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TU Berlin

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Entwicklung einer RMP-Konfiguration

Im Rahmen des Forschungsprojekts wurde ebenfalls eine lärmarme Flugzeugkonfiguration entwickelt. Als vielversprechend wurde eine Konfiguration mit einer vollständig im Rumpfheck integrierten Antriebseinheit angesehen. Eine detaillierte Beschreibung dieser Konfiguration ist im Rahmen einer Dissertation von Marco Weiss [11] veröffentlicht worden. Die wesentlichen Ergebnisse sind nachfolgend zusammengefasst.

Analyse zur Integrationskompatibilität

Zur Eingrenzung des Entwurfsraumes und zur Identifizierung der maßgeblichen Parameter wurde eine Studie zur Integrationskompatibilität durchgeführt. Das Fundament der Analyse bildete der Nutzlastfaktor, mit dem die zu erwartende Abflugmasse unter vorgegebener Auslegungsreichweite und -nutzlast abgeschätzt werden kann. Die Abflugmasse ist wiederum in Verbindung mit der geforderten Startstreckenlänge dimensionierend für den Antrieb. Der Querschnitt des Antriebs wird bei einer vollständigen Integration in den Rumpf durch dessen Durchmesser limitiert. Diese Limitation erfordert bei gegebener Auslegungsreichweite eine Adaption des Abfluggewichts bzw. der Nutzlastkapazität oder gegebenenfalls die Aufweichung der Startstreckenrestriktion. Diese Analyse wurde ausführlich in [11] erläutert. In Abbildung 29 (links) sind noch einmal die möglichen Antriebskonfigurationen sowie in Abbildung 29 (rechts) die Nutzlastkurve über die Reichweite am Beispiel eines 8-Abreast Rumpfes mit einer Startstrecke von 2200m und einem Bypassverhältnis von 8 dargestellt.

Bei dieser Untersuchung stellte sich heraus, dass Flugzeuge des Kurz- und Mittelstreckensegments besser für eine Heckintegration des Antriebs geeignet sind. Langstreckenflugzeuge weisen eine zum Abfluggewicht verhältnismäßig niedrige Nutzlast auf, da ein einsprechendes Kraftstoffkontingent vorzuhalten ist. Im Gegensatz dazu begünstig das höhere Nutzlast- Abflugmassen-Verhältnis Kurzstreckenflugzeuge für eine rumpfintegrierte Antriebseinheit. Geometrisch sind Flugzeuge mit kleinem Rumpfschlankheitsgrad als günstig einzustufen, da ihre Nutzlastunterbringung mehr über die Rumpfbreite erfolgt, was zugleich einer einfacheren Triebwerksintegration dient. Die geometrische Analyse der symmetrisch ausgelegten Antriebskonfigurationen hat ergeben, dass sich ein mit 2 Triebwerken konzipierter Antrieb für eine vollständige Rumpfintegration als weniger geeignet erweist. Hinzu kommt, dass das Potential eines Kurz- bzw. Mittelstreckenflugzeuges hinsichtlich Lärmminderungsmaßnahmen besonders zum Tragen kommen, da diese wesentlich mehr Starts und Landungen durchführen als Langstreckenflugzeuge. Als Referenz wurde daher eine konventionelle Konfiguration in Anlehnung an einen Airbus A320 gewählt.

Konfigurationsbeschreibung

Die RMP-Konfiguration, dargestellt in Abbildung 8, zeichnet sich in erster Linie durch ihren zweistrahligen Antrieb aus, der aus ZTL-Triebwerken mit einem Nebenstromverhältnis von 5,4 aufgebaut ist. Dieser stellte sich für die Verwendung eines Ejektors am Rumpfheck, zur Strahllärmreduzierung, und zur konzeptionellen Gestaltung der Einläufe als besonders geeignet heraus. Das angesetzte Nebenstromverhältnis liegt im Mittelfeld der gegenwärtigen Triebwerkstechnologie. Der im hinteren Rumpfsegment beschränkte Integrationsraum gestattet nicht den Einsatz von Ultra-Hochbypass-Triebwerken. Der Rumpf wurde geringfügig auf 38,2 m verlängert (+1,1%) und im Heckbereich aufgeweitet, um, trotz der Triebwerkseinbettung mit der den Rumpfkörper verschneidenden Einlaufgeometrie, eine dem Referenzflugzeug entsprechende Kabine für 150 Passagiere zu realisieren. Das Betriebsleergewicht liegt mit 43,9 t um 3,8% über dem des Referenzflugzeugs. Mit 12,4% ist die Massenzunahme des Rumpfs bezüglich des Referenzentwurfs am höchsten. Sie ergibt sich neben der zusätzlichen Strukturmasse für die notwendige Rumpfverlängerung auch aus der Strukturverstärkung zur Antriebsaufnahme und der des Ejektors (ca. 4% des Rumpfgewichts). Der Anstieg des Flügelgewichts beträgt etwa 10,4%, was hauptsächlich aus der höheren Abflugmasse und aus der Antriebsverlagerung (höheres Biegemoment im Flügel) folgt. Mit der Erhöhung des maximalen Abfluggewichtes auf 76,2 t (+3,7% zum Referenzentwurf) wird die durch die Konfigurationsänderungen implizierte Verbrauchserhöhung und der daraus resultierenden Reichweitenreduktion entgegengewirkt. Für die verwendeten Liner wurde eine Gesamtmasse von 175 kg berechnet, was einem Anteil von 0,4% an der Betriebsleermasse entspricht.

Abbildung 30: Entwurf des zweistrahligen RMP-Konzeptes
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Abbildung 31: Seitenansicht mit geschlossenem Abgasejektor
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Eine Erhöhung der Triebwerksleistung erwies sich als erforderlich, um den durch das höhere Fluggewicht gesteigerten Schubbedarf zu generieren und die Schubreduktion durch die Druckverluste im Einlauf- und Düsenbereich auszugleichen. Die Triebwerke werden separat über jeweils einen S Duct mit Luft versorgt. Ihre Auslegung wurde vor dem Hintergrund eines möglichst niedrigen Einlaufdruckverlustes bei gleichzeitig geringen axialen Abmaßen realisiert. Der Versatz zwischen Triebwerklängsachse und vorderer Einlaufebene ist dabei durch die Integrationsbedingung festgelegt. Er beträgt unter Berücksichtigung des Grenzschichtabscheiders mit 0,3 m und der konstruktiven Einbettung der Triebwerke 2,0 m. Das Verhältnis zwischen Einlauflänge und –versatz sollte in einem Bereich zwischen 3 und 4 liegen, um einerseits die Ausprägung der Strömungsumlenkung, andererseits die Einlauflänge gering zu halten.

Abbildung 32: Links: Aufteilung der Betriebsleermasse (43,9 t) auf die Komponenten; Rechts: Abweichung der Massenanteile zum Referenzentwurf
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Ein Einlauf hat eine Länge von 6,2 m, was zu einem Länge-Versatz-Verhältnis von 3,1 führt. Die Fläche des engsten Querschnitts beträgt 1,53 m², um eine Eintrittsmachzahl von 0,7 im Reiseflug zu realisieren, die im anschließenden Diffusor bis zum Fan auf 0,5 reduziert wird. Der Öffnungswinkel des Diffusors beträgt weniger als 2,8°, wodurch die Gefahr einer geometrisch bedingten Strömungsablösung vermieden wird. Die von der Scheitelpunktlinie entlang der Einlauflippe umspannte Fläche ist auf 1,86 m² festgelegt worden, was zu einem Flächen-Kontraktionsverhältnis von 1,22 führt. Das anfänglich gerade Teilstück weist eine Länge von 0,62 m auf und entspricht damit 10% der Gesamtlänge. Die gasdynamische Leistungsrechnung hat einen Druckverlust von 2,7% ergeben, der im gesamten Flugbereich wenig variiert. Er ist knapp dreimal so hoch wie beim Pitoteinlauf (1,0%) des Referenzflugzeugs. Die Triebwerke sind in einem Winkel von 70° (-70°) bezüglich der Hochachse in der Querschnittsebene des Rumpfs eingebaut. Der Wellenabstand zwischen beiden Triebwerken beträgt 1,73 m. Bei einem maximalen Triebwerksdurchmesser von 1,61 m beträgt der geringste Abstand zwischen beiden Aggregaten 0,13 m, was der Ausgestaltung einer Trennwand Raum bietet, die bei einer partiellen Desintegration eines Triebwerks (v. a. der Turbinensektion) eine Sekundärschädigung des verbleibenden Triebwerks verhindern soll. Der gegenseitige Einflussbereich liegt bei 14%, gegenüber etwa 3% bei der Triebwerksanordnung am Flügel (Referenzflugzeug). Die Schubachse liegt 0,56 m oberhalb des Flugzeugschwerpunktes, wodurch die Schubkraft ein geringes kopflastiges Nickmoment erzeugt. Die Triebwerksverlagerung und die zusätzliche Massenverteilung durch die gekrümmten Einläufe haben deutliche Auswirkungen auf die Trägheitsmomente des Antriebs, insbesondere um die Längs- und Querachse des Flugzeugs. Das Trägheitsmoment nimmt beim betriebsleeren Flugzeug um die Längsachse um etwa 25% ab, steigt jedoch um die Hochachse um ca. 72% an und verdoppelt sich nahezu um die Querachse; in dieser Reihenfolge sind die Änderungen bei maximalem Abfluggewicht und voller Nutzlast-Zuladung -2%, +49% bzw. +65%. Vorrangig zur Reduktion des von den Triebwerken verursachten Strahllärms wurde ein Abgasejektor vorgesehen, der im hinteren Rumpfbereich integriert, axial um 3,3 m in Längsrichtung verfahren werden kann. Seine Verschiebung gibt in der vorliegenden Konfiguration eine Einlauffläche von maximal 3,9 m² frei, durch die ein zusätzlicher, vom Ejektor induzierter Massendurchsatz strömt. Bei einer summierten Düsenfläche (ZTL-Triebwerke) von etwa 3 m² ergibt sich somit ein Ejektor-Flächenverhältnis von 1,3, das bei ideal ausgestalteten und arbeitenden Ejektoren zu einem theoretischen Anstieg des Massendurchsatzes um 60% führen würde. Dies ermöglicht in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit eine Pegelreduktion zwischen 7 dB und 11 dB. In der ausgefahrenen Position dient er darüber hinaus als weitere, über die primären Abgaskanäle hinaus wirkende Barriere gegen den von den Triebwerken rückwärtig emittierten Schall (v. a. Fan-, Brennkammer-, Turbinenlärm). Es ist vorgesehen, seine Wände mit schallabsorbierenden Materialien auszukleiden, um eine weitere Schallpegelabminderung zu erreichen. Vollständig eingefahren, geht die Ejektoreinheit in die Rumpfkontur über, wodurch im Reiseflug keine potenziellen Widerstandsnachteile und Schubverluste erwartet werden. Die zur Aufnahme der Antriebseinheit erforderliche Anpassung der Rumpfgeometrie (Aufweitung und Verlängerung des Heckbereichs) hat einen mittleren Anstieg des Rumpfwiderstandes von 5,2% im Reiseflug zur Folge. Dabei wirken sich die am Heck ausgeblasenen Triebwerksstrahlen auf die Widerstandsbilanz des Rumpfs positiv aus. Als günstig ist auch zu bewerten, dass die umspülte Oberfläche der verkleideten Einläufe etwa 12% (20,4 m² pro Einlauf) bzw. unverkleidet 26% (17,3 m² pro Einlauf) niedriger ausfällt als bei am Flügel befestigten Triebwerksgondeln (23,3 m²). Nachteilig wirkt sich der Einsatz der Grenzschichtabscheider aus. Die Berechnung ihres Widerstandanteils ergab, dass sie mit etwa 11% in den Einlaufwiderstand eingehen. Die theoretische Betrachtung der aerodynamischen Interferenz zwischen dem Rumpf und dem Einlauf führt zu einem um 13% geringeren Widerstandsbeitrag, verglichen mit der Wechselwirkung zwischen Flügel und Triebwerksgondel bzw. Pylon beim Referenzflugzeug. Insgesamt liegt das durch die Triebwerksinstallation verursachte Widerstandsinkrement beim RMP-Entwurf um 27% niedriger.

