Flugmechanik, -regelung und Aeroelastizität

Ausgeschriebene Arbeiten

Erstellung von Algorithmen zur Trajektorienoptimierung für die Reduzierung des Energieverbrauches (Masterarbeit)

Basierend auf einem gegebenen kinematischen Modell der Flugzeugbewegung und einem vereinfachten Verbrauchsmodell sollen Ansätze zur Trajektorienplanung und –optimierung betrachtet werden. Diese können umfassen:

  • Kollokations-Methoden: Beispiel „An Introduction to Trajectory Optimization: How to Do Your Own Direct Collocation“ (Matthew Kelly)
  • Modellprädiktive Ansätze (MPC)
  • Feldbasierte Methoden
  • Graphenbasierte Methoden: RRT

Die Arbeit umfasst einen Literaturüberblick und die Auswahl eines Ansatzes. Eine Demonstration der Umsetzbarkeit (Matlab/Simulink/C) wäre wünschenswert.

Bei Interesse bitte an Henrik Spark wenden. 

 

Entwicklung einer Methode zur Ermittlung der maximalen Beschleunigungen eines UAVs in Abhängigkeit des Flugzustands (Bachelor- oder Masterarbeit, Flugmechanik 2 erforderlich)
Basierend auf den Bewegungsgleichungen eines Multicopters sollen die maximalen Beschleunigungen (theoretisch) in Abhängigkeit der Fluggeschwindigkeit ermittelt werden. Die ermittelten Beschleunigungen sollen im Anschluss mit Hilfe einer geeigneten Methode verifiziert werden.

Die Schritte umfassen:

  • Recherche zur Modellierung und zur Erprobung von Multicoptern
  • Theoretische Analyse der maximalen Beschleunigungen anhand der Bewegungsgleichungen (vereinfacht) eines Multicopters
  • Entwicklung einer Methode zur experimentellen Ermittlung der maximalen Beschleunigungen
  • Erprobung der Methode in einer nichtlinearen Simulation (und im Flugversuch)

Bei Interesse bitte an Christopher Ruwisch wenden.

 

Entwicklung und Bewertung eines neuen, verteilten Lastminderungssystems auf der Grundlage einer integrierten Last- und Aktuatorregelung. (Masterarbeit)

Der Umfang der Arbeit umfasst die Entwicklung und Implementierung einer dezentralen Lastregelung für die inneren und äußeren Querruder, die auf dem neuen Regelungskonzept basiert. Der Regler soll validiert und mit einem klassischen Regelungsansatz verglichen werden, wobei eine geschlossene Simulationsumgebung verwendet wird, die ein aeroservoelastisches Modell eines generischen Langstreckenflugzeugs, Flugsteuerungssysteme und Aktuatorikmodelle umfasst.

Die Schritte umfassen:

  • Definition einer auf dem neuen Ansatz basierenden Regelungsstruktur, die geeignet ist, die Roll- und Sturzdynamik sowie ausgewählte aeroelastische Modi zu kontrollieren.
  • Implementation der Regelungsstruktur in MATLAB/SIMULINK
  • Ableiten von linearen Modelle von nicht lineare Simulationen für Referenzflugzustände
  • Linearer Entwurf der Steuerungsparameter für die ausgewählten Flugzustände unter Verwendung strukturierter Zustandsrückführung und modaler Regelungsverfahren
  • Bewertung des Regelverhaltens in der nichtlinearen Simulation für die gewählten Referenzflugzustände
  • Analyse des Regelungsaufwands und der Sensitivität der Stabilität und der Regelungsqualität in Bezug auf die Leistungsbeschränkungen der Aktoren.
  • Vergleich des entwickelten Reglers mit einem zentralen Lastminderungsansatz auf der Grundlage geeigneter Benchmark-Kriterien.

Bei Interesse bitte an Dr.-Ing. Wolfram Meyer-Brügel wenden.

