Bestimmung der Triebwerksleistung eines überfliegenden...

Fakultat I - Institut fur Sprache und Kommunikation

Fachgebiet Audiokommunikation

Masterarbeit

Bestimmung der Triebwerksleistung eines

uberfliegenden Flugzeuges durch

Audio Feature Extraction

vorgelegt von

Sebastian Schluter

[email protected]

Matr.-Nr.: 302614

am

13. April 2015

Betreuer:

. Prof. Dr. Stefan WeinzierlLeiter des Fachgebietes Audiokommunikation

. Dipl.-Ing. Stefan BeckerProkurist der BeSB GmbH Berlin

mailto:[email protected]



Eidesstattliche Erklarung

Hiermit erklare ich an Eides statt gegenuber der Fakultat I der Technischen Univer-

sitat Berlin, dass die vorliegende, dieser Erklarung angefugte Arbeit selbststandig

und nur unter Zuhilfenahme der im Literaturverzeichnis genannten Quellen und

Hilfsmittel angefertigt wurde. Alle Stellen der Arbeit, die anderen Werken dem Wort-

laut oder dem Sinn nach entnommen wurden, sind kenntlich gemacht. Ich reiche die

Arbeit erstmals als Prufungsleistung ein.

Mit meiner Unterschrift bestatige ich, dass ich uber fachubliche Zitierregeln unter-

richtet worden bin und verstanden habe. Die im betroffenen Fachgebiet ublichen

Zitiervorschriften sind eingehalten worden.

Eine Uberprufung der Arbeit auf Plagiate mithilfe elektronischer Hilfsmittel darf

vorgenommen werden.

.............................................................. ..........................................................

Ort, Datum Unterschrift

ii

Danksagung

Zunachst mochte ich mich bei Dipl.-Ing. Stefan Becker fur die engagierte Betreuung

dieser Arbeit und bei Prof. Dr. Stefan Weinzierl fur deren Ermoglichung bedanken.

Insbesondere danke ich Dipl.-Ing. Christoph Zellmann und Dr. Jean-Marc Wunderli

von der Empa fur die sehr gute Zusammenarbeit.

Mein Dank gilt außerdem meiner Familie und meinen Freunden, ohne deren Unter-

stutzung die Erstellung dieser Arbeit nicht moglich gewesen ware.

iii

Kurzfassung

Im Rahmen des interdisziplinaren Forschungsprojektes sonAIR stellt sich die

Frage, wie aus Tonaufnahmen eines uberfliegenden Flugzeuges dessen Trieb-

werksleistung bestimmt werden kann. Diese wird benotigt, um einem neuen

Schallemissionsmodell, das derzeit durch das schweizerische Forschungsinsti-

tut Empa entwickelt wird, den jeweiligen Flugzustand zuordnen zu konnen.

Aus Voruntersuchungen der BeSB GmbH Berlin ist der prinzipielle Zusam-

menhang von Leistung und Drehton eines Flugzeugtriebwerks bekannt. Letz-

terer wird kontinuierlich erfasst, unter Berucksichtigung der Schallausbrei-

tungszeit und des Doppler-Effektes der bewegten Quelle zugeordnet und damit

der zeitliche Verlauf der Triebwerksleistung bestimmt. Dazu werden bekann-

te Methoden der Audiosignalverarbeitung entsprechend angepasst und ange-

wandt. Dies wird fur ein startendes bzw. landendes Flugzeug im Nah- und

Fernbereich eines Flughafens ermoglicht und soll als Grundlage fur ein neues

Berechnungsmodell dienen, das zur Minderung der Belastung durch Fluglarm

beitragen kann.