Abbildung 33: Freischnitt der hinteren Rumpfsektion in der Ebene des 1. Verdichters (links) und Schwerpunktverlauf bei unterschiedlichen Beladungsvorgängen (rechts)
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Die heckseitige Antriebsintegration erfordert eine rückwärtige Verschiebung des Flügels samt Hauptfahrwerk, um der Stabilitätsforderung in sämtlichen Beladungszuständen zu genügen; die Tragfläche entspricht in ihrer Geometrie der des Referenzentwurfs. Der Neutralpunkt-Abstand zwischen Höhenleitwerk und Flügel nimmt bezüglich der Referenz um 4,5% ab. Die Modifikationen haben zur Folge, dass nicht nur der Schwerpunkt verlagert, sondern auch sein Bereich vergrößert wird. Bezogen auf das Flügel-Koordinaten-System verlagert sich der vorderste Schwerpunkt um 17% nach vorn, der hinterste um 4% zurück. Es ergeben sich Extremabstände zwischen Schwer- und Gesamtneutralpunkt von 37,5% MAC bei maximaler Nutzlast ohne Kraftstoffzuladung und bis 11,4% MAC bei maximaler Kraftstoffmasse ohne Nutzlast. Als Hauptursache für die ausgeprägte Schwerpunktwanderung ist zu identifizieren, dass der Schwerpunkt der variablen Masse, hier insbesondere der Nutzlast (17,1 m), deutlich vor dem Schwerpunkt des leeren Flugzeugs (21,1 m) liegt. Das mit den am Rumpfheck installierten Triebwerken verbundene Problem der schlechteren Massenverteilung wird dadurch erneut deutlich. Stabilitätskritisch am Boden ist die hintere Schwerpunktlage. Es wird die hintere Grenzlage (5,7 m) sowohl fürs Kippen als auch für die minimal zulässige Bugfahrwerkslast erreicht, wenn auch nicht überschritten. Als problematisch und limitierend erweisen sich vom Heck beginnende Beladungsprozeduren. In Abbildung 33 (rechts) sind die Beladungsvorgänge für die Reihenfolge Nutzlast – Kraftstoff bzw. Kraftstoff – Nutzlast (oberer Beladungsverlauf) dargestellt. Es wird deutlich, dass eine heckseitige Beladung in eine überkritische Rücklage des Schwerpunktes mündet, die ein Kippen um die Querachse der Maschine verursachen könnte. Es wird sich daher als notwendig erweisen, die Beladungsvorgänge betrieblich zu beschränken und die Beladung möglichst bugseitig zu beginnen. Auf weitere konzeptionelle Anpassungen, wie z. B. eine Heckstütze oder eine Fahrwerksintegration am Rumpf mit entsprechender Rückverlagerung, wurde verzichtet. In den Beladungsdiagrammen zeigt sich auch die kritische Schwerpunktlage des unbeladenen Flugzeugs. Wie bereits erwähnt, befindet sich diese an der hinteren Schwerpunktgrenze. Der Bezugspunkt ist das Flügel-Koordinatensystem (FKOS).

Abbildung 34: Kabinenlayout mit 2-Klassenbestuhlung (150 Passagiere: 12F / 138Y)
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Abbildung 35: Avatar-Perspektive vom Flugbegleitersitz in der „Dead-End-Zone“ (links) und aus der Hauptkabine in Richtung des hinteren Kabinenbereichs (rechts)
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Abbildung 36: Avatar in der rechten hinteren Toilette sitzend (links) und stehend (rechts)
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In Bezugnahme auf den Referenzentwurf wurde die Kabine in einer 2-Klassenbestuhlung für 150 Passagiere ausgelegt (Abbildung 34). Sie erfüllt die in der FAR 25.8 veröffentlichten Bauvorschriften. Die Anordnung der am Rumpf installierten Triebwerkseinläufe bedurfte eines frontseitigen Versatzes der hinteren Türen (Typ A), was zu einer „dead end zone“ führt. Zudem ist in diesem Abschnitt die Einbringung von Fenstern nur eingeschränkt möglich, wodurch es zu einem Komfortverlust kommt, der jedoch in der vorliegenden Konfiguration unumgänglich ist. Zur Sicherstellung zügiger Serviceprozesse ist die hintere Galley in den Bereich der hinteren Türen verlagert worden. Sie baut sich aus zwei Modulen mit jeweils 3 Full-Size-Trolleys (FST) auf. An ihren Seitenwänden sind die zur Beobachtung der Hauptkabine notwendigen (FAR 25.785), klappbaren Flugbegleitersitze installiert. Im Frontbereich ist eine mit 4 FST bestückte Galley vorgesehen, die aufgrund ihrer unmittelbaren Nähe zu den vorderen Türen schnell versorgt werden kann. In Abbildung 35 (links) ist die Perspektive des hintersten Flugbegleiters in Richtung dieses Kabinenbereichs visualisiert. Dabei sind die hintere Galley, die heckseitigen Ausgänge und die Positionen der für den Bereich der Hauptkabine verantwortlichen Flugbegleiter zu erkennen. In Abbildung 35 (rechts) ist der Blick aus der Hauptkabine in Richtung der heckseitigen Rumpfsektion dargestellt. Die Kabine zählt insgesamt 3 Toiletten, von denen eine vorn und zwei hinten, unmittelbar vor dem Druckschott platziert sind. Das Verschneidungsgebiet der Einläufe mit dem Rumpf erschwerte die Ausgestaltung des Druckschotts. Es sollte vermieden werden, dass die Einlaufwandungen integrale Bestandteile der Druckkabine sind. Vor diesem Hintergrund wurde der Auslauf des hinteren Kabinenbereichs derart konzipiert, dass die druckbeaufschlagte Schalung konisch zuläuft, ohne mit dem in den Rumpf eindringenden Einläufen zu interferieren. Diese Einschnürung hat Raumverluste zur Folge, weshalb die dort befindlichen Toiletten einer besonderen Konzeption bedurften. Eine human-kinematische Simulationsanalyse hat gezeigt, dass in den hinteren Toilettenräumen ausreichende Bewegungsfreiheit, wenn auch beengt, besteht. Die konzeptionelle Grundform des Flugzeugs verlangte eine vom Referenzentwurf abweichende Gestaltung des Leitwerks. Es wurde in T-Konfiguration ausgelegt, was aerodynamische Vorteile sowohl am Höhen- als auch Seitenleitwerk impliziert. Das Höhenleitwerk wird vom Einfluss des Flügelabwinds stärker entkoppelt, das Seitenleitwerk gewinnt durch den Endscheiben-Effekt an Effektivität. Nachteilig ist jedoch das höhere Strukturgewicht. Das Höhenleitwerk bedurfte einer leichten Vergrößerung, was die Folge des verkürzten Hebelarms und des höheren Stabilitätsmaßes ist. Seine Fläche (inklusive Steuerflächen) wurde mit Hilfe einer Spannweitenkorrektur, bei unveränderter Streckung von 4,5, um 3% erhöht. Für einen Landeanflug mit maximalem Landegewicht, maximaler Schwerpunktvorlage und vollständig ausgefahrenen Landeklappen besteht Momentengleichgewicht mit einem Einstellwinkel des Höhenleitwerks von -15,3° bei einem Ruderausschlag von -20°. Der Anstellwinkel des Höhenleitwerks beträgt dabei -9,8° (Auftriebsbeiwert des isolierten Höhenleitwerks -1,23), was dem Bereich einer Strömungsablösung sehr nahe kommt und insofern kritisch werden könnte. Die Anfluggeschwindigkeit beträgt 70 m/s, der vom Flügel generierte Auftrieb wurde mit 2,04 berechnet. Das Seitenleitwerk konnte dagegen verkleinert werden (Fläche -21%), da vor allem die Exzentrizität der Schubachsen zum Referenzentwurf deutlich geringer ausfällt.

Konzeptionelle Ausgestaltung des Heckbereichs

Dem Heckbereich kommt bei der RMP-Konfiguration eine hohe Bedeutung zu, da in ihm die Unterbringung der Antriebseinheit erfolgt. Insbesondere stehen die strukturelle Ausgestaltung der Triebwerksaufhängung, der Leitwerksintegration und des Verschnittgebiets zwischen Rumpf und Einläufen sowie ihre Implementierung im Vordergrund. Das Rumpfheck umfasst neben dem Antrieb auch die strukturelle Voraussetzung zur Aufnahme eines Ejektors. Zudem ist das die Kabine abschließende Druckschott Bestandteil der Heckkonstruktion (Abbildung 37). Die Komplexität definiert sich durch den beschränkten Konstruktionsraum, der möglichst optimal genutzt werden sollte. Deshalb soll u. a. eine kombinierte Nutzung von Hauptspanten zur Leitwerks- und Triebwerksaufhängung erfolgen. Die Triebwerke bedürfen zudem einer Integration, die sowohl ihre leichte Zugänglichkeit als auch Montage ermöglicht (Abbildung 38). Die konzeptionelle Lösung sieht vor, die vordere Aufhängung der Triebwerke am letzten Spant der Leitwerksbefestigung zu platzieren. Die hintere Aufhängung soll mit Hilfe eines Kragträgers erfolgen, der als durch Rippen versteifter Schubfeldträger ausgeführt ist und seine Lasten über drei Hauptspante kontinuierlich absetzt. Die unmittelbar unterhalb der Triebwerke befindliche Verkleidung ist kein Bestandteil der tragenden Struktur und ist daher leicht zu öffnen, was die Zugänglichkeit zu den Triebwerken gewährleistet. Der Ejektor muss dabei vollständig ausgefahren werden.

Abbildung 37: Hecksektion mit Darstellung der Primärstruktur und ausgefahrenem Ejektor
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Abbildung 38: Hecksektion mit halb ausgefahrenem Ejektor (links) und Schematisierter Ausbau des linken Triebwerks (rechts)
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Die parallele Triebwerksanordnung ermöglicht die Gestaltung eines einheitlichen, zentral platzierten Trägers, an dem beide Triebwerke aufgehängt werden. Da an den Aggregaten sowohl axiale als auch tangentiale Kräfte auftreten, müssen die Struktur des Trägers und die an ihm angeschlossenen Aufhängungen entsprechend gestaltet werden. Als Randbedingung, aber nicht Ausschlusskriterium, können die vom Triebwerkshersteller vorgesehenen Aufhängepunkte gesetzt werden. Die beim vorliegenden Entwurf verwendeten Antriebe lehnen sich an das IAE V2500 Triebwerk an, das bereits bei der McDonnell Douglas MD90 seitlich am Rumpfheck installiert war. In Abbildung 39 ist die hier vorgesehene hintere Triebwerksaufhängung hervorgehoben. Sowohl axiale als auch tangentiale Kräfte werden durch Lager am vorderen Triebwerksspant, der entlang der Gehäusestützungen (Struts) verläuft, aufgenommen. Die strukturelle Verbindung zwischen der vorderen Triebwerksaufhängung und der Flugzeugzelle wird über einen mit dem Seitenleitwerk gemeinsam genutzten Rumpfspant realisiert. Die Auslegung des zentral angeordneten Hauptträgers erfolgt vor dem Hintergrund, dass dieser neben seiner Tragaufgabe auch als Schutzbarriere zwischen den Triebwerken dient. Seine kastenförmige Gestaltung erlaubt, Energie absorbierende Materialien einzubetten. Dadurch soll eine wechselseitige Antriebsbeschädigung bei einer potenziellen Desintegration eines der beiden Aggregate vermieden werden. Ihre zusätzliche Masse beträgt hier 28 kg.

