WO2020099389A1 - Method for assessing the fuel efficiency of aircraft - Google Patents

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WO2020099389A1
WO2020099389A1 PCT/EP2019/080998 EP2019080998W WO2020099389A1 WO 2020099389 A1 WO2020099389 A1 WO 2020099389A1 EP 2019080998 W EP2019080998 W EP 2019080998W WO 2020099389 A1 WO2020099389 A1 WO 2020099389A1
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WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
physical
fuel efficiency
model
parameters
Prior art date
Application number
PCT/EP2019/080998
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Kai-Christoph Pfingsten
Robert Heigl
Olaf Ronsdorf
Lennart Dörwald
Franz Enkelmann
Original Assignee
Lufthansa Technik Ag
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Filing date
Publication date
Application filed by Lufthansa Technik Ag filed Critical Lufthansa Technik Ag
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    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
    • G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant

Definitions

  • the present invention relates to a method for evaluating the fuel efficiency of aircraft.
  • the method according to the invention for evaluating the fuel efficiency of aircraft comprises the following steps: a. Setting up a simulation model for calculating fuel consumption in flight operations based on a physical model of flight operations, the simulation model comprising physical constants, physical measurement parameters and adaptable physical parameters, b. Measurement of the physical parameters in flight
  • the simulation model according to the invention is based on a physical model of flight operations.
  • a physical model of flight operations denotes a model by which flight operations are mathematically simulated in a quantitative manner.
  • the physical model can include, for example, a system of equations through which the flight operation is described or simulated quantitatively in an analytical and / or numerical manner.
  • the physical model can be based in particular on the energy conservation rate, an amount of energy to be allocated to the fuel consumption being compared or equated with the amount of energy (according to the physical model) required for maintaining flight operations.
  • the physical model can include one or more sub-models selected from the group: thermodynamic engine model, kinematic model of flight physics, aerodynamic model of aerodynamics and model of system technology. With the help of these sub-models, the thermodynamic, aerodynamic and aerodynamic relationships as well as the energy consumed by system-side power consumers can be taken into account.
  • the engine thrust generated by the combustion of the measured amount of fuel can be calculated on the basis of the thermodynamic engine model and compared with the thrust that is theoretically necessary in order to maintain flight operations according to aerodynamic and aerodynamic laws.
  • Physical constants refer to quantities that are predetermined by nature and that are relevant for flight operations. For example, gravitational acceleration, the specific gas constant or the specific energy density of the fuel used represent physical constants in the sense of the invention, which can be incorporated into the physical model.
  • physical measured variables refer to those measured variables which are part of method step b. be measured and which are determined at the time of the measurement by the current flight condition.
  • physical measurement variables can be measured directly with the aid of corresponding sensors, or can be derived indirectly from measured data or data which characterize the flight state or are available in another way.
  • Adaptable physical parameters represent, within the scope of the invention, such quantities which are required within the physical model for the mathematical simulation or description of flight operations and which are adapted (ie changed) in the course of the simulation, so that the calculated fuel consumption also takes into account essentially corresponds to the measured fuel consumption.
  • the physical parameters can, in particular, be those quantities which are not accessible to a direct measurement.
  • Adaptable physical parameter values can be selected, for example, from the group: zero lift coefficient, derivative dependent on the angle of attack, zero resistance coefficient, coefficients for the linear component of an induced resistance, coefficients for the quadratic component of the induced resistance, pressure loss in the combustion chamber.
  • the physical model of flight operations is not changed as part of the invention during the simulation, that is to say during the process of adapting the adjustable parameters. Rather, the physical model can be based on known physical relationships or be derived therefrom and to that extent are determined during the implementation of the method according to the invention. Of course, this does not preclude the physical model from being adapted or improved before or after its implementation. If a fixed model is used, the parameters determined can be score at two times or can be compared directly with each other for different aircraft, which is generally not possible when using so-called “machine learning” algorithms.
  • the adaptable parameters are assigned physically meaningful starting values and / or value ranges which are based on literature areas or have been determined based on empirical values before the optimization calculation begins. Within these value ranges, the adaptable parameters are determined as part of the optimization calculation. The computing effort for determining the adaptable physical parameters can thereby be reduced.
  • the simulation model is preferably designed such that it comprises submodels which are selected from the group: thermodynamic engine model, kinematic model of flight physics, flow physics model of aerodynamics, model of system technology.
  • a thermodynamic engine model refers to a physical model through which the relationship between the fuel used and the thrust generated is described quantitatively for a given engine.
  • a kinematic model of flight physics and a flow-physical model of aerodynamics the kinematic and aerodynamic relationships that determine the lift and propulsion of an aircraft in the air are described in a quantitative manner.
  • a model of system technology refers to a physical model by means of which, in particular, the power consumers present in the aircraft and, if applicable, their effects on flight operations are recorded and described quantitatively.
  • the aircraft can be viewed as an overall system and physically modeled.
  • System considerations of components as part of the overall system are preferably transferred to and integrated into the overall system level.
  • the physical measured variables are preferably selected from at least one of the following groups: thermodynamic measured variables, kinematic measured variables, aerodynamic measured variables, system-technical measured variables and identification parameters.
  • thermodynamic measurement variables can, for example, be selected from the group: blowing
  • Kinematic parameters can be selected from the group: total weight of the aircraft, fuel mass in the respective tank of the aircraft, acceleration in the longitudinal direction, acceleration in the lateral direction, acceleration in the vertical direction, angle of movement about the longitudinal axis (hanging angle), angle of the Movement around the transverse axis (pitch angle), angle of movement around the vertical axis / flight direction (yaw angle), angle of attack, sliding angle, rotational speed around the longitudinal axis (roll rate), rotational speed around the transverse axis (pitch rate), rotational speed around the vertical axis (yaw rate) , Center of gravity of the aircraft, aircraft position on the longitude, aircraft position on the latitude, flight altitude, acceleration in the direction of flight, rate of climb, angle between aircraft speed vector and horizontal, angle between path above ground and orientation, actual speed in surrounding air, calibrated / corrected speed in surrounding air, speed of the wind from the longitudinal direction, speed of the wind from the vertical direction, speed of the wind from the transverse direction, wind direction, wind speed, speed over ground.
  • Aerodynamic parameters can be selected from the
  • System-technical parameters can be selected from the group: power consumption of the on-board electronics, power output from on-board energy storage devices (e.g. batteries), power output to hydraulic and / or pneumatic systems, pack flow, precooler exit temperature.
  • on-board energy storage devices e.g. batteries
  • power output to hydraulic and / or pneumatic systems e.g. pack flow, precooler exit temperature.
  • Identification parameters can be selected from the
  • one or more of the measured variables can also be assigned to a plurality of sub-models and used in the context of different sub-models.
  • such physical measurement variables are preferably used which have shown a sufficiently high influence on the fuel consumption in a previous sensitivity study.
  • such physical parameters can be used, which are already recorded in existing aircraft.
  • flight data from a quick access recorder (QAR data) can be used as physical measurement variables.
  • the measurement of the actual fuel consumption and the physical parameters in flight operation is carried out over a defined period during a defined cruise event, the definition of the cruise event preferably comprising geographical data and / or weather data and / or atmospheric data .
  • This design is based on the knowledge that statistical fluctuations in fuel consumption during a defined cruise event are significantly reduced.
  • Such a cruise event can be achieved, for example, by reaching a defined cruising altitude with a preferably stable straight flight and / or with prevailing, for example, constant temperature and / or constant wind conditions and / or constant other atmospheric conditions.
  • the definition of a cruise event is preferably based on the definition of tolerance ranges of individual or of a number of selected physical parameters.
  • a target value and a tolerance range can be assigned to the individual or the plurality of selected physical measurement variables. If the measured variable or the greater number of measured variables does not leave the tolerance range for a specified period, this period can be used as a travel flight event to be understood. Due to the lower statistical fluctuations, the adjustable parameters relevant for the assessment of fuel efficiency can be determined with significantly higher precision.
  • a preferred embodiment of the invention provides that the measurement of the actual fuel consumption and the physical measured variables takes place over a plurality of aircraft events and that the measurement results are preferably averaged.
  • the computational effort required for the simulation can be further reduced compared to the computational effort required for a complete consideration of the flight data (for example the full flight data given every second), the accuracy not or only is negligibly affected.
  • the number of events falling under the definition of the cruise event can be adjusted by appropriately defining the conditions defining a cruise event. It was recognized in the context of the invention that the simulation quality can even improve with a suitable definition of the flight events. Due to narrowly defined filter criteria to define the cruising events it may go against or hear V that are aggregated to a lack of data and deteriorates the simulation quality. It is preferably provided that an optimum is determined on the basis of full flight data.
  • the adaptation of the adaptable physical parameters with the aid of the optimization calculation is preferably carried out using a fitting algorithm, wherein as optimization calculation preferably meta-heuristic optimization methods such as, for. B. a genetic algorithm can be used. Because of the use of metaheuristic optimization methods is that the physical model of flight operations may be extremely complex and finding solutions is not easy.
  • key figures such as an efficiency or a specific range for evaluating the fuel efficiency of an aircraft can be determined based on the physical model and the determined parameters.
  • the consideration of the specially formed key figures over a time course, in particular before and after taking measures to improve fuel efficiency, can provide information about the influence of the measures.
  • the fuel efficiency can thereby be determined with high temporal resolution.
  • the observation of the chronological course of the key figures enables the detection of significant changes that give a direct conclusion about the fuel efficiency of the aircraft.
  • the processes known from the prior art frequently require data averaged over a significantly longer period (for example a month) in order to be able to make a statement (less precise than the present invention) about fuel efficiency.
  • the present invention further relates to a method for predicting the influence of a modification of an aircraft on its fuel efficiency, using a simulation model according to the invention for this aircraft before making the modification, which is characterized by the following steps: a. Calculation of fuel efficiency using the simulation model,
  • the prediction according to the invention of the influence of a modification of an aircraft on its fuel efficiency opens up a further area of application for the present invention, which leads to further advantages over the prior art.
  • the method can be used to predict how a planned modification of the aircraft will affect its fuel efficiency without it being necessary to actually implement the planned modification.
  • the present invention further comprises a method for determining the change in the fuel efficiency of an aircraft between a first point in time or period and a second point in time or period, using a simulation model for the aircraft set up and optimized according to the invention, characterized by the following steps: a. Carrying out a method according to the invention for evaluating the fuel efficiency of aircraft for the first point in time or the first period, b. Carrying out a method according to the invention for evaluating the fuel efficiency of aircraft for the second point in time or the second period, c. Comparison of the steps a. and b. determined adjustable physical parameters, i. Determination of the physical parameters that can be adjusted causally for differences in fuel efficiency.
  • Fuel efficiency can be identified. For example, faulty or poorly working system components (such as aerodynamic surfaces) can be identified.
  • the present invention further relates to a method for comparing the fuel efficiency of at least two aircraft, using a simulation model set up and optimized according to one of claims 1 to 9 for each of these aircraft.
  • the process is characterized by the following steps: a. Carrying out a method according to one of claims 1 to 9 for each of these aircraft, b. Comparison of the adaptable physical parameters determined for each of these aircraft by optimization calculation
  • the method according to the invention makes it possible to compare the parameters defined by the optimization calculation with those of other aircraft and to identify any deviations.
  • the effects of the deviations can be assessed using the overall model.
  • the present invention further comprises a computer program product designed to carry out a method according to one of claims 1 to 12.
  • FIG. 1 a schematic flow diagram to illustrate the method according to the invention for evaluating the fuel efficiency of aircraft
  • FIG. 2 shows a schematic diagram to illustrate the simulation model according to the invention
  • FIG. 3 shows a schematic flow diagram to illustrate the acquisition of physical measured variables according to the invention
  • Figure 4 a comparison of a measured specific fuel consumption and a simulated specific fuel consumption obtained with the help of the invention over time.
  • a method according to the invention for evaluating the fuel efficiency of an aircraft is explained below.
