Ein geringer Treibstoffverbrauch ist aufgrund von ökologischen und ökonomischen Zielen für die zivile Luftfahrt von großer Bedeutung. Daher werden seit Jahrzehnten konventionell hydraulisch oder pneumatisch betriebene Flugzeugsysteme durch elektrisch betriebene Systeme ersetzt. Dieser Trend wird auch als „More Electric Aircraft (MEA)“ bezeichnet. In bisherigen Studien waren MEA-Architekturen zwar effizienter, jedoch deutlich schwerer als die konventionellen Architekturen. Basierend auf ökonomischen Modellen wird in der vorliegenden Arbeit die modellbasierte Entwicklung eines intelligenten Energiemanagements für Flugzeug-Energiesysteme demonstriert. Das Energiemanagement ermöglicht eine deutliche Reduktion der Systemmasse, verbessert die Energieeffizienz und kann damit den Treibstoffverbrauch eines MEA beträchtlich reduzieren. Insbesondere durch die integrierte und frühzeitige Entwicklung des Energiemanagements mit dem elektrischen System in der Modellbeschreibungssprache Modelica lassen sich die Systemkomponenten mit realistischen Lastprofilen dimensionieren und dadurch die Systemmasse reduzieren. Anhand eines elektrischen Referenzsystems wird das Optimierungspotenzial des Energiemanagements bezüglich Massenreduktion und Energieeffizienzsteigerung quantifiziert und am Systemmodell validiert. Es ergibt sich für das Systemmodell eine Reduktion der Systemmasse um 32 % sowie eine leichte Verbesserung der Energieeffizienz. Durch die multiphysikalische Implementierung des Energiemanagements lässt sich dieses auch für das thermische Management im Flugzeug verwenden. Hierbei kann eine deutliche Verbesserung der Energieeffizienz für die Bereitstellung von Kühlleistung erzielt werden. Aufgrund der erreichten Vorteile sollte ein Energiemanagement bei der Entwicklung zukünftiger Flugzeugenergiesysteme in Betracht gezogen werden. Insbesondere beim MEA existiert ein großes Optimierungspotenzial durch das Energiemanagement. Die Ausführungen in der vorliegenden Arbeit sollen als Motivation für die Flugzeugindustrie dienen, mit realistischen Lastprofilen zu dimensionieren und die modellbasierte und integrierte Entwicklung eines Energiemanagements mit den Energiesystemen bereits in frühen Entwicklungsphasen durchzuführen. / Low fuel consumption is a major concern in civil aerospace due to environmental and economic objectives. Hence, conventional hydraulically or pneumatically driven aircraft systems have been replaced by electrically driven systems for decades. This trend is also known as More Electric Aircraft (MEA). In former studies, MEA architectures were more efficient, but much heavier than their conventional counterparts. The present work demonstrates the model-based development of intelligent energy management algorithms for aircraft energy systems based on economic models. This energy management facilitates a significant reduction of system mass, improves energy efficiency and can hence reduce fuel consumption of MEA considerably. In particular, the integrated development of an energy management along with the electrical system in the Modelica modelling language enables sizing of system components with realistic load profiles. Hence, this reduces the system mass. The optimization potential of the energy management is quantified and validated by means of an electrical reference system model. Applying the energy management, the mass of this system model can be reduced by 32 % and the energy efficiency can be improved slightly. Due to the multi-physical modelling of the energy management, it can also be applied to thermal management of aircraft systems. Thus, the energy efficiency of the cooling system can be improved significantly. As a result of the demonstrated benefits, an energy management should be considered for future development of aircraft energy systems. Especially for MEA, there is tremendous optimization potential for the energy management. Hence, the present work shall motivate aircraft industry to size aircraft systems with realistic load profiles and perform a model-based and integrated development of the energy management along with the electrical system in early phases of the system design process.