iv

Inhaltsverzeichnis

Abbildungsverzeichnis vii

Tabellenverzeichnis ix

1 Einleitung 1

2 Grundlagen 3

2.1 Flugzeugtriebwerke . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3

2.2 Schallentstehung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5

2.2.1 Drehklang . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6

2.2.2 Buzz Saw Noise . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 7

2.3 Schallausbreitung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8

2.3.1 Doppler-Effekt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8

2.3.2 Atmosphare . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9

2.4 Frequenzanalyse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12

2.4.1 Fouriertransformation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12

2.4.2 Fensterfunktion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12

2.4.3 Spektrogramm . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14

3 Methodik 15

3.1 Eingangsdaten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16

3.1.1 Positionsdaten . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16

3.1.2 Protokoll . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17

3.1.3 Audioaufzeichnungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 19

3.2 Datenverarbeitung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20

3.2.1 Audio Pre-Processing . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 20

3.2.2 Blockverarbeitung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21

3.2.3 Frequenzfilterung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21

3.2.4 Ausbreitungsrechnung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26

3.3 Audio Feature Extraction . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27

3.3.1 Peak-Erkennung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27

3.3.2 Doppler-Kompensation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29

3.3.3 N1-Bestimmung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30

3.4 Softwareumsetzung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35

v

Inhaltsverzeichnis

4 Ergebnisse 37

4.1 Validierung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39

4.2 Gesamtergebnis . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41

4.3 Einzelergebnisse . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43

5 Diskussion 45

5.1 Landungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 46

5.1.1 Erkennungsrate . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 46

5.1.2 Umstromungsgerausche . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 48

5.1.3 Niedrige Drehzahl . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 49

5.1.4 Zeitsynchronisation . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51

5.2 Starts . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52

5.2.1 Erkennungsrate . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52

5.2.2 Buzz Saw Noise . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54

6 Fazit 56

Literaturverzeichnis 57

Anhang x

A.1 Triebwerksdarstellungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . x

A.2 Ergebnisdarstellungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . xiii

A.2.1 Landungen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . xiv

A.2.2 Starts . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . xix

A.3 DVD-ROM . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . xxiv

vi

Abbildungsverzeichnis

1 Prinzipieller Aufbau eines modernen Mehrwellen-Turbofantriebwerks

mit Nieder-, Mittel- und Hochdruckteil . . . . . . . . . . . . . . . . . 4

2 Vergleich der Abstrahlcharakteristiken verschiedener Triebwerksschall-

quellen bei Triebwerken mit kleinem und großem Bypassverhaltnis . . 5

3 Schematische Darstellung der Abstrahlcharakteristiken von internen

Larmquellen eines Triebwerks . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 6

4 Entfernungsabhangige Absorptionskoeffizienten der Luft . . . . . . . . 10

5 Hanning-Fensterfunktion . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13

6 Positionsdaten (Karte) eines landenden Flugzeuges, relative Koordi-

naten des Messpunktes und der Start-/Landebahn . . . . . . . . . . . 17

7 Positionsdaten (3D) eines landenden Flugzeuges, relative Koordina-

ten des Messpunktes und der Start-/Landebahn . . . . . . . . . . . . 18

8 Spektrogramm der Audioaufzeichnung eines landenden Flugzeuges . . 19

9 Egalisierungs-, Tiefpass- und Hochpass-Filter mit spezifischen Grenz-

frequenzen fur ein landendes Flugzeug . . . . . . . . . . . . . . . . . 23

10 Spektrogramm der Audioaufzeichnung eines landenden Flugzeuges

nach der Filterung . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24

11 Betrag eines Kurzzeit-Spektrums vor und nach der Filterung mit mar-

kiertem Peak . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 25

12 Berechnete Schallausbreitungszeit von jeder erfassten Position eines

landenden Flugzeuges zum Messpunkt . . . . . . . . . . . . . . . . . 26

13 Gefundene Peaks in allen Kurzzeit-Spektren, Median der Peaks und

ausgewahlte Peaks fur ein landendes Flugzeug . . . . . . . . . . . . . 28

14 Berechnete relative Geschwindigkeit eines landenden Flugzeuges zum

Messpunkt . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30

15 Triebwerk CFM International S.A. CFM56-5C . . . . . . . . . . . . . 31

16 Berechnete und selektierte N1-Werte fur ein landendes Flugzeug . . . 34

17 Programmablaufplan . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35

18 Ermittelte N1-Werte und stuckweise kubische Interpolation fur ein

landendes Flugzeug . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37

19 Ermittelte N1-Werte und stuckweise kubische Interpolation fur ein

startendes Flugzeug . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 38

vii

Abbildungsverzeichnis

20 Vergleich der ermittelten N1-Werte mit den Cockpit-Daten fur ein

landendes Flugzeug . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 39


startendes Flugzeug . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40


landendes Flugzeug mit Umstromungsgerauschen . . . . . . . . . . . 43


landendes Flugzeug mit niedriger Drehzahl . . . . . . . . . . . . . . . 44


startendes Flugzeug mit Buzz Saw Noise . . . . . . . . . . . . . . . . 44

25 Spektrale Crest-Faktoren fur das Beispiel eines landenden Flugzeuges 47

26 Spektrogramm der gefilterten Audioaufzeichnung eines landenden Flug-

zeuges mit Umstromungsgerauschen . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 48

