TY - THES A1 - Sain, Chetan Kumar T1 - Concepts development of variable fan nozzle for future generation of aeroengines T1 - Konzepte für die Entwicklung variabler Fan-Düsen für die zukünftige Generation von Flugzeugtriebwerken N2 - The next generation of civil turbofan engines targets the by-pass ratios of up to 20:1, requiring an innovative fan design with a low fan pressure ratio, low specific thrust and a radically increased fan diameter. The aerodynamic stability of such a large slow rotating fan is very sensitive against the back-pressure variations in the by-pass duct, especially during the take-off operations. The back-pressure regulation can be achieved significantly through a Variable Area Fan Nozzle (VAFN). This work deals with the design development of VAFN concepts for ultra-high by-pass ratio engines which was researched in EU funded program ENOVAL and received funding under grant agreement number 604999. A system engineering approach was implemented for the VAFN development by following the requirements in conceptual, preliminary and detailed design phases. The design domains in the rear nacelle and under the core fairing were selected for the concept generation. Several qualitative and quantitative trade studies were conducted to down-select the best-fit solution during each design phase. These included the kinematic simulations of various types of VAFN modulations; analytical calculations to understand the thermodynamics of the selected VAFN kinematics; aerodynamic performance predictions using CFD simulations on a large number of preliminary designs; 3D CFD simulations for detailed performance assessments including the design optimization of individual features and distortions due to failed modulations; and FEM calculations for the topology generation and optimization of structural components. The overall weighted effect was determined for each output parameter and the results were presented in percentile changes relative to that with a fixed nozzle reference geometry. Two VAFN concepts were selected for the final detailed design phase, Flaps in rear nacelle domain and Variable Inner Fairing Structure (VIFS). Both concepts showed better outputs in terms of specific fuel consumption, noise emission and fan’s safety margin during the take-off, with an over-area exhaust position than those with a fixed nozzle operation. During the climb phase, with an under-area VAFN position, both concepts resulted in drawbacks due to higher aerodynamic losses relative to the fixed nozzle. During MCR, both the VAFN concepts with stowed positions caused losses mainly due to leakages and higher structural weights relative to the fixed nozzle configuration. For each VAFN concept, a detailed system definition was developed and the function trees for each operation were explained. A discrete modulation type with two positions was described and recommended for both concepts. This included an over-area deployed position for the take-off phase and a stowed position for the rest of the flight, based on the beneficial performance of the VAFN concepts over the fixed clean nozzle configuration. N2 - Die nächste Generation der zivilen Turbofan-Triebwerke zielt auf Nebenstrom Verhältnisse von bis zu 20:1 ab, was ein innovatives Fan-Design mit niedrigem Druckverhältnis, niedrigem spezifischen Schub und einem radikal vergrößerten Durchmesser erfordert. Die aerodynamische Stabilität eines so großen langsam laufenden Fans ist sehr empfindlich gegenüber Gegendruck im Nebenstromkanal, insbesondere während des Startvorgangs. Eine Regulierung des Gegendruckes kann durch eine variable Düse „Variable Area Fan Nozzle“ (VAFN) erreicht werden. Diese Arbeit befasst sich mit der Designentwicklung von VAFN Konzepten für Triebwerke mit sehr hohem Nebenstromverhältnis. Für die VAFN Entwicklung wurde ein System Engineering Ansatz implementiert, indem die Anforderungen und Auslegungen in Entwurf, Vorauslegung, detaillierte Design Phasen verfolgt wurden. Für die Konzepterstellung wurden die Bauräume in der hinteren Gondel und unter der Kernverkleidung ausgewählt. Mehrere qualitative und quantitative Analysen wurden durchgeführt, um in jeder Auslegungsphase die am besten geeignete Lösung auszuwählen. Dazu gehörten die kinematischen Simulationen verschiedener Arten von VAFN Bewegungen; analytische Berechnungen zum Verständnis der Thermodynamik von VAFN; aerodynamische numerischen Leistungsberechnungen an