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Going Beyond Counting First Authors in Author Co-citation Analysis
Full text linkThe present study examines one of the fundamental aspects of author co-citation analysis (ACA) - the way co-citation
counts are defined. Co-citation counting provides the data on which all subsequent statistical analyses and mappings
are based, and we compare ACA results based on two different types of co-citation counting - the traditional type that
only counts the first one among a cited work's authors on the one hand and a non-traditional type that takes into
account the first 5 authors of a cited work on the other hand. Results indicate that the picture produced through this non-traditional author co-citation counting contains more coherent author groups and is therefore considerably clearer. However, this picture represents fewer specialties in the research field being studied than that produced through the traditional first-author co-citation counting when the same number of top-ranked authors is selected and analyzed. Reasons for these effects are discussed
Validierung eines Missionsprofils eines Ultraleichtflugzeugs unter Verwendung der Aerodynamischen Beiwerte
Full text linkDie vorliegende Abschlussarbeit befasst sich mit der Validierung eines Missionsprofils für das Ultraleichtflugzeug Breezer B400-6 unter Verwendung aerodynamischer Beiwerte. Ziel der Arbeit ist es, die aerodynamischen Eigenschaften und Leistungsdaten des Ultraleichtflugzeugs mit Hilfe klassischer Handbuchmethoden sowie der Open-Source-Plattform SUAVE zu analysieren und mit den Herstellerangaben zu vergleichen. Im Rahmen des BeHyPSy-Verbundprojektes, das die Entwicklung eines wasserstoffbasierten Antriebssystems verfolgt, dient diese Arbeit als Grundlage für die Integration alternativer Antriebskonzepte. Die Modellierung beginnt mit der Bestimmung der aerodynamischen Eigenschaften des Ultraleichtflugzeugs, woraufhin das Missionsprofil mit Hilfe von physikalisch basierten Berechnungsmethoden und umfassenden Simulationsmethoden entwickelt wird. Widerstands-, Auftriebs- und Leistungskennwerte werden für beide Ansätze - Handbuchmethoden und SUAVE - berechnet und verglichen. Die Ergebnisse der Methoden zeigen eine hohe Korrelation mit nur geringen Abweichungen, die hauptsächlich auf unterschiedliche Berechnungsansätze der aerodynamischen Kenngrößen zurückzuführen sind. Die gewonnenen Erkenntnisse validieren das bestehende Missionsprofil und tragen zur Optimierung zukünftiger Modellierungsansätze bei. Der durchgeführte Vergleich stellt somit eine wichtige Basis für weitere Untersuchungen im Bereich alternativer Antriebssysteme dar.This thesis deals with the validation of a mission profile for the Breezer B400-6 ultralight aircraft using aerodynamic coefficients. The aim of the thesis is to analyse the aerodynamic properties and performance data of the ultralight aircraft using classic handbook methods and the open-source-platform SUAVE and to compare them with the manufacturer’s specifications. As part of the BeHyPSy joint project, which is pursuing the development of a hydrogen-based propulsion system, this work serves as a basis for the integration of alternative propulsion concepts. The modelling begins with the determination of the aerodynamic properties of the ultralight aircraft, whereupon the mission profile is developed with the help of physically based calculation methods and comprehensive simulation methods. Drag, lift and performance characteristics are calculated and compared for both approaches - handbook methods and SUAVE. The results of the methods show a high correlation with only minor deviations, which are mainly due to different calculation approaches of the aerodynamic parameters. The knowledge gained validates the existing mission profile and contributes to the optimisation of future modelling approaches. The comparison thus provides an important basis for further investigations in the field of alternative propulsion systems
Modellbasierte Vorentwicklung eines Brennstoffzellensystems für große Verkehrsflugzeuge