Within this work an approach was developed, which utilises airborne laser scanner data in order to generate 3D building models. These 3D building models may be used for technical and environmental planning. The approach has to follow certain requirements such as working automatically and robust and being flexible in use but still practicable. The approach starts with small point clouds containing one building at the time extracted from laser scanner data set by applying a pre-segmentation scheme. The laser scanner point cloud of each building is analysed separately. A 2.5D-Delaunay triangle mesh structure (TIN) is calculated into the laser scanner point cloud. For each triangle the orientation parameters in space (orientation, slope and perpendicular distance to the barycentre of the laser scanner point cloud) are determined and mapped into a parameter space. As buildings are composed of planar features, primitives, triangles representing these features should group in parameter space. A cluster analysis technique is utilised to find and outline these groups/clusters. The clusters found in parameter space represent plane objects in object space. Grouping adjacent triangles in object space - which represent points in parameter space - enables the interpolation of planes in the ALS points that form the triangles. In each cluster point group a plane in object space is interpolated. All planes derived from the data set are intersected with their appropriate neighbours. From this, a roof topology is established, which describes the shape of the roof. This ensures that each plane has knowledge on its direct adjacent neighbours. Walls are added to the intersected roof planes and the virtual 3D building model is presented in a file written in VRML (Virtual Reality Macro Language). Besides developing the 3D building model reconstruction scheme, this research focuses on the geometric reconstruction and the derivation of attributes of 3D building models. The developed method was tested on different data sets obtained from different laser scanner systems. This study will also show, which potential and limits the developed method has when applied to these different data sets. / In der vorliegenden Arbeit wird eine neue Methode zur automatischen Rekonstruktion von 3D Gebäudemodellen aus Flugzeuglaserscannerdaten vorgestellt. Diese 3D Gebäudemodelle können in technischer und landschaftsplanerischer Hinsicht genutzt werden. Bezüglich der zu entwickelnden Methode wurden Regelungen und Bedingungen erstellt, die eine voll automatische und robuste Arbeitsweise sowie eine flexible und praktikable Nutzung gewährleisten sollten. Die entwickelte Methode verwendet Punktwolken, welche mittels einer Vorsegmentierung aus dem gesamten Laserscannerdatensatz extrahiert wurden und jeweils nur ein Gebäude beinhalten. Diese Laserscannerdatenpunktwolken werden separat analysiert. Eine 2,5D-Delaunay-Dreiecksvermaschung (TIN) wird in jede Punktwolke gerechnet. Für jedes Dreieck dieser Vermaschung werden die Lageparameter im Raum (Ausrichtung, Neigungsgrad und senkrechter Abstand der Ebene des Dreiecks zum Schwerpunkt der Punktwolke) bestimmt und in einen Parameterraum aufgetragen. Im Parameterraum bilden diejenigen Dreiecke Gruppen, welche sich im Objektraum auf ebenen Flächen befinden. Mit der Annahme, dass sich ein Gebäude aus ebenen Flächen zusammensetzt, dient die Identifizierung von Clustern im Parameterraum der Detektierung dieser Flächen. Um diese Gruppen/Cluster aufzufinden wurde eine Clusteranalysetechnik genutzt. Über die detektierten Cluster können jene Laserscannerpunkte im Objektraum bestimmt werden, die eine Dachfläche formen. In die Laserscannerpunkte der somit gefundenen Dachflächen werden Ebenen interpoliert. Alle abgeleiteten Ebenen gehen in den entwickelten Rekonstruktionsalgorithmus ein, der eine Topologie zwischen den einzelnen Ebenen aufbaut. Anhand dieser Topologie erhalten die Ebenen ?Kenntnis? über ihre jeweiligen Nachbarn und können miteinander verschnitten werden. Der fertigen Dachgestalt werden Wände zugefügt und das komplette 3D Gebäudemodell wird mittels VRML (Virtual Reality Macro Language) visualisiert. Diese Studie bezieht sich neben der Entwicklung eines Schemas zu automatischen Gebäuderekonstruktion auch auf die Ableitung von Attributen der 3D Gebäudemodellen. Die entwickelte Methode wurde an verschiedenen Flugzeuglaserscannerdatensätzen getestet. Es wird gezeigt, welche Potentiale und Grenzen die entwickelte Methode bei der Bearbeitung dieser verschiedenen Laserscannerdatensätze hat.