Abbildung 39: Ejektoraufhängung (Prinzipdarstellung mit Freischnitt)
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Abbildung 41: Dynamisierte Darstellung der Ejektorverschiebung
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Die Einlauffläche des zur Reduktion des Strahllärms vorgesehenen Abgasejektors kann durch eine axiale Verschiebung variabel an die Flugphase angepasst werden. Im Reiseflug vollständig eingezogen, verläuft seine Kontur tangential zum hinteren Rumpfsegment, weshalb weder Widerstandsnachteile noch Schubverluste zu erwarten sind. Von grundsätzlicher Bedeutung für die Wirksamkeit des Ejektors ist die hinter den Schubdüsen des ZTL-Antriebs (Treibstrahldüsen des Ejektors) vorgesehene Mischkammerlänge, die sich hier durch den Verfahrweg des Ejektoraufsatzes ergibt; sie beträgt im vorliegenden Konzept maximal 3 m. Das dabei realisierte Verhältnis zwischen den Flächen der Treibstrahldüsen und des Ejektoreinlaufs liegt bei 1,3. Der Ejektor hat seine Befestigung an vier Führungselementen, von denen zwei an jeweils einer Antriebsspindel montiert, die Verschiebung ermöglichen. Um eine asymmetrische Verschiebung und somit eine Verklemmung zu vermeiden, sind synchron angetriebene Antriebsspindeln sowohl oben als auch unten vorgesehen. Zwei weitere Befestigungen sind am oberen Träger in jeweils einer Schiene gleitend gelagert. Ein theoretischer Nachweis über die strukturelle Festigkeit der Einzelelemente oder eine Auslegung der Ejektor-Antriebseinheit wird hier nicht erbracht.

Flugleistungen des RMP-Entwurfs

Abbildung 42: Nutzlast-Reichweiten-Diagramm
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Das Flugzeug transportiert über eine Reichweite von 1807 nm die vorgesehene maximale Nutzlast von 18,5 t, was den Auslegungspunkt des Referenzflugzeugs trifft (Abbildung 42). Die Überführungsreichweite liegt mit 3359 nm um 2,4% unter der Referenzmaschine. Am Betriebspunkt (2500 nm) kann der RMP-Entwurf eine Nutzlast von 14,9 t zu befördern, was der des Vergleichsentwurfs entspricht. Das Flugprofil für das Auslegungsszenario (MTOW, Nutzlast 18,5 t, Reichweite 1800 nm) sieht einen Reiseflug in konstanter Flughöhe in FL350 vor. Der Kraftstoffbedarf im Auslegungspunkt liegt mit 11,2 t etwa 8,7% höher als beim Referenzflugzeug (10,3 t). Die Gesamtflugzeit wurde mit 252 Minuten berechnet, womit die Transportleistung im Auslegungspunkt unverändert der des Referenzflugzeugs entspricht. Der spezifische Verbrauch bei maximalem Standschub liegt mit 0,3996 kg/daN/h um 5,5%, im Reiseflug mit durchschnittlich 0,6526 kg/daN/h um 3,7% höher. Die Steigflüge (Reise- / Ausweichflug) sind mit einer Drosselung der Triebwerke von 90% berechnet worden, die anschließende Beschleunigung auf die vorgesehene Fluggeschwindigkeit mit 95%. Darüber hinaus wurde angenommen, dass der Steigflug derart erfolgt, dass die Maschine höhenabhängig mit der maximalen Steigrate fliegt. Unter diesen Voraussetzungen hat sich ergeben, dass das Flugzeug die Reiseflughöhe in 24 min über einer Strecke von 306 km erreicht. Die Beschleunigung auf die Reisefluggeschwindigkeit wird über einer Strecke von 51 km in 4 Minuten vollzogen. Das Steig- und Beschleunigungsprofil erweist sich gegenüber dem Referenzentwurf geringfügig verbessert. Die durchschnittliche Gleitzahl von 1/17,3 im Reiseflug zeigt eine marginal verschlechterte Auftriebs-Widerstandsbilanz der RMP-Konfiguration gegenüber dem Referenzentwurf. Das Fluggewicht und die reziproke Gleitzahl liegen zum Beginn des Reisefluges bei 73,7 t und 17,5 und nehmen bis zum Ende auf 65,3 t bzw. 17,1 ab. Die auf den Gesamtwiderstand nachteilig wirkenden Effekte, wie die Rumpferweiterung, das höhere Stabilitätsmaß oder das veränderte Leitwerk, können durch die Vorteile einer besser umströmten Tragfläche bzw. dem Wegfall der am Flügel befestigten Triebwerksgondeln oder der am Heck ausgeblasenen Triebwerksstrahlen nicht vollständig ausgeglichen werden. Das Stabilitätsmaß steigt im Verlauf des Reisefluges von 30,2% MAC auf 36,8% MAC. Das im Vergleich zum Referenzflugzeug erhöhte Stabilitätsmaß wirkt sich nachteilig auf den Trimmwiderstand aus. Darüber hinaus verlangen ein verkürzter Leitwerkshebelarm und die ungünstige Verschiebung des Schubvektors (kopflastiges Nickmoment) einen größeren Abtrieb, der im Reiseflug durchschnittlich 25,5% höher als beim Referenzentwurf ausfällt. Der Widerstand des Höhenleitwerks liegt etwa 18,3% höher, bei einem Anteil an der Gesamtwiderstandsbilanz von 11% (Referenzflugzeug 9%). Das höhere Fluggewicht, bedingt durch den im Vergleich zum Referenzflugzeug höheren Kraftstoffanteil, der höheren Betriebsleermasse und die etwas schlechtere Widerstandsbilanz führen zu einem gesteigerten Schubbedarf, um die Reisegeschwindigkeit von M0,78 zu realisieren. Er liegt zum Beginn des Reisefluges mit 41,3 kN um 4,0%, zum Ende mit 37,5 kN um 3,0% über dem des Vergleichsentwurfs. Das vorzuhaltende Kraftstoffkontingent für den Warte- und Ausweichflug liegt um knapp 12% höher als beim Referenzflugzeug. Im Ausweichflug wurde mit der reichweitenoptimalen Gleitzahl, im Warteflug mit der der längsten Flugzeit gerechnet. Sie liegen bei 1/17,3 bzw. bei 1/20,0 und sind somit um 3,2% bzw. 4,3% schlechter als die Werte der Referenzmaschine. Der Entwurf zeigt gute Starteigenschaften, die im Notfallszenario leicht besser gegenüber dem Referenzentwurf sind. Die Sicherheitsstartstrecke ist mit 2129 m um 3,8% kürzer als die des Referenzentwurfs. Positiv auf die Startleistung wirkt sich insbesondere die geringere Schubasymmetrie bei einem Triebwerksversagen aus, da die Triebwerke nahe an der Gierachse des Flugzeugs liegen. Deutlich wird dieses vor allem bei dem Vergleich der Startstrecke im Rahmen eines Normalstarts, wobei der Referenzentwurf mit einer um 5,7% (1473 m vs. 1557 m) geringeren Startstrecke im Vorteil liegt. Die Beschleunigungen beim Normalstart unterscheiden sich nur unwesentlich, allerdings liegt die Abhebegeschwindigkeit des RMP-Entwurfs um 1,9% höher, was bei einem nahezu gleichen Schub-Gewichtsverhältnis auch die längere Startstrecke begründet. Die durchschnittliche Beschleunigung nach einem Triebwerksversagen bei v1 ist beim RMP-Entwurf 22,3% höher, wodurch es zu einer Verkürzung der Sicherheitsstartstrecke kommt. Die Berechnungen erfolgten bei maximalem Abfluggewicht. Das Betriebsszenario wird hier nicht explizit erörtert, die wichtigsten Ergebnisse der zu diesem Szenario durchgeführten Rechnungen, sind jedoch in Tabelle 1 zusammengefasst.

Tabelle 1: Kenndaten des Entwurfs RMP-Entwurfs im Vergleich mit dem Referenzflugzeug(AP: Auslegungspunkt; BP: Betriebspunkt; *) mit Reserve)
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Die Analyse der Flugeigenschaften während des Fluges im Rahmen des Auslegungsszenarios weist auf eine leichte Verschlechterung hin, die sich insbesondere im Taumelverhalten ausprägt. Der Trägheitstensor weist eine deutliche Erhöhung der Trägheitsmomente um die Hoch- und Querachse und eine Verringerung um die Längsachse der Maschine auf, was hauptsächlich durch die Verlagerung der Antriebseinheit bewirkt wird. Als kritisch sind die Eigenbewegungen der Maschine in niedriger Flughöhe, bei geringer Fluggeschwindigkeit und einer Flugmasse nahe dem maximalen Abfluggewicht einzustufen (Notfallszenario: Landeanflug mit MTOW). Sämtliche Kriterien zur vorläufigen Beurteilung der dynamischen Flugzustände der Längs- und Seitenbewegung weisen darauf hin, dass zur Kontrolle der Maschine eine hohe bis extreme Pilotenbelastung nach Cooper/Harper vorliegt. Die deutlich instabile Spiralbewegung führt zu einem beschleunigten Abkippen der Maschine. Sie weist hier Verdoppelungszeiten um 10 s auf, was nach den Flugeigenschaftsforderungen als extrem schwer kontrollierbar deklariert wird. Bei den zur Beurteilung der Taumelbewegung verwendeten Werten liegt der Dämpfungsexponent im Bereich einer Level-2- und Level-3-Beurteilung. Die Kennkreisfrequenz und der Dämpfungsgrad erfüllen die Grenzwerte einer Level-1-Beurteilung. Die Dämpfung und Frequenz der Anstellwinkelschwingung deuten auf ein unproblematisches Eigenverhalten hin. Der CAP-Wert liegt mit 0,3 im Übergangsbereich zwischen einer normalen bis erhöhten Pilotenbelastung und deckt sich damit mit dem Wert des Referenzflugzeugs. Die Phygoiddämpfung fällt dagegen zu niedrig aus, um einer Level-1-Bewertung zu genügen. Es ist zur Kontrolle ihrer Bewegung eine erhöhte Pilotenbelastung zu erwarten. Ausgehend von einem normalen Landeanflug, bei dem ausschließlich die unverbrauchten Kraftstoffreserven verbleiben, ist bei der Längsbewegung ein gutes dynamisches Verhalten der Maschine zu erwarten. Die diesbezüglichen Eigenbewegungen weisen auf ein gutmütiges Antwortverhalten der Maschine hin. Die als Beurteilungsmaß verwendete Dämpfung der Phygoide lässt mit knapp 0,07 eine normale Pilotenbelastung (Level 1) antizipieren. Auch die Dämpfung der Anstellwinkelschwingung erfüllt mit 0,67 das Level-1-Kriterium. Der CAP Faktor liegt ebenfalls im Bereich einer Level-1-Bewertung (na = 2,1 und w0a = 1,1). Die Eigenformen der Längsbewegung weisen für ein normales Anflugsszenario mit maximaler Nutzlast gegenüber dem Referenzentwurf keine signifikanten Abweichungen auf. Die relativ niedrige Verdoppelungszeit der Spirale (12 s) deutet auch bei einem normalen Anflugsszenario auf ein ungünstiges Verhalten der Maschine bei der Seitenbewegung hin. Sie liegt knapp am Übergang von einer Level-2- zur Level-3-Bewertung und weist somit zum Referenzentwurf ein ähnliches Verhalten auf. Die Taumelschwingung wird wie beim Referenzentwurf mit Level 2 bewertet. Allerdings zeigen die Beurteilungskriterien, hier vor allem der Dämpfungsexponent, beim Referenzentwurf verstärkt eine Tendenz zur Level 1 , beim vorliegenden RMP-Entwurf verstärkt zur Level-3-Grenze. Das Rollverhalten unterscheidet sich nur unbedeutend zum Vergleichsentwurf. Die erforderliche Rollzeit auf einen Rollwinkel von 30° bei maximalem Querruderausschlag (20°) entspricht mit 2,1 Sekunden der Level-2-Forderung. Auch das aus der Rollbeschleunigung und der Querruderantwort kombinierte Beurteilungskriterium führt zu einer Level-2-Bewertung des Rollverhaltens und liegt damit im Bereich des Referenzflugzeugs.