Entwicklung eines Steuergesetzes zur Verbesserung der Rolldynamik eines flexiblen Verkehrsflugzeugs durch Einbindung von sekundären Steuerflachen

Die Rollsteuerung moderner, flexiblerer Verkehrsflugzeuge wird durch den sogenannten Wash-Out-Effekt beeinflusst. Dabei tordiert der Flügel infolge der veränderten Druckverteilung, wodurch der beabsichtigte Effekt des Ruderausschlags vermindert wird. Die Verwendung von sekundären Steuerflächen (Stör- und Landeklappen) für die Erzeugung des Rollmoments ist eine Möglichkeit, um die Einflüsse dieses Effekts zu verringern. Im Rahmen dieser Arbeit soll ein Steuergesetz entwickelt werden, das die Landeklappen eines modernen Verkehrsflugzeugs in die Rollsteuerung einbindet. Dies geschieht anhand von Erkenntnissen über die Roll-Wirksamkeit der unterschiedlichen Steuerflächen, die im Rahmen der Arbeit für mehrere Flugzustände ermittelt werden sollen. Das zu entwerfende Steuerkonzept soll anhand von Simulationsstudien mit der konventionellen Querruder-Rollsteuerung bei unterschiedlichen Flugzuständen verglichen werden. 

  • Recherche zu den Themen Ruderwirksamkeit und Rollsteuerung von Verkehrsflugzeugen
  • Untersuchung der Rollwirksamkeit verschiedener Steuerflächen eines gegebenen Referenzflugzeugs
  • Entwicklung und Einbindung eines Steuergesetzes zur optimierten Rollsteuerung des Referenzflugzeugs
  • Evaluation des Steuergesetzes anhand von Simulationsrechnungen

Für die Bearbeitung der Bachelorarbeit sind Vorkenntnisse in FM1 und FM2 wünschenswert.

Bei Interesse bitte an Hannes Wilke wenden.

Aeroelastische Untersuchung eines Flügels aus Verbundwerkstoff mit intelligenten Platten (Masterarbeit)

Bei der Entwicklung neuartiger Flugzeugstrukturen - wie z.B. Tragflächen von Flugzeugen oder Flügeln von Windkraftanlagen - werden häufig leichte Hochleistungs-Verbundwerkstoffe mit der Verwendung moderner Materialien mit intelligenten Eigenschaften kombiniert, wie z.B. piezoelektrische Materialien. Der wesentliche Punkt bei diesen Materialien liegt in der gegenseitigen Abhängigkeit zwischen ihren mechanischen und elektrischen Reaktionen. Diese Eigenschaft erlaubt in vielen Fällen, wie z. B. bei aeroelastischen Anwendungen, die Verwendung von Piezo-Patches zur lokalen Betätigung/Sensorik auf der Grundstruktur.

In dieser Arbeit sollen daher die aeroelastischen Eigenschaften flexibler, dünner, plattenförmiger Flügel aus Verbundwerkstoffen unter Berücksichtigung lokaler piezo-induzierter Effekte näher untersucht werden. Als Punkt-für-Punkt weitere detaillierte Beschreibung, kann diese Studie umfassen:

  • Die Entwicklung eines Finite-Elemente-Trägermodells in Matlab;
  • Die Untersuchung und Modellierung von piezoelektrischen und Verbundwerkstoffen;
  • Die Implementierung einer aerodynamischen Methode für potentielle Strömungen, wie z.B. die Vortex-Gitter-Methode, in Matlab oder C++;
  • Untersuchung der aeroelastischen Eigenschaften von intelligenten Verbundwerkstoff-Flügeln unter verschiedenen strukturellen und piezoelektrischen Bedingungen.

Vorkenntnisse der grundlegenden Konzepte der Aeroelastizität und der Verbundwerkstoffe sind wünschenswert, aber nicht zwingend erforderlich.

Bei Interesse und für weitere Informationen oder Fragen wenden Sie sich bitte an Gefferson Silva.