Ein geringer Treibstoffverbrauch ist aufgrund von ökologischen und ökonomischen Zielen für die zivile Luftfahrt von großer Bedeutung. Daher werden seit Jahrzehnten konventionell hydraulisch oder pneumatisch betriebene Flugzeugsysteme durch elektrisch betriebene Systeme ersetzt. Dieser Trend wird auch als „More Electric Aircraft (MEA)“ bezeichnet. In bisherigen Studien waren MEA-Architekturen zwar effizienter, jedoch deutlich schwerer als die konventionellen Architekturen. Basierend auf ökonomischen Modellen wird in der vorliegenden Arbeit die modellbasierte Entwicklung eines intelligenten Energiemanagements für Flugzeug-Energiesysteme demonstriert. Das Energiemanagement ermöglicht eine deutliche Reduktion der Systemmasse, verbessert die Energieeffizienz und kann damit den Treibstoffverbrauch eines MEA beträchtlich reduzieren. Insbesondere durch die integrierte und frühzeitige Entwicklung des Energiemanagements mit dem elektrischen System in der Modellbeschreibungssprache Modelica lassen sich die Systemkomponenten mit realistischen Lastprofilen dimensionieren und dadurch die Systemmasse reduzieren. Anhand eines elektrischen Referenzsystems wird das Optimierungspotenzial des Energiemanagements bezüglich Massenreduktion und Energieeffizienzsteigerung quantifiziert und am Systemmodell validiert. Es ergibt sich für das Systemmodell eine Reduktion der Systemmasse um 32 % sowie eine leichte Verbesserung der Energieeffizienz. Durch die multiphysikalische Implementierung des Energiemanagements lässt sich dieses auch für das thermische Management im Flugzeug verwenden. Hierbei kann eine deutliche Verbesserung der Energieeffizienz für die Bereitstellung von Kühlleistung erzielt werden. Aufgrund der erreichten Vorteile sollte ein Energiemanagement bei der Entwicklung zukünftiger Flugzeugenergiesysteme in Betracht gezogen werden. Insbesondere beim MEA existiert ein großes Optimierungspotenzial durch das Energiemanagement. Die Ausführungen in der vorliegenden Arbeit sollen als Motivation für die Flugzeugindustrie dienen, mit realistischen Lastprofilen zu dimensionieren und die modellbasierte und integrierte Entwicklung eines Energiemanagements mit den Energiesystemen bereits in frühen Entwicklungsphasen durchzuführen. / Low fuel consumption is a major concern in civil aerospace due to environmental and economic objectives. Hence, conventional hydraulically or pneumatically driven aircraft systems have been replaced by electrically driven systems for decades. This trend is also known as More Electric Aircraft (MEA). In former studies, MEA architectures were more efficient, but much heavier than their conventional counterparts. The present work demonstrates the model-based development of intelligent energy management algorithms for aircraft energy systems based on economic models. This energy management facilitates a significant reduction of system mass, improves energy efficiency and can hence reduce fuel consumption of MEA considerably. In particular, the integrated development of an energy management along with the electrical system in the Modelica modelling language enables sizing of system components with realistic load profiles. Hence, this reduces the system mass. The optimization potential of the energy management is quantified and validated by means of an electrical reference system model. Applying the energy management, the mass of this system model can be reduced by 32 % and the energy efficiency can be improved slightly. Due to the multi-physical modelling of the energy management, it can also be applied to thermal management of aircraft systems. Thus, the energy efficiency of the cooling system can be improved significantly. As a result of the demonstrated benefits, an energy management should be considered for future development of aircraft energy systems. Especially for MEA, there is tremendous optimization potential for the energy management. Hence, the present work shall motivate aircraft industry to size aircraft systems with realistic load profiles and perform a model-based and integrated development of the energy management along with the electrical system in early phases of the system design process.