Wirtschaftlichkeit

Die Wirtschaftlichkeit des RMP-Entwurfs stellt sich im Rahmen des Auslegungsszenarios, bei einem unveränderten Kostenmodell zum Referenzentwurf, schlechter dar. Die jährliche Auslastung ist mit 959 Flügen dabei unverändert zum Referenzentwurf, was auf die nahezu identischen Flugleistungen beider Entwürfe zurückzuführen ist. Die jährlichen Betriebskosten steigen im Auslegungspunkt um 3,0% gegenüber dem konventionellen Entwurf an, was gleichermaßen für die bewertungsrelevanten Stückkosten DOCSKO zutrifft, da das RMP-Flugzeug das Missionsszenario zum Vergleichsentwurf unverändert erfüllt. Da das Kostenmodell auf Erfahrungen mit konservativen Flugzeugentwürfen aufbaut, ermöglicht es nur eine unvollständige Kostenaussage zu unkonventionellen Entwürfen. Dieses betrifft insbesondere die Kosten der Instandhaltung und der Entwicklung (Anschaffungspreis). Eine Konkretisierung erfolgt hier über eine Szenarienanalyse, wobei gerade die zuvor genannten Kostenstellen und der Kraftstoffpreis variiert werden. Ihr Anteil ist schwierig zu beurteilen, da sie zum Teil Einflüssen unterliegen, die ihre genaue Festlegung nicht ermöglichen bzw. nicht erlauben. Als Kosten treibender Faktor ist vor allem der höhere Kraftstoffverbrauch durch den Antrieb und durch eine ungünstigere Widerstandsbilanz festzustellen. Er liegt für das Auslegungsszenario um 8,1% höher (verbrauchter Kraftstoff: 10329 kg zu 11164 kg). Ausgehend von einem Kraftstoffpreis von 0,25 US$ / kg beträgt der absolute Kostenaufschlag für den Brennstoff pro Flug 208,8 US$, was sich auf einen Betrag von ca. 200T US$ pro Jahr aufsummiert. Der Anteil der Kraftstoffkosten an den direkten Betriebskosten steigt von 12% auf 13%. Die zukünftige Preisentwicklung ist nur schlecht abschätzbar; als sicher gilt die zunehmende Verknappung der nicht regenerativen Ressourcen. In welchem Zeitraum und in welcher Dynamik diese erfolgt und welche Auswirkungen diese auf den Kraftstoffpreis hat, soll und kann hier nicht beantwortet werden. Auch die wiederkehrenden Forderungen der Kerosinbesteuerung, vorrangig im europäischen Wirtschaftsraum, erschweren die Preis-Vorhersage weiter. Der Einfluss einer Teuerung des Kraftstoffes auf die zum Referenzentwurf relativierten direkten Betriebskosten ist in Abbildung 43 (links) für das Auslegungsszenario dargestellt. Darin wird zwischen drei verschiedenen Preisszenarien unterschieden, die einen optimistischen, pessimistischen und streng pessimistischen mittleren Preisanstieg über mehrere Dekaden reflektieren. Ausgehend vom Bezugswert führt eine Preisverdoppelung (0,25 auf 0,5 US$ / kg) zu einer weiteren Erhöhung der direkten Betriebskosten um 0,6 Prozentpunkte auf 3,6%. Dieses wäre noch im Bereich einer optimistischen Preisentwicklung zu sehen. Tritt eine als streng pessimistisch zu beurteilende Preisentwicklung ein (1,0 US$/ kg und darüber), ist ein weiterer Anstieg der Betriebskosten um 1 bis 2 Prozentpunkte auf über 4,4% gegenüber dem konventionellen Flugzeug zu erwarten.

Abbildung 43: Einfluss der Kraftstoff-, Instandhaltungs- und Kapitalkosten auf die DOC/SKO
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Die Kapitalkosten sind eng mit dem Anschaffungspreis und dieser mit den Entwicklungskosten gekoppelt. Da RMP-Konfigurationen einer Neuentwicklung eines nicht konventionellen Flugzeugentwurfs entsprechen, aber das zugrunde gelegte Kostenmodell von konventionellen Entwürfen ausgeht, ist die Überprüfung der Betriebskosten-Sensibilität hinsichtlich des Anschaffungspreises erforderlich. Ebenso problematisch sind die Auswirkungen der konstruktiven Änderungen des RMP-Entwurfs auf die Wartungskosten zu beurteilen. Es ist davon auszugehen, dass diese mindestens dem Niveau des konventionellen Entwurfs und somit dem Ergebnis des angewendeten Kostenmodells entsprechen. Z. B. lässt die erschwerte Zugänglichkeit der Triebwerke einen erhöhten Wartungsaufwand bzw. eine Erhöhung der entsprechenden Kosten erwarten, wobei der Mehraufwand im Vorentwurf nicht punktuell quantifiziert werden kann. In Abbildung 43 (rechts) ist der relativierte Betriebskostenanstieg der RMP-Konfiguration mit der Eskalation der Instandhaltungs- und Kapitalkosten dargestellt. Den Ausgangspunkt bildet die 0-Eskalation, wobei die vom verwendeten Kostenmodell ermittelten Kapital- und Instandhaltungskosten als auf den RMP-Entwurf übertragbar angenommen werden. Der Stückkostenanstieg zum Referenzentwurf liegt bei dieser Voraussetzung bei den o. g. 3,0%. Führt die RMP-Konfiguration zu einer Erhöhung der Kapitalkosten von 10% gegenüber dem konventionellen Entwurf, so steigen die DOCSKO auf 6,1%. Sind zudem höhere Instandhaltungskosten zu erwarten, so nehmen mit jeder Erhöhung von 10% die DOCSKO um gut einen Prozentpunkt zu. Ergänzend zum Auslegungsszenario wurde ein Betriebsszenario berechnet, bei dem die Maschine eine Einsatzstrecke von 2500 nm bedient, was 700 nm bzw. knapp 40% über der Auslegungsreichweite liegt. Der RMP-Entwurf kann dabei eine maximale Nutzlast von 14,9 t befördern und liegt damit im Bereich des Referenzentwurfs. Das leicht veränderte Flugprofil des RMP-Entwurfs führt gegenüber dem Referenzentwurf zu einer Verringerung der durchschnittlichen Flugzeit um etwa 2 Minuten. Wodurch sich die jährliche Auslastung um 3 potenzielle Flüge auf 758 erhöht. Die spezifischen Betriebskosten liegen in diesem Betriebspunkt um 2,6% höher, was zugleich 0,4 Prozentpunkte unter dem Wert des Auslegungspunktes bedeutet. Der berechnete Kraftstoffbedarf pro Flug steigt um 6,5% gegenüber dem Referenzentwurf (von 13865 kg auf 14765 kg), was sich leicht verbessert gegenüber dem Auslegungspunkt darstellt. Als eine wichtige Ursache lässt sich die im Vergleich zum Auslegungsszenario günstigere Widerstandsbilanz, v. a. durch eine Rückverlagerung des Schwerpunktes (reduzierte Nutzlast), feststellen; das Stabilitätsmaß beträgt zwischen 25,9% MAC am Beginn und 33,6% MAC am Ende des Reisefluges. Wird wie bei dem Auslegungsszenario von einer Verdoppelung des mittleren Kraftstoffpreises ausgegangen, so liegen die DOCSKO mit 3,0% um 0,4 Prozentpunkte über dem Bezugswert. Ist dagegen eine streng pessimistische Preisentwicklung zu erwarten, bei der über einen längeren Zeitraum der durchschnittliche Kraftstoffpreis um 1 US$ / kg liegt, so steigen die DOCSKO zum Vergleichsentwurf um 1,1 Prozentpunkte auf 3,7% an. Die Eskalation der Instandhaltungs- und Kapitalkosten führt im Betriebspunkt gegenüber der im Rahmen des Auslegungsszenarios beschriebenen Entwicklung nur zu einem unwesentlich geänderten Kostenanstieg. Das wirtschaftliche Potenzial der RMP-Konfiguration gegenüber herkömmlichen Flugzeugentwürfen soll vor allem in der Erhöhung der Zahl an Nachtflugbewegungen bzw. der Umgehung des Nachtflugverbots und einer Verringerung der durch das Flugzeug verursachten Lärmkosten liegen. Die schlechtere Wirtschaftlichkeit des RMP-Entwurfs würde dadurch eine Kompensation erfahren. Dieses wird in der nachfolgenden Szenarienanalyse durch eine Steigerung der jährlichen Flugbewegungen evaluiert. Diese wurden in der vorangestellten Analyse zunächst auf die Tageszeit (6.00 – 21.59 Uhr) beschränkt. Die potenzielle Tagesbetriebszeit wird nun stufenweise unter Berücksichtigung der Instandhaltungszeiten von 16 auf 24 Stunden gesteigert. Dabei wird davon ausgegangen, dass der Anteil der Wartungs- und Überholungszeiten mit der Flugzeit linear gekoppelt ist. Die maximale Auslastungserhöhung liegt bei 44%; insgesamt wurden für präventive Instandhaltungsmaßnahmen etwa 30 Nächte im Auslegungsszenario und 32 Nächte im Betriebsszenario ermittelt, die nicht für den Flugbetrieb genutzt werden können. Dabei wurden Standzeiten durch umfangreiche Kontrollen im Rahmen des C- und D Checks ausgelassen, da diese sowohl den Tages- als auch Nachtzeitraum beinhalten und die 1- bis 4-wöchige Stilllegung der Maschine den RMP Entwurf gleichermaßen benachteiligen wie den Referenzentwurf. Zusätzlich ist zu berücksichtigen, dass sich mit einer zunehmenden Betriebszeit des Flugzeugs die Anzahl der Besatzungen erhöht. Sie errechnet sich auf der Grundlage der Vorschrift FAR 121.481, in der für ein Zweimann-Cockpit die Flugstunden pro Crewmitglied auf monatlich 100 Flugstunden bzw. jährlich maximal 1000 begrenzt sind. Für das Ausgangsszenario, das den Einsatz der Maschine ausschließlich in einem 16-Stundenbetrieb (Tageszeit) vorsieht, wurde für den Auslegungs- und Betriebspunkt der Bedarf von 4 Cockpit- und Kabinenbesatzungen mit jeweils 2 Piloten bzw. 5 Flugbegleitern (nach FAR 91.533: Kabine mit 150 Passagieren) ermittelt. Durch die Steigerung der Auslastung ist eine merkbare Reduktion der Stückkosten möglich, die dazu führt, dass die Wirtschaftlichkeit deutlich zunimmt. In Abbildung 44 ist das Potenzial einer Auslastungserhöhung dargestellt. Der Referenzwert geht dabei von einem 16-Stundenbetrieb (6.00 – 21.59 Uhr) aus. Die sukzessive Ausweitung der Betriebszeit in den Nachtflug (hier per Definition: 22.00 – 5.59 Uhr) zeigt eine erkennbare Abnahme der DOCSKO gegenüber dem Referenzwert. Deutlich wird auch die Nichtlinearität zwischen der Auslastung und der Senkung der spezifischen Kosten. Der Vorteil zunehmender Betriebsstunden verflacht in dem vorliegenden Szenario, wenn auch leicht. Das hängt u. a. damit zusammen, dass der Anstieg der absoluten Betriebskosten (steigende Wartungs-, Personal-, Kraftstoffkosten und Entgelte) verstärkt die Einträglichkeit der höheren Auslastung auf die Stückkosten schmälert.