Full text linkDiese Arbeit umfasst den Aufbau eines Modells für ein Brennstoffzellensystem für große Verkehrsflugzeuge in der Umgebung MATLAB/SIMULINK im Rahmen des Kooperationsprojektes MIWa. Das Modell erstellt aus einem, in einer XML-Datei hinterlegtem, Missionsprofil ein System mit den Hauptkomponenten Brennstoffzellenstack, Verdichter und Befeuchter und beruht auf einer Literaturrecherche bezüglich solcher Systeme in Verkehrsflugzeugen. In einer Optimierung soll das System minimale Komponenten- und Gewichtsanzahl erreichen. Das Modell ist mit zwei verschiedenen Flugzeugkonfigurationen und Leistungsanforderungen für verschiedene Flugmissionen getestet. Die Ergebnisse der Simulation zeigen, dass der Antrieb eines Flugzeuges ausschließlich mit elektrischer Energie aus Brennstoffzellen nicht umsetzbar scheint. Hingegen ist der Ersatz der APU und die Entlastung der Triebwerke vorstellbar.This paper describes the modelling of a fuel cell system for large aircraft by MATLAB/SIMULINK in the project MIWa. The model developes a system with the main components fuel-cell-stack, compressor and humidifier by using a mission profile described in a XML-file and is based on literature research describing such systems in large aircraft. The optimization of the system is aimed for the minimal number of components and minimal weight. The model describes two types of airplane configuartions and flight profiles for different flight missions. The result of the simulation shows that powering an airplane solely with fuel cell produced electric energy seems not feasible. But driving the APU and supporting the engines seems possible
Experimentelle und modellbasierte Untersuchung eines vibroakustischen Messverfahrens zur Bestimmung der Kraftstoffmenge in kryogenen Wasserstofftanks für Flugzeuge
Full text linkDie vorliegende Arbeit untersucht experimentell und modellbasiert ein vibroakustisches Messverfahren zur Bestimmung der Kraftstoffmenge in kryogenen Wasserstofftanks für Flugzeuge. Flüssiger Wasserstoff (LH2) hat das Potenzial in zukünftigen Flugzeugen als klimaneutraler Treibstoff eingesetzt zu werden. Die präzise Messung des Füllstandes stellt jedoch eine technologische Herausforderung dar, da herkömmliche Methoden unter den extremen thermodynamischen Bedingungen von LH2 an ihre Grenzen stoßen. In dieser Arbeit wird ein nicht-invasives vibroakustisches Verfahren analysiert, das auf der Messung der strukturellen Resonanzfrequenzen des Tanks basiert. Hierzu werden numerische Simulationen in COMSOL multiphysics durchgeführt, um die Wechselwirkungen zwischen der Tankstruktur und dem eingefüllten Medium zu modellieren. Ergänzend dazu werden experimentelle Untersuchungen an einem Testaufbau mit verschiedenen Füllständen durchgeführt. Die Ergebnisse zeigen eine deutliche Korrelation zwischen der Füllmenge und der Verschiebung der Resonanzfrequenzen.This thesis presents an experimental and model-based investigation of a vibroacoustic measurement method for determining the fuel quantity in cryogenic hydrogen tanks for aircrafts. Liquid hydrogen (LH2) is a promising zero-emission energy carrier for future aviation. However, precise fuel level measurement is a significant technological challenge, since conventional methods are limited under the extreme thermodynamic conditions of LH2. This study analyzes a non-invasive vibroacoustic approach that relies on measuring the structural resonance frequencies of the tank. Numerical simulations using COMSOL Multiphysics are conducted to model the interactions between the tank structure and the contained fluid. In addition, experimental investigations are performed on a test setup with varying fill levels. The results demonstrate a clear correlation between the fuel level and the shift in resonance
frequencies
Entwicklung einer Methode zur modellbasierten Vorauslegung der Energiesysteme eines wasserstoffbetriebenen Propeller-Flugzeuges