Within this work an approach was developed, which utilises airborne laser scanner data in order to generate 3D building models. These 3D building models may be used for technical and environmental planning. The approach has to follow certain requirements such as working automatically and robust and being flexible in use but still practicable. The approach starts with small point clouds containing one building at the time extracted from laser scanner data set by applying a pre-segmentation scheme. The laser scanner point cloud of each building is analysed separately. A 2.5D-Delaunay triangle mesh structure (TIN) is calculated into the laser scanner point cloud. For each triangle the orientation parameters in space (orientation, slope and perpendicular distance to the barycentre of the laser scanner point cloud) are determined and mapped into a parameter space. As buildings are composed of planar features, primitives, triangles representing these features should group in parameter space. A cluster analysis technique is utilised to find and outline these groups/clusters. The clusters found in parameter space represent plane objects in object space. Grouping adjacent triangles in object space - which represent points in parameter space - enables the interpolation of planes in the ALS points that form the triangles. In each cluster point group a plane in object space is interpolated. All planes derived from the data set are intersected with their appropriate neighbours. From this, a roof topology is established, which describes the shape of the roof. This ensures that each plane has knowledge on its direct adjacent neighbours. Walls are added to the intersected roof planes and the virtual 3D building model is presented in a file written in VRML (Virtual Reality Macro Language). Besides developing the 3D building model reconstruction scheme, this research focuses on the geometric reconstruction and the derivation of attributes of 3D building models. The developed method was tested on different data sets obtained from different laser scanner systems. This study will also show, which potential and limits the developed method has when applied to these different data sets. / In der vorliegenden Arbeit wird eine neue Methode zur automatischen Rekonstruktion von 3D Gebäudemodellen aus Flugzeuglaserscannerdaten vorgestellt. Diese 3D Gebäudemodelle können in technischer und landschaftsplanerischer Hinsicht genutzt werden. Bezüglich der zu entwickelnden Methode wurden Regelungen und Bedingungen erstellt, die eine voll automatische und robuste Arbeitsweise sowie eine flexible und praktikable Nutzung gewährleisten sollten. Die entwickelte Methode verwendet Punktwolken, welche mittels einer Vorsegmentierung aus dem gesamten Laserscannerdatensatz extrahiert wurden und jeweils nur ein Gebäude beinhalten. Diese Laserscannerdatenpunktwolken werden separat analysiert. Eine 2,5D-Delaunay-Dreiecksvermaschung (TIN) wird in jede Punktwolke gerechnet. Für jedes Dreieck dieser Vermaschung werden die Lageparameter im Raum (Ausrichtung, Neigungsgrad und senkrechter Abstand der Ebene des Dreiecks zum Schwerpunkt der Punktwolke) bestimmt und in einen Parameterraum aufgetragen. Im Parameterraum bilden diejenigen Dreiecke Gruppen, welche sich im Objektraum auf ebenen Flächen befinden. Mit der Annahme, dass sich ein Gebäude aus ebenen Flächen zusammensetzt, dient die Identifizierung von Clustern im Parameterraum der Detektierung dieser Flächen. Um diese Gruppen/Cluster aufzufinden wurde eine Clusteranalysetechnik genutzt. Über die detektierten Cluster können jene Laserscannerpunkte im Objektraum bestimmt werden, die eine Dachfläche formen. In die Laserscannerpunkte der somit gefundenen Dachflächen werden Ebenen interpoliert. Alle abgeleiteten Ebenen gehen in den entwickelten Rekonstruktionsalgorithmus ein, der eine Topologie zwischen den einzelnen Ebenen aufbaut. Anhand dieser Topologie erhalten die Ebenen ?Kenntnis? über ihre jeweiligen Nachbarn und können miteinander verschnitten werden. Der fertigen Dachgestalt werden Wände zugefügt und das komplette 3D Gebäudemodell wird mittels VRML (Virtual Reality Macro Language) visualisiert. Diese Studie bezieht sich neben der Entwicklung eines Schemas zu automatischen Gebäuderekonstruktion auch auf die Ableitung von Attributen der 3D Gebäudemodellen. Die entwickelte Methode wurde an verschiedenen Flugzeuglaserscannerdatensätzen getestet. Es wird gezeigt, welche Potentiale und Grenzen die entwickelte Methode bei der Bearbeitung dieser verschiedenen Laserscannerdatensätze hat.