Kalibrierung von Dehnungsmessstreifen für die Regelung in flexiblen Flugzeugen (Bachelorarbeit)

Der Lehrstuhl für Flugmechanik, Flugregelung und Aeroelastik (FMRA) der TU Berlin entwickelt derzeit einen Prüfstand namens TU-Flex, der speziell für die Untersuchung und Analyse der Flügelflexibilität in Flugzeugen der neuen Generation entwickelt wurde. TU-Flex integriert Dehnungsmessstreifen-Messverfahren mit Datenerfassungs- und -verarbeitungssystemen, um eine Echtzeitüberwachung und -steuerung der Flügelverformung zu ermöglichen. Durch die Kalibrierung von Dehnungsmessstreifenmessungen wird TU-Flex den Weg für eine zuverlässige und genaue Bewertung und Regelung der Flügelflexibilität ebnen, was zu einem sichereren und effizienteren Flugbetrieb führt. Das Ziel dieser vorgeschlagenen Bachelorarbeit ist die Kalibrierung einer vollständigen Dehnungsmessstreifen-Brücke, die durch Experimente an einem Modell eines flexiblen Flügels, der durch eine flache Platte dargestellt wird, erprobt wurde.

Dieser Arbeit umfasst die folgenden Ziele:

  • Modellierung der flachen Platte als Balken mit finiten Elementen.
  • Entwurf des Versuchsablaufs und aller für diese Versuchskampagne benötigten Geräte.
  • Sammeln der Ergebnisse und Vergleich mit den erwarteten Ergebnissen.
  • Durchführung von Experimenten zur Bewertung der Auswirkungen von Temperaturschwankungen auf die Messungen.
  • Durchführung eines Windkanaltests zur Überprüfung des dynamischen Verhaltens des Systems.
  • Vorschlag für ein schrittweises Kalibrierungsverfahren für den TU Flex-Flügel.

Vorkenntnisse der grundlegenden Konzepte der Strukturanalyse, Aeroelastizität und Elektrotechnik sind wünschenswert.

Bei Interesse und für weitere Informationen oder Fragen wenden Sie sich bitte an Guilherme Barbosa.

Development and validation of a flight dynamic model for an unmanned, remotely piloted aircraft (Master Thesis)

Der ZOHD Talon Nano Evo ist ein Modell-UAV, mit dem am Fachgebiet Flugmechanik, Flugregelung und Aeroelastik verschiedene Testmanöver geflogen werden, um verschiedene Regelgesetze zu modellieren und zu testen. Ziel dieser Masterarbeit ist es, ein Flugdynamikmodell für den Talon Nano Evo zu erstellen und dieses anhand von Flugtestdaten zu validieren. Das Flugdynamikmodell soll dann so angepasst werden, dass es den Flugtestdaten entspricht.

Dieser Arbeit umfasst die folgenden Ziele:

  • Erstellung einer Ausgangsgeometrie des Flugzeugs und Berechnung der aerodynamischen und Stabilitätsderivate.
  • Erstellung eines flugdynamischen Modells.
  • Bewertung der flugdynamischen Eigenschaften des Talon Nano Evo.
  • Durchführung von Flugtests, um Daten für die Validierung des Flugdynamikmodells zu sammeln.
  • Aktualisierung des Flugdynamikmodells auf der Grundlage von Flugtestdaten.
  • Erstellung eines X-Plane-Modells für das Talon Nano Evo.

Vorkenntnisse über grundlegende Konzepte der Flugmechanik sind wünschenswert.

Bei Interesse und für weitere Informationen oder Fragen wenden Sie sich bitte an Sutej Singh.

Entwicklung und Implementierung einer Simulationsumgebung für eine Morphing Wing Konfiguration (Masterarbeit)

Im Rahmen des interdisziplinären Forschungsprojekts „Morphing Technologies & Artificial Intelligence Research Group“ (morphAIR) am DLR in Braunschweig soll eine Simulationsumgebung für ein Flugzeug mit morphenden Elementen aufgebaut und mittels Flugversuchsdaten validiert werden. Diese soll für das Training eines auf Reinforcement Learning basierenden Reglers verwendet werden.

