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In diesem Artikel wird die Sicherheit des neuartigen Continuously Moving Slats and Flaps System (CMSFS) während eines Landeanflugs mithilfe des Functional Hazard Assessment untersucht, ausgewertet und bewertet. Abschließend werden die entsprechenden an das CMSFS zu stellenden Sicherheitsziele definiert. Anhand der Systemdefinition des CMSFS werden mehrere Fehlerquellen sowohl innerhalb als auch außerhalb des Hochauftriebssystems identifiziert. Die Simulation von drei ausgewählten Fehlerfällen, welche die Flugregelung, die Aktuatoren und das Anti-Icing System betreffen, erfolgt basierend auf einem generischen Mittelstreckenflugzeug im Forschungssimulator SEPHIR der TU Berlin und wird nach den Kriterien eines stabilisierten Anflugs untersucht. Der erste Fehlerfall behandelt eine fehlerhafte Eingabe der Fluggeschwindigkeit direkt in die Funktion des kontinuierlichen Klappenverfahrens. Die weiteren Fehlerfälle untersuchen den Einfluss von blockierten Vorder- und Hinterkantenklappen auf die Regelung des CMSFS. Es zeigt sich, dass entstehende Fehlerketten Auswirkungen auf die Funktionsweise des CMSFS haben. Nach der aufgestellten Bewertungsmethode zur Evaluierung der Systemfunktionen werden keine sicherheitskritischen Grenzwerte über- oder unterschritten und es finden keine katastrophalen Ereignisse statt. Zwei simulierte Fehlerfälle haben einen vollständigen Funktionsverlust des CMSFS zur Folge und resultieren in einem gefährlichen Vorfall. Bei der Simulation des zweiten Fehlerfalls ist keine Landung möglich. Aufgrund der Berechnungen innerhalb des Regelungssystems finden über den Großteil des Anflugs keine Klappenausschläge statt und die Anfluggeschwindigkeit wird durch den Autopiloten nicht reduziert. Für die Inbetriebnahme des CMSFS ist die Überarbeitung oder Erweiterung des Sicherheitssystems notwendig.

Airframe noise testing in open jet wind tunnels is and will be an indispensable means to (i) identify airframe noise sources and develop noise reduction technologies and (ii) to provide validation data in order to support the development of numerical acoustic methods like e.g. CAA codes. Usually such wind tunnel experiments were conducted in small research facilities like DLR's AWB (nozzle size 1.2 m x 0.8 m) using 2-dimensional wind tunnel models featuring a retracted chord length of about 300 to 400 mm. In very rare cases full aircraft models of 1:7.5 to 1:11 scale were tested in the Large Low-Speed Facility of DNW (DNW-LLF), which provides a nozzle size of 8 x 6 m2 and a maximum flow speed of 78 m/s. Even though these full aircraft models provide almost realistic 3-dimensional flow conditions the mean retracted chord length is pretty similar to the 2D test cases. Therefore most airframe noise tests are restricted to a Reynolds number regime between Re=1.0*106 and Re=2.0*106. This finally means that the aerodynamic conditions during most airframe noise wind tunnel experiments do not comply with realistic operating conditions. In order to overcome these deficiencies DLR, Airbus and EADS-IW decided to design a new large scale test bed for airframe noise testing. This plan could be realized in the mainframe of the German national founded research project FTEG (Flight Physics Technologies for Green Aircraft).The finally designed high lift system features a retracted chord length of 1200 mm and a wing span of 7200 mm. It was tested for representative approach conditions and Reynolds numbers up to 5.0*106. By means of this wind tunnel model high Reynolds number slat noise data were acquired that later serve for the validation of the DLR CAA code PIANO. It reveals the slat noise spectra did not contain any relevant tonal slat noise components that are well known from small scale experiments. Dedicated Reynolds number variations gave evidence that (i) low Reynolds number tests on high lift airfoils do not completely represent the broadband sound radiation typical for respective full scale components and that (ii) the tonal components are related to more than one generation mechanism. The new large scale F15LS high lift system successfully proved its ability to enable the assessment of noise reduction technology and the acquisition of validation data for numerical methods under almost realistic flow conditions.