Die Arbeit widmet sich der Einsatzplanung von Luftfahrzeugen (LFZ) und fokussiert dabei auf die herausfordernde Thematik des Verschleißes, der zu einer Heterogenität in der Brennstoffeffizienz innerhalb der Flotte führt. Dieser heterogene Effekt wird durch den sogenannten 'Performance Factor' (PF) quantifiziert, der den Verbrauch im Vergleich zu einem nicht verschleißbehafteten Referenz-LFZ adjustiert. Trotz der nachgewiesenen Auswirkungen auf die Effizienz wird der PF bisher in der Einsatzplanung weitgehend vernachlässigt. Das Ziel dieser Forschungsarbeit besteht in der systematischen Untersuchung des Potenzials zur Reduzierung des Brennstoffbedarfs und der damit verbundenen CO2-Emissionen durch eine effizienzorientierte Einsatzplanung mittels Berücksichtigung des PF. Zu diesem Zweck wird ein taktisches Modell, das sogenannte 'TARP-Modell,' entwickelt. Es ermöglicht eine integrierte Lösung der Phasen des Aircraft Routings und des Tail Assignments, wodurch individuelle Flugdurchführungskosten unter Berücksichtigung der Heterogenität der Flüge und der PF-Verteilung in der Flotte ermittelt werden können. Die erzielten Ergebnisse verdeutlichen, dass eine effizienzorientierte Einsatzplanung eine Senkung der Brennstoffkosten um etwa 0,25% bis 0,5% ermöglicht. Selbst bei unvorhergesehenen Flugplanstörungen und der vermehrten Nutzung von sogenannten Aircraft Swaps (TARP-R-Modell) bleibt das Potenzial weitestgehend erhalten, sofern der PF angemessen in die Entscheidungsfindung integriert wird. Es ist jedoch zu beachten, dass das Potenzial mit zunehmender Komplexität in der Flug- und LFZ-Zuordnung durch verstärkte Restriktionen abnehmen kann. Die vorliegende Arbeit leistet somit einen Beitrag zur Ressourcenschonung und zur Verringerung der Klimawirksamkeit des Luftverkehrs. Es ist anzunehmen, dass zukünftige technologische Fortschritte im Bereich des digitalen Zwillings die Berechnung des PF noch präziser gestalten werden, wodurch dessen Bedeutung sowohl wissenschaftlich als auch operationell weiter an Bedeutung gewinnen dürfte. / The thesis is dedicated to the aircraft rotation and assignment and focuses on the challenging issue of aircraft performance degradation, which leads to heterogeneity in fuel efficiency within the fleet. This heterogeneous effect is quantified by the so-called 'Performance Factor' (PF), which adjusts fuel consumption in comparison to a non-worn reference aircraft. Despite its proven impact on efficiency, the PF has largely been disregarded in aircraft planning practices. The main objective of this research is to systematically investigate the potential for reducing fuel consumption and associated CO2 emissions through an efficiency-oriented aircraft planning approach, incorporating consideration of the PF. To achieve this goal, a tactical model, referred to as the 'TARP model,' is developed. The model facilitates an integrated solution to the aircraft routing and tail assignment phases, enabling the determination of individual flight execution costs while accounting for the heterogeneity of flights and PF distribution in the fleet. The results obtained underscore that an efficiency-oriented aircraft planning approach can yield a reduction in fuel costs of approximately 0.25% to 0.5%. Even in the presence of unforeseen flight schedule disruptions and increased utilization of aircraft swaps (TARP-R model), the potential remains largely preserved, provided the PF is adequately integrated into the decision-making process. Nevertheless, it should be noted that the potential may diminish with growing complexity in flight and aircraft assignment, stemming from heightened restrictions. Consequently, this study contributes to resource conservation and the mitigation of the aviation industry's climate impact. Anticipated advancements in digital twin technologies are expected to further refine PF calculations, enhancing its significance both from a scientific and operational standpoint.