Abbildung 44: DOC-Änderung bei steigendem Nachtflugbetrieb im Auslegungsszenario (links) und Betriebsszenario (rechts)
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Im Auslegungsszenario (1800 nm) ist die jährliche Auslastung um mindestens 6,4% (13,7% Nachtzeit) zu erhöhen, um die Stückkosten auf das Niveau des Referenzentwurfs zu reduzieren. Ab einer Auslastungserhöhung von 19,0% (42% Nachtzeit) besteht zum Betrieb der Maschine der Bedarf einer zusätzlichen Besatzung. Der Stückkostenvorteil des RMP Entwurfs nimmt sprunghaft von -5,2% auf -3,0% ab. Eine Kompensation dieses Nachteils ist erst bei einer weiteren Steigerung der Auslastung auf 26,1% (58% Nachtzeit) realisierbar. Liegen die Kapitalkosten 10% über denen des Referenzentwurfs, stellt sich die Kostenparität erst bei einer Anhebung der Auslastung auf 12,5% (27,4% Nachtzeit) ein. Die zusätzlich einzuplanende Besatzung reduziert den bis zu dieser Auslastungserhöhung erwirkten Kostenvorteil der RMP-Konfiguration von -2,7% auf nahezu 0%. Die Liberalisierung des gesamten Nachtzeitraums für den Flugbetrieb des RMP-Entwurfs würde die spezifischen Betriebskosten um -10,7%, bei 10% höheren Kapitalkosten um -8,6% verbessern. Für eine 5%ige Eskalation der Instandhaltungskosten ist die Auslastung um weitere 2%, für eine 10%ige Eskalation um 4% zu erhöhen, um die Ertragsparität zum Referenzentwurf zu gewähren. Die Berechnungen für das Betriebsszenario (2500 nm) zeigen, dass der RMP-Entwurf die Ertragsparität zum konventionellen Entwurf dann erreicht, wenn die jährliche Auslastung um 5,1% (11,2% Nachtzeit) erhöht wird. Da die Tageszeit (6 – 22 Uhr) im Betriebsszenario nahezu vollständig ausgeschöpft wird (2 – 3 Flüge bei einer Blockzeit von knapp 6 h), führt dieses zwangsläufig dazu, dass mindestens ein Flugereignis (Start / Landung) während der Nacht durchgeführt werden muss. Die weiteren Berechnungen gehen von einem Szenario aus, bei dem die Kapitalkosten vergleichbar mit denen gegenwärtiger Verkehrsflugzeuge sind und die Instandhaltungskosten 5% höher liegen. Ohne eine Steigerung der Flugbewegungen liegen in diesem Fall die Stückkosten 3,6% (Auslegungsszenario) bzw. 3,1% (Betriebsszenario) über denen des konventionellen Vergleichsentwurfs. Hierbei wäre eine Erhöhung der jährlichen Flugbewegungen von 7,3% bzw. 6,5% notwendig, um die Kostenparität sicherzustellen. Unter vollständiger Einbeziehung des Nachtflugbetriebs könnte eine Verbesserung der Stückkosten (DOCSKO) von 10,1%, aber nur 8,5% im Betriebsszenario, erwirtschaftet werden. Dieses zunächst widersprüchliche Ergebnis erklärt sich in dem Bedarf einer nochmaligen Erhöhung der Besatzungszahl (von 5 auf 6) im Betriebsszenario, siehe Abbildung 44 (rechts). Der 24-Stundenbetrieb setzt aus präventivmedizinischer Sicht voraus, dass die Lärmemission des Flugzeugs unter dem für einen Nachtflugbetrieb geforderten Schallpegel liegt. Der vorliegende Entwurf ist für einen Betrieb im Kurz- bis Mittelstreckenverkehr ausgelegt worden. Die für einen belästigungsfreien Nachtflugverkehr ermittelten Schallpegel-Grenzen sind für Flugzeuge dieser Streckenkategorie verhältnismäßig niedrig. Ihr hoher Anteil an den Gesamtflugbewegungen ist dafür ursächlich. Für im Kurzstreckensegment eingesetzte Flugzeuge wurde eine Schallpegelgrenze von 61 EPNdB bei 300 nächtlichen Flugereignissen berechnet. Die nachfolgend angegebenen Grenzpegel sind als Forderungen und weniger als die vom hier dargelegten Flugzeugkonzept erreichten Immissionspegel zu verstehen.

Abbildung 45: DOC-Änderung vs. Immissionspegel bei Variation der kumulativen Nacht-Flugereignisse (links) und Variation der Kapitalkosten bei 30 Nacht-Flugereignissen (rechts)
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Die Kopplung der Wirtschaftlichkeit des Flugzeugs mit seiner Auslastung erlaubt diese mit dem nachts vorliegenden Immissionspegel zu verbinden, wenn die Auslastungserhöhung über den Nachtbetrieb vorgenommen wird. Beispielsweise ist bei einer Flughafenleistung von 30 Flugereignissen pro Stunde eine Einbeziehung der Nachtzeit von 2 Stunden möglich, wenn der Bodenpegel bei 67,5 EPNdB liegt. Dadurch wäre gegenüber einem absoluten Nachtflugverbot eine theoretische Erhöhung der Auslastung von 11,1% möglich, mit entsprechender Auswirkung auf die Stückkosten, die sich um -1,6% verbessert darstellen. In Abbildung 45 sind Stückkosten in Abweichung zum Referenzentwurf gegenüber dem Immissionspegel aufgetragen. Die lärmabhängigen Gebühren bleiben auch hier zunächst unberücksichtigt. Parametrisiert gehen die kumulativen Flugereignisse (Flughafenszenario) und die Erhöhung der Kapitalkosten ein. Es zeigt sich, dass bei einem Immissionspegel von 70 EPNdB und 15 Flugereignissen pro Stunde (Nachtflugbetrieb), die Nachtflugzeit in dem Maße einbezogen werden könnte (ca. 2½ h), dass die Auslastungssteigerung zu einem Vorteil der spezifischen Betriebskosten des RMP-Entwurfs zu dem konventionellen Entwurf von 2,6% führt. Eine sukzessive Verdoppelung der Verkehrsdichte auf stündlich 30 bzw. 60 Flugereignisse würde hierbei einen Grenzpegel von 67,0 EPNdB bzw. 64,0 EPNdB erfordern. Die Egalität der spezifischen Betriebskosten kann bei 30 und 60 Flugereignissen pro Stunde bei einem Immissionspegel von höchstens 68 bzw. 65 EPNdB erreicht werden. Liegen die Kapitalkosten 10% über denen eines konventionellen Entwurfs, so muss die tägliche Auslastung um 13,9% erhöht bzw. die Nachtzeit um knapp 2 ½ Stunden einbezogen werden, um eine Parität der spezifischen Betriebskosten zum Referenzentwurf zu erreichen. Auf den Schalldruckpegel übertragen, ergeben sich dabei je nach Flugbetriebsszenario mit stündlich 15, 30 und 60 Flugereignissen Maximalwerte von 70 EPNdB, 67 EPNdB bzw. 64 EPNdB.

Tabelle 2: Wirtschaftlichen Leistungsrechnung des RMP-Entwurfs
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Der RMP-Entwurf erwirtschaftet bei einem Verkehrsszenario mit 15 Flugereignissen pro Stunde dann einen merklich höheren Ertragsvorteil (> 5%), wenn der Immissionspegel unter 67,4 EPNdB liegt und die Kapitalkosten weitestgehend denen des konventionellen Entwurfs entsprechen. Es wirkt sich insbesondere die zur Berücksichtigung der Flugzeitbeschränkungen der Crewmitglieder notwendige Erhöhung der Besatzungsanzahl negativ aus, wie bereits vorab diskutiert. Ein weitere Cockpit- und Kabinenbesatzung bedarf zum Ausgleich der mit ihr verbundenen Kostensteigerung eine derartige Auslastungserhöhung, die nur mit einer weiteren Absenkung der Immissionspegel um 1,5 EPNdB umgesetzt werden kann. Identische Voraussetzungen gelten für jeden Anstieg der Kapitalkosten um 10%. Unterhalb eines Pegels von 61 EPNdB bei 30 bzw. 64 EPNdB bei 15 stündlichen Flugereignissen darf der Nachtzeitraum für den Flugbetrieb als vollständig liberalisiert betrachtet werden; die maximale Auslastungserhöhung ermöglicht im Auslegungsszenario einen weiteren Flug a 252 Minuten pro Tag und führt, wie oben bereits herausgearbeitet, zu einem potenziellen Vorteil der spezifischen Betriebskosten von -10,1%. Es ist an dieser Stelle nochmals darauf hinzuweisen, dass die Berechnungen mit einer Eskalation der Instandhaltungskosten von 5% durchgeführt wurden. In Tabelle 4.9 sind die essentiellen Bewertungsergebnisse der Wirtschaftlichkeitsanalyse und ihre Abweichung vom Referenzentwurf zusammengefasst. In den vorangestellten Untersuchungen wurde eine Lande-Entgeltordnung verwendet, die keine emissionsabhängigen Gebühren berücksichtigt. Sie hängen ausschließlich vom Abfluggewicht der Maschine ab und entsprechen damit herkömmlichen Gebührenordnungen. Dadurch werden Flugzeugentwürfe, die aufgrund ihrer lärmarmen Spezifikation ein gegenüber konventionellen Entwürfen gesteigertes Abfluggewicht aufweisen, bei den Landegebühren benachteiligt. Mit einem Ansatz zur Berücksichtigung der Lärmgebühren (Markpreismethode) kann dieser Nachteil kompensiert und die ökonomischen Auswirkungen der Lärmreduktion auf den Flugzeugentwurf berücksichtigt werden. Zuvor wurde die Verbesserung der Betriebskosten des RMP-Entwurfs über die Erhöhung seiner Auslastung (Nachtflugbetrieb) erwirkt. Die dabei berechnete Anzahl zusätzlicher Flüge, um die Ertragsparität zum konventionellen Entwurf zu erreichen, wird durch die lärmspezifizierte Entgeltordnung leicht verringert – die RMP-Konfiguration wird wirtschaftlicher, wenn auch geringfügig. Insbesondere sind dabei die im Tageszeitraum erhobenen Gebühren entscheidend, da die geforderten Immissionspegel für den Nachtflugbetrieb bereits in einer Größenordnung liegen, die niedrige Lärmkosten verursachen. Die folgenden Berechnungen unterliegen nachstehendem Verkehrsszenario, das als Voraussetzung der lärmspezifischen Auslastungs- und Kostenrechnung definiert werden muss. Bei der Betrachtung der Lärmkosten werden zwei Szenarien (im Folgenden A und B) bewertet, wobei der WTP(Willingness-to-Pay)-Wert 18 bzw. 54 Euro/ Person/ dB (LDN) beträgt. Des Weiteren gilt:

  • 480 kumulative Flugereignisse im Tageszeitraum (30 Flugereignisse / h)
  • 120 kumulative Flugereignisse im Nachtzeitraum (15 Flugereignisse / h)
  • Bevölkerungsdichte: 1200 Personen / km²
  • Wechselkurs 1,2 US$ : 1 €

Die lärmabhängigen Gebühren sind tageszeitabhängig, was bei der Auslastungserhöhung zu berücksichtigen ist. So liegen die in den verwendeten Szenarien erhobenen Entgelte im Nachtzeitraum wesentlich höher als am Tag. Die Komplexität der Bewertung wird dadurch erhöht, dass die Gebühren sowohl vom Schallimmissionspegel im Anflug als auch Abflug abhängen. Allerdings sind sie in der Regel für den Abflug wesentlich höher. Der hier gewählte Referenzpunkt wurde mit einem Startpegel von 85 EPNdB, der Anflugpegel mit 95 EPNdB festgelegt. Diese bewegen sich um die Realwerte zum Referenzentwurf vergleichbarer Flugzeugtypen gegenwärtiger Technologie (z. B. A320, B737; Stand: 2007). Die lärmspezifischen Gebühren pro Flugbewegung betragen bei einem WTP von 18 Euro/ Person/ dB (LDN) 76,3 US$ am Tag und 1013,4 US$ in der Nacht. Bei einer Landegebühr von 648,2 US$ liegt somit der Lärmaufschlag bei 11,8% am Tag und bei 156,3% in der Nacht. Dieses verdeutlicht, dass im Tageszeitraum die Lärmgebühren bzw. ihre Senkung eine geringfügige Hebelwirkung hinsichtlich günstigerer Betriebskosten aufweist, ihr Anteil an den jährlichen Gesamtkosten beträgt im Auslegungsszenario 0,4%. Eine Reduktion der Immissionspegel von 15 EPNdB im Tagesbetrieb verringert den Nachteil der spezifischen Betriebskosten DOCSKO des RMP- zum Referenzentwurf um 0,4 Prozentpunkte von 3,6% auf 3,2% im Auslegungsszenario. Eine Verdreifachung des ursprünglich angenommenen WTPs auf 54 Euro/ Person/ dB (LDN), was gleichermaßen einer Verdreifachung der Lärmkosten entspricht, würde bei einer Pegelabsenkung von 15 EPNdB und den ausschließlichen Tagesbetrieb vorausgesetzt, die Überhöhung der spezifischen Betriebskosten des RMP-Entwurfs um 1,3 Prozentpunkte von 3,6% auf 2,3% reduzieren. Folglich wäre zur Egalisierung des Kostennachteils eine geringere Anhebung der Auslastung und somit auch ein leicht höherer Immissionspegel möglich.