  • the fuel efficiency is particularly considered before and after making a modification to the aircraft.
  • the modification carried out involves the attachment of so-called winglets to the main wings of the aircraft in question.
  • This modification affects the aerodynamics of the aircraft, which has a positive effect on fuel efficiency.
  • the method according to the invention can be used to quantify this positive effect with high accuracy.
  • Figure 1 shows a schematic flow diagram for illustra tion of the inventive method.
  • a simulation model for calculating the fuel consumption in flight operation for the aircraft under consideration is set up.
  • physical measured variables are determined, which in particular include the actual fuel consumption and also further variables previously described.
  • an optimization calculation for adapting adaptable physical parameters is carried out, so that calculated and according to the simulation model the fuel consumption actually measured in flight operations essentially coincide.
  • the simulation model is based on a physical model of flight operations.
  • the schematic structure of this model is illustrated in FIG. 2.
  • the physical model of flight operation 20 comprises four sub-models: a thermodynamic engine model 21, a kinematic model of flight physics 22, a flow physics model of aerodynamics 23 and a model of system technology 24.
  • the physical model of flight operation 20 is based on the principle of energy conservation. With the help of the thermodynamic engine model 21, in combination with the kinematic model of the flight physics 22 and the flow-physical model of the aerodynamics 23, the amount of fuel required is mathematically simulated in order to generate a desired advance, with which flight operations can be maintained. In addition, the model of system technology 24 is incorporated in order to take into account the energy consumption of the system components of the aircraft.
  • FIG. 2 shows that physical constants 26 and physical measured variables 27 flow into the model 20.
  • the model 20 also includes adaptable physical parameters 25.
  • the physical constants 26 are fixed physical quantities such as gravitational acceleration.
  • the physical measured variables 27 are measured during the flight operation of the aircraft in question as part of the method step 14.
  • One of the measured physical parameters is the aircraft's actual fuel consumption.
  • an optimization calculation is carried out with the aid of the simulation model.
  • the adaptable physical parameters 25 are changed by the optimization calculation such that the measured actual fuel consumption of the aircraft coincides with the fuel consumption calculated in the context of the simulation model, which is necessary to maintain the respective flight status.
  • the result of this optimization calculation is a plurality of adapted physical parameters 28. Using the adapted physical parameters 28, the fuel efficiency of the aircraft can be concluded with high accuracy.
  • FIG. 3 shows a further schematic flow diagram to illustrate the acquisition of the physical measured variables according to the invention.
  • flight data 30 of the aircraft under consideration are first collected in the exemplary embodiment.
  • the flight data are taken from a so-called Quick Access Recorder (QAR) 31 and from maintenance and repair lists 32 of the aircraft to be examined.
  • QAR Quick Access Recorder
  • the determination of flight data using a QAR is generally known and will not be explained further here.
  • a reduced data record 34 is created from the present flight data 30 as part of method step 33. On the one hand, this is done by selecting only those data for the subsequent simulation that have shown a sufficient influence on fuel consumption in a previous sensitivity analysis. In addition, only those flight data 30 are taken into account which are 4 months before and four months after the retrofitting mentioned above were captured by winglets. This time division takes place on the basis of the maintenance and repair lists 32, from which the time of the retrofit is evident. In addition, it is ensured as part of method step 33 that no further modifications to the aircraft were carried out in the period under consideration which could have a significant influence on fuel efficiency. This can be done, for example, by manually reviewing the maintenance, modification and maintenance measures. The result of the selection, checking and time limitation according to method step 33 is the reduced data record 34.
  • the physical measurement variables 27 according to the invention are subsequently generated in the course of method step 35.
  • This is done by first defining 34 cruise events based on the reduced data set.
  • a cruise event is defined by a time window within which the flight data contained in the reduced data set 34 satisfy certain requirements. For example, it can be stipulated that the Mach number of the aircraft may move within a tolerance range of 0.006 around an average value within a time window under consideration, so that the data record for defining the cruise event comes into question.
  • Corresponding tolerance ranges can also be specified for other flight data of data set 34.
  • a cruise flight event can be generated if the tolerance range for all specified flight data is adhered to in a considered time window.
  • a cruise event can also be defined as a time window within which the aircraft has flown straight ahead at a predetermined height. Geographic data and / or weather data and / or atmospheric data can also be taken into account for the determination.
  • Each of the specified cruise events is subsequently carried out in the course of method step 35, averaging the flight data over time.
  • the temporal mean values of the flight data formed over a travel flight event represent physical measurement variables 27 in the following.
  • the physical measurement variables 27 obtained in this way are now divided into such physical measurement variables 27a, which originate from the period before the retrofitting was carried out (hereinafter referred to as period 1) ) and in physical measurement quantities 27b, which originate from the period after the retrofitting was carried out (hereinafter referred to as period 2).
  • the physical measured variables 27a from period 1 are first fed to the simulation model and a corresponding optimization calculation is carried out to calculate adapted physical parameters 28a.
  • the physical measurement variables 27b of the period 2 are then fed to the simulation model and adapted parameters 28b are determined.
  • Exemplary adapted parameters 28a, 28b are given in the table below.
  • the parameters mentioned denote the zero lift coefficient C A o, the derivative dependent on the angle of attack C Aa , the zero resistance coefficient C wo , the coefficient for the linear portion of the induced resistance k lr the coefficient for the quadratic portion of the induced resistance k 2 and the pressure loss in the combustion chamber p BK .
  • the method according to the invention enables the influence of the modification (retrofitting of winglets) on the fuel efficiency of the aircraft to be understood and determined in an extremely precise manner.
  • the influence of the modification can be determined on the basis of the various ascertained adapted physical parameters 28 (or 28a and 28b) are broken down in their effects, so that a significantly improved understanding of the effects of the measure undertaken can be obtained.
  • the method according to the invention can also be used to quantify with high accuracy what actual effect the retrofitting has on fuel consumption.
  • the simulation model according to the invention using the simulation model according to the invention, the specific fuel flow that the aircraft would have had in the second period if the retrofit had not been carried out can be simulated.
  • the physical measurement variables 27b are supplied to the simulation model, the parameters 28a obtained from the first period being used instead of the above-mentioned parameters 28b in the simulation. Since the parameters 28a represent the state before the retrofitting was carried out, this procedure can be used to calculate a hypothetical specific fuel flow which would have been necessary in the second period if the modification had not been carried out. This hypothetical specific fuel flow is shown in FIG. 4 for the second period.
  • the fuel flow is plotted over time in FIG.
  • the time of retrofitting the winglets is marked by the marking 43.
  • the solid line 41 shows the actually measured specific fuel flow in Over time.
  • Dashed line 42 shows the above-mentioned hypothetical specific fuel flow over time for the second period.
  • the difference between the dashed line and the solid line in the second period represents the actual specific fuel savings of the aircraft, which was achieved by the retrofitting.
  • the accuracy of the fuel savings can be determined in this way much more accurately than is possible with methods known from the prior art.
  • the method described above can also be used in an analogous manner to determine the above-mentioned adapted physical parameters if no modification is made to the aircraft. Based on changes in the adapted physical parameters over time, a conclusion can be drawn about the condition of the aircraft. In particular, the condition of those parts and components of the aircraft that have an influence on the respective adapted physical parameters can be monitored. In this way, deterioration of these parts or components can be determined, which would not be noticed or would be noticed only at a late stage in normal maintenance measures.
  • the method according to the invention can also be used in an analogous manner in order to compare two different, preferably identical, aircraft.
  • the method according to the invention can also be used to predict in what way a planned modification will influence fuel consumption. To do this, an estimate must be made of the manner in which the planned modification will change the adaptable physical parameters. The correspondingly changed physical Parameters can then flow into the simulation model and the likely impact on fuel consumption can be determined accordingly.

Abstract

The invention relates to a method for assessing the fuel efficiency of aircraft, characterised by the following steps: a. establishing a simulation model for calculating fuel consumption during the flight operation on the basis of a physical model of the flight operation, the simulation model comprising physical constants, physical variables and adjustable physical parameters; b. measuring the physical variables during the flight operation, the physical variables comprising the actual fuel consumption; c. performing an optimisation calculation for the purposes of adjusting the adjustable physical parameters such that fuel consumption calculated using the simulation model and fuel consumption actually measured during the flight operation substantially match. The invention further relates to a method for predicting the influence of a modification to an aircraft on its fuel efficiency, to a method for determining the change in the fuel efficiency of an aircraft between a first point in time or period of time and a second point in time or period of time, and to a method for comparing the fuel efficiency of at least two aircraft, these additional methods making use of the method according to the invention for assessing the fuel efficiency of aircraft. The invention also relates to a corresponding computer program product. The methods according to the invention enable fuel efficiency to be assessed much more accurately with a high temporal resolution.

Description

Verfahren zur Bewertung der Treibstoffeffizienz von Luftfahr zeugen  Test methods for evaluating the fuel efficiency of aircraft
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Bewertung der Treibstoffeffizienz von Luftfahrzeugen. The present invention relates to a method for evaluating the fuel efficiency of aircraft.
Aus wirtschaftlichen Gründen sowie zur Schonung der Umwelt sind Betreiber von Luftfahrzeugen ständig darum bemüht, die Effizienz der Luftfahrzeuge zu verbessern. Ein wesentlicher Faktor beim Betrieb von Luftfahrzeugen ist der Treibstoffver- brauch. Eine Reduzierung des Treibstoffverbrauchs ist auch im mer mit der Verbesserung der Effizienz des Luftfahrzeugs ver bunden. Möglichkeiten zur Reduzierung des Treibstoffverbrauchs können zum Beispiel durch treibstoffeinsparende technische Maßnahmen wie z. B. Nachbesserungen (sogenannten Retrofits) o- der Wartungsmaßnahmen am Luftfahrzeug erreicht werden. Ein Beispiel einer solchen Maßnahme ist das Anbringen von soge nannten Winglets an den Enden der Tragflächen, welches aerody namische Vorteile mit sich bringt und somit geeignet ist, die Treibstoffeffizienz zu erhöhen. For economic reasons and to protect the environment, aircraft operators are constantly striving to improve the efficiency of the aircraft. An essential factor in the operation of aircraft is the fuel consumption. A reduction in fuel consumption is always associated with an improvement in the efficiency of the aircraft. Opportunities to reduce fuel consumption can be achieved, for example, through technical measures that save fuel, such as: B. Retrofits or maintenance measures on the aircraft can be achieved. An example of such a measure is the attachment of so-called winglets to the ends of the wings, which brings aerodynamic advantages and is therefore suitable for increasing fuel efficiency.
Aus dem Stand der Technik ist es bekannt, durchgeführte Effi zienzmaßnahmen zu überprüfen, indem der tatsächliche Treib stoffverbrauch bestimmt und daraus ggf. unter Berücksichtigung weiterer Messgrößen (z.B. die Zuladung des Luftfahrzeugs oder die herrschenden Windverhältnisse) in regelmäßigen Zeitabstän den mit Hilfe einer empirisch ermittelten Formel ein Kennwert errechnet wird (beispielsweise eine spezifische Reichweite) , welcher eine Aussage über die Treibstoffeffizienz erlaubt. Es hat sich allerdings gezeigt, dass dieses Verfahren in vielen Fällen nicht die gewünschte Genauigkeit liefert, um die Effi zienzmaßnahme beurteilen zu können. Ausgehend davon liegt der vorliegenden Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zur Bewertung der Treibstoffeffizienz eines Luftfahrzeugs sowie ein entsprechendes Computerprogramm produkt bereitzustellen, mit dessen Hilfe im Vergleich zu vor bekannten Verfahren genauere Ergebnisse erzielt werden können. It is known from the prior art to check efficiency measures carried out by determining the actual fuel consumption and, if necessary, taking into account further measured variables (for example the load of the aircraft or the prevailing wind conditions) at regular intervals using an empirically determined formula a characteristic value is calculated (for example a specific range), which allows a statement about the fuel efficiency. However, it has been shown that in many cases this method does not provide the desired accuracy in order to be able to assess the efficiency measure. Proceeding from this, the present invention is based on the object of providing a method for evaluating the fuel efficiency of an aircraft and a corresponding computer program product, with the aid of which more precise results can be achieved compared to previously known methods.