27 Spektrogramm der gefilterten Audioaufzeichnung eines landenden Flug-

zeuges mit niedriger Drehzahl . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50

28 Spektrogramm der gefilterten Audioaufzeichnung eines startenden Flug-

zeuges . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52

29 Spektrale Crest-Faktoren fur das Beispiel eines startenden Flugzeuges 53

30 Triebwerk CFM International S.A. CFM56-5B . . . . . . . . . . . . . x

31 Triebwerk Honeywell International Inc. LF507 . . . . . . . . . . . . . x

32 Triebwerk Pratt and Whitney PW4000-100 . . . . . . . . . . . . . . . xi

33 Triebwerk Rolls-Royce plc. RB211 Trent 700 . . . . . . . . . . . . . . xi

34 Triebwerk General Electric GE90 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . xii

viii

Tabellenverzeichnis

1 Technische Daten und errechnete Konstanten der untersuchten Trieb-

werke . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 32

2 Uberblick der Ergebnisse der ausgewerteten Landungen . . . . . . . . 41

3 Uberblick der Ergebnisse der ausgewerteten Starts . . . . . . . . . . . 42

4 N1-Drehzahlen ab denen Buzz Saw Noise emittiert wird, Frequenz-

abstand zur BPF und maximaler Fehler . . . . . . . . . . . . . . . . . 55

ix

1 Einleitung

Die Eidgenossische Materialprufungs- und Forschungsanstalt (Empa) entwickelt der-

zeit ein neues Modell zur Berechnung von Fluglarm, um An- und Abflugverfahren

besser hinsichtlich der verursachten Larmbelastung bewerten und optimieren zu

konnen. Teil dessen ist ein Emissionsmodell, das dreidimensionale Richtcharakte-

ristiken von startenden und landenden Flugzeugen beinhalten wird und anhand von

Messungen im Nah- und Fernbereich eines schweizerischen Großflughafens erstellt

werden soll. Dafur wird auch der jeweilige Flugzustand benotigt, zu dem, neben

der Klappen- und Fahrwerksstellung, die gesetzte Leistung der Triebwerke gehort.

Da diese in der Regel nicht von den Fluggesellschaften preisgegeben wird, ist zu

untersuchen, wie sich die Triebwerksleistung aus akustischen Messungen bestimmen

lasst.

Die BeSB GmbH Berlin fuhrte bereits Untersuchungen zu deren Bestimmung bei

Triebwerksprobelaufen durch. Dabei konnte der direkte Zusammenhang von Leis-

tung und Drehton bei Turbofantriebwerken festgestellt werden, jedoch auf Einzel-

fallbetrachtungen unter statischen Bedingungen beschrankt [1]. Im Rahmen dieser

Arbeit besteht daher erstmals die Moglichkeit, ein entsprechendes technisches Ver-

fahren zur kontinuierlichen Erfassung des Drehtones zu entwickeln, zu implemen-

tieren und an einer Vielzahl von Ereignissen zu erproben. Hierfur sollen bekannte

Methoden der Audio Feature Extraction entsprechend angepasst, erganzt und ange-

wendet werden.

Als Eingangsdaten sollen Audioaufzeichnungen einer Vielzahl an Uberflugen dienen,

die als Teil der Messungen durch die Empa vorgenommen wurden. Ebenso wird

durch diese der Zugriff auf die dabei erfassten Positionsdaten der uberfliegenden

Flugzeuge, als auch auf die protokollierten Triebwerkstypen und relevanten meteo-

rologischen Werte ermoglicht.

Da es sich bei Flugzeugen um relativ schnell bewegte Schallquellen handelt, un-

terliegt der Frequenz-Zeit-Verlauf des Drehtones einem starken Doppler-Effekt. Um

diesen zu korrigieren, muss anhand der Positionsdaten die relative Geschwindigkeit

des Flugzeuges zum Messpunkt am Boden bestimmt werden. Zudem muss zu je-

dem Zeitpunkt des Uberfluges die Dauer ermittelt werden, die der Schall fur die

Ausbreitung von der Quelle zum Empfanger benotigt, um die Eingangsdaten syn-

chronisieren zu konnen.