Full text linkDiese Arbeit analysiert die Flugzeugsysteme eines Wasserstoffflugzeuges. In der ersten Phase wird ein ATR72-600 als wasserstoffbetriebene Variante mit Brennstoffzellen nachdimensioniert. Anschließend werden die Anpassungen der Systeme aufgrund des Treibstoffwechsels durchgeführt. Für das Treib-stoffsystem und die Klimanlage werden die thermodynamischen Vorgängen analytisch beschrieben. Die Modellierung zusammen mit dem Antriebssystems durch Brennstoffzellen und des elektrischen Systems ist mit der Simscape Umgebung in MATLAB Simulink geplant. Aufgrund zeitlicher Begrenzung ist das Modell nicht vollständig und konnte nicht mehr an dem Referenzflugzeug getestet werden.This report considers the aircraft systems of an hydrogen powered aircraft. In the first part, a preliminary design of an hydrogen powered version of the ATR72-600 with fuel cells is accomplished. Due to use of hydrogen as fuel, the adjustments in the aircraft systems are discussed. The thermodynamic processes of the fuel system and the ECS are described with an analytical method. The model the these systems, including the fuel cell system and the ECS is implemented with the Simscape environment in MATLAB
Simulink. Due to the lack of time, the model couldn´t be finished and an evaluation of the pre-designed reference aircraft Considering the limited time, the model couldn´t be completed and an evaluation of the previously mentioned reference aircraft wasn´t possible
Konstruktion eines skalierten Teststandes für hybridelektrische Luftfahrtantriebe
Full text linkAngesichts der Herausforderung, die CO2-Emissionen in der Luftfahrt zu senken, stellen hybrid-elektrische Antriebssysteme mit PEM-Brennstoffzellen eine vielversprechende Lösung dar. Im Verbundforschungsprojekt BeHyPSy beschäftigt sich die HAW Hamburg mit der modellbasierten Systementwicklung eines hybridelektrischen Antriebsstrangs für ein Flugzeug der Ultraleicht-klasse (MTOW < 600 kg). In dieser Bachelorarbeit wird ein skalierter Teststand entwickelt, um die numerischen Modelle und Methoden des Projektes BeHyPSy zu validieren.
Der Schwerpunkt der Arbeit liegt auf der Dimensionierung, den Sicherheitsanforderungen und der Kostenoptimierung. Der entwickelte Teststand soll eine Plattform bieten, um theoretische Annahmen durch praktische Tests zu überprüfen.In view of the challenge of reducing CO2 emissions in aviation, hybrid-electric drive systems with PEM fuel cells represent a promising solution. In the joint research project BeHyPSy, HAW Ham-burg is working on the model-based system development of a hybrid-electric powertrain for an ultra-light class aircraft (MTOW < 600 kg). In this bachelor thesis, a scaled test rig is being devel-oped to validate the numerical models and methods of the BeHyPSy project.
The focus of the work is on dimensioning, safety requirements and cost. The test rig developed is intended to provide a platform for verifying theoretical assumptions through practical tests
Numerical Study of Ultrasound-Based Level Sensors in Liquid Hydrogen Tanks
Full text linkLiquid hydrogen (LH2) holds immense potential for decarbonizing aviation, offering a sustainable alternative to conventional fuels. However, its adoption is constrained by its lower volumetric energy density, necessitating storage in liquid form at 20 K. Precise LH2 level measurement in cryogenic aircraft tanks under varying flight conditions presents significant challenges due to its low viscosity, thermal stratification, and the risk of hydrogen embrittlement. This study explores the use of ultrasonic sensors for LH2 level detection, employing FEM simulations in COMSOL Multiphysics 6.2. The findings reveal that placing the sensor within the LH2 medium makes level detection feasible due to the low transmission of acoustic waves at the LH2-H2 interface. Under the stationary fluid assumption, using a 50 kHz frequency, the sensor achieved a relative error of 0.65% at a fuel level of 1.9 m, with absolute errors ranging from 12.3 to 12.5 mm. However, cryogenic temperature variations between 18 K and 20 K directly influenced sensor accuracy, with lower temperatures leading to higher absolute errors. Additionally, increasing sloshing angles reduced the sensor’s accuracy and detectability. These findings demonstrate the feasibility of ultrasound sensors for reliable LH2 level measurement. However, practical implementation must address the challenges posed by sloshing e ects, thermal stratification, and hydrogen embrittlement to ensure long-term reliability and operational safety
Sensorik für die Erfassung von Füllständen in Flüssigwasserstofftanks in Flugzeugen