einer großen Anzahl von Vorentwürfen; 3D Simulationen für detaillierte Leistungsbewertungen, einschließlich der Designoptimierung einzelner Merkmale aufgrund fehlgeschlagener VAFN Kinematik; und FEM Berechnungen zur Topologie Generierung und zur Optimierung von Bauteilen. Der gewichtete Gesamteffekt wurde für jeden Ausgangsparameter quantifiziert und die VAFN Ergebnisse wurden in prozentualen Änderungen relativ zu denen mit einer festen Düse als Referenz dargestellt. Für die letzte detaillierte Designphase wurden zwei VAFN-Konzepte ausgewählt, Klappen im hinteren Gondelbereich und Kerntriebwerksverkleidung als variable Segmente (VIFS). Beide Konzepte führten zu besseren Ergebnissen hinsichtlich spezifischen Kraftstoffverbrauchs, Lärmemission und Pumpgrenzenabstand während der Startphase mit vergrößertem Düsenquerschnitt als bei einer festen Düsengeometrie. Während des Steigfluges mit verkleinertem Düsenquerschnitt führten beide Konzepte zu Nachteilen durch höhere aerodynamische Verluste gegenüber der festen Düse. Während des Reisefluges verursachten beide VAFN Konzepte mit verstauten, aerodynamisch angepassten Positionen Verluste hauptsächlich aufgrund von Leckagen und höheren Gewichten gegenüber der festen Düsenkonfiguration. Für jedes VAFN-Konzept wurde eine detaillierte Systemdefinition entwickelt und die Funktionenbäume für jede Operation erklärt. Für beide Konzepte wurde eine diskrete Kinematik mit zwei Positionen beschrieben und empfohlen. Dies beinhaltete eine ausgefahrene VAFN Position für die Startphase und eine verstaute Position für den Rest des Fluges, basierend auf den vorteilhaften Anwendungen der VAFN gegenüber der Konfiguration mit der festen Düse. KW - Variable area fan nozzle KW - Ultra high bypass ratio turbofan engine KW - Performance analysis KW - Bypass duct KW - Fan nozzle structural analysis KW - Turbofan-Triebwerk KW - Variable Fan-Düse KW - Leistungsanalyse der Düse KW - Düsenkonzept KW - Designentwicklung KW - Mantelstromtriebwerk KW - Düse KW - Thermodynamik KW - Design Y1 - 2022 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:kobv:co1-opus4-65158 ER - TY - THES A1 - Spieß, Benjamin T1 - The artificial engineer : a smart holistic framework for the automated transfer of geometry to analysis models T1 - Der künstliche Ingenieur : ein intelligentes ganzheitliches Framework für die automatisierte Überführung von Geometrie- zu Analysemodellen N2 - The creation of adequate simulation models for complex assemblies is an extensive process that requires a lot of experience, and on the other hand involves a multitude of manual, tedious tasks. These are significant obstacles for improving the process performance and capabilities. The objective of this research is to develop methods which digitally imitate the way of thoughts of the engineer in the design process towards a digital system understanding and which support the automation of the involved manual workflow. This thesis presents a strategy to translate engineering reasoning and actions to an equivalent in the computer domain. A cardinal step is to gain understanding of system arrangements, boundary conditions and its components. Based on this evaluation, the identification of assembly parts is forming the foundation for optimized process chains for the transfer to the analysis environment. Model complexity relates to computational effort, which in turn affects model capabilities and manageability. To achieve a satisfactory compromise of model quality and complexity, this transfer process is strongly dependent on the visual analysis, reasoning and manual implementation of skilled engineers. The principle of translating engineering logics is pursued from the assembly system to its smallest parts. Component segmentation methods allow subdividing regions of interest into substructures which are assigned with a feature vector. This vector comprises metrics describing the substructures with regard to specific aspects and is the key decision point for subsequent steps as idealization, suitable Finite-Element modeling and ultimately building an analysis model. The created system database is continuously maintained and supports these process chains as well as the final setup of the assembly simulation model. An automated workflow like this implies advantages for efficiency, but also creates opportunities for further use cases. This workflow has been exploited for generating a training data set from