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This thesis deals with the flow field at a two-dimensional SERN-Nozzle. Main focus lies on the flow around the nozzle flap and the occurring separation of the boundary-layer of the outer flow. The objective is to get a better understanding of the interacting flow fields and to improve the nozzle performance by an optimized flap geometry. In particular this means a higher axial thrust coefficient and a smaller rotation of the thrust vector in the transonic range. To analyse the flow field two-dimensional numerical calculations and wind tunnel experiments in the hypersonic wind tunnel facility H2K of the DLR in Cologne are utilized. The location of the boundary-layer separation is measured depending on different Reynolds numbers and different nozzle pressure ratios, and a criterion to predict the separation location depending on the static pressure is derived. Further on, the influence of the Reynolds number on a three-dimensional corner flow upstream of the flap is shown. Different nozzle configurations are tested and the results are applied to the flap of the hypersonic configuration ELAC of the collaborative research center 253. Numerical simulations confirm the obtained improvements concerning the axial thrust coefficient and the rotating thrust vector in the Mach number range between Ma = 1.23 and Ma = 7. Further studies deal with the changes of the flow field when the nozzle flow is heated to temperatures up to 1000 K. Focal point is the influence of temperature effects such as the change of viscosity or the change of the ratio of specific heats. With increasing temperature (and constant nozzle pressure ratio) the position of the nozzle shocks vary and the nozzle plume widens. Further on, the static pressure at the expansion ramp is increased. This pressure increase exceeds the pressure increase expected by the decreasing ratio of specific heats, and thus the axial thrust coefficient is increased, too. Key words: hypersonic, SERN-nozzle, ELAC, nozzle flap, temperature effects

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.

Der Übergang von einem zentral angetriebenen Hochauftriebssystem mit durchgängiger Wellentransmission zu einem System mit paarweise unabhängig voneinander, stufenlos positionierbaren Klappensegmenten ist maßgeblich durch eine höhere Funktionsflexibilität des Klappensystems, eine weichere Funktionsdegradation nach Fehlern sowie eine vereinfachte Integration des Wellenstranges in die Flugzeugstruktur motiviert. Aufbauend auf vorangegangenen Arbeiten zu grundlegenden regelungstechnischen Untersuchungen für den Betrieb eines derartigen Systems werden die in MATLAB/SIMULINK/STATEFLOW entwickelten Regelungsstrategien zur Positionierung, verschiedene An-/ Abfahrsequenzen, automatische Systemtests sowie Überwachungs- und Rekonfigurationskonzepte vorgestellt. Zur Ermittlung der Strukturlasten und -dynamik sowie der Antriebsmomente wird eine mechanische Modellierung der Führungskinematik und des Landeklappensegmentes auf Basis der Mehrkörper-Methode in MSC/ ADAMS erstellt und angewendet. Über eine Kopplung beider Simulationsumgebungen in einer Cosimulation ist es als Ergebnis möglich, das vollständige Klappensystem mit allen seinen Eigenschaften zu simulieren und virtuelle Systemtests mit Fehlerinduzierung vorzunehmen. Die Resultate dieser Untersuchung werden hier vorgestellt.

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.

Die Entwicklung von Landeklappenführungsmechanismen ist bis auf den heutigen Tag weitgehend von einer heuristischen Vorgehensweise sowie dem großen Erfahrungshorizont der Entwicklungsingenieure geprägt. Aktuelle Bestrebungen in der Forschung zielen auf eine effiziente Nutzung von rechnergestützten Ressourcen und Methoden. Im Rahmen des vorliegenden Artikels wird der Entwicklungsstand dieser Forschungsaktivitäten hinsichtlich einer Methodik zur Unterstützung und Beschleunigung des Entwurfsprozesses aufgezeigt. Dazu gehören eine effiziente Beschreibung und kinematische sowie kinetostatische Berechnung zunächst ebener Mechanismen, welche die Eingangsdaten für eine anschließende Bewertung bereitstellen. Auf dieser Grundlage wird ein technisch orientierter Qualitätswert für das jeweils untersuchte Getriebe mit verschiedenen Funktionalen bezüglich der aerodynamischen Leistungsfähigkeit, dem zu installierenden Gewicht und der notwendigen Leistung des Systems sowie der ausreichenden kinematischen Definition gewonnen. Anhand dieser Bewertung optimiert ein übergeordneter Genetischer Algorithmus die geometrischen Parameter und damit die Qualität des vorgegebenen Mechanismustyps.

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.

Die zentralen hydromechanischen Antriebseinheiten von Landeklappensystemen heutiger Großraumflugzeuge werden üblicherweise über hydraulische Widerstände gesteuert. Ein großes Potential zur Leistungseinsparung birgt die Einführung von verstellbaren Hydraulikmotoren. Jedoch stellt insbesondere der Einsatz in Flugzeugsystemen hohe Anforderungen an die Zuverlässigkeit, Verfügbarkeit und Überwachbarkeit bei möglichst geringem Aufwand und Kosten. Deshalb eröffnet die Kombination von verstellbarem Hydraulikmotor mit turbulenter Blende vorteilhafte Eigenschaften wie systemimmanten, passiven Schutz gegen Überdrehzahlen und Simplifizierung der erforderlichen Überwachung bei äquivalenter Verfügbarkeit und Funktionalität.