Hochauftriebssysteme von Transportflugzeugen besitzen meistens lange, verzweigte Wellentransmissionen mit einer zentralen Antriebseinheit zur Bewegung der Stellflächen. Für spezifikations- und entwicklungsunterstützende Simulationen muss eine sehr hohe Güte der Antriebsmodellierung, -parametrierung und deren Validation erreicht werden. Dieser Artikel beschreibt in diesem Kontext eine neuartige Reibmodellierung für hochübersetzende, mehrstufige Getriebe sowie die Parametrierung von Trägheit, Steifigkeit und Strukturdämpfung zur Modellwiedergabe der dynamischen Eigenschaften des realen Systems bezüglich der dominanten Moden am Beispiel des Airbus A340-600.

Flexible Wellentransmissionen (engl. Flex-Shafts) zeichnen sich unter anderem durch hohe Flexibilität in der Anordnung von An- und Abtrieb zueinander, einfache und kostengünstige Lagerungen sowie niedrige Verlustmomente aus und können somit in diversen Bereichen des Flugzeugbaus, in denen eine mechanische Leistungsübertragung notwendig ist, von Vorteil sein. Nach einer kurzen Übersicht über den konstruktiven Aufbau wird in diesem Artikel zunächst ein mechanisches Modell entwickelt, mit dem sich auf Basis elementarer geometrischer Größen die Steifigkeit bestimmen lässt. In einer weiterführenden Betrachtung werden dann die auftretenden Reibpaarungen analysiert und zu qualitativen Abschätzungen der Verluste herangezogen. Die Validierung dieser grundlegenden, mechanischen Modelle erfolgt im Anschluss durch Vermessung diverser Belastungsfälle unter ausgewählten Integrationsbedingungen. Sowohl die Ergebnisse der Grundlagenmodellierung als auch die Ergebnisse der durchgeführten Versuche werden abschließend in zwei Modellen zusammengefasst, die als Basis für eine numerische Simulation des Transmissionssystemes verwendet werden können. Das aufgestellte nichtlineare Modell beschreibt dabei ebenso das mechanische Spiel wie auch das nichtlineare Reibverhalten und die verdrehrichtungsabhängige Steifigkeit; im zugehörigen Zustandsraummodell wird jeweils von gemittelten Werten ausgegangen, alle nichtlinearen Effekte werden entsprechend linearisiert.

In heute herkömmlichen Landeklappensystemen wird die zur Positionierung notwendige mechanische Leistung von einer zentralen hydraulischen Antriebseinheit bereitgestellt und über eine Wellentransmission zu jedem der Rotationsaktuatoren in den beiden Tragflügeln geführt. Dabei bewegen die Aktuatoren die einzelnen Profilflächen über ein Führungsgetriebe entlang einer definierten Bahn. Mechanische Lastbegrenzereinrichtungen sind vorgesehen, um eine lokale Überlast von Antriebskinematik und Struktur zu vermeiden, wenn deren Bewegung durch ein Klemmen der Klappenführungsmechanismen gestört wird. Im Rahmen dieses Artikels sind Konzepte zur signal- sowie modellbasierten Lastbegrenzung im Antriebsstrang von Hochauftriebssystemen vorgestellt, welche einen Systementwurf ohne Torque Limiter ermöglichen. Anhand eines Modells für das Hochauftriessystem wurden Signalmuster identifiziert, die eine Merkmalsextraktion ermöglichen und somit einen Fehlerzustand eindeutig anzeigen. Die Merkmalsextraktion der signalbasierten Fehlerdiagnose basiert dabei auf einem Vergleich der aktuellen Zustände mit gespeicherten fehlerfreien Parameterwerten. Im Gegensatz dazu vergleichen die modellgestützten Diagnoseverfahren die aktuellen Zustände mit solchen Zuständen, die von einem Beobachter abgeschätzt werden, um den Klemmfall zu detektieren.

Der vorliegende Artikel stellt den Entwurf des Regelungskonzeptes eines Antriebssystems für ein einzelnes Landeklappensegment auf Basis elektrischer Stellglieder vor. Dazu wurden auf Basis nichtlinearer Simulationsmodelle der verschiedenen Komponenten des Antriebssystems unterschiedliche Regelungs- und Antriebskonzepte des Systems untersucht und ein Konzept entwickelt, das die Positionssignale der elektrischen Motore zur Rückführung und Synchronisation der Antriebsstationen verwendet. Im Rahmen der Untersuchungen ist ein Prüfstand errichtet worden, der die geometrischen und strukturellen Verhältnisse des Antriebssystems einer AIRBUS A320–Außenklappe repräsentiert. Die Ergebnisse der Prüfstandversuche zeigen, dass solche Systemkonzepte zur Funktions– und Leistungssteigerung neuer Hochauftriebssysteme realisierbar sind.