1

1 Einleitung

Ein Abgleich des Triebwerkstyps mit einer zu erstellenden Datenbank liefert dessen

zugehorige Spezifikationen. Mittels dieser ist es moglich, aus dem entzerrten Drehton

die Drehzahl des Triebwerks und damit ein unmittelbares Maß fur dessen gesetzte

Leistung, zu ermitteln.

Zur Uberprufung der Ergebnisse wurden von der Fluggesellschaft Swiss die Cockpit-

Daten fur die von ihr durchgefuhrten Uberfluge zur Verfugung gestellt.

Um die Machbarkeit des Projektes sicherzustellen, wurden im Vorfeld erste eigene

Versuche durchgefuhrt. Dazu wurden in der Verlangerung der Start-/Landebahn des

Flughafens Berlin-Tegel Tonaufnahmen von startenden und landenden Flugzeugen

vorgenommen. Diesen konnten anhand der Uhrzeit Registrierungsnummern und da-

mit Flugzeug- und Triebwerkstyp zugeordnet werden. Aus den Audioaufzeichnungen

wurden Spektrogramme und Kurzzeit-Spektren erstellt und darin der Verlauf des

gesuchten Drehtones identifiziert. Unter Kenntnis des Doppler-Effektes konnte dar-

an die Geschwindigkeit der bewegten Quelle abgeschatzt und aus der empfangenen

Frequenz die tatsachlich emittierte bestimmt werden. Mit Hilfe der Triebwerksspe-

zifikationen wurde daraus die Drehzahl und damit die relative Leistung bestimmt.

Fur diese Arbeit soll zunachst nur eine Auswahl der von der Empa durchgefuhrten

Messungen ausgewertet werden, fur die entsprechende Vergleichsdaten der Swiss

verfugbar sind. Liefert die hier entwickelte Methode dabei verlassliche Ergebnisse,

kann sie im Anschluss auch auf die Uberfluge angewendet werden, deren Verlaufe

der Triebwerksleistung bisher unbekannt sind.

2

2 Grundlagen

2.1 Flugzeugtriebwerke

Flugzeugtriebwerke funktionieren nach dem Prinzip des dritten Newtonschen Axioms

actio = reactio. Der Vorwartsschub wird dadurch erzeugt, dass der Impuls der aus-

tretenden Luft großer ist als der Eintrittsimpuls. Da die eintretenden Luftmasse

nahezu gleich der austretenden ist, lasst sich dies nur durch eine Erhohung der Aus-

trittsgeschwindigkeit realisieren. Bei modernen Strahltriebwerken wird dies erreicht,

indem sie die in sie eintretende Luft durch einen thermodynamischem Kreispro-

zess beschleunigen und als schnellen Gasstrahl wieder ausstoßen. Dabei unterschei-

det man jene Triebwerke, die die Geschwindigkeit einer kleinen Luftmasse stark

erhohen (Turbojet), von denen, die eine große Luftmasse im Verhaltnis weniger stark

beschleunigen (Turbofan). Da sich letztere durch einen besseren Vortriebswirkungs-

grad, eine vergleichsweise geringere Larmemission und durch einen geringeren spe-

zifischen Brennstoffverbrauch auszeichnen, wird diese Variante heutzutage bei der

zivilen Luftfahrt bevorzugt eingesetzt [2, S. 1-4].

Bei einem Turbojettriebwerk entsteht der Schub nur durch einen schnellen Heißgas-

strahl. Die Luft wird von der Gasturbine angesaugt, durch den Verdichter kompri-

miert, in der Brennkammer erhitzt und als heißer Gasstrahl durch die Schubduse

nach hinten ausgestoßen. Dabei wird die Turbine angetrieben, die uber eine Welle

wiederum den Verdichter antreibt [2, S. 19-20].

Turbofantriebwerke werden auch als ZTL-Triebwerke bezeichnet, das fur Zweistrom-

Turbo-Luftstrahl steht. Weitere typische Bezeichnungen sind Zweikreis- und Bypass-

triebwerk, die auch die Arbeitsweise dieses Typs beschreiben. Dieser zeichnet sich

dadurch aus, dass dem oben beschriebenen Kerntriebwerk eine Turbine nachgeschal-

tet ist, die einen zusatzlichen Fan bzw. Niederdruckverdichter antreibt. Durch diesen

wird ein sekundarer kalter Luftstrahl (Nebenstrom) erzeugt, der am Kern vorbei-

gefuhrt wird und den Großteil des Schubs erzeugt [2, S. 23-24]. Wie groß dieser

Anteil ist, wird durch das sog. Bypass- bzw. Nebenstromverhaltnis µ angegeben.