Gelöst wird die Aufgabe durch ein Verfahren gemäß Anspruch 1, ein Verfahren gemäß einem der nebengeordneten Ansprüche 10, 11 und 12 sowie durch ein Computerprogrammprodukt gemäß Anspruch 13. Vorteilhafte Ausführungsformen sind in den Unteransprüchen angegeben . The object is achieved by a method according to claim 1, a method according to one of the independent claims 10, 11 and 12 and by a computer program product according to claim 13. Advantageous embodiments are specified in the subclaims.
Das erfindungsgemäße Verfahren zur Bewertung der Treibstoffef fizienz von Luftfahrzeugen umfasst die nachfolgenden Schritte: a. Aufstellen eines Simulationsmodells zur Berechnung des Treibstoffverbrauchs im Flugbetrieb auf Basis eines physikalischen Modells des Flugbetriebs, wobei das Simulationsmodell physikalische Konstanten, phy sikalische Messgrößen und anpassbare physikalische Parameter umfasst, b. Messung der physikalischen Messgrößen im Flugbe The method according to the invention for evaluating the fuel efficiency of aircraft comprises the following steps: a. Setting up a simulation model for calculating fuel consumption in flight operations based on a physical model of flight operations, the simulation model comprising physical constants, physical measurement parameters and adaptable physical parameters, b. Measurement of the physical parameters in flight
trieb, wobei die physikalischen Messgrößen den tat sächlichen Treibstoffverbrauch umfassen, c. Durchführen einer Optimierungsrechnung zur Anpassung der anpassbaren physikalischen Parameter dergestalt, dass gemäß dem Simulationsmodell berechneter und tatsächlich gemessener Treibstoffverbrauch im Flug betrieb im Wesentlichen übereinstimmen. Zunächst werden einige im Rahmen der Erfindung verwendete Be griffe erläutert. Das erfindungsgemäße Simulationsmodell ba siert auf einem physikalischen Modell des Flugbetriebs. Ein physikalisches Modell des Flugbetriebs bezeichnet im Rahmen der Erfindung ein Modell, durch das der Flugbetrieb mathema tisch auf quantitative Weise nachgebildet wird. Das physikali sche Modell kann beispielsweise ein Gleichungssystem umfassen, durch das auf analytische und/oder numerische Weise der Flug betrieb quantitativ beschrieben bzw. nachgebildet wird. Das physikalische Modell kann insbesondere auf dem Energieerhal tungssatz basieren, wobei eine dem Treibstoffverbrauch zuzu ordnende Energiemenge verglichen oder gleichgesetzt wird mit der (gemäß dem physikalischen Modell) für die Aufrechterhal tung des Flugbetriebs erforderlichen Energiemenge. Dazu kann das physikalische Modell eines oder mehrere Teilmodelle umfas sen ausgewählt aus der Gruppe: thermodynamisches Triebwerksmo dell, kinematisches Modell der Flugphysik, strömungsphysikali sches Modell der Aerodynamik und Modell der Systemtechnik. Mit Hilfe dieser Teilmodelle können die thermodynamischen, flugdy namischen und aerodynamischen Zusammenhänge sowie die von sys temseitigen Leistungsabnehmern verbrauchte Energie berücksich tigt werden. Insbesondere kann im Rahmen der Erfindung der durch die Verbrennung der gemessenen Treibstoffmenge erzeugte Triebwerksschub anhand des thermodynamischen Triebwerksmodells berechnet werden und verglichen werden mit dem Schub, welcher theoretisch notwendig ist, um den Flugbetrieb nach flugdynami schen und aerodynamischen Gesetzmäßigkeiten aufrecht zu erhal ten . driven, the physical measures include the actual fuel consumption, c. Carrying out an optimization calculation to adapt the adaptable physical parameters in such a way that the fuel consumption calculated and actually measured in flight operation in accordance with the simulation model essentially coincide. First, some of the handles used in the invention will be explained. The simulation model according to the invention is based on a physical model of flight operations. In the context of the invention, a physical model of flight operations denotes a model by which flight operations are mathematically simulated in a quantitative manner. The physical model can include, for example, a system of equations through which the flight operation is described or simulated quantitatively in an analytical and / or numerical manner. The physical model can be based in particular on the energy conservation rate, an amount of energy to be allocated to the fuel consumption being compared or equated with the amount of energy (according to the physical model) required for maintaining flight operations. For this purpose, the physical model can include one or more sub-models selected from the group: thermodynamic engine model, kinematic model of flight physics, aerodynamic model of aerodynamics and model of system technology. With the help of these sub-models, the thermodynamic, aerodynamic and aerodynamic relationships as well as the energy consumed by system-side power consumers can be taken into account. In particular, within the scope of the invention, the engine thrust generated by the combustion of the measured amount of fuel can be calculated on the basis of the thermodynamic engine model and compared with the thrust that is theoretically necessary in order to maintain flight operations according to aerodynamic and aerodynamic laws.
In das physikalische Modell fließen physikalische Konstanten, physikalische Messgrößen und anpassbare physikalische Parame ter ein. Physikalische Konstanten bezeichnen von der Natur vorgegebene Größen, welche für den Flugbetrieb relevant sind. Beispiels weise stellen die Erdbeschleunigung, die spezifische Gaskon stante oder die spezifische Energiedichte des verwendeten Treibstoffs physikalische Konstanten im Sinne der Erfindung dar, welche in das physikalische Modell einfließen können. Physical constants, physical measurands and adaptable physical parameters are incorporated into the physical model. Physical constants refer to quantities that are predetermined by nature and that are relevant for flight operations. For example, gravitational acceleration, the specific gas constant or the specific energy density of the fuel used represent physical constants in the sense of the invention, which can be incorporated into the physical model.
Physikalische Messgrößen bezeichnen im Rahmen der Erfindung solche Messgrößen, die im Rahmen des Verfahrensschritts b. ge messen werden und die zum Zeitpunkt der Messung durch den ge genwärtigen Flugzustand festgelegt sind. Physikalische Mess größen können insbesondere unmittelbar mit Hilfe entsprechen der Sensoren gemessen werden oder mittelbar aus gemessenen o- der auf andere Weise verfügbaren den Flugzustand charakteri sierenden Daten abgeleitet werden. In the context of the invention, physical measured variables refer to those measured variables which are part of method step b. be measured and which are determined at the time of the measurement by the current flight condition. In particular, physical measurement variables can be measured directly with the aid of corresponding sensors, or can be derived indirectly from measured data or data which characterize the flight state or are available in another way.
Anpassbare physikalische Parameter stellen im Rahmen der Er findung solche Größen dar, welche innerhalb des physikalischen Modells zur mathematischen Nachbildung bzw. Beschreibung des Flugbetriebs erforderlich sind und welche im Rahmen der Simu lation angepasst (also verändert) werden, so dass der errech- nete Treibstoffverbrauch mit dem gemessenen Treibstoffver- brauch im Wesentlichen übereinstimmt. Bei den physikalischen Parametern kann es sich insbesondere um solche Größen handeln, welche keiner direkten Messung zugänglich sind. Anpassbare physikalische Parameterwerte können beispielsweise ausgewählt sein aus der Gruppe: Null-Auftriebsbeiwert, vom Anstellwinkel abhängiges Derivativ, Null-Widerstandsbeiwert, Koeffizienten für den linearen Anteil eines induzierten Widerstands, Koeffi zienten für den quadratischen Anteil des induzierten Wider stands, Druckverlust in der Brennkammer. Im Rahmen der Erfindung wurde erkannt, dass es mit Hilfe des erfindungsgemäßen den Flugbetrieb beschreibenden physikali schen Modells möglich ist, eine deutlich verbesserte Beurtei lung der Treibstoffeffizienz zu erzielen. Insbesondere wurde erkannt, dass die im Flugbetrieb ablaufenden physikalischen Vorgänge grundsätzlich mathematisch beschreibbar sind und in ein umfassendes physikalisches Modell des Flugbetriebs aufge nommen werden können. Aus diesem Modell können physikalische Parameter ermittelt werden, aus denen die Treibstoffeffizienz mit hoher Genauigkeit bestimmbar ist. Insbesondere ist die er zielbare Genauigkeit deutlich höher als bei bekannten Verfah ren, in denen lediglich vereinzelte Messwerte in eine empiri sche Formel eingesetzt werden, um beispielsweise eine spezifi sche Reichweite zu berechnen, ohne dass eine Anpassung physi kalischer Parameter an ein umfassendes physikalisches Modell stattfindet . Adaptable physical parameters represent, within the scope of the invention, such quantities which are required within the physical model for the mathematical simulation or description of flight operations and which are adapted (ie changed) in the course of the simulation, so that the calculated fuel consumption also takes into account essentially corresponds to the measured fuel consumption. The physical parameters can, in particular, be those quantities which are not accessible to a direct measurement. Adaptable physical parameter values can be selected, for example, from the group: zero lift coefficient, derivative dependent on the angle of attack, zero resistance coefficient, coefficients for the linear component of an induced resistance, coefficients for the quadratic component of the induced resistance, pressure loss in the combustion chamber. Within the scope of the invention it was recognized that it is possible with the aid of the physical model according to the invention to describe flight operations to achieve a significantly improved assessment of fuel efficiency. In particular, it was recognized that the physical processes taking place in flight operations can in principle be described mathematically and can be included in a comprehensive physical model of flight operations. From this model, physical parameters can be determined from which the fuel efficiency can be determined with high accuracy. In particular, the achievable accuracy is significantly higher than in known methods in which only occasional measured values are used in an empirical formula, for example in order to calculate a specific range without adapting physical parameters to a comprehensive physical model.
Anders als bei sogenannten „machine learning"-Verfahren wird das physikalische Modell des Flugbetriebs im Rahmen der Erfin dung während der Simulation, also während des Vorgangs der An passung der anpassbaren Parameter, nicht verändert. Vielmehr kann das physikalische Modell auf bekannten physikalischen Zu sammenhängen basieren oder daraus abgeleitet sein und insoweit während der erfindungsgemäßen Durchführung des Verfahrens festgelegt sein. Natürlich schließt dies nicht aus, dass das physikalische Modell vor bzw. nach seiner Durchführung ange passt bzw. verbessert wird. Wenn ein feststehendes Modell ver wendet wird, können die ermittelten Parameter an zwei Zeit punkten oder für verschiedene Flugzeuge unmittelbar miteinan der verglichen werden, was bei der Verwendung von sogenannten „machine learning"-Algorithmen im Allgemeinen nicht möglich ist . In einer bevorzugten Ausführungsform werden den anpassbaren Parametern vor Beginn der Optimierungsrechnung physikalisch sinnvolle Startwerte und/oder Wertebereiche zugeordnet, die sich an Literaturbereiche anlehnen oder basierend auf Erfah rungswerten festgelegt wurden. Innerhalb dieser Wertebereiche erfolgt im Rahmen der Optimierungsrechnung die Ermittlung der anpassbaren Parameter. Der Rechenaufwand zur Ermittlung der anpassbaren physikalischen Parameter kann dadurch reduziert werden . In contrast to so-called “machine learning” methods, the physical model of flight operations is not changed as part of the invention during the simulation, that is to say during the process of adapting the adjustable parameters. Rather, the physical model can be based on known physical relationships or be derived therefrom and to that extent are determined during the implementation of the method according to the invention. Of course, this does not preclude the physical model from being adapted or improved before or after its implementation. If a fixed model is used, the parameters determined can be score at two times or can be compared directly with each other for different aircraft, which is generally not possible when using so-called "machine learning" algorithms. In a preferred embodiment, the adaptable parameters are assigned physically meaningful starting values and / or value ranges which are based on literature areas or have been determined based on empirical values before the optimization calculation begins. Within these value ranges, the adaptable parameters are determined as part of the optimization calculation. The computing effort for determining the adaptable physical parameters can thereby be reduced.