Full text linkDie vorliegende Masterarbeit befasst sich mit der Sensorik für die Erfassung von Füllständen in Flüssig-wasserstofftanks in Flugzeugen. Das Ziel dieser Arbeit ist es ein geeignetes Messverfahren zur Füllstands-messung eines kryogenen Wasserstofftanks in einem Flugzeug zu ermitteln. Hierfür wird zunächst ein Einblick in den Entwicklungsstand des Kraftstofftanks und möglicher Füllstandssensoren gegeben, dies
ist erforderlich um ein passendes Messsystem zu ermitteln. Unter Berücksichtigung der Anforderungen werden Lösungsvarianten erarbeitet und nach der VDI 2225 bewertet. Der parallel supraleitende MgB2-Füllstandssensor ist mit seinem angewandten Messverfahren auf dem höchsten Entwicklungsniveau im Bereich der Füllstandsmessung von kryogenen Wasserstoff. Trotz alledem erfordert die Festlegung auf ein
passendes Messsystem für den Betrieb in einem Flugzeug weitere Forschungs- und Entwicklungsarbeiten.This master thesis deals with sensor technology for the detection of liquid hydrogen tank levels in aircrafts. The aim of this thesis is to determine a suitable measurement method for level measurement of a cryogenic hydrogen tank in an aircraft. For this purpose, first an insight into the development status of the fuel tank and possible level sensors is given, this is necessary to determine a suitable measurement system. Taking the requirements into account, solution variants are developed and evaluated according to VDI 2225. The parallel superconducting MgB2 level sensor with its applied measuring method is at the highest level of development in the field of level measurement of cryogenic hydrogen. Despite all this, the determination of a suitable measuring system for operation in an aircraft requires further research and development work
Untersuchung der Auswirkungen einer widerstandsreduzierenden Beschichtung auf die dynamische Gier- und Seitenstabilität der Boeing 777
Full text linkIn dieser Arbeit werden die Auswirkungen einer aerodynamischen Modifikation der Boeing 777-F durch eine Beklebung des Rumpfes und der Nacelles mit Riblet-Strukturen auf die dynamische Stabilität der Seitenbewegung des Flugzeugs sowie die Funktionsweise des Gierdämpfers untersucht. Dazu wird eine Analysemethodik in der Simulationsumgebung von Matlab/Simulink entwickelt, welche die Untersuchung der Flugzeugdynamik anhand der um einen Referenzzustand linearisierten Bewegungsgleichungen ermöglicht sowie eine vereinfachte Modellierung des Gierdämpfers enthält. Anhand von CFD Simulationen werden die aerodynamischen Derivative sowie der Effekt der Riblet-Modifikation auf die Beiwerte ermittelt. Zudem erfolgt eine Abschätzung der Trägheitsmomente und dynamischen Derivative des Systems. Das Simulationsmodell der Boeing 777-F wird anhand von realen Testflugdaten validiert und kalibriert und im Anschluss zur Untersuchung des Effekts der Riblet-Modifikation im Zeitbereich sowie Frequenzbereich verwendet. Die Untersuchung des Riblet-Effekts zeigt dabei keine Auswirkungen auf die dynamische Stabilität sowie Funktionsweise des Gierdämpfers der Boeing 777-F.In this thesis, the effects of an aerodynamic modification of the Boeing 777-F by covering the fuselage and nacelles with riblet structures on the lateral-directional dynamic stability and operation of the yaw damper system are investigated. For this purpose, an analysis methodology is developed in the Matlab/Simulink simulation environment, which enables the study of the aircraft dynamics using the linearized form of the equations of motion regarding to a trim condition and includes a simplified model of the yaw damper.
Numerical CFD simulations are used to determine the aerodynamic derivatives and the effect of the riblet modification. Furthermore, the system’s moments of inertia and dynamic derivatives are estimated. The simulation model of the Boeing 777-F is validated and calibrated using real test flight data and subsequently used to analyze the effect of the riblet modification in the time domain as well as in the frequency domain. The investigation of the riblet effect shows no significant effects on the dynamic stability and functionality of the yaw damper of the Boeing 777-F
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