Dies wird aus dem Verhaltnis des Luftmassenstroms im Sekundarkreis zu dem des

Primarkreises bestimmt [2, S. 39] und liegt heutzutage bei zivilen Triebwerken im

Bereich von ca. 4 ≤ µ ≤ 9 [2, S. 135].

3

2 Grundlagen

Abbildung 1: Prinzipieller Aufbau eines modernen Mehrwellen-Turbofantriebwerksmit Nieder-, Mittel- und Hochdruckteil [2, S. 30]

Moderne Triebwerke werden zudem mit (mindestens) zwei Wellen ausgefuhrt. Dabei

wird die Turbine auf Nieder- und Hochdruckturbine aufgeteilt, die jeweils uber eine

eigene Welle mit dem entsprechenden Nieder- bzw. Hochdruckverdichter verbunden

sind. In Abbildung 1 ist der Aufbau eines mehrwelligen Turbofantriebwerks der

Anschauung halber schematisch dargestellt.

Die Niederdruckwelle dreht sich stets langsamer als der Hochdruckteil des Trieb-

werks, da ansonsten der auf ihr befestigte Fan an seinen Blattspitzen zu hohe Ge-

schwindigkeiten erreichen wurde. Dabei wird die Wellendrehzahl uber die Aerody-

namik der entsprechenden Niederdruckturbine geregelt [2, S. 31]. Diese Große wird

auch als N1 -Drehzahl bezeichnet und in Prozent zu einer Referenzdrehzahl angege-

ben, die nicht immer die maximale sein muss. Die Leistung eines Triebwerks wird

prinzipiell durch seinen Schub ausgedruckt, der sich jedoch wahrend des Fluges nur

schwer messtechnisch erfassen lasst. Daher dient die Drehzahl der Niederdruckwelle

als Ersatzgroße hierfur, die auch dem Piloten als Hauptleistung angezeigt wird [2,

S. 292-293].

4

2 Grundlagen

2.2 Schallentstehung

Vom rein aerodynamischen Larm abgesehen, der durch das Umstromen der einzelnen

Flugzeugkomponenten bedingt ist, sind die Triebwerke die dominanten Schallquellen

an einem Flugzeug. Wahrend bei Turbojettriebwerken aufgrund der hohen Strahlge-

schwindigkeiten die Schubduse bzw. der Strahl an sich ausschlaggebend ist, hat diese

Schallquelle bei Turbofantriebwerken an Bedeutung verloren. Dafur tritt der durch

Fan, Verdichter und Turbine erzeugte Schall in den Vordergrund, wobei die durch

den Fan entstehenden Gerausche mit zunehmendem Bypassverhaltnis dominieren,

wie es in den in Abbildung 2 schematisch dargestellten Abstrahlcharakteristiken der

Einzelkomponenten verdeutlicht wird [2, S. 1266-1267].

Abbildung 2: Vergleich der Abstrahlcharakteristiken verschiedener Triebwerks-schallquellen bei Triebwerken mit kleinem (links) und großem (rechts)Bypassverhaltnis [2, S. 1267]

Ein Großteil des durch Fan und Verdichter emittierten Schalls wird durch den Trieb-

werkseinlauf nach vorne abgestrahlt. Dabei wird ein relativ großer Winkelbereich bis

ca. 110◦, bezogen auf die Triebwerksachse, abgedeckt. Ein Teil des durch den Fan

erzeugten Schalls wird auch uber den Sekundarkreis nach hinten abgestrahlt, jedoch

im Bereich der turbulenten Vermischung von Sekundarstrom und Umgebungsluft so

gebrochen, dass nur ein kleiner Winkelbereich von 100◦ bis 130◦ abgedeckt wird [2,

S. 1268-1267]. Veranschaulicht wird dies in Abbildung 3 auf der nachsten Seite.

5

2 Grundlagen

Abbildung 3: Schematische Darstellung der Abstrahlcharakteristiken von internenLarmquellen eines Triebwerks [2, S. 1269]

2.2.1 Drehklang

Charakteristisch fur den von Fan und Verdichter abgestrahlten Schall ist eine Mi-

schung aus breitbandigen Gerauschen und tonalen Komponenten.

Erstere entstehen durch stochastische Stromungsstorungen, die ihre Ursache in ape-

riodisch