Das Simulationsmodell ist, wie oben bereits erläutert, vor zugsweise so ausgebildet, dass es Teilmodelle umfasst, welche ausgewählt sind aus der Gruppe: thermodynamisches Triebwerks modell, kinematisches Modell der Flugphysik, strömungsphysika lisches Modell der Aerodynamik, Modell der Systemtechnik. Ein thermodynamisches Triebwerksmodell bezeichnet dabei ein physi kalisches Modell, durch das für ein gegebenes Triebwerk insbe sondere das Verhältnis zwischen eingesetztem Treibstoff und erzeugtem Schub quantitativ beschrieben wird. Im Rahmen eines kinematischen Modells der Flugphysik sowie eines strömungsphy sikalischen Modells der Aerodynamik werden die kinematischen und aerodynamischen Zusammenhänge, welche den Auf- und Vor trieb eines in der Luft befindlichen Flugzeuges bestimmen, auf quantitative Weise beschrieben. Schließlich bezeichnet ein Mo dell der Systemtechnik ein physikalisches Modell, durch das insbesondere die im Flugzeug vorhandenen Leistungsabnehmer so wie ggf. deren Rückwirkung auf den Flugbetrieb erfasst und quantitativ beschrieben werden. Das Flugzeug kann insoweit als Gesamtsystem betrachtet und physikalisch modelliert werden. Systembetrachtungen von Komponenten als Teil des Gesamtsystems werden vorzugsweise in die Gesamtsystemebene überführt und in diese integriert. Die Auswahl der physikalischen Messgrößen erfolgt vorzugsweise aus zumindest einer der nachfolgenden Gruppen: thermodynami sche Messgrößen, kinematische Messgrößen, aerodynamische Mess größen, systemtechnische Messgrößen und Identifikationskenn größen . As already explained above, the simulation model is preferably designed such that it comprises submodels which are selected from the group: thermodynamic engine model, kinematic model of flight physics, flow physics model of aerodynamics, model of system technology. A thermodynamic engine model refers to a physical model through which the relationship between the fuel used and the thrust generated is described quantitatively for a given engine. In the context of a kinematic model of flight physics and a flow-physical model of aerodynamics, the kinematic and aerodynamic relationships that determine the lift and propulsion of an aircraft in the air are described in a quantitative manner. Finally, a model of system technology refers to a physical model by means of which, in particular, the power consumers present in the aircraft and, if applicable, their effects on flight operations are recorded and described quantitatively. In this respect, the aircraft can be viewed as an overall system and physically modeled. System considerations of components as part of the overall system are preferably transferred to and integrated into the overall system level. The physical measured variables are preferably selected from at least one of the following groups: thermodynamic measured variables, kinematic measured variables, aerodynamic measured variables, system-technical measured variables and identification parameters.
Thermodynamische Messgrößen können im Rahmen der Erfindung beispielsweise ausgewählt sein aus der Gruppe: Treib Within the scope of the invention, thermodynamic measurement variables can, for example, be selected from the group: blowing
stoffdurchfluss eines Triebwerks, Treibstoffdurchfluss gesamt, Abgastemperatur der Triebwerke, Luftmassendurchsatz des Air conditioning Packs, Auslasstemperatur der Bleed Air aus dem Precooler Triebwerk, Drehzahl des Triebwerks, maximale Dreh zahl der Triebwerke, kommandierte Drehzahl der Triebwerke, to taler Treibstoffdruck an der Einspritzdüse, bisher verbrauch ter Treibstoff, Treibstofftemperatur der Triebwerke, Genera torlast der Triebwerke. material flow of an engine, total fuel flow, exhaust gas temperature of the engines, air mass flow rate of the air conditioning pack, outlet temperature of the bleed air from the Precooler engine, engine speed, maximum engine speed, commanded engine speed, total fuel pressure at the injection nozzle, previously used ter fuel, fuel temperature of the engines, generator load of the engines.
Kinematische Messgrößen können beispielsweise ausgewählt sein aus der Gruppe: Gesamtgewicht des Flugzeugs, Treibstoffmasse im jeweiligen Tank des Flugzeug, Beschleunigung in longitudi naler Richtung, Beschleunigung in lateraler Richtung, Be schleunigung in vertikaler Richtung, Winkel der Bewegung um die Längsachse (Hängewinkel) , Winkel der Bewegung um die Quer achse (Nickwinkel) , Winkel der Bewegung um die Hochachse / Flugrichtung (Gierwinkel) , Anstellwinkel, Schiebewinkel, Dreh geschwindigkeit um die Längsachse (Rollrate) , Drehgeschwindig keit um die Querachse (Nickrate) , Drehgeschwindigkeit um die Hochachse (Gierrate) , Schwerpunktlage des Flugzeugs, Flugzeug position auf dem Längengrad, Flugzeugposition auf dem Breiten grad, Flughöhe, Beschleunigung in Flugrichtung, Steigrate, Winkel zwischen Flugzeuggeschwindigkeitsvektor und Horizon tale, Winkel zwischen Weg über Grund und Orientierung, tat sächliche Geschwindigkeit in umgebender Luft, kalibrierte / korrigierte Geschwindigkeit in umgebender Luft, Geschwindig keit des Wind aus Längsrichtung, Geschwindigkeit des Windes aus Hochrichtung, Geschwindigkeit des Windes aus Querrichtung, Windrichtung, Windgeschwindigkeit, Geschwindigkeit über Grund. Kinematic parameters can be selected from the group: total weight of the aircraft, fuel mass in the respective tank of the aircraft, acceleration in the longitudinal direction, acceleration in the lateral direction, acceleration in the vertical direction, angle of movement about the longitudinal axis (hanging angle), angle of the Movement around the transverse axis (pitch angle), angle of movement around the vertical axis / flight direction (yaw angle), angle of attack, sliding angle, rotational speed around the longitudinal axis (roll rate), rotational speed around the transverse axis (pitch rate), rotational speed around the vertical axis (yaw rate) , Center of gravity of the aircraft, aircraft position on the longitude, aircraft position on the latitude, flight altitude, acceleration in the direction of flight, rate of climb, angle between aircraft speed vector and horizontal, angle between path above ground and orientation, actual speed in surrounding air, calibrated / corrected speed in surrounding air, speed of the wind from the longitudinal direction, speed of the wind from the vertical direction, speed of the wind from the transverse direction, wind direction, wind speed, speed over ground.
Aerodynamische Messgrößen können ausgewählt sein aus der Aerodynamic parameters can be selected from the
Gruppe: statische Temperatur der umgebenden Luft, statischer Druck der umgebenden Luft, Totaltemperatur der umgebenden Luft, totaler Luftdruck, dynamischer Luftdruck, totaler Luft druck an bestimmten Flugzeugpositionen, totale Lufttemperatur an bestimmten Flugzeugpositionen, Position des Höhenleitwerks, Trimmung des Höhenleitwerks, Trimmung des Seitenruders, Aus schlag des Seitenleitwerks, Ausschlag der Höhenruder links und rechts, ggf. Flaps und Slats, Ausschlag des linken Querruders, Ausschlag des rechten Querruders, Ausschlag des Spoiles links, Ausschlag des Spoiles rechts, Machzahl. Group: static temperature of the surrounding air, static pressure of the surrounding air, total temperature of the surrounding air, total air pressure, dynamic air pressure, total air pressure at certain aircraft positions, total air temperature at certain aircraft positions, position of the horizontal stabilizer, trim of the horizontal stabilizer, trim of the rudder, From the deflection of the vertical tail, deflection of the elevator left and right, flaps and slats if necessary, deflection of the left aileron, deflection of the right aileron, deflection of the spoile on the left, deflection of the spoile on the right, Mach number.
Systemtechnische Messgrößen können ausgewählt sein aus der Gruppe: Leistungsabnahme der Bordelektronik, Leistungsabgabe von an Bord befindlichen Energiespeichern (z.B. Batterien), Leistungsabgabe an hydraulische und/oder pneumatische Systeme, Packflow, Precooler Exit Temperature. System-technical parameters can be selected from the group: power consumption of the on-board electronics, power output from on-board energy storage devices (e.g. batteries), power output to hydraulic and / or pneumatic systems, pack flow, precooler exit temperature.
Identifikationskenngrößen können ausgewählt sein aus der Identification parameters can be selected from the
Gruppe: Seriennummer der Triebwerke, Flugdatum, Flugzeugiden tifikationsnummer, Abflug-/Ankunftszeiten, Flughafenidentifi kationsnummer, Identifikationsgrößen für Wartungs- und In standhaltungsmaßnahmen, Identifikationsgrößen für vorgenommene Retrofitmaßnahmen . Group: engine serial number, flight date, aircraft identification number, departure / arrival times, airport identification number, identification parameters for maintenance and repair measures, identification parameters for retrofit measures taken.
Natürlich können einzelne oder mehrere der Messgrößen auch ei ner Mehrzahl von Teilmodellen zugeordnet sein und im Rahmen von verschiedenen Teilmodellen verwendet werden. Vorzugsweise werden im Rahmen des erfindungsgemäßen Verfahrens solche physikalischen Messgrößen verwendet, welche in einer vorausgegangenen Sensitivitätsstudie einen hinreichend hohen Einfluss auf den Treibstoffverbrauch gezeigt haben. Insbeson dere können solche physikalischen Messgrößen verwendet werden, welche ohnehin bereits in bestehenden Flugzeugen erfasst wer den. Beispielsweise können Flugdaten aus einem Quick Access Recorder (QAR-Daten) als physikalische Messgrößen verwendet werden . Of course, one or more of the measured variables can also be assigned to a plurality of sub-models and used in the context of different sub-models. In the context of the method according to the invention, such physical measurement variables are preferably used which have shown a sufficiently high influence on the fuel consumption in a previous sensitivity study. In particular, such physical parameters can be used, which are already recorded in existing aircraft. For example, flight data from a quick access recorder (QAR data) can be used as physical measurement variables.
In einer bevorzugten Ausführungsform ist vorgesehen, dass die Messung des tatsächlichen Treibstoffverbrauchs und der physi kalischen Messgrößen im Flugbetrieb über einen definierten Zeitraum während eines definierten Reiseflugereignisses durch geführt wird, wobei die Definition des Reiseflugereignisses vorzugsweise geographische Daten und/oder Wetterdaten und/oder atmosphärische Daten umfasst. Dieser Ausgestaltung liegt die Erkenntnis zugrunde, dass statistische Schwankungen des Treib stoffverbrauchs während eines definierten Reiseflugereignisses deutlich reduziert sind. Ein solches Reiseflugereignis kann beispielsweise durch das Erreichen einer definierten Reise flughöhe bei bevorzugt stabilem Geradeausflug und/oder bei Vorherrschen von beispielsweise konstanter Temperatur und/oder konstanten Windverhältnissen und/oder konstanten sonstigen at mosphärischen Bedingungen gegeben sein. Die Definition eines Reiseflugereignisses erfolgt vorzugsweise anhand der Festle gung von Toleranzbereichen von einzelnen oder von einer Mehr zahl von ausgewählten physikalischen Messgrößen. Beispiels weise kann der einzelnen oder der Mehrzahl von ausgewählten physikalischen Messgrößen ein Zielwert sowie ein Toleranzbe reich zugeordnet werden. Sofern die Messgröße bzw. die Mehr zahl von Messgrößen für einen vorgegebenen Zeitraum den Tole ranzbereich nicht verlässt, kann dieser Zeitraum als Reise- flugereignis aufgefasst werden. Aufgrund der geringeren sta tistischen Schwankungen können die für die Beurteilung der Treibstoffeffizienz relevanten anpassbaren Parameter mit deut lich höherer Präzision ermittelt werden. In a preferred embodiment, it is provided that the measurement of the actual fuel consumption and the physical parameters in flight operation is carried out over a defined period during a defined cruise event, the definition of the cruise event preferably comprising geographical data and / or weather data and / or atmospheric data . This design is based on the knowledge that statistical fluctuations in fuel consumption during a defined cruise event are significantly reduced. Such a cruise event can be achieved, for example, by reaching a defined cruising altitude with a preferably stable straight flight and / or with prevailing, for example, constant temperature and / or constant wind conditions and / or constant other atmospheric conditions. The definition of a cruise event is preferably based on the definition of tolerance ranges of individual or of a number of selected physical parameters. For example, a target value and a tolerance range can be assigned to the individual or the plurality of selected physical measurement variables. If the measured variable or the greater number of measured variables does not leave the tolerance range for a specified period, this period can be used as a travel flight event to be understood. Due to the lower statistical fluctuations, the adjustable parameters relevant for the assessment of fuel efficiency can be determined with significantly higher precision.
