagen 9 Zusammenfassung und Ausblick Literaturverzeichnis Anhang A Mathematische und physikalische Ergänzungen A.1 Herleitungen A.1.1 Druckverlauf der isothermen Atmosphäre A.1.2 Druckverlauf der adiabatischen Atmosphäre A.2 Ergänzungen A.2.1 Isentropenbeziehungen A.2.2 Adiabatische Rohrströmung mit Reibung Anhang B Wärmeübergangs- und Druckverlustkorrelationen B.1 Wärmeübergang B.1.1 Gültigkeitsgrenzen B.1.2 Korrelationen für den einphasigen Wärmeübergang im Rohr B.1.3 Korrelationen für das Strömungssieden im Rohr B.1.4 Korrelationen für die Strömungskondensation im Rohr B.1.5 Korrelationen für den einphasigen Wärmeübergang an Lamellenrohrwärmeübertragern mit eingeschlitzten Lamellen B.1.6 Korrelationen für den einphasigen Wärmeübergang an Lamellenrohrwärmeübertragern mit wellenförmigen Lamellen B.1.7 Korrelationen für den einphasigen Wärmeübergang im Plattenwärmeübertrager B.1.8 Korrelationen für den einphasigen Wärmeübergang im Rippenplattenwärmeübertrager B.2 Druckverlust B.2.1 Gültigkeitsgrenzen B.2.2 Korrelationen für den einphasigen Druckverlust im Rohr B.2.3 Korrelationen für den zweiphasigen Druckverlust im Rohr B.2.4 Korrelationen für den einphasigen Druckverlust an Lamellenrohrwärmeübertragern mit eingeschlitzten Lamellen B.2.5 Korrelationen für den einphasigen Druckverlust an Lamellenrohrwärmeübertragern mit wellenförmigen Lamellen B.2.6 Korrelationen für den einphasigen Druckverlust im Plattenwärmeübertrager B.2.7 Korrelationen für den einphasigen Druckverlust im Rippenplattenwärmeübertrager Anhang C Schaltbilder C.1 Pneumatisch angetriebene Kaltluftkühlsysteme C.2 Pneumatisch angetriebene Kaltdampfkühlsysteme C.3 Elektrisch angetriebene Kaltdampfkühlsysteme Anhang D Modellparameter D.1 Betriebskennfeld D.2 Systemparameter Anhang E Berechnungsergebnisse und ausgelegte Bauteile E.1 Prozesssimulation E.2 Lufteinlässe und -kanäle E.3 Wärmeübertrager E.4 Turbomaschinen Anhang F Sonstiges F.1 Selbstständigkeitserklärung