Tabelle 3: Lärmspezifischen Gebühren und Auswirkung auf die DOC
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Es wurde argumentativ belegt, dass der Nachtzeitraum zur Erhöhung der flugzeugspezifischen Auslastung nur dann einbezogen werden darf, wenn der maximale Immissionspegel der Maschine weniger als 70 EPNdB beträgt. Unterhalb dieser Grenze fallen die Lärmgebühren sowohl tags als auch nachts gering aus. Dieses hat durchaus seine Berechtigung, da die Lärmkosten mit dem Störempfinden der Bevölkerung gekoppelt sind und diese unterhalb dieses Pegels deutlich weniger belästigt wird. Mit der zunächst akademischen Voraussetzung, dass sowohl An- als auch Abflugpegel paritätisch sind, betragen bei 70 EPNdB die nächtlichen Lärmgebühren 186,0 US$ und nehmen auf 97,2 US$ bei 64 EPNdB (15 Flugereignisse / h bei uneingeschränkten Nachtflugbetrieb) ab. Für das Auslegungsszenario des RMP Entwurfs wurden bei einem uneingeschränkten Nachtflugbetrieb 423 zusätzliche Flüge pro Jahr berechnet, was die nächtlichen Lärmgebühren auf 41TUS$ pro Jahr akkumuliert. Bezüglich der Gesamtkosten entsprechen diese einem Anteil von 0,2%. Wird davon ausgegangen, dass der Abflugpegel ungefähr 10 EPNdB unterhalb des Anflugpegels liegt, letzterer wird dann ausschließlich als Grenzpegel für den Nachtflugbetrieb maßgeblich, reduzieren sich die Kostenaufschläge im Nachtzeitraum bei 70 EPNdB auf 64,32 US$ bzw. auf 33,4 US$ bei 64 EPNdB (Anflugpegel). In Tabelle 3 sind dazu die Lärmkostenaufschläge für ausgewählte Pegelreduktionen zum Referenzentwurf zusammengetragen. So sind bei einer Verringerung von 25 EPNdB, was ausgehend von den Referenzpegeln den Schwellenwert für den Nachtflugbetrieb erfüllt, die Lärmkostenaufschläge in einer Größenordnung, die ihren Anteil an den jährlichen Betriebskosten von ursprünglich 0,4% auf 0,001% reduziert. Allein dadurch gelingt es, die Abweichung der spezifischen Betriebskosten des RMP-Entwurfs von 3,6% auf 3,2% (WTP-Szenario B: von 3,6% auf 2,3%) zu verkleinern und dieses im ausschließlichen Tagesbetrieb. Die verwendete Gebührenmethode zeigt, dass das ökonomisch positive Momentum verringerter Landeentgelte für die lärmarme Konfiguration als gering zu bewerten ist und hauptsächlich durch die Gebührensenkung im Tageszeitraum zum Tragen kommt. Eine positive Kostenbilanz des Entwurfs kann nur durch eine angemessene Steigerung der Auslastung oder exorbitante Lärmgebühren erzielt werden.

Bewertung des Potenzials der Schallpegelabsenkung

Die Schwierigkeit der theoretischen Erfassung des vom Flugzeug emittierten Schalls als auch der Bewertung ihrer durch entsprechende Maßnahmen erwirkten Verringerung, erlaubt hier nur eine Abschätzung der Schallpegelreduktion des Gesamtentwurfs – insbesondere in der Vorentwurfsphase. Beim vorliegenden Entwurf wird die Schallpegelverringerung hauptsächlich durch die Antriebsverlagerung erreicht. Allerdings ist eine Schallabminderung des Flugzeugs nur dann zufrieden stellend möglich, wenn auch die antriebsunabhängigen Schallemissionen angemessen verringert werden. Die zur Berechnung des Zellenlärms publizierten semiempirischen Methoden, deren Einfachheit diese besonders für den Flugzeugvorentwurf prädestinieren, erlauben jedoch nur eine eingeschränkte Aussage über die Lärmabstrahlung neuartiger Flugzeugentwürfe. Die Auflösung der Eingangsparameter ist zu niedrig. Sie ermöglichen nicht, detaillierte Änderungen am Gesamtentwurf ausreichend zu würdigen, wie z. B. andersartig ausgelegte Hochauftriebssysteme. Die semiempirischen Berechnungsmethoden bilden den gegenwärtigen Stand der Technik ab und erlauben unter dieser Voraussetzung eine Verbindung zwischen der Hauptgeometrie des Flugzeugs und seine antriebsunabhängige Schallemission herzustellen, letztere zu antizipieren. Lärmreduzierende Maßnahmen der antriebsunabhängigen Schallquellen würden an einem konventionell ausgelegten Flugzeug gleichermaßen eingeführt und hier somit keine Vorteile erzielen. Die Schallpegelverringerung der vorgelegten RMP Konzepte ist in erster Linie auf ihren Antrieb beschränkt. Dabei wurden drei Maßnahmen eingeführt, die hier auf ihr Schalldämpfungspotenzial untersucht werden:

  • Dämpfung mit Hilfe schallabsorbierender Wände im Einlauf- und Abgaskanal,
  • Dämpfung mit Hilfe eines Abgas-Ejektors,
  • Dämpfung mit Hilfe des Flügels.

Die konzipierte Antriebsintegration ermöglicht eine gezielte Dämpfung der von den am Triebwerk unmittelbar lokalisierten Quellen ausgehenden Schallwellen. Durch die Ausgestaltung der Einläufe mit schallabsorbierenden Wänden (Liner) ist eine Schallpegelabsenkung, insbesondere der vorwärts gerichteten Schallemission des Verdichters (einschließlich Fan), möglich. Für den im RMP-Konzept verwendeten Einlauf wurde die potenzielle Schallpegelreduktion zunächst unter Verwendung eines über die gesamte Länge einheitlich ausgelegten Liners berechnet. Die Problematik einer adäquaten Linerkonfiguration besteht darin, dass die tonalen Frequenzen des Triebwerks von dessen Drosselgrad abhängen und somit eine punktuelle Auslegung nicht erfolgen kann. Von besonderem Interesse sind jedoch die Einstellungen während des Starts und Anfluges, d. h. bei einem Drosselgrad zwischen 85-100% bzw. 50-70%. Die Oktavbandanalyse hat die in Abbildung 46 abgebildeten Verläufe der Pegelreduktion über der Frequenz im Triebwerkseinlauf ergeben. Dabei hat die spektrale Aufteilung in Oktavbänder den entscheidenden Nachteil, dass sie die Reduktion tonaler Frequenzen nicht auflöst. Bei der theoretischen Untersuchung wurden Liner mit unterschiedlicher Kammertiefe, aber unveränderter Porosität, Lochdurchmesser und Plattendicke verwendet. Dabei zeigt sich die zu erwartende Entwicklung, dass sich mit zunehmender Kammertiefe das Dämpfungsmaximum zu niedrigeren Frequenzen verschiebt. Bei einer Kammertiefe von 10 mm sind unterhalb von 2000 Hz keine nennenswerten Reduktionen zu verzeichnen. Ihr Potenzial zur Dämpfung des Verdichterlärms ist somit nur bei höheren Frequenzen (1., 2., 3. harmonische BPF) gegeben. Eine Anpassung der Schallauskleidung an die frequenzspezifischen Erfordernisse kann durch den Einsatz doppelt perforierter Liner, über die Einlauflänge sequenziell geänderter Linerparameter oder aktive Liner erfolgen.

Abbildung 46: Potenzielle Schallpegelabsenkung unterschiedlicher Linerkonfigurationen
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Der vom Schubstrahl ausgehende Lärm, aber auch der vom Antrieb grundsätzlich rückwärtig emittierte Schall wird durch zwei wesentliche Konstruktionsmerkmale des RMP-Entwurfs reduziert. So sieht die Integration der Triebwerke einen 880 mm langen Abgaskanal hinter der Turbinenebene vor, der durch die Ausgestaltung mit schallabsorbierenden Wänden zunächst einen unmittelbar am Aggregat generierten Schall abschwächt. Ein weit höheres Reduktionspotenzial ist durch den verschiebbaren Ejektor zu erwarten, der in seiner ausgefahrenen Position sowohl als Schallbarriere dient als auch die Strahlgeschwindigkeit und folglich den Strahllärm verringert. Die vorgelegte Ejektor-Konzeption hat ein Flächenverhältnis von 1,3. Dieses ermöglicht nach [6] [7] eine Pegelreduktion von 8 dB. Sie wurde für alle Dämpfungsberechnungen in dem Frequenzbereich zwischen 50 Hz und 500 Hz als konstant angenommen, was durchaus einer Vereinfachung entspricht.

Abbildung 47: Potenzielle Schallpegelabsenkung unterschiedlicher Linerkonfigurationen im Abgaskanal
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Die Lärmabminderung des Antriebs wird neben der Kapselung und des Ejektoreinsatzes, auch durch den Flügel angestrebt. Für diese Untersuchung wurde die entwickelte Schallabschattungsmethode verwendet. Der Analyse geht eine Optimierungsberechnung voraus, welche die Ermittlung der bei der gegebenen Flügelgeometrie besten Schallquellenposition bzw. der Einlaufstirnfläche für eine maximale Pegelabminderung umfasst. Dieses soll zunächst die Diskrepanz zwischen der aufgrund konzeptioneller Überlegungen gewählten und der optimalen Einlaufposition darlegen. Die Analyse der Flügeldämpfung bei der vorliegenden Quellenposition erfolgt anschließend. Da für den vorliegenden Entwurf bei der Flügeldämpfung ausschließlich die nach vorn gerichtete Schallemission interessiert, wurde das Schallkennfeld auf einen Richtungswinkelbereich zwischen 0° und 90° limitiert.

Abbildung 48: Positionsoptimierung für maximale Einfügungsdämpfung (links) und lokale Schallpegel bei fixierter Einlaufposition (rechts)
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In Abbildung 48 (links) sind die Quellenpositionen gleicher Pegelabsenkung dargestellt. Dabei ist insbesondere der Ort, an dem die größte Einfügungsdämpfung vorliegt, hervorzuheben. Die Berechnung der für eine maximal zu erreichenden Dämpfung optimalen Relation zwischen Quellen- und Flügellage zeigt, dass die Einlaufebene im ausgeführten Entwurf um 4,4 m von dieser rückwärtig entfernt liegt. Dieses ist konzeptionell begründet, da zum einen der Flügel zur Wahrung annehmbarer Stabilitätsmaße, ohne von der bestehenden Flügel-Leitwerkskonfiguration abzurücken, nicht weiter nach hinten verschoben werden konnte und zum anderen der Einlaufkanal zur Wahrung annehmbarer Druckverluste nicht weiter verlängert werden sollte. Zudem hätten beide Möglichkeiten, insbesondere letztere, negative bis inakzeptable Auswirkungen auf die Kabinenkonfiguration zur Folge (z. B. Anordnung der hinteren Türen sowie größere „Dead-End-Zone“ in der Kabine). Die Einlaufstirnfläche des S-Ducts ist beim RMP-Entwurf 12,3 m hinter dem Bezugspunkt, hier dem Ursprung des Flügel-Koordinaten-Systems, und 2,5 m seitlich zur Flugzeuglängsachse angeordnet. Zur späteren Bewertung des Gesamtentwurfs wird zusätzlich eine Trajektorienberechnung für den Überflug während der Start- und Landephase durchgeführt. Die Berechnungen erfolgten unter Berücksichtigung der geometrischen sowie atmosphärischen Dämpfung, einer Pegelbewertung dB(D), als auch unter Einbeziehung des Dopplereffektes. Dabei ist nochmals auf die Einschränkung zu verweisen, dass die akustische Analyse zunächst ausschließlich für die nach vorn gerichteten Schallkomponenten, diese umfassen die Anteile des Verdichters, einschließlich des Fans, durchgeführt wurden, um den Flügeleinfluss besser zu verdeutlichen. Eine durch die Schallausbreitung im Einlauf zu erwartende Deformation der Richtcharakteristik wurde nicht berücksichtigt. In erster Näherung ist diese zu der ungestörten Ausbreitung als identisch angenommen worden. Die Auswirkung der Einfügungsdämpfung des Flügels ist in Abbildung 48 (rechts) hinsichtlich der lokalen Gesamtschalldruckpegel gut zu erkennen, da sie die Flügelgeometrie deutlich auf die Messebene projiziert. Es bleibt zu berücksichtigen, dass hier der Messebenenabstand mit 3 m unterhalb des Flügels zu diesem sehr nahe gelegen ist, um Auswirkungen auf den differenziellen Vergleich der aufsummierten Schallpegel mit und ohne Berücksichtigung der Flügeldämpfung zu vermeiden. Als Fluggeschwindigkeit wurde eine Machzahl von 0,3 gewählt. Die im Einlauf erzielte Dämpfung wurde in diesem Analyseschritt noch nicht berücksichtigt, da hier ausschließlich die Flügelwirkung einer Bewertung zugeführt werden sollte. Nach der energetischen Integration der an sämtlichen Messpunkten ermittelten Einzelpegel ergibt sich bei der vorliegenden Konfiguration, dass über die gesamte Messebene eine Pegelreduktion von knapp 0,6 dB(D), unterhalb der Flügelsymmetrielinie von etwa 0,8 dB(D) erreicht werden kann. Eine Verschiebung der Einlaufstirnfläche in das ermittelte Positionsoptimum, siehe Abbildung 48 (links) erhöhte die Pegelreduktion auf 3,1 dB(D) bezüglich der gesamten Messebene bzw. 9,0 dB (D) unterhalb der Flügelsymmetrielinie. Dieses bestätigt die Erwartung, dass mit einer geeigneten Anordnung von Einlauf und Flügel, eine hohe Dämpfung spezifischer Lärmanteile des Triebwerks, hier insbesondere der des Verdichters, möglich ist.