Eine bevorzugte Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass die Messung des tatsächlichen Treibstoffverbrauchs und der physikalischen Messgrößen über eine Mehrzahl von Reisefluger eignissen erfolgt und vorzugsweise eine Mittelung der Messer gebnisse vorgenommen wird. Indem mehrere Reiseflugereignisse betrachtet werden und vorzugsweise eine Mittelung stattfindet, kann der für die Simulation erforderliche Rechenaufwand gegen über dem für eine vollständige Betrachtung der Flugdaten (bei spielsweise der sekündlich gegebenen Fullflight-Flugdaten) er forderlichen Rechenaufwand weiter verringert werden, wobei die Genauigkeit nicht oder nur unwesentlich beeinträchtigt wird. Durch geeignete Definition der ein Reiseflugereignis festle genden Bedingungen kann die Anzahl der unter die Definition des Reiseflugereignisses fallenden Ereignisse angepasst wer den. Es wurde im Rahmen der Erfindung erkannt, dass die Simu lationsgüte sich bei geeigneter Definition der Reiseflugereig nisse sogar verbessern kann. Durch zu eng definierte Filter kriterien zur Festlegung der Reiseflugereignisse kann es hin gegen Vorkommen, dass zu wenig Daten aggregiert werden und sich die Simulationsgüte verschlechtert. Bevorzugt ist vorge sehen, dass ein Optimum auf Basis von Fullflight-Daten ermit telt wird. A preferred embodiment of the invention provides that the measurement of the actual fuel consumption and the physical measured variables takes place over a plurality of aircraft events and that the measurement results are preferably averaged. By considering several cruise flight events and preferably averaging, the computational effort required for the simulation can be further reduced compared to the computational effort required for a complete consideration of the flight data (for example the full flight data given every second), the accuracy not or only is negligibly affected. The number of events falling under the definition of the cruise event can be adjusted by appropriately defining the conditions defining a cruise event. It was recognized in the context of the invention that the simulation quality can even improve with a suitable definition of the flight events. Due to narrowly defined filter criteria to define the cruising events it may go against orkommen V that are aggregated to a lack of data and deteriorates the simulation quality. It is preferably provided that an optimum is determined on the basis of full flight data.
Die Anpassung der anpassbaren physikalischen Parameter mit Hilfe der Optimierungsrechnung wird bevorzugt unter Verwendung eines Fittingalgorithmus durchgeführt, wobei als Optimierungs rechnung vorzugsweise metaheuristische Optimierungsmethoden wie z. B. ein genetischer Algorithmus genutzt werden. Hinter grund der Verwendung metaheuristischer Optimierungsmethoden ist, dass das physikalische Modell des Flugbetriebs unter Um ständen äußerst komplex ist und das Auffinden von Lösungen nicht auf einfache Weise möglich ist. The adaptation of the adaptable physical parameters with the aid of the optimization calculation is preferably carried out using a fitting algorithm, wherein as optimization calculation preferably meta-heuristic optimization methods such as, for. B. a genetic algorithm can be used. Because of the use of metaheuristic optimization methods is that the physical model of flight operations may be extremely complex and finding solutions is not easy.
Nachdem die anpassbaren Parameter ermittelt wurden, können ba sierend auf dem physikalischen Modell und den ermittelten an passbaren Parametern Kennzahlen wie beispielsweise ein Wir kungsgrad oder eine spezifische Reichweite zur Bewertung der Treibstoffeffizienz eines Luftfahrzeugs ermittelt werden. Die Betrachtung der eigens gebildeten Kennzahlen über einen zeit lichen Verlauf, insbesondere vor und nach der Vornahme einer Maßnahmen zur Verbesserung der Treibstoffeffizienz, kann Aus kunft über den Einfluss der Maßnahmen geben. Insbesondere ist es möglich, beispielsweise jedes Reiseflugereignis eines Flug zeuges mit Hilfe des erfindungsgemäßen Verfahrens zu analysie ren. Es kann dadurch die Treibstoffeffizienz mit hoher zeitli cher Auflösung bestimmt werden. Die Betrachtung der zeitlichen Verläufe der Kennzahlen ermöglicht das Erkennen von signifi kanten Änderungen, die einen direkten Rückschluss auf die Treibstoffeffizienz des Luftfahrzeugs geben. Im Unterschied dazu benötigen die aus dem Stand der Technik bekannten Verfah ren häufig über einen deutlich längeren Zeitraum (beispiels weise einen Monat) gemittelte Daten, um eine (gegenüber der vorliegenden Erfindung weniger genaue) Aussage über die Treib stoffeffizienz machen zu können. After the adaptable parameters have been determined, key figures such as an efficiency or a specific range for evaluating the fuel efficiency of an aircraft can be determined based on the physical model and the determined parameters. The consideration of the specially formed key figures over a time course, in particular before and after taking measures to improve fuel efficiency, can provide information about the influence of the measures. In particular, it is possible, for example, to analyze every cruise flight event of an aircraft using the method according to the invention. The fuel efficiency can thereby be determined with high temporal resolution. The observation of the chronological course of the key figures enables the detection of significant changes that give a direct conclusion about the fuel efficiency of the aircraft. In contrast to this, the processes known from the prior art frequently require data averaged over a significantly longer period (for example a month) in order to be able to make a statement (less precise than the present invention) about fuel efficiency.
Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist weiterhin ein Ver fahren zur Prädiktion des Einflusses einer Modifikation eines Luftfahrzeugs auf dessen Treibstoffeffizienz, unter Verwendung eines erfindungsgemäßen Simulationsmodells für dieses Luft fahrzeug vor Vornahme der Modifikation, welches durch folgende Schritte gekennzeichnet ist: a. Berechnung der Treibstoffeffizienz unter Verwendung des Simulationsmodells, The present invention further relates to a method for predicting the influence of a modification of an aircraft on its fuel efficiency, using a simulation model according to the invention for this aircraft before making the modification, which is characterized by the following steps: a. Calculation of fuel efficiency using the simulation model,
b. Identifikation der anpassbaren Parameter, die durch die vorgesehene Modifikation beeinflusst und/oder geändert werden,  b. Identification of the adaptable parameters that are influenced and / or changed by the proposed modification,
c. Änderung dieser identifizierten Parameter auf vo raussichtliche Werte nach Vornahme der Modifikation d. erneute Berechnung der Treibstoffeffizienz unter Verwendung des Simulationsmodells mit den geänderten Parametern,  c. Change of these identified parameters to probable values after making the modification d. recalculation of fuel efficiency using the simulation model with the changed parameters,
e. Vergleich der berechneten Treibstoffeffizienz ohne und mit vorgesehener Modifikation.  e. Comparison of the calculated fuel efficiency without and with the intended modification.
Durch die erfindungsgemäße Prädiktion des Einflusses einer Mo difikation eines Luftfahrzeugs auf dessen Treibstoffeffizienz wird der vorliegenden Erfindung ein weiterer Anwendungsbereich eröffnet, welcher zu weiteren Vorteile gegenüber dem Stand der Technik führt. Insbesondere kann durch das Verfahren vorherge sagt werden, auf welche Weise eine geplante Modifikation des Luftfahrzeugs dessen Treibstoffeffizienz beeinflussen wird, ohne dass es erforderlich ist, die geplante Modifikation tat sächlich in die Realität umzusetzen. The prediction according to the invention of the influence of a modification of an aircraft on its fuel efficiency opens up a further area of application for the present invention, which leads to further advantages over the prior art. In particular, the method can be used to predict how a planned modification of the aircraft will affect its fuel efficiency without it being necessary to actually implement the planned modification.
Die vorliegende Erfindung umfasst weiterhin ein Verfahren zur Ermittlung der Veränderung der Treibstoffeffizienz eines Luft fahrzeugs zwischen einem ersten Zeitpunkt oder Zeitraum und einem zweiten Zeitpunkt oder Zeitraum, unter Verwendung eines erfindungsgemäß aufgestellten und optimierten Simulationsmo dells für das Luftfahrzeug, gekennzeichnet durch folgende Schritte : a. Durchführung eines erfindungsgemäßen Verfahrens zur Bewertung der Treibstoffeffizienz von Luftfahrzeu gen für den ersten Zeitpunkt oder den ersten Zeit raum, b. Durchführung eines erfindungsgemäßen Verfahrens zur Bewertung der Treibstoffeffizienz von Luftfahrzeu gen für den zweiten Zeitpunkt oder den zweiten Zeitraum, c. Vergleich der gemäß den Schritte a. und b. ermit telten anpassbaren physikalischen Parameter, d. Ermittlung der für Unterschiede in der Treibstoff effizienz kausalen anpassbaren physikalischen Para meter . The present invention further comprises a method for determining the change in the fuel efficiency of an aircraft between a first point in time or period and a second point in time or period, using a simulation model for the aircraft set up and optimized according to the invention, characterized by the following steps: a. Carrying out a method according to the invention for evaluating the fuel efficiency of aircraft for the first point in time or the first period, b. Carrying out a method according to the invention for evaluating the fuel efficiency of aircraft for the second point in time or the second period, c. Comparison of the steps a. and b. determined adjustable physical parameters, i. Determination of the physical parameters that can be adjusted causally for differences in fuel efficiency.
Mit Hilfe des erfindungsgemäßen Verfahrens kann auf diese Weise festgestellt werden, ob sich die Treibstoffeffizienz ei nes Luftfahrzeugs zwischen zwei Zeitpunkten oder zwischen ei nem ersten Zeitraum und einem auf den ersten Zeitraum folgen den zweiten Zeitraum verändert hat. In dem für jeden Zeitpunkt bzw. jeden Zeitraum mit Hilfe des erfindungsgemäßen Verfahrens die jeweiligen physikalischen Parameter ermittelt werden, kön nen diejenigen physikalischen Parameter identifiziert werden, welche für Veränderungen der Treibstoffeffizienz verantwort lich sind. Dadurch können die Ursachen einer Abnahme der With the aid of the method according to the invention, it can be determined in this way whether the fuel efficiency of an aircraft has changed between two points in time or between a first period and a second period following the first period. By determining the respective physical parameters for each point in time or each time period with the aid of the method according to the invention, those physical parameters can be identified which are responsible for changes in fuel efficiency. This can cause the causes of a decrease in
Treibstoffeffizienz identifiziert werden. Beispielsweise kön nen fehlerhafte oder mangelhaft arbeitende Systemkomponenten (wie zum Beispiel aerodynamische Flächen) identifiziert wer den . Fuel efficiency can be identified. For example, faulty or poorly working system components (such as aerodynamic surfaces) can be identified.
Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist weiterhin ein Ver fahren zum Vergleich der Treibstoffeffizienz von wenigstens zwei Luftfahrzeugen, unter Verwendung eines nach einem der An sprüche 1 bis 9 aufgestellten und optimierten Simulationsmo dells für jedes dieser Luftfahrzeuge. Das Verfahren ist ge kennzeichnet durch folgende Schritte: a. Durchführung eines Verfahrens nach einem der Ansprü che 1 bis 9 für jedes dieser Luftfahrzeuge, b. Vergleich der für jedes dieser Luftfahrzeuge durch Optimierungsrechnung ermittelten anpassbaren physi kalischen Parameter The present invention further relates to a method for comparing the fuel efficiency of at least two aircraft, using a simulation model set up and optimized according to one of claims 1 to 9 for each of these aircraft. The process is characterized by the following steps: a. Carrying out a method according to one of claims 1 to 9 for each of these aircraft, b. Comparison of the adaptable physical parameters determined for each of these aircraft by optimization calculation
c. Ermittlung der für Unterschiede in der Treibstoffef- fizienz kausalen anpassbaren physikalischen Parame ter .  c. Determination of the physical parameters that can be adjusted causally for differences in fuel efficiency.
Das erfindungsgemäße Verfahren ermöglicht die durch die Opti mierungsrechnung festgelegten Parameter mit denen anderer Luftfahrzeuge zu vergleichen und eventuelle Abweichungen zu identifizieren. Die Auswirkungen der Abweichungen können an hand des Gesamtmodells beurteilt werden. The method according to the invention makes it possible to compare the parameters defined by the optimization calculation with those of other aircraft and to identify any deviations. The effects of the deviations can be assessed using the overall model.
Die vorliegende Erfindung umfasst weiterhin ein Computerpro grammprodukt, ausgebildet zur Durchführung eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 12. The present invention further comprises a computer program product designed to carry out a method according to one of claims 1 to 12.
Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbei spiels beschrieben. Es zeigen: In the following the invention is described with reference to an exemplary embodiment. Show it:
Figur 1: ein schematisches Ablaufdiagram zur Illustration des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Bewertung der Treibstoffeffizienz von Luftfahrzeugen; FIG. 1: a schematic flow diagram to illustrate the method according to the invention for evaluating the fuel efficiency of aircraft;
Figur 2: ein schematisches Diagramm zur Illustration des er findungsgemäßen Simulationsmodells ; Figur 3 : ein schematisches Ablaufdiagramm zur Illustration des Gewinnung von erfindungsgemäßen physikalischen Messgrößen; FIG. 2 shows a schematic diagram to illustrate the simulation model according to the invention; FIG. 3: shows a schematic flow diagram to illustrate the acquisition of physical measured variables according to the invention;
Figur 4: eine Gegenüberstellung eines gemessenen spezifi schen Treibstoffverbrauchs und eines mit Hilfe der Erfindung gewonnenen simulierten spezifischen Treibstoffverbrauchs im Zeitverlauf. Figure 4: a comparison of a measured specific fuel consumption and a simulated specific fuel consumption obtained with the help of the invention over time.
Nachfolgend wird ein erfindungsgemäßes Verfahren zur Bewertung der Treibstoffeffizienz eines Luftfahrzeugs erläutert. Dabei wird die Treibstoffeffizienz insbesondere vor und nach der Vornahme einer Modifikation am Luftfahrzeug betrachtet. Bei der vorgenommenen Modifikation handelt es sich um das Anbrin gen von sogenannten Winglets an den Hauptflügeln des betrach teten Luftfahrzeugs. Durch diese Modifikation wird die Aerody namik des Luftfahrzeugs beeinflusst, was einen positiven Ef fekt auf die Treibstoffeffizienz hat. Wie nachfolgend erläu tert, kann das erfindungsgemäße Verfahren dazu verwendet wer den, diesen positiven Effekt mit hoher Genauigkeit zu quanti fizieren . A method according to the invention for evaluating the fuel efficiency of an aircraft is explained below. The fuel efficiency is particularly considered before and after making a modification to the aircraft. The modification carried out involves the attachment of so-called winglets to the main wings of the aircraft in question. This modification affects the aerodynamics of the aircraft, which has a positive effect on fuel efficiency. As explained below, the method according to the invention can be used to quantify this positive effect with high accuracy.
Figur 1 zeigt ein schematisches Ablaufdiagramm zur Illustra tion des erfindungsgemäßen Verfahrens. Zunächst wird gemäß Verfahrensschritt 13 ein Simulationsmodell zur Berechnung des Treibstoffverbrauchs im Flugbetrieb für das betrachtete Luft fahrzeug aufgestellt. Anschließend werden gemäß Verfahrens schritt 14 physikalische Messgrößen ermittelt, welche insbe sondere den tatsächlichen Treibstoffverbrauch und zudem wei tere der oben bereits beschriebenen Größen umfassen. Schließ lich wird gemäß Verfahrensschritt 15 eine Optimierungsrechnung zur Anpassung von anpassbaren physikalischen Parametern durch geführt, so dass gemäß dem Simulationsmodell berechneter und tatsächlich gemessener Treibstoffverbrauch im Flugbetrieb im Wesentlichen übereinstimmen. Figure 1 shows a schematic flow diagram for illustra tion of the inventive method. First, according to method step 13, a simulation model for calculating the fuel consumption in flight operation for the aircraft under consideration is set up. Then, in accordance with method step 14, physical measured variables are determined, which in particular include the actual fuel consumption and also further variables previously described. Finally, according to method step 15, an optimization calculation for adapting adaptable physical parameters is carried out, so that calculated and according to the simulation model the fuel consumption actually measured in flight operations essentially coincide.
Das Simulationsmodell basiert auf einem physikalischen Modell des Flugbetriebs. Der schematische Aufbau dieses Modells ist in Figur 2 illustriert. Das physikalische Modell des Flugbe triebs 20 umfasst vier Teilmodelle: ein thermodynamisches Triebwerksmodell 21, ein kinematisches Modell der Flugphysik 22, ein strömungsphysikalisches Modell der Aerodynamik 23 und ein Modell der Systemtechnik 24. The simulation model is based on a physical model of flight operations. The schematic structure of this model is illustrated in FIG. 2. The physical model of flight operation 20 comprises four sub-models: a thermodynamic engine model 21, a kinematic model of flight physics 22, a flow physics model of aerodynamics 23 and a model of system technology 24.
Das physikalische Modell des Flugbetriebs 20 basiert auf dem Prinzip der Energieerhaltung. Mit Hilfe des thermodynamischen Triebwerksmodells 21 wird in Kombination mit dem kinematischen Modell der Flugphysik 22 und dem strömungsphysikalischen Mo dell der Aerodynamik 23 mathematisch nachgebildet, welche Treibstoffmenge erforderlich ist, um einen gewünschten Vor schub zu erzeugen, mit dem der Flugbetrieb aufrecht erhalten werden kann. Zusätzlich fließt das Modell der Systemtechnik 24 ein, um den Energieverbrauch der Systemkomponenten des Flug zeugs zu berücksichtigen. The physical model of flight operation 20 is based on the principle of energy conservation. With the help of the thermodynamic engine model 21, in combination with the kinematic model of the flight physics 22 and the flow-physical model of the aerodynamics 23, the amount of fuel required is mathematically simulated in order to generate a desired advance, with which flight operations can be maintained. In addition, the model of system technology 24 is incorporated in order to take into account the energy consumption of the system components of the aircraft.
In Figur 2 ist gezeigt, dass physikalische Konstanten 26 und physikalische Messgrößen 27 in das Modell 20 einfließen. Zudem umfasst das Modell 20 anpassbare physikalische Parameter 25. FIG. 2 shows that physical constants 26 and physical measured variables 27 flow into the model 20. The model 20 also includes adaptable physical parameters 25.
Bei den physikalischen Konstanten 26 handelt es sich um feste physikalische Größen wie beispielsweise die Erdbeschleunigung. Die physikalischen Messgrößen 27 werden während des Flugbe triebs des betrachteten Flugzeugs im Rahmen des Verfahrens schrittes 14 gemessen. Eine der gemessenen physikalischen Messgrößen ist der tatsächliche Treibstoffverbrauch des Flug zeugs . Im Rahmen des Verfahrensschrittes 15 wird mit Hilfe des Simu lationsmodells eine Optimierungsrechnung durchgeführt. Durch die Optimierungsrechnung werden die anpassbaren physikalischen Parameter 25 so verändert, dass der gemessene tatsächliche Treibstoffverbrauch des Flugzeugs übereinstimmt mit dem im Rahmen des Simulationsmodells berechneten Treibstoffver- brauchs, welcher zur Aufrechterhaltung des jeweiligen Flugzu standes erforderlich ist. Das Ergebnis dieser Optimierungs rechnung ist eine Mehrzahl von angepassten physikalischen Pa rametern 28. Anhand der angepassten physikalischen Parameter 28 kann mit hoher Genauigkeit auf die Treibstoffeffizienz des Flugzeugs geschlossen werden. The physical constants 26 are fixed physical quantities such as gravitational acceleration. The physical measured variables 27 are measured during the flight operation of the aircraft in question as part of the method step 14. One of the measured physical parameters is the aircraft's actual fuel consumption. In the course of method step 15, an optimization calculation is carried out with the aid of the simulation model. The adaptable physical parameters 25 are changed by the optimization calculation such that the measured actual fuel consumption of the aircraft coincides with the fuel consumption calculated in the context of the simulation model, which is necessary to maintain the respective flight status. The result of this optimization calculation is a plurality of adapted physical parameters 28. Using the adapted physical parameters 28, the fuel efficiency of the aircraft can be concluded with high accuracy.
Figur 3 zeigt ein weiteres schematisches Ablaufdiagramm zur Illustration der Gewinnung der erfindungsgemäßen physikali schen Messgrößen. FIG. 3 shows a further schematic flow diagram to illustrate the acquisition of the physical measured variables according to the invention.
Zur Gewinnung der physikalischen Messgrößen werden in dem Aus führungsbeispiel zunächst Flugdaten 30 des betrachteten Flug zeugs erhoben. Die Flugdaten werden aus einem sogenannten Quick Access Recorder (QAR) 31 sowie aus Wartungs- und In standhaltungslisten 32 des zu untersuchenden Flugzeugs entnom men. Die Ermittlung von Flugdaten mit Hilfe eines QAR ist grundsätzlich bekannt und soll hier nicht weiter erläutert werden . In order to obtain the physical measured variables, flight data 30 of the aircraft under consideration are first collected in the exemplary embodiment. The flight data are taken from a so-called Quick Access Recorder (QAR) 31 and from maintenance and repair lists 32 of the aircraft to be examined. The determination of flight data using a QAR is generally known and will not be explained further here.
Aus den vorliegenden Flugdaten 30 wird im Rahmen des Verfah rensschritts 33 ein reduzierter Datensatz 34 erstellt. Dies erfolgt zum einen dadurch, dass lediglich solche Daten für die nachfolgende Simulation ausgewählt werden, welche in einer vo rausgegangenen Sensitivitätsanalyse einen hinreichenden Ein fluss auf den Treibstoffverbrauch gezeigt haben. Außerdem wer den lediglich solche Flugdaten 30 berücksichtigt, welche 4 Mo nate vor und vier Monate nach der oben genannten Nachrüstung von Winglets erfasst wurden. Diese zeitliche Einteilung findet anhand der Wartungs- und Instandhaltungslisten 32 statt, aus denen der Zeitpunkt der Nachrüstung hervorgeht. Zudem wird im Rahmen des Verfahrensschritts 33 sichergestellt, dass in dem betrachteten Zeitraum keine weiteren Modifikationen am Flug zeug vorgenommen wurden, welche die Treibstoffeffizienz we sentlich beeinflussen können. Dies kann beispielsweise durch eine manuelle Durchsicht der Wartungs-, Modifikations- und In standhaltungsmaßnahmen erfolgen. Ergebnis der Auswahl, Über prüfung und zeitlichen Beschränkung gemäß Verfahrensschritt 33 ist der reduzierte Datensatz 34. A reduced data record 34 is created from the present flight data 30 as part of method step 33. On the one hand, this is done by selecting only those data for the subsequent simulation that have shown a sufficient influence on fuel consumption in a previous sensitivity analysis. In addition, only those flight data 30 are taken into account which are 4 months before and four months after the retrofitting mentioned above were captured by winglets. This time division takes place on the basis of the maintenance and repair lists 32, from which the time of the retrofit is evident. In addition, it is ensured as part of method step 33 that no further modifications to the aircraft were carried out in the period under consideration which could have a significant influence on fuel efficiency. This can be done, for example, by manually reviewing the maintenance, modification and maintenance measures. The result of the selection, checking and time limitation according to method step 33 is the reduced data record 34.