the different simulation variants as a basis to a knowledge representation imitating engineering experience. An algorithm from the graph neural network field is applied to this data set as a conceptual approach. The intention pursued in this concept is to model the learning progress about estimating the influence of modelling decisions on simulation results and quality. This research proposes a holistic strategy and describes methods to achieve the objectives of decreasing manual effort, introducing an automated and geometry-based process and digitally replicating engineering experience by introducing a knowledge database. N2 - Die Erstellung geeigneter Simulationsmodelle für komplexe Baugruppen ist ein umfangreicher Prozess, der einerseits viel Erfahrung erfordert und andererseits eine Vielzahl manueller Aufgaben beinhaltet. Dies sind Hindernisse für die Verbesserung der Prozesseffizienz und Erweiterung der technischen Möglichkeiten. Ziel dieser Arbeit ist es, Methoden zu entwickeln, die die Vorgehensweise des Ingenieurs im Entwicklungsprozess in Richtung eines virtuellen Systemverständnisses digital imitieren und die Automatisierung der damit verbundenen manuellen Arbeitsabläufe unterstützen. In dieser Arbeit wird eine Strategie vorgestellt, mit der ingenieurwissenschaftliche Gedankengänge in ein Äquivalent in der digitalen Domäne übersetzt werden können. Ein zentraler Aspekt ist dabei das Verständnis der Systemkonfiguration, der Randbedingungen und der Komponenten. Darauf aufbauend bildet die Identifikation von Bauteilen die Grundlage für optimierte Prozessketten zur Übertragung in die Analyseumgebung. Die Modellkomplexität steht im Zusammenhang mit dem Rechenaufwand, der sich wiederum auf die Modellleistungsfähigkeit und die Handhabbarkeit auswirkt. Um einen zufriedenstellenden Kompromiss zwischen Modellqualität und -komplexität zu erreichen, ist dieser Transferprozess stark von der visuellen Analyse, den Schlussfolgerungen und der manuellen Umsetzung durch erfahrene Ingenieure abhängig. Das Konzept der Übersetzung ingenieurtechnischer Logiken wird vom Gesamtsystem in seine einzelnen Teile verfolgt. Segmentierungsverfahren ermöglichen die Unterteilung von relevanten Regionen in Teilstrukturen, die mit einem Feature-Vektor versehen werden. Dieser Vektor umfasst Metriken, die die Strukturen unter bestimmten Aspekten beschreiben und ist das zentrale Entscheidungskriterium für nachfolgende Schritte wie Idealisierung, adäquater Finite-Elemente-Modellierung und Aufbau eines Analysemodells. Die Systemdatenbank wird kontinuierlich verwaltet und erweitert und unterstützt die Prozessabläufe ebenso wie den finalen Aufbau des Gesamtmodells. Ein automatisierter Arbeitsablauf wie dieser bringt Vorteile für die Effizienz mit sich, schafft aber auch Raum für zusätzliche Anwendungsfälle. Dieser Workflow wurde genutzt, um aus verschiedenen Modellvarianten einen Trainingsdatensatz zu generieren, der als Grundlage für eine digitale Wissensrepräsentation dient, die die Ingenieurserfahrung nachbildet. Als Konzept wird auf diesen Datensatz ein Algorithmus aus dem Bereich der neuronalen Netze angewendet. Die damit verfolgte Intention ist es, den Lernfortschritt über die Abschätzung des Einflusses von Modellierungsentscheidungen auf Simulationsergebnisse zu simulieren. Diese Forschungsarbeit zeigt eine ganzheitliche Strategie auf und beschreibt Methoden, um die Ziele der Verringerung des manuellen Aufwands, der Einführung eines automatisierten und geometriebasierten Prozesses und der digitalen Replikation von Ingenieurserfahrung durch die Einführung einer Wissensdatenbank zu erreichen. KW - Engineering KW - Automation KW - Artificial intelligence KW - Design KW - Machine learning KW - Automatisierung KW - Simulation KW - Künstliche Intelligenz KW - CAD KW - FEM KW - Automatisierung KW - CAD KW - Finite-Elemente-Methode KW - Künstliche Intelligenz KW - Simulation Y1 - 2023 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:kobv:co1-opus4-65308 ER - TY - JOUR A1 - König, Paul A1 - Sharma, Dikshant A1 - Konda, Karunakar Reddy A1 - Xie, Tianxiao A1 - Höschler, Klaus T1 - Comprehensive review on cooling of permanent magnet synchronous motors and their qualitative assessment for aerospace applications T1 - Umfassender Überblick über die Kühlung von Permanentmagnet-Synchronmotoren und ihre qualitative Bewertung für Luft- und Raumfahrtanwendungen N2 - The permanent magnet synchronous motor (PMSM) can be a suitable candidate for electrified propulsion in aviation. Despite the very high efficiency, heat dissipation during operation leads to performance limitations. Elevated temperatures in the electrical insulations and the magnets pose a potential safety risk that must be reduced by selective cooling. A comprehensive review is conducted to capture current research interests in cooling methods in PMSM. Cooling methods are described according to their heat transfer mechanism, grouped, and assigned to the components within the motor. Key findings of the literature reviewed are described in the context of PMSM cooling. Information on cooling media and potential combinations of cooling methods in components is gathered. Assessment parameters such as safety, weight, effectiveness, integrability, complexity and cost are defined to enable a subsequent qualitative analysis for six selected cooling methods. A point-weighted evaluation approach, according to VDI 2225, was applied to identify the most promising cooling approach for successful implementation in aviation. N2 - Der Permanentmagnet-Synchronmotor (PMSM) ist ein geeigneter Kandidat für elektrifizierte Antriebe in der Luftfahrt. Trotz des sehr hohen Wirkungsgrades führt die Abwärme während des Betriebs zu Leistungseinschränkungen. Erhöhte Temperaturen in den elektrischen Isolierungen und den Permanentmagneten stellen ein potenzielles Sicherheitsrisiko dar, das durch gezielte Kühlung reduziert werden muss. Ein umfassender Überblick über die aktuellen Forschungsaktivitäten im Bereich der Kühlungsmethoden für PMSM wird vorgestellt. Die Kühlungsmethoden werden nach ihrem Wärmeübertragungsmechanismus beschrieben, gruppiert und den Komponenten innerhalb des Motors zugeordnet. Die wichtigsten Ergebnisse der gesichteten Literatur werden im Zusammenhang mit der PMSM-Kühlung beschrieben. Es werden Informationen über Kühlmedien und mögliche Kombinationen von Kühlmethoden in Komponenten gesammelt. Bewertungsparameter wie Sicherheit, Gewicht, Effektivität, Integrierbarkeit, Komplexität und Kosten werden definiert, um anschließend eine qualitative Analyse für sechs ausgewählte Kühlmethoden zu ermöglichen. Ein punktgewichteter Bewertungsansatz nach VDI 2225 wurde verwendet, um den vielversprechendsten Kühlungsansatz für eine erfolgreiche Umsetzung in der Luftfahrt zu identifizieren. KW - Electrical machines KW - Electric aviation KW - Motor cooling KW - PMSM KW - Thermal management KW - Elektrische Luftfahrt KW - Elektrische Maschinen KW - Motorkühlung KW - Wärmemanagement KW - Luftfahrt KW - Raumfahrt KW - Elektroantrieb KW - Dauermagneterregter Synchronmotor KW - Kühlung Y1 - 2023 U6 - https://doi.org/10.3390/en16227524 ER - TY - THES A1 - Konstantinidis, Aris T1 - Konzeptfindung und strukturmechanische Optimierung von Anbindungsstrukturen für Planetengetriebe in Flugtriebwerken T1 - Concept development and structural optimization for mounting structures of planetary gear boxes in aero engines N2 - Kernziel der Arbeit ist es, einen Beitrag zur Konzeptfindung und zur strukturmechanischen Optimierung von Anbindungsstrukturen für Planetengetriebe in Flugtriebwerken zu leisten. Hierzu wurde ein auf CAD-Geometrien basierender Optimierungsprozess geschaffen und auf verschiedene Problemstellungen angewendet. Die Arbeit gliedert sich in sechs Kapitel, in denen ein Verständnis für die Notwendigkeit und die Problemstellung vermittelt werden soll. Die Einleitung beschreibt Entwicklungstendenzen für Triebwerke in der zivilen Luftfahrt und die Gründe für den Einsatz von Planetengetrieben. Da die hier entwickelten Methoden die Konzeptfindung und somit die Produktentwicklung unterstützen sollen, wird skizziert, an welcher Stelle des Produktentwicklungsprozesses die Methoden am besten einzusetzen sind. Das zweite und dritte Kapitel sind der Strukturoptimierung gewidmet. Zunächst werden die Grundlagen Optimierung und wichtige Ansätze erläutert. Anschließend werden die üblichen Verfahren zur Strukturoptimierung mithilfe von finiten Elemente-Netzen vorgestellt. Folgend werden zwei Sonderfälle betrachtet, die Optimierung von flexiblen Bauteilen und von mehreren Bauteilen im Verbund. Beides stellt eine besondere Herausforderung dar und wird in den späteren Fallstudien aufgegriffen. Im dritten Kapitel wird der alternative, auf CAD-Geometrien basierende Ansatz zur Strukturoptimierung vorgestellt. Abschließend werden die Methoden anhand von