Abbildung 49: Zeitlicher Pegelverlauf am Start-Überflugpunkt bei gegebener (links) und bei optimaler (rechts) Einlauf-Flügel-Relation ohne Berücksichtigung des rückwärtig emittierten und gedämpften Antriebsschalls
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Diese Pegel dürfen jedoch nicht für eine abschließende Aussage zum Potenzial der vom Flügel erwirkten Dämpfung hinsichtlich eines Überflugereignisses herangezogen werden. Dieses bedarf einer Bewertung des zeitlichen Pegelverlaufs während des Fluges entlang der Start- und Landetrajektorie. Die Ermittlung der Überflugpegel erfolgt mit Berücksichtigung der im Einlauf erwirkten Dämpfung (Abbildung 46). Um dabei das Dämpfungspotenzial des Flügels hervorzuheben, wurde auch hier zunächst der Richtungswinkel des Schallkennfeldes auf maximal 90° beschränkt (Abbildung 49). In den Diagrammen tritt die Dämpfungsdelle des Flügels deutlich hervor, wobei ihre Lage bei dem vorgelegten Entwurf suboptimal ist, da sie nicht die am Rezipienten zu messenden Maximalpegel trifft. Die hierbei ermittelte Pegelabnahme von 5,4 EPNdB ist das Ergebnis einer nahezu ausschließlich im Einlauf erzielten Dämpfung. Eine Verlagerung der vorderen Einlaufebene, also der Emissionsquelle, in das ermittelte Positionsoptimum für eine maximale Einfügungsdämpfung, siehe Abbildung 48 (links), erhöht die Pegelabnahme gegenüber dem nicht integrierten Antrieb auf 11,1 EPNdB, was einer Verdoppelung entspricht.

Abbildung 50: Zeitlicher Pegelverlauf am Start-Überflugpunkt bei gegebener (links) und optimaler (rechts) Einlauf-Flügel-Relation mit Berücksichtigung des rückwärtig emittierten und gedämpften Antriebsschalls
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Abbildung 51: Zeitlicher Pegelverlauf am Lande-Überflugpunkt bei gegebener (links) und optimaler (rechts) Einlauf-Flügel-Relation mit Berücksichtigung des rückwärtig emittierten und gedämpften Antriebsschalls
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Eine vollständige Interpretation verlangt den rückwärtig vom Antrieb emittierten Schall mit einzubeziehen (Abbildung 50). Dieser wird durch die oben genannten Dämpfungsmaßnahmen behandelt. Seine Berücksichtigung ergibt die in Abbildung 50 gezeigten Pegelverläufe der Gesamtkonfiguration für die Einlaufanordnung des vorliegenden Entwurfs und der Optimalposition, bei weiterer Vernachlässigung des Zellenlärms. Die zeitliche Pegelmittelung während des Überfluges, mit der Berücksichtigung des gesamten Schallkennfeldes und seiner quellenspezifischen Dämpfung, zeigt, dass der integrative Pegel für die vorgelegte RMP-Konfiguration um 6,6 EPNdB abnimmt. Wird eine Abstandsoptimierung zwischen Einlauf und Flügel vollzogen, ist eine maximale Abnahme von 8,9 EPNdB zu erreichen. Sie liegt somit 35% über der momentan erwirkten Dämpfung. Um die Einlaufstirnfläche in das Positionsoptimum zu verschieben, empfehlen die konzeptionellen Randbedingungen des hier besprochenen Entwurfs ausschließlich eine Verlängerung des außerhalb des Rumpfs verlaufenden Einlaufteils. Diese muss nach der o. g. Abweichung zwischen der gewählten und optimalen Lage 4,4 m betragen, was mit einer deutlichen Abnahme des Druckrückgewinns bzw. des Einlaufwirkungsgrades verbunden ist. Eine entsprechende Flügelverschiebung nach hinten ist infolge zu hoher Stabilitätsmaße nicht möglich. Die im Anflug im Vergleich zum Start verringerte Leistung des Triebwerks resultiert in einer Änderung des Triebwerk-Schallkennfeldes – der Verdichterlärm gewinnt gegenüber den verbleibenden Lärmquellen an Bedeutung. Dadurch wird die Pegelreduktion verstärkt durch die Maßnahmen zur Dämpfung des nach vorn emittierten Schalls bestimmt, weshalb die Reduktionswirkung des Einlaufs und Flügels steigt. Zudem wird die Dämpfung durch die Tatsache unterstützt, dass aufgrund der niedrigen Flugbahn der Flügel als Schallbarriere zwischen Quelle und Rezipienten in einem anderen, günstigeren Richtungswinkelbereich wirkt. Die Berechnung des zeitlichen Pegelverlaufs entlang der Landetrajektorie ermöglicht eine quantitative Bestätigung dieser Aussage (Abbildung 51). Der Anflug wird vereinfacht dadurch simuliert, dass sich die Maschine auf einem Standard-ILS-Gleitpfad (Bahnwinkel: -3°) befindet und mit einer konstanten Geschwindigkeit von 80 m/s anfliegt. Darüber hinaus liegt ein Anstellwinkel von 6° vor, der bei der Berechnung des Richtungswinkels eingeht. Die Evaluation des effektiven Schalldruckpegels am Lande-Überflugpunkt ergibt, dass bei der vorhandenen Flügel-Einlaufposition eine Pegelabsenkung des Antrieblärms von 8,7 EPNdB erreicht werden kann. Wäre eine Verschiebung der Einlaufebene in das zuvor beschriebene Positionsoptimum möglich, so ist eine Reduktion von 11,3 EPNdB zu erwarten. Dieses verdeutlicht das erhöhte Dämpfungspotenzial der Konfiguration in der Landephase. Im Vergleich zum Start-Überfluglärm beträgt der Dämpfungsunterschied beim aktuellen Entwurf 2,1 EPNdB, bei der optimalen Konstellation zwischen Einlauf und Flügel 2,4 EPNdB. Ein weiterer Grund für ein erhöhtes Dämpfungspotenzial der RMP-Konfiguration in der Landephase liegt in der Änderung der Pegelcharakteristik des Schallkennfeldes für die unterschiedlichen Leistungsstufen des Triebwerks. In Abbildung 52 geht dieser Unterschied erkennbar hervor. Während bei der Startdrosselung der Strahllärmanteil, d. h. der in einem Richtungswinkelbereich zwischen 130° und 160° emittierte Schall erkennbar erhöht ist (Diagramm links), so gleicht dieser bei der Landedrosselung dem Verdichterlärm. Darüber hinaus verschiebt sich das Pegelmaximum des Verdichterlärms zu kleineren Richtungswinkeln bei gleichzeitiger Aufweitung des Bereichs (von 30°- 50° auf 10°- 40°). Beide Effekte führen zu einer Erhöhung des Dämpfungspotenzials der vorwärts gerichteten Schallabstrahlung durch den Flügel, dessen Einfügungsdämpfung bei einem Richtungswinkel (Azimut 0°) zwischen 13° und 30° die höchste Wirkung aufzeigt. Zudem prägt sich die im Einlauf erbrachte Dämpfung stärker aus, da bei der integrativen Bestimmung des effektiven Schalldruckpegels die Anteile des Verdichterlärms und seiner gezielten Abminderung an Gewicht gewinnen. Bei der seitlichen Lärmausbreitung ist insbesondere die Dämpfung des Einlaufs und der hinteren Antriebssektion von Bedeutung, der Flügel verliert im vorliegenden Fall gänzlich seine Wirkung, könnte durch Reflexionseffekte sogar noch nachteilig eingehen; letzteres wird hier sowohl am Flügel als auch Rumpf nicht berücksichtigt. Die theoretisch ermittelte Pegelreduktion beim Startlauf beträgt an dem 450 m seitlich zur Pistenmittellinie befindlichen Ort des Immissionsmaximums 6,5 EPNdB. Eine Veränderung der Position der Einlaufstirnfläche relativ zum Flügel hat aufgrund der zuvor genannten Einschränkungen keinen Einfluss auf die Reduktionswirkung. Das zu erwartende Potenzial der Schallabminderung des RMP-Entwurfs lässt sich abschließend wie folgt zusammenfassen (Tabelle 4). Die Konfiguration hat mit Hilfe der Triebwerkseinbettung in den Rumpf und den konzeptionellen Dämpfungsmaßnahmen ein Lärmminderungspotenzial beim Start von 6,6 EPNdB, bei der Landung von 8,7 EPNdB und am seitlichen Messpunkt von 6,5 EPNdB. Eine Verschiebung der Einlaufstirnfläche in die für eine maximale Flügel-Einfügungsdämpfung ermittelte Position birgt ein Reduktionspotenzial von 8,9 EPNdB beim Start bzw. 11,3 EPNdB bei der Landung; die seitlich erwirkte Pegelabsenkung bleibt davon unbeeinflusst. Das vorliegende Entwurfskonzept sieht die Verlagerung der Einlaufstirnfläche nicht vor, da dieses inakzeptable Auswirkungen sowohl hinsichtlich der Kabinengestaltung als auch auf die Einlaufzuströmung hätte. Ihre Realisierung bedarf einer deutlichen Modifikation der Triebwerksintegration und Einlaufgestaltung des bestehenden Entwurfs.

Abbildung 52: Verwendetes Schallkennfeld eines ZTL-Triebwerks bei einem Drosselgrad von 90% (links) und 60% (rechts)
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Tabelle 4: Ermitteltes Schallabminderungspotenzial des RMP-Entwurfs
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Ausgehend von der heutigen Triebwerkstechnologie würde die durch die konzeptionell erwirkten Dämpfungsmaßnahmen erreichte Schallpegelabminderung nicht genügen, um den RMP-Entwurf gegenüber einem konventionell ausgelegten Flugzeug wirtschaftlicher zu betreiben. Die Pegelreduktion muss mindestens weitere 10 – 15 EPNdB größer ausfallen, was antriebsseitig durch optimierte Liner, modifizierte Triebwerke, aber auch eine Änderung des Gesamtkonzepts möglich erscheint. Zudem ist die entwickelte und verwendete Bewertungsgrundlage als streng zu bewerten, was jedoch vor dem Hintergrund, dass die formulierten Grenzpegel auf fluglärmmedizinischen Erkenntnissen beruhen, gerechtfertigt ist. Ein Abrücken von diesen Grenzen ist sicherlich möglich, allerdings sind die Auswirkungen schwer zu belegen. Die Steigerung der Attraktivität lärmreduzierter Flugzeugentwürfe besteht hauptsächlich in der Möglichkeit, die Lärmgebühren deutlich anzuheben, jedoch basieren diese dann nicht mehr auf quantifizierbaren Erkenntnissen sondern eher auf lobbyistischen Interessen.