Anhand des reduzierten Datensatzes 34 werden nachfolgend im Rahmen des Verfahrensschritts 35 die erfindungsgemäßen physi kalischen Messgrößen 27 erzeugt. Dies erfolgt dadurch, dass zunächst anhand des reduzierten Datensatzes 34 Reiseflugereig nisse festgelegt werden. Ein Reiseflugereignis wird durch ein Zeitfenster definiert, innerhalb dessen die im reduzierten Da tensatz 34 enthaltenen Flugdaten bestimmten Anforderungen ge nügen. Beispielsweise kann festgelegt werden, dass sich die Mach-Zahl des Luftfahrzeuges innerhalb eines betrachteten Zeitfensters in einem Toleranzbereich von 0,006 um einen Mit telwert bewegen darf, damit der Datensatz zur Definition des Reiseflugereignisses in Frage kommt. Entsprechende Toleranzbe reiche können auch für andere Flugdaten des Datensatzes 34 vorgegeben werden. Wird in einem betrachteten Zeitfenster für alle vorgegebenen Flugdaten der Toleranzbereich eingehalten, kann ein Reiseflugereignis generiert werden. Beispielsweise kann ein Reiseflugereignis auch als ein Zeitfenster festgelegt werden, innerhalb dessen das Flugzeug in vorgegebener Höhe stabil geradeaus geflogen ist. Für die Festlegung können au ßerdem geographische Daten und/oder Wetterdaten und/oder atmo sphärische Daten berücksichtigt werden. Über jedes der festgelegten Reiseflugereignisse wird nachfol gend im Rahmen des Verfahrensschritts 35 eine zeitliche Mit telwertbildung der Flugdaten vorgenommen. Die über ein Reise flugereignis gebildeten zeitlichen Mittelwerte der Flugdaten stellen im Folgenden physikalische Messgrößen 27 dar. Die auf diese Weise erhaltenen physikalischen Messgrößen 27 werden nun eingeteilt in solche physikalische Messgrößen 27a, welche aus dem Zeitraum vor der Durchführung der Nachrüstung stammen (nachfolgend Zeitraum 1 genannt) und in physikalische Messgrö ßen 27b, welche aus dem Zeitraum nach der Durchführung der Nachrüstung stammen (nachfolgend Zeitraum 2 genannt) . Using the reduced data set 34, the physical measurement variables 27 according to the invention are subsequently generated in the course of method step 35. This is done by first defining 34 cruise events based on the reduced data set. A cruise event is defined by a time window within which the flight data contained in the reduced data set 34 satisfy certain requirements. For example, it can be stipulated that the Mach number of the aircraft may move within a tolerance range of 0.006 around an average value within a time window under consideration, so that the data record for defining the cruise event comes into question. Corresponding tolerance ranges can also be specified for other flight data of data set 34. A cruise flight event can be generated if the tolerance range for all specified flight data is adhered to in a considered time window. For example, a cruise event can also be defined as a time window within which the aircraft has flown straight ahead at a predetermined height. Geographic data and / or weather data and / or atmospheric data can also be taken into account for the determination. Each of the specified cruise events is subsequently carried out in the course of method step 35, averaging the flight data over time. The temporal mean values of the flight data formed over a travel flight event represent physical measurement variables 27 in the following. The physical measurement variables 27 obtained in this way are now divided into such physical measurement variables 27a, which originate from the period before the retrofitting was carried out (hereinafter referred to as period 1) ) and in physical measurement quantities 27b, which originate from the period after the retrofitting was carried out (hereinafter referred to as period 2).
Um den Einfluss der vorgenommenen Nachrüstung von Winglets auf die Treibstoffeffizienz zu untersuchen, werden zunächst die physikalischen Messgrößen 27a aus dem Zeitraum 1 dem Simulati onsmodell zugeführt und eine entsprechende Optimierungsrech nung zur Berechnung von angepassten physikalischen Parametern 28a durchgeführt. Anschließend werden die physikalischen Mess größen 27b des Zeitraums 2 dem Simulationsmodell zugeführt und angepasste Parameter 28b ermittelt. In order to investigate the influence of the retrofitting of winglets on the fuel efficiency, the physical measured variables 27a from period 1 are first fed to the simulation model and a corresponding optimization calculation is carried out to calculate adapted physical parameters 28a. The physical measurement variables 27b of the period 2 are then fed to the simulation model and adapted parameters 28b are determined.
Beispielhafte angepasste Parameter 28a, 28b sind in der nach folgenden Tabelle angegeben. Exemplary adapted parameters 28a, 28b are given in the table below.
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Tabelle 1  Table 1
Die genannten Parameter bezeichnen den Null-Auftriebsbeiwert CAo, das vom Anstellwinkel abhängige Derivativ CAa, den Null- Widerstandsbeiwert Cwo, den Koeffizienten für den linearen An teil des induzierten Widerstands klr den Koeffizienten für den quadratischen Anteil des induzierten Widerstands k2 und den Druckverlust in der Brennkammer pBK . The parameters mentioned denote the zero lift coefficient C A o, the derivative dependent on the angle of attack C Aa , the zero resistance coefficient C wo , the coefficient for the linear portion of the induced resistance k lr the coefficient for the quadratic portion of the induced resistance k 2 and the pressure loss in the combustion chamber p BK .
Für den Zeitraum 2 ist gegenüber dem Zeitraum 1 eine signifi kante Erhöhung von CA0 und CAaipha zu erkennen. Es kann darauf geschlossen werden, dass durch die Winglets ein erhöhter Auf- triebsbeiwert des Flugzeugs ermöglicht und insbesondere in Ab hängigkeit des Anstellwinkels ein höherer Auftrieb als zuvor generiert wird. Damit ist ein geringerer Anstellwinkel für den gleichen Betriebszustand (beispielsweise bei gleicher Mach zahl, Grossweight und Altitude) notwendig. Hierdurch reduziert sich der Gesamtwiderstand und folglich der Treibstoffver- brauch. Geringfügig erhöht sich der Null-Widerstandsbeiwert Cwo, was gegenüber dem reduzierten, induzierten Widerstand we niger stark ins Gewicht fällt. Dies geht aus den Koeffizienten k und k2 hervor. Durch die Abnahme der Werte hat sich der in duzierte Widerstand gegenüber dem Zustand ohne Winglets deut lich verringert. Der von der Nachrüstung physikalisch unabhän gige Druckverlust in der Brennkammer pBK bleibt über die beiden Zeiträume unverändert. For period 2, a significant increase in C A0 and C Aaipha can be seen compared to period 1. It can be concluded that the winglets enable a higher lift coefficient of the aircraft and that, depending on the angle of attack, a higher lift is generated than before. This means that a smaller angle of attack is necessary for the same operating state (for example with the same Mach number, gross weight and altitude). This reduces the overall resistance and consequently the fuel consumption. The zero resistance coefficient C w o increases slightly, which has less of an impact than the reduced, induced resistance. This can be seen from the coefficients k and k 2 . As the values decreased, the resistance induced to the condition without winglets decreased significantly. The pressure loss in the combustion chamber p BK , which is physically independent of the retrofit, remains unchanged over the two periods.
Durch das erfindungsgemäße Verfahren kann auf diese Weise der Einfluss der Modifikation (Nachrüstung von Winglets) auf die Treibstoffeffizienz des Luftfahrzeugs auf äußerst genaue Weise nachvollzogen und ermittelt werden. Insbesondere kann der Ein fluss der Modifikation anhand der verschiedenen ermittelten angepassten physikalischen Parameter 28 (bzw. 28a und 28b) in seinen Wirkungen aufgeschlüsselt werden, so dass ein deutlich verbessertes Verständnis über die Wirkungen der vorgenommenen Maßnahme gewonnen werden kann. In this way, the method according to the invention enables the influence of the modification (retrofitting of winglets) on the fuel efficiency of the aircraft to be understood and determined in an extremely precise manner. In particular, the influence of the modification can be determined on the basis of the various ascertained adapted physical parameters 28 (or 28a and 28b) are broken down in their effects, so that a significantly improved understanding of the effects of the measure undertaken can be obtained.
Anhand der in Tabelle 1 gezeigten Veränderung der angepassten physikalischen Parameter 28a, 28b, welche durch die Nachrüs tung von Winglets begründet ist, kann mit Hilfe des erfin dungsgemäßen Verfahrens außerdem mit hoher Genauigkeit quanti fiziert werden, welchen tatsächlichen Einfluss die Nachrüstung auf den Treibstoffverbrauch hat. Dazu kann mit Hilfe des er findungsgemäßen Simulationsmodells der spezifische Treib stofffluss simuliert werden, welchen das Luftfahrzeug im zwei ten Zeitraum gehabt hätte, wenn die Nachrüstung nicht vorge nommen worden wäre. On the basis of the change in the adjusted physical parameters 28a, 28b shown in Table 1, which is due to the retrofitting of winglets, the method according to the invention can also be used to quantify with high accuracy what actual effect the retrofitting has on fuel consumption. For this purpose, using the simulation model according to the invention, the specific fuel flow that the aircraft would have had in the second period if the retrofit had not been carried out can be simulated.
Für diese Simulation des spezifischen Treibstoffflusses im zweiten Zeitraum werden dem Simulationsmodell die physikali schen Messgrößen 27b zugeführt, wobei im Rahmen der Simulation anstelle der oben genannten Parameter 28b die aus dem ersten Zeitraum erhaltenen Parameter 28a verwendet werden. Da die Pa rameter 28a den Zustand vor Vornahme der Nachrüstung repräsen tieren, kann durch diese Vorgehensweise ein hypothetischer spezifischer Treibstofffluss berechnet werden, welcher im zweiten Zeitraum erforderlich gewesen wäre, wenn die Modifika tion nicht vorgenommen worden wäre. Dieser hypothetische spe zifische Treibstofffluss ist für den zweiten Zeitraum in Figur 4 gezeigt. For this simulation of the specific fuel flow in the second period, the physical measurement variables 27b are supplied to the simulation model, the parameters 28a obtained from the first period being used instead of the above-mentioned parameters 28b in the simulation. Since the parameters 28a represent the state before the retrofitting was carried out, this procedure can be used to calculate a hypothetical specific fuel flow which would have been necessary in the second period if the modification had not been carried out. This hypothetical specific fuel flow is shown in FIG. 4 for the second period.
In Figur 4 ist der Treibstofffluss im Zeitverlauf aufgetragen. Der Zeitpunkt der Nachrüstung der Winglets ist durch die Mar kierung 43 gekennzeichnet. Die durchgezogene Linie 41 zeigt den tatsächlich gemessenen spezifischen Treibstofffluss im Zeitverlauf. Die gestrichelte Linie 42 zeigt den oben erwähn ten hypothetischen spezifischen Treibstofffluss im Zeitverlauf für den zweiten Zeitraum. Die Differenz zwischen der gestri chelten und der durchgezogenen Linie im zweiten Zeitraum stellt die tatsächliche spezifische Treibstoffersparnis des Luftfahrzeugs dar, welche durch die Nachrüstung erreicht wurde. Die Genauigkeit der Treibstoffersparnis kann auf diese Weise deutlich genauer ermittelt werden, als dies mit aus dem Stand der Technik bekannten Verfahren möglich ist. The fuel flow is plotted over time in FIG. The time of retrofitting the winglets is marked by the marking 43. The solid line 41 shows the actually measured specific fuel flow in Over time. Dashed line 42 shows the above-mentioned hypothetical specific fuel flow over time for the second period. The difference between the dashed line and the solid line in the second period represents the actual specific fuel savings of the aircraft, which was achieved by the retrofitting. The accuracy of the fuel savings can be determined in this way much more accurately than is possible with methods known from the prior art.