Die Schritte umfassen:

  • Literaturrecherche zu
    • Simulationsumgebungen und flugmechanischen Simulationen
    • Möglichkeiten aerodynamischer Modellierung morphender Elemente
  • Entwicklung eines flugmechanischen Ersatzmodells in Matlab/Simulink
  • Modellierung der Aerodynamik
  • Analyse und Validierung des Modells

Es handelt sich um eine externe Arbeit vom DLR in Brauschweig, die TU seitig vom FMRA betreut wird. Die Aufgabenstellung eignet sich gut für eine ortsferne Bearbeitung.

Bei Interesse bitte an Lina Dehmlow wenden.

Validierung der unabhängigen Monitore für Flugregelungsfunktionen mit Hilfe der „Counter Optimization“ Methode (Masterarbeit)

Im Rahmen des Projektes EASA-Monitor werden am Fachgebiet Flugmechanik, Flugregelung und Aeroelastizität verschiedene Varianten von unabhängigen Monitoren entwickelt. Die Monitore werden mit Hilfe der vorhandenen Simulationsumgebung des VFW614 -ATD Flugzeuges und seiner Flugregelungsgesetzen in Bezug auf Zuverlässigkeit und Robustheit validiert. Das Ziel der Arbeit ist mit Hilfe der „Counter Optimization“ Methode die Robustheit der unabhängigen Monitore zu untersuchen. Basierend auf einem gegebenen Modell eines VFW614-ATD Fly-by-Wire Flugzeuges, verschiedener Monitorfunktionen für die Flugsteuergesetze (FCL) und der Counter Optimization LIBraRY – COLIBRY sollen Piloteneingaben/Flugmanöver und Windbedingungen ermittelt werden, die zum falschen Anschlagen der Monitorfunktionen führen.

Im Einzelnen sind folgende Punkte zu bearbeiten:

  1. Einarbeitung in folgende Themen der Optimierungsverfahren anhand von Literatur:
    • Global Optimization Algorithms, Optimal Control Theory, Reinforcement Learning
    • Dokumentation der Flugsimulationsumgebung
  2. Integration des COLIBRY in die Flugsimulationsumgebung
  3. Durchführung und Auswertung einer Validierungskampagne mit verschiedenen Optimierungsverfahren um Robustheit der unabhängigen Monitore zu bewerten.
  4. Dokumentation aller Arbeitsschritte

Bei Interesse und für weitere Informationen oder Fragen wenden Sie sich bitte an Dmitry Chernetsov oder Dominik Hübener.

Effects of Actuator Saturation on Active Flutter Suppression Performance for a Typical Aeroelastic Section (Master Thesis)

Die Wechselwirkung zwischen Struktur, Dynamik, Strukturdynamik und instationärer Aerodynamik des verformbaren, sich bewegenden Flugzeugs kann zu selbsterregten aeroelastischen Instabilitäten wie Flattern (eine oszillierende Bewegung/Deformation mit konstanter Amplitude oder divergierend) führen. Dieses Phänomen hat zerstörerisches Potenzial und ist eine Funktion des dynamischen Drucks sowie (in einigen Fällen) des Lastfaktors und anderer Manöverparameter.

Die Möglichkeit der Unterdrückung von Flatterinstabilitäten in Flugzeugen durch aktiv gesteuerte geschlossene Regelkreise von Steuerflächen und anderen Steuereffekten ist seit Jahren bekannt und wurde mit dem Aufkommen von Aktuatoren mit hoher Bandbreite und Entwicklungen in der Theorie und Hardware von Steuersystemen realisierbar. Die Stabilisierungsfähigkeit von Technologien zur aktiven Flatterunterdrückung (AFS) wird stark von den Eigenschaften der Aktuatoren und den Verzögerungen im geschlossenen Regelkreis beeinflusst. Verkehrsflugzeuge sind in der Regel mit elektrohydraulischen Aktuatoren ausgestattet, die eine begrenzte Bandbreite aufweisen und verschiedene interne Nichtlinearitäten wie Spiel oder Ratenbegrenzungen enthalten, die die Stabilisierungswirkung des AFS-Reglers einschränken. Das Ziel dieser Masterarbeit ist es, typische elektrohydraulische Aktuatorleistungen in Form von Amplituden- und Ratenbegrenzungen künstlich zu erzwingen und den Leistungsverlust des geschlossenen Regelkreises mit Hilfe von Leistungsmaßen zu bewerten.