akademischen Beispielen validiert. Das vierte Kapitel befasst sich mit Antwortflächenverfahren. Sie sind ein gängiges Mittel, um Optimierungsprozesse zu beschleunigen. Hierzu werden zunächst die wichtigsten Grundlagen zur nötigen Versuchsplanung erläutert und die drei gängigsten Ansätze diskutiert. Auf der Grundlage eines Vergleichs dieser Verfahren wird ein geeigneter Ansatz ausgewählt. Im fünften Kapitel werden fünf Fallstudien aufgeführt. Jede davon greift eine praxisnahe Problemstellung auf und demonstriert die Herangehensweise und die Möglichkeiten und Grenzen eines auf CAD-Geometrien basierten Ansatzes zur Strukturoptimierung. Das erste, zweite und fünfte Fallbeispiel beziehen sich auf die im zweiten Kapitel genannten Sonderfälle. Im dritten Fallbeispiel wird eine Optimierung der Systemeigenfrequenz durchgeführt, die es nötig macht, eine Brücke von der Einzelkomponente zu einem aus reduzierten Matrizen bestehenden Systemmodell zu schlagen. Im vierten Fallbeispiel werden die im vierten Kapitel beschriebenen Antwortflächenverfahren eingesetzt, um die reduzierte Matrix einer Einzelkomponente für ein Systemmodell auf der Basis der Geometrieparameter vorherzusagen. Abschließend fasst das sechste Kapitel die Ergebnisse zusammen. Die gezeigten Ansätze sind sehr gut geeignet, um flexible Strukturen zu finden. Die Systemoptimierung und Prozessbeschleunigung konnten erfolgreich durchgeführt werden und haben zu signifikanten Verbesserungen geführt. Abschließend wird das Vorgehen im Vergleich zu anderen Lösungsmöglichkeiten bewertet. N2 - The main target of the thesis is to contribute to concept development strategies and structural optimization of mounting structures of planetary gear boxes in aero engines. For this, an optimization process has been created and applied on several different problem constellations, which uses CAD-geometries. The thesis is structured in six chapters. Within these the need for an optimization and the problems connected therewith are discussed. The introduction showcases the major development tendencies for aero engines in civil applications and the reasoning behind the use of planetary gear boxes. Since the evolved methods support concept and therefore also product development, it is explained in which part of the development process they can be used best. The second and third chapter focus on structural optimization. They explain the fundamentals of mathematical optimization and the most common approaches. Afterwards the most common approaches of structural optimization, using finite element meshes, are explained. The end of the second chapter addresses two special cases, considering flexible structures and multiple adjacent components, which are particularly challenging and addressed in the case studies later. In the third chapter an alternative approach for structural optimization is shown, which is based on CAD-geometries. Finally, the methods are validated using academic examples. The fourth chapter deals with response surface techniques. They are a common instrument to accelerate optimization processes. Initially the fundamentals of design experiments are explained, and three established response surface techniques are shown and discussed. Based on a performed benchmarking comparison the most promising technique for task has been chosen, which in this case are radial basis functions. The fifth chapter consists of five case studies. Each of them addresses a practical engineering problem and demonstrates the approach, possibilities and limitations of a CAD-geometry based structural optimization strategy. The first, second and fifth case study follow up on the special problem cases mentioned. In the third case study a system eigenfrequency optimization is performed, which requires creating a bridge from the individual component towards a system model consisting of reduced matrices. The fourth case study applies the response surface techniques to predict the reduced matrices of single components based on geometry parameters. The reduced matrices are then used for a larger system model. Finally, the sixth chapter summarizes the results. The developed approaches are well suited for finding flexible structures. The system optimization and process acceleration has been performed successfully and lead to significant improvements. However, the shown approach has been assessed and compared to alternative solutions. KW - Strukturoptimierung KW - Geometriebasierte