An Airborne Mobile Aerosol Lidar (AMALi) was constructed and built at Alfred-Wegener-Institute for Polar and Marine Research (AWI) in Potsdam, Germany for the lower tropospheric aerosol and cloud research under tough arctic conditions. The system was successfully used during two AWI airborne field campaigns, ASTAR 2004 and SVALEX 2005, performed in vicinity of Spitsbergen in the Arctic. The novel evaluation schemes, the Two-Stream Inversion and the Iterative Airborne Inversion, were applied to the obtained lidar data. Thereby, calculation of the particle extinction and backscatter coefficient profiles with corresponding lidar ratio profiles characteristic for the arctic air was possible. The comparison of these lidar results with the results of other in-situ and remote instrumentation (ground based Koldewey Aerosol Raman Lidar (KARL), sunphotometer, radiosounding, satellite imagery) allowed to provided clean contra polluted (Arctic Haze) characteristics of the arctic aerosols. Moreover, the data interpretation by means of the ECMWF Operational Analyses and small-scale dispersion model EULAG allowed studying the effects of the Spitsbergens orography on the aerosol load in the Planetary Boundary Layer. With respect to the cloud studies a new methodology of alternated remote AMALi measurements with the airborne in-situ cloud optical and microphysical parameters measurements was proved feasible for the low density mixed-phase cloud studies. An example of such approach during observation of the natural cloud seeding (feeder-seeder phenomenon) with ice crystals precipitating into the lower supercooled stratocumulus deck were discussed in terms of the lidar signal intensity profiles and corresponding depolarisation ratio profiles. For parts of the cloud system characterised by almost negligible multiple scattering the calculation of the particle backscatter coefficient profiles was possible using the lidar ratio information obtained from the in-situ measurements in ice-crystal cloud and water cloud. / Das Airborne Mobile Aerosol Lidar (AMALi) wurde am Alfred-Wegener-Institut für Polar- und Meeresforschung in Potsdam für die Untersuchung arktischer Aerosole und Wolken der unteren Troposphäre entwickelt und gebaut. Das AMALi wurde erfolgreich in zwei AWI Flugzeugmesskampagnen, der ASTAR 2004 und der SvalEx 2005, die in Spitzbergen in der Arktis durchgeführt wurden, eingesetzt. Zwei neue Lidar Datenauswertungsmethoden wurden implementiert: die Two-Stream Inversion und die Iterative Airborne Inversion. Damit erwies sich die Berechnung der Profile der Teilchen Rückstreu- und Extinktionskoeffizienten mit einem entsprechenden Lidar Verhältnis, das charakteristisch für arktische Luft ist, als möglich. Der Vergleich dieser Auswertungen mit den Resultaten, die mit verschiedenen Fernerkundungs- und In-situ Instrumenten gewonnen worden waren (stationäres Koldewey Aerosol Raman Lidar KARL, Sonnenphotometer, Radiosondierung und Satellitenbilder) ermöglichten die Interpretation der Lidar-Resultate und eine Charakterisierung sowohl der reinen als auch der verschmutzten Luft. Außerdem konnten die Lidardaten mit operationellen ECMWF Daten und dem kleinskaligen Dispersionsmodel EULAG verglichen werden. Dadurch konnte der Einfluss der Spitzbergener Orographie auf die Aerosolladung der Planetaren Grenzschicht untersucht werden. Für Wolkenmessungen wurde eine neue Methode der alternativen Fernerkundung mit dem AMALi und flugzeuggetragenen In-situ Messgeräten verwendet, um optische und mikrophysikalische Eigenschaften der Wolken zu bestimmen. Diese Methode wurde erfolgreich implementiert und auf Mixed-Phase Wolken geringer optischen Dicke angewendet. Ein Beispiel hier stellt das Besamen der Wolken (sogenannte Feeder-Seeder Effekt) dar, bei dem Eiskristalle in eine niedrige unterkühlte Stratokumulus fallen. Dabei konnten Lidarsignale, Intensitätsprofile und die Volumendepolarisation gemessen werden. Zusätzlich konnten in den weniger dichten Bereichen der Wolken, in denen Vielfachstreuung vernachlässigbar ist, auch Profile des Teilchen Rückstreukoeffizienten berechnet werden, wobei Lidarverhältnisse genommen wurden, die aus In-situ Messungen für Wasser- und Eiswolken ermittelt wurden.

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.

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.

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.

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.