Contributions to flight mechanical modelling in time variant, spatial wind fields for real-time flight simulation

In der vorliegenden Arbeit wird ein Verfahren entwickelt, mit dem die aerodynamischen Lastverteilungen an einem Flugzeug in der Echtzeitsimulation berechnet werden können. Im Unterschied zu bisherigen Lösungsansätzen erfolgt die Berücksichtigung der flugmechanischen Freiheitsgrade vollständig nichtlinear, so dass die Anwendung nicht auf kleine Abweichungen von einem Arbeitspunkt beschränkt ist sondern die gesamte Flugenveloppe umfassen kann. Das vorgestellte Verfahren basiert auf der Tragflächentheorie von TRUCKENBRODT. Vom zu simulierenden Flugzeug müssen lediglich der Grundriss des Tragflügels sowie seine Verwindung und die Profilskelettlinien bekannt sein. Als Ergebnis erhält man ein Gleichungssystem, das die Verteilungen der aerodynamischen Beiwerte für Auftrieb und Nickmoment eines Tragflügels als Funktionen der als bekannt vorausgesetzten Anstellwinkelverteilung liefert. Die Lösung erfolgt durch eine einfache Matrizenoperation, so dass der benötigte Rechenzeitbedarf relativ gering ist. Da in der Anstellwinkelverteilung sowohl elastische Verformungen als auch räumliche Windfelder berücksichtigt werden können, ist das Verfahren vielfältig einsetzbar. Das Gleichungssystem wird für Tragflügel entwickelt, gilt aber in entsprechender Weise auch für Höhenleitwerke. Die Genauigkeit des Tragflächenverfahrens kann verbessert werden, wenn weitere, höherwertige aerodynamische Daten zur Verfügung stehen. Die Korrekturmaßnahmen erfolgen in mehreren Schritten und beinhalten die Berücksichtigung von Profilkenngrößen wie Nullanstellwinkel, Nullmoment und Auftriebsanstieg, die Korrektur der Auftriebs- und Nickmomentenverteilungen aus bekannten Referenzzuständen sowie eine Kalibration der Gesamtbeiwerte für bestimmte Flugzustände. Durch weitere Erweiterungen können die Ausschläge von Steuerflächen berücksichtigt, beliebige Verteilungen des Geschwindigkeitsbetrages erfasst und instationäre Effekte einbezogen werden. Durch die verschiedenen Ergänzungen werden bei der Bestimmung der Lastverteilungen auch nichtlineare Effekte weitgehend berücksichtigt. Das als Lifting Surface Method LSM bezeichnete Verfahren wurde auf dem Airbus A330/A340 Trainingssimulator des Zentrums für Flugsimulation Berlin ZFB implementiert. Die Qualität des Verfahrens wird durch Vergleich mit Flugversuchsergebnissen eines modernen Verkehrsflugzeuges demonstriert. Die durch das vorgestellte aerodynamische Modell bedingten zusätzlichen Einsatzmöglichkeiten des Simulators werden durch beispielhafte Ergebnisse aus Pilotenversuchen mit einem elastischen Flugzeug sowie beim Einflug in eine Wirbelschleppe unter Beweis gestellt. Durch das Tragflächenverfahren wird das Einsatzspektrum von Flugsimulatoren sowohl für Forschungs- als auch für Trainingsanwendungen entscheidend erweitert, da insbesondere das Flugzeugverhalten in komplexen, dynamischen Windszenarien (Wirbelschleppen, Gewitter, Scherwinde) mit hoher Güte simuliert werden kann als auch Flugeigenschaftsuntersuchungen flexibler Flugzeuge mit Piloten ermöglicht werden. Die mögliche Reduzierung auf die Betrachtung einer „Delta-Aerodynamik“ ermöglicht eine einfache Implementierung in nahezu alle vorhandenen Flugsimulatoren. Dieses Vorgehen wurde bereits im Rahmen von Forschungsprojekten mehrfach erfolgreich angewendet. Da beim Tragflächenverfahren der numerische Aufwand durch die Anzahl der berücksichtigten Stützstellen und durch die unterschiedlichen, wählbaren Stufen zur Genauigkeitssteigerung bestimmt wird, ist eine einfache Anpassung an unterschiedliche Aufgabenstellungen möglich.The thesis presents a method for calculating the aerodynamic load distribution of a wing under real-time conditions. In contrary to previous solutions the method considers the flight mechanical degrees of freedom completely nonlinearly so that the application isn't restricted to small deviations from an operating point but can be used in the complete flight envelope. The introduced method is based on the wing theory of TRUCKENBRODT. Of the airplane to be simulated merely the ground plan of the airfoil as well as its twist and the profile skeleton line must be known. The result is a system of equations which delivers the distributions of the aerodynamic coefficients for lift and pitching moment of the wing as a function of the angle of attack distribution, which is to be assumed as known. The calculation is performed by a simple matrix operation so that the required calculation time is relatively low. Since both flexible deformations and spatial wind distributions can be taken into account in the angle of attack distribution, the method is variously usable. The system of equations is developed for a wing, however, also applies to horizontal tails in a corresponding way. The accuracy of the lifting surface method can be improved, if additional aerodynamic data of higher accuracy are available. The corrections can be done in several steps and consider airfoil data, lift and pitching moment distributions of the wing and total aerodynamic coefficients for certain flight conditions. By further expansions the deflections of control surfaces can be taken into account, arbitrary distributions of the airspeed amount can be considered and unstationary effects can be included. By the different additions also nonlinear effects are taken into account for the calculation of the load distributions. The method named as Lifting Surface Method LSM was implemented on the Airbus A330/A340 full flight simulator of Zentrum für Flugsimulation Berlin ZFB. The quality of the method is demonstrated by comparison with flight test results of a modern transport aircraft. The additional capabilities of the simulator resulting from the presented aerodynamic model are shown by exemplary results from pilot tests with a flexible airplane as well as for wake vortex encounter. Due to the presented method the capabilities of flight simulators can be extended, both for research and training, especially as the influence of complex, dynamic wind scenarios (wake vortex, thunderstorms, wind shear) can be simulated with high quality under real-time conditions. The possible reduction to the analysis of a "delta aerodynamics" makes a simple implementation possible into almost all available flight simulators. This procedure was already successfully used in an EU research project for different simulators for research, development and training. Since the numeric effort is based on the number of reference points and the grade of correction steps, the model can be adapted to different tasks