Optimierung KW - Konzeptfindung KW - Planetengetriebe KW - Flugtriebwerke KW - Structural optimization KW - Geometry-based optimization KW - Concept development KW - Planetary gear box KW - Aero engines KW - Flugtriebwerk KW - Planetengetriebe KW - Strukturoptimierung Y1 - 2022 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:kobv:co1-opus4-60141 ER - TY - JOUR A1 - Asli, Majid A1 - Kim, Dongsuk A1 - Höschler, Klaus T1 - On the potentials of the integration of pressure gain combustion with a hybrid electric propulsion system T1 - Über die Möglichkeiten der Integration der Druckverstärkungsverbrennung in ein hybrides elektrisches Antriebssystem N2 - As the issue of pollutant emissions from aviation propulsion escalates, research into alternative powertrains is gaining momentum. Two promising technologies are the Hybrid Electric Propulsion System (HEPS) and Pressure Gain Combustion (PGC). HEPS is expected to reduce pollutant emissions by decreasing fuel consumption, whereas PGC uses detonation in the combustor to increase the thermal efficiency of engines by elevating the total pressure during combustion. This study extensively explores the integration of these two emerging technologies, thoroughly assessing the advantages that arise from their combination. First, the renowned turboprop engine PW127 is benchmarked and modeled using Gasturb software. The model is integrated into Simulink using the T-MATS tool, with HEPS and pressure gain components added to analyze the thermodynamics of various configurations under different pressure gain values and HEPS parameters. The analysis, conducted up to the cruise phase of the baseline aircraft, reveals that applying pressure gain combustion through Rotating Detonation Combustion (RDC) results in a more significant increase in efficiency and decrease in fuel consumption compared to HEPS with conventional gas turbines. However, HEPS helps maintain a more uniform combustor inlet condition and reduces the Turbine Inlet Temperature (TIT) at the takeoff phase, where the highest TIT otherwise occurs. The results suggest that integrating HEPS with PGC can be beneficial in maintaining optimal combustor conditions and mitigating turbine efficiency degradation. N2 - Da das Problem der Schadstoffemissionen von Flugantrieben eskaliert, gewinnt die Forschung an alternativen Antriebssträngen zunehmend an Dynamik. Zwei vielversprechende Technologien sind das Hybrid Electric Propulsion System (HEPS) und die Pressure Gain Combustion (PGC). Es wird erwartet, dass HEPS die Schadstoffemissionen durch einen geringeren Kraftstoffverbrauch reduziert, während PGC die Detonation in der Brennkammer nutzt, um den thermischen Wirkungsgrad von Motoren durch Erhöhung des Gesamtdrucks während der Verbrennung zu erhöhen. Diese Studie untersucht ausführlich die Integration dieser beiden neuen Technologien und bewertet gründlich die Vorteile, die sich aus ihrer Kombination ergeben. Zunächst wird das renommierte Turboprop-Triebwerk PW127 mithilfe der Gasturb-Software einem Benchmarking unterzogen und modelliert. Das Modell wird mit dem T-MATS-Tool in Simulink integriert, wobei HEPS- und Druckverstärkungskomponenten hinzugefügt werden, um die Thermodynamik verschiedener Konfigurationen unter verschiedenen Druckverstärkungswerten und HEPS-Parametern zu analysieren. Die Analyse, die bis zur Reiseflugphase des Basisflugzeugs durchgeführt wurde, zeigt, dass die Anwendung der Druckverstärkungsverbrennung durch Rotating Detonation Combustion (RDC) im Vergleich zu HEPS mit herkömmlichen Gasturbinen zu einer deutlicheren Effizienzsteigerung und Reduzierung des Treibstoffverbrauchs führt. HEPS trägt jedoch dazu bei, einen gleichmäßigeren Brennkammereinlasszustand aufrechtzuerhalten und reduziert die Turbineneinlasstemperatur (TIT) in der Startphase, wo sonst die höchste TIT auftritt. Die Ergebnisse legen nahe, dass die Integration von HEPS mit PGC dazu beitragen kann, optimale Brennkammerbedingungen aufrechtzuerhalten und die Verschlechterung der Turbineneffizienz abzumildern. KW - Pressure gain combustion KW - Hybrid electric propulsion KW - Rotating detonation combustion KW - Druckverstärkungsverbrennung KW - Rotierende Detonationsverbrennung KW - Hybrid-Elektroantrieb KW - Propeller-Turbinen-Luftstrahltriebwerk KW - Hybridantrieb KW - Verbrennung KW - Schadstoffemission KW - Emissionsverringerung Y1 - 2023 U6 - https://doi.org/10.3390/aerospace10080710 ER -