Zusammenfassung

Eine mit dem Ziel ihrer Lärmkapselung im Rumpfheck integrierte Antriebseinheit bezeichnet den konzeptionellen Aufbau des Rear Mounted Propulsor (RMP) – ein lärmreduziertes Verkehrsflugzeug, das im Rahmen des Projektes entworfen und bewertet wurde. Die zugrunde liegende Idee ist dabei, die von den Triebwerken ausgehende Schallemission durch eine Rumpfeinbettung deutlich zu verringern. Die Identifikation eines geeigneten Basiskonzeptes erforderte eine vertiefte Bewertung sowohl der operationellen als auch technischen Aspekte. Es sind insbesondere Maschinen prädestiniert, die ein relativ großen Rumpfquerschnitt bei gleichzeitig kleinem Abfluggewicht aufweisen, zudem mit einem hohen Anteil am Gesamtverkehrsaufkommen deutlich zum Dauerschallpegel beitragen. In Konsequenz dieser Erkenntnisse ist hier die Entscheidung zugunsten einer Kurz- / Mittelstreckenflugzeugs getroffen worden. Als grundsätzliches Antriebskonzept empfiehlt sich eine enge Packung von ZTL-Triebwerken in polygonaler Anordnung, da sich diese für eine zirkulare Integration im Rumpfheck als am besten geeignet erweist. Dabei verdeutlicht sich der Vorteil, einer mit mehr als zwei Triebwerken ausgelegten Einheit, durch einen reduzierten Standschubbedarf und der Tatsache, dass die geometrische Platzierung der Triebwerke zu einem insgesamt geringeren Antriebsquerschnitt führt. Die Raumausnutzung stellt sich bei der Verwendung von 4 Triebwerken als optimal heraus, wobei 3 oder 5 Triebwerke nur geringfügige Abweichungen zum Optimum aufzeigen. Weiterhin wird deutlich, dass die Integrationskompatibilität mit steigendem Nebenstromverhältnis der Einzelaggregate abnimmt und hohe Werte (> 8) die vollständige Antriebseinbettung in konservative Rumpfkonzepte nahezu verbietet. Der umgesetzte Entwurf bezieht sich in seiner Missionsspezifikation auf den Airbus A320 200, der eine Nutzlast von 18,5 t über eine Reichweite von etwa 1800 nm transportieren kann. Eine Parameterstudie zur Integrationskompatibilität des Antriebs zeigt, dass unter diesen Randbedingungen und der Verwendung von Triebwerken mit Nebenstromverhältnissen unter 6, die zweistrahlige Antriebsanordnung möglich, wenn auch sehr eng bemessen ist. Mit dieser Voraussetzung empfahl sich ihre Verwendung, da diese sowohl eine weniger komplexe Ausgestaltung des für die Antriebsintegration vorgesehenen Heckbereichs und der Einläufe als auch einen niedrigeren Instandhaltungsaufwand bedeutet. Ein am Heck installierter Ejektor, der axial verschiebbar ist und zur Kontrolle des Strahllärms eingesetzt wird. ist ein wesentliches Entwurfsmerkmal. Im bodennahen Flugbetrieb erzeugt er in seinem ausgefahrenen Zustand einen zusätzlichen Massendurchsatz, der die Strahlgeschwindigkeit und damit den Strahllärm vermindert. Eingefahren geht er stetig in die Rumpfkontur über, weshalb weder Widerstandszunahmen noch Schubdefizite im Reiseflug zu erwarten sind. Das Reduktionspotenzial des Strahllärms durch den Ejektor wurde in der vorliegenden Konfiguration mit etwa 8 dB ermittelt. Die Luftzuführung beider Triebwerke erfolgt über jeweils einen S-Duct, dessen Wände schallabsorbierend mit Linern ausgelegt sind. Dadurch wird der vom Triebwerk nach vorn emittierte Schall merklich reduziert, wenngleich durch die unterschiedlichen Leistungsstufen eine genaue Adjustierung der Helmholtz-Resonatoren auf tonale Frequenzen schwierig bis unmöglich ist. Die breitbandige Pegelabnahme bei dem verwendeten Liner-Konzept wurde mit maximal 12 dB berechnet. Zur Feststellung der Gesamtpegelabsenkung durch die vollzogenen Modifikationen wurde der Schallimmissionspegel an den Lärm-Zertifizierungspunkten berechnet. Dieses erfolgte im Vergleich zu einem Antriebskonzept konventioneller Anordnung. Es wurde das Schallkennfeld eines realen Triebwerks zugrunde gelegt, wobei keine Unterscheidungen zwischen den spezifischen Charakteristika des Nah- und Fernfeldes gemacht wurden. Dabei wurde die durch den Flügel bewirkte Einfügungsdämpfung berücksichtigt, in dessen Zuge eine Verbesserung des Reduktionspotenzials in der Möglichkeit vermutet wurde, den Flügel vorwärts zu pfeilen, um seine Wirkung als Schallbarriere zu steigern. In Abweichung zum ursprünglichen RMP Konzept mit zurückgepfeiltem Tragflügel wurde dieser Entwurf (RMP V) bewertet und bei der vorgelegten Konfiguration als nicht aussichtsreich befunden. Die Pegelabminderung an den Zertifizierungspunkten zeigte nur eine geringfügige Steigerung gegenüber dem Entwurf mit zurückgepfeiltem Flügel, was, vor dem Hintergrund der insgesamt schlechteren Wirtschaftlichkeit des Entwurfs RMP-V, seine weitere Verfolgung nicht empfiehlt.

Tabelle 5: Ergebnisse der Schallpegelreduktion der RMP-Entwürfe im Vergleich zum konventionellen Entwurf
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In Tabelle 5 sind die Ergebnisse der hier konzeptionell erbrachten Schallpegelreduktion zusammengetragen. Weitergehend konnte gezeigt werden, dass bei einer gezielten Verschiebung des Flügels die Pegelabsenkungen beim Start- und Landeüberflugpunkt auf 8,9 EPNdB bzw. 11,3 EPNdB steigen würden. Jedoch verhindern entwurfstechnische Randbedingungen bei den vorgelegten Konzepten eine Realisierung des lärmspezifischen Positionsoptimums.

Tabelle 6: Kosten-Ergebnisse der Entwurfsevaluation der RMP-Konzepte mit Gegenüberstellung zum konventionell ausgelegten Referenzentwurf (Auslegungspunkt)
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 Verschlechterte Flugleistungen führen bei einem zum Referenzentwurf unveränderten Betriebsszenario und ohne Berücksichtigung lärmabhängiger Gebühren zu höheren Stückkosten der RMP-Entwürfe (Tabelle 6). Dieser Nachteil wird geringfügig kleiner, wenn die Lärmkosten mit einbezogen werden. Die nur leichte Verbesserung erklärt sich dadurch, dass die lärmabhängigen Gebühren im Tageszeitraum einen relativ kleinen Anteil an den Gesamtkosten ausmachen. Ausschließlich mit einer zum Referenzentwurf gesteigerten Auslastung ist es möglich, Kostengleichheit herzustellen. Dieses gelingt, wenn der Nachtzeitraum zu 14% bzw. etwa 1 Stunde mit einbezogen wird, was bei einem maximalen Immissionspegel unterhalb von 70 EPNdB und einem angenommenen Verkehrsaufkommen unter 20 Maschinen pro Stunde möglich wird. Im Vergleich zu heutigen Verkehrsflugzeugen entspräche dieses einer Absenkung von bis zu 25 EPNdB. Die Lärmkosten haben bei Pegeln dieser Größenordnung auch im Nachtzeitraum eine weniger bedeutende Rolle. Weiterhin bleibt zu empfehlen, die hier vorgestellten Ansätze, dieses betrifft sowohl die um den Lärmaspekt erweiterte Betriebskostengleichung als auch den dokumentierten RMP-Entwurf, weiter zu optimieren. Dabei ist insbesondere bei dem Ansatz zur Herleitung der lärmspezifischen Kosten zu überlegen, inwieweit die theoretisch durchaus korrekte Entwicklung abnehmender Lärmgebühren eines Einzelereignisses bei einer Zunahme des Gesamtverkehrsaufkommens aufrecht erhalten werden sollte. Letzteres birgt den entscheidenden Nachteil, dass sich bei einem hohen Verkehrsaufkommen die auf ein Flugereignis umgeschlagenen Kosten deutlich verringern, weshalb sich ihr Einfluss innerhalb der Betriebskostenrechnung des Flugzeugs weiter reduziert und sie somit an Bedeutung verlieren. In einem ähnlichen Kontext ist die Entwicklung anderer Kostenstellen in der Gesamtbilanz zu würdigen. So verlieren die Lärmkosten auch bei einer zukünftig zu erwartenden Steigerung der Kraftstoffkosten an Gewicht, was vor dem Hintergrund ihrer bereits gegenwärtig schwach ausgeprägten Einflussnahme, ihre Lenkungswirkung zum Betrieb bzw. zur Entwicklung lärmreduzierter Flugzeuge weiter verringert. Die Ergebnisse lassen sich für zukünftige Entwurfsbestrebungen derart bewerten, dass in der Lärmreduktion zweifellos ein Potenzial der Kostensenkung und Kapazitätserweiterung von Flughäfen vorliegt. Hierbei steigert insbesondere die Möglichkeit der Auslastungserhöhung die Attraktivität lärmreduzierter Flugzeuge. Liegt jedoch aufgrund konzeptionell ergriffener Reduktionsmaßnahmen der Schallemission eine gegenüber konventionell ausgelegten Verkehrsflugzeugen verschlechterte Wirtschaftlichkeit des Entwurfs vor, gestaltet es sich zunehmend schwieriger bis unmöglich, allein auf der Basis reduzierter Lärmkosten seine Umsetzung erfolgreich zu verteidigen. Der Hebel der Lärmgebühren erweist sich als zu schwach, um Kostennachteile, die aus lärmspezifischen Modifikationen resultieren, ausreichend zu kompensieren. Allerdings sind hierbei Fallunterscheidungen notwendig. So können geringfügige Änderungen an realisierten Flugzeugentwürfen, die ohne Verschlechterungen ihrer Flugleistungen zu einer Pegelabsenkung führen, durchaus einen erstrebenswerten Kostenvorteil erbringen, der als Anreiz zum Einsatz lärmreduzierter Flugzeuge führt. Vor dem Hintergrund des zunehmenden Bewusstseins für ein umweltverträgliches und nachhaltiges Handeln, rücken die Forderungen nach einem emissionsarmen Wirtschaften verstärkt in den Interessensmittelpunkt der Gesellschaft. Die ökonomische Motivation zur Schadstoffreduktion wird sich zukünftig durch eine forcierte Einführung von Emissionsgebühren etablieren, die gleichzeitig auf die Ausrichtung von neuen Flugzeugentwürfen lenkend Einfluss nehmen. Dieser Sachverhalt sollte beim Entwurf und der vertieften Bewertung von lärmarmen Flugzeugkonzepten zunehmend berücksichtigt werden. Es ist durchaus das Szenario möglich, dass durch die konzeptionellen Modifikationen zur Lärmreduktion ein verbrauchsintensiverer Betrieb der Maschine vorliegt und dadurch die allgemeinen Vorteile der Lärmreduktion, in Folge der ansteigenden Emissionsgebühren, in einem ökonomischen Nachteil münden. Allerdings liegen derzeitig keine adäquaten Kostenmodelle vor, die es erlauben, Flugzeuge in ihrer Entwurfsphase entsprechend zu bewerten. Abschließend ist kritisch zu bemerken, dass selbst bei der Umsetzung lärmreduzierter Flugzeuge, die aus präventivmedizinischer Sicht keine Benachteiligung der Bevölkerung während des Nachtflugbetriebs erwarten lassen, diesen aus lobbyistischen und politischen Beweggründen die entsprechende Flugerlaubnis versagt werden könnte. Wenngleich aus wissenschaftlichen Gesichtspunkten dieses Verbot jeglicher Grundlage entbehren würde, ist dieses hinsichtlich subjektiver Entscheidungsprozesse auf der Ebene gesellschaftlicher Repräsentanten durchaus möglich.

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