Die Forschungsaufgabe umfasst:

  1. Erstellung eines numerischen Modells, das die Amplituden- und Raten-Sättigung der künstlichen Aktoren implementiert
  2. Quantifizierung der Verschlechterung des geregelten Systems mit LPV/LFR-Zustandsrückführung unter Verwendung von Leistungsmaßen
  3. Überprüfung, ob die experimentelle Reaktion des TS im geschlossenen Regelkreis mit den durch die künstliche Sättigung auferlegten theoretischen Grenzen übereinstimmt.
  4. Dokumentation aller Arbeitsschritte.

Bei Interesse wenden Sie sich bitte an Dr. Pedro Jose Gonzalez Ramirez.

Design and construction of a Flexible Folding Wing-Tip Wing for Wind Tunnel Testing (Master Thesis)

Die nächste Generation von Flugzeugen wird die aerodynamische Effizienz durch Verringerung des induzierten Luftwiderstands erhöhen, was den Treibstoffverbrauch und die Kohlenstoffemissionen senken wird. Dies könnte durch eine größere Streckung der Tragflächen und die Verwendung leichterer Materialien erreicht werden, was zu einer insgesamt flexibleren Struktur führt. Um den Anforderungen der Flughäfen gerecht zu werden und die aerodynamischen Belastungen zu verringern, werden bei neueren Flugzeugkonfigurationen klappbare Flügelspitzen mit semiaeroelastischen Scharnieren verwendet. Vorläufige Studien haben gezeigt, dass diese Vorrichtungen die Auswirkungen von Turbulenzen erheblich reduzieren, die Rollrate
im Vergleich zu festen Flügelspitzen erhöhen, den Strömungsabriss bei der Landung verringern oder vermeiden und zur allgemeinen Verringerung des Luftwiderstands beitragen.

Das Ziel dieser Masterarbeit ist es, einen flexiblen Klappflügel für Windkanaltests zu entwerfen und zu bauen. Der innere Teil des Flügels muss in der Lage sein, das gleiche Maß an Flexibilität zu bieten, das in einer zukünftigen Transportflugzeugkonfiguration erwartet wird. Ein zweiter, steiferer Innenflügel soll ebenfalls entworfen und gebaut werden, um als Referenzflügel zu dienen. Diese Modelle sollten eine mit einem regulären Transportflugzeug vergleichbare Pfeilung aufweisen und Steuerflächen im inneren und äußeren Abschnitt des Flügels tragen. Der Flügel wird mit der Nonlinear Aeroelastic Simulation Toolbox (UM/NAST) der University of Michigan modelliert. Das Experiment wird in einem Windkanal mit geringer Unterschallgeschwindigkeit durchgeführt, und das Gelenk des Klappflügels muss seine Torsionssteifigkeit leicht ändern können.

Die Forschungsaufgabe umfasst:

  1. Literaturrecherche über aeroelastische Modellierung, Faltflügelspitzen und Windkanaltests
  2. Einarbeitung in die Simulation des flexiblen Flügels in UM/NAST.  
  3. Entwurf von flexiblen und starren Flügeln mit einer Faltflügelspitze.
  4. Modellierung des sehr flexiblen Flügels mit Faltflügelspitze.
  5. Überwachung der Konstruktion der Tragflächen und der Scharniervorrichtung.  
  6. Durchführung einer ersten Reihe von Windkanaltests, um das ordnungsgemäße Funktionieren des Konzepts zu überprüfen.  
  7. Diskussion und kritische Bewertung der Ergebnisse.  
  8. Dokumentation aller Arbeitsschritte.

Bei Interesse wenden Sie sich bitte an Dr. Pedro Jose Gonzalez Ramirez.