Das oben beschriebene Verfahren kann zur Ermittlung der oben genannten angepassten physikalischen Parameter auf analoge Weise auch dann verwendet werden, wenn keine Modifikation am Luftfahrzeug vorgenommen wird. Anhand von Veränderungen der angepassten physikalischen Parameter im Zeitverlauf kann auf diese Weise ein Rückschluss auf den Zustand des Luftfahrzeugs gezogen werden. Insbesondere kann der Zustand von solchen Tei len und Komponenten des Luftfahrzeugs überwacht werden, welche einen Einfluss auf die jeweiligen angepassten physikalischen Parameter haben. Es können so Verschlechterungen dieser Teile oder Komponenten festgestellt werden, welche bei üblichen War tungsmaßnahmen nicht oder erst verspätet auffallen würden. The method described above can also be used in an analogous manner to determine the above-mentioned adapted physical parameters if no modification is made to the aircraft. Based on changes in the adapted physical parameters over time, a conclusion can be drawn about the condition of the aircraft. In particular, the condition of those parts and components of the aircraft that have an influence on the respective adapted physical parameters can be monitored. In this way, deterioration of these parts or components can be determined, which would not be noticed or would be noticed only at a late stage in normal maintenance measures.
Weiterhin kann das erfindungsgemäße Verfahren auch auf analoge Weise angewendet werden, um zwei unterschiedliche, vorzugs weise baugleiche Luftfahrzeuge miteinander zu vergleichen. Furthermore, the method according to the invention can also be used in an analogous manner in order to compare two different, preferably identical, aircraft.
Schließlich kann mit Hilfe des erfindungsgemäßen Verfahrens auch vorhergesagt werden, auf welche Weise eine geplante Modi fikation den Treibstoffverbrauch beeinflussen wird. Dazu muss eine Abschätzung vorgenommen werden, auf welche Weise die ge plante Modifikation die anpassbaren physikalischen Parameter verändern wird. Die entsprechend veränderten physikalischen Parameter können anschließend in das Simulationsmodell ein fließen und der voraussichtliche Einfluss auf den Treibstoff verbrauch entsprechend ermittelt werden. Finally, the method according to the invention can also be used to predict in what way a planned modification will influence fuel consumption. To do this, an estimate must be made of the manner in which the planned modification will change the adaptable physical parameters. The correspondingly changed physical Parameters can then flow into the simulation model and the likely impact on fuel consumption can be determined accordingly.

Claims

Patentansprüche Claims
1. Verfahren zur Bewertung der Treibstoffeffizienz von Luft fahrzeugen, gekennzeichnet durch folgende Schritte: a. Aufstellen eines Simulationsmodells zur Berechnung des Treibstoffverbrauchs im Flugbetrieb auf Basis eines physikalischen Modells des Flugbetriebs, wobei das Simulationsmodell physikalische Konstanten, phy sikalische Messgrößen und anpassbare physikalische Parameter umfasst, b. Messung der physikalischen Messgrößen im Flugbe trieb, wobei die physikalischen Messgrößen den tat sächlichen Treibstoffverbrauch umfassen; c. Durchführen einer Optimierungsrechnung zur Anpassung der anpassbaren physikalischen Parameter dergestalt, dass gemäß dem Simulationsmodell berechneter und tatsächlich gemessener Treibstoffverbrauch im Flug betrieb im Wesentlichen übereinstimmen. 1. Procedure for evaluating the fuel efficiency of aircraft, characterized by the following steps: a. Setting up a simulation model for calculating fuel consumption in flight operations based on a physical model of flight operations, the simulation model comprising physical constants, physical measurement parameters and adaptable physical parameters, b. Measurement of the physical parameters in flight operation, the physical parameters including the actual fuel consumption; c. Carrying out an optimization calculation to adapt the adaptable physical parameters in such a way that the fuel consumption calculated and actually measured in flight operation in accordance with the simulation model essentially coincide.
2. Verfahren gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das physikalische Modell auf dem Energieerhaltungssatz ba siert, wobei im Rahmen des physikalischen Modells die dem Treibstoffverbrauch zuzuordnende Energiemenge verglichen oder gleichgesetzt wird mit der für die Aufrechterhaltung des Flugbetriebs erforderliche Energiemenge. 2. The method according to claim 1, characterized in that the physical model is based on the energy conservation rate, wherein in the context of the physical model the amount of energy to be allocated to the fuel consumption is compared or equated with the amount of energy required for maintaining flight operations.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass den anpassbaren physikalischen Parametern vor Beginn der Optimierungsrechnung physikalisch sinnvolle Startwerte und/oder Wertebereiche zugeordnet werden. 3. The method according to claim 1 or 2, characterized in that physically meaningful start values and / or value ranges are assigned to the adaptable physical parameters before the start of the optimization calculation.
4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch ge kennzeichnet, dass das Simulationsmodell Teilmodelle um fasst, welche ausgewählt sind aus der Gruppe: thermodyna misches Triebwerksmodell, kinematisches Modell der Flug physik, strömungsphysikalisches Modell der Aerodynamik, Modell der Systemtechnik. 4. The method according to any one of claims 1 to 3, characterized in that the simulation model comprises sub-models which are selected from the group: thermodynamic engine model, kinematic model of flight physics, flow-physical model of aerodynamics, model of system technology.
5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch ge 5. The method according to any one of claims 1 to 4, characterized ge
kennzeichnet, dass physikalische Messgrößen ausgewählt sind aus der Gruppe bestehend aus: thermodynamische Mess größen, kinematische Messgrößen, aerodynamische Messgrößen und systemtechnische Messgrößen.  indicates that physical measurands are selected from the group consisting of: thermodynamic measurands, kinematic measurands, aerodynamic measurands and system-technical measurands.
6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch ge 6. The method according to any one of claims 1 to 5, characterized ge
kennzeichnet, dass die Messung des tatsächlichen Treib stoffverbrauchs und der physikalischen Messgrößen im Flug betrieb über einen definierten Zeitraum während eines de finierten Reiseflugereignisses stattfindet, wobei die De finition des Reiseflugereignisses vorzugsweise geographi sche Daten und/oder Wetterdaten und/oder atmosphärische Daten umfasst.  indicates that the measurement of the actual fuel consumption and the physical parameters in flight operations takes place over a defined period of time during a defined cruise event, the definition of the cruise event preferably comprising geographical data and / or weather data and / or atmospheric data.
7. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Messung des tatsächlichen Treibstoffverbrauchs und der physikalischen Messgrößen über eine Mehrzahl von Reise flugereignissen erfolgt und vorzugsweise eine Mittelung der Messergebnisse vorgenommen wird. 7. The method according to claim 6, characterized in that the measurement of the actual fuel consumption and the physical parameters takes place over a plurality of flight flight events and preferably an averaging of the measurement results is carried out.
8. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch ge 8. The method according to any one of claims 1 to 7, characterized ge
kennzeichnet, dass die Optimierungsrechnung zur Anpassung der anpassbaren physikalischen Parameter unter Verwendung eines Fittingalgorithmus, vorzugsweise eines genetischen Algorithmus, durchgeführt wird. indicates that the optimization calculation for adapting the adaptable physical parameters is carried out using a fitting algorithm, preferably a genetic algorithm.
9. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch ge kennzeichnet, dass basierend auf dem physikalischen Modell und den ermittelten anpassbaren Parametern Kennzahlen zur Bewertung der Treibstoffeffizienz eines Luftfahrzeugs er mittelt werden. 9. The method according to any one of claims 1 to 8, characterized in that based on the physical model and the determined adjustable parameters, key figures for evaluating the fuel efficiency of an aircraft are determined.
10. Verfahren zur Prädiktion des Einflusses einer Modifikation eines Luftfahrzeugs auf dessen Treibstoffeffizienz, unter Verwendung eines nach einem der Ansprüche 1 bis 9 aufge stellten und optimierten Simulationsmodells für dieses Luftfahrzeug vor Vornahme der Modifikation, gekennzeichnet durch folgende Schritte: a. Berechnung der Treibstoffeffizienz unter Verwendung des Simulationsmodells, b. Identifikation der anpassbaren Parameter, die durch die vorgesehene Modifikation beeinflusst und/oder geändert werden, c. Änderung dieser identifizierten Parameter auf vo 10. A method for predicting the influence of a modification of an aircraft on its fuel efficiency, using a simulation model set up and optimized for this aircraft according to one of claims 1 to 9 before the modification is carried out, characterized by the following steps: a. Calculating fuel efficiency using the simulation model, b. Identification of the adaptable parameters that are influenced and / or changed by the proposed modification, c. Change of these identified parameters to vo
raussichtliche Werte nach Vornahme der Modifikation, d. erneute Berechnung der Treibstoffeffizienz unter  probable values after making the modification, d. recalculation of fuel efficiency under
Verwendung des Simulationsmodells mit den geänderten Parametern, e. Vergleich der berechneten Treibstoffeffizienz ohne und mit vorgesehener Modifikation.  Using the simulation model with the changed parameters, e. Comparison of the calculated fuel efficiency without and with the intended modification.
11. Verfahren zur Ermittlung der Veränderung der Treibstoffef fizienz eines Luftfahrzeugs zwischen einem ersten Zeit punkt oder Zeitraum und einem zweiten Zeitpunkt oder Zeit raum, unter Verwendung eines nach einem der Ansprüche 1 bis 9 aufgestellten und optimierten Simulationsmodells für das Luftfahrzeug, gekennzeichnet durch folgende Schritte: a. Durchführung eines Verfahrens nach einem der Ansprü che 1 bis 9 für den ersten Zeitpunkt oder den ersten Zeitraum, b. Durchführung eines Verfahrens nach einem der Ansprü che 1 bis 9 für den zweiten Zeitpunkt oder den zwei ten Zeitraum, c. Vergleich der gemäß den Schritte a. und b. ermittel ten anpassbaren physikalischen Parameter, d. Ermittlung der für Unterschiede in der Treibstoffef fizienz kausalen anpassbaren physikalischen Parame ter . 11. A method for determining the change in the fuel efficiency of an aircraft between a first point in time or period and a second point in time or period, using one of one of claims 1 up to 9 set up and optimized simulation model for the aircraft, characterized by the following steps: a. Carrying out a method according to one of claims 1 to 9 for the first point in time or the first period, b. Carrying out a method according to one of claims 1 to 9 for the second point in time or the second period, c. Comparison of the steps a. and b. determined adaptable physical parameters, i. Determination of the physical parameters that can be adjusted causally for differences in fuel efficiency.
12. Verfahren zum Vergleich der Treibstoffeffizienz von we 12. Method for comparing the fuel efficiency of we
nigstens zwei Luftfahrzeugen, unter Verwendung eines nach einem der Ansprüche 1 bis 9 aufgestellten und optimierten Simulationsmodells für jedes dieser Luftfahrzeuge, gekenn zeichnet durch folgende Schritte: a. Durchführung eines Verfahrens nach einem der Ansprü che 1 bis 9 für jedes dieser Luftfahrzeuge, b. Vergleich der für jedes dieser Luftfahrzeuge durch Optimierungsrechnung ermittelten anpassbaren physi kalischen Parameter, c. Ermittlung der für Unterschiede in der Treibstoffef- fizienz kausalen anpassbaren physikalischen Parame ter . at least two aircraft, using a simulation model set up and optimized according to one of claims 1 to 9 for each of these aircraft, characterized by the following steps: a. Carrying out a method according to one of claims 1 to 9 for each of these aircraft, b. Comparison of the adaptable physical parameters determined for each of these aircraft by optimization calculation, c. Determination of the physical parameters that can be adjusted causally for differences in fuel efficiency.
13. Computerprogrammprodukt, ausgebildet zur Durchführung ei nes Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 9. 13. Computer program product designed to carry out a method according to one of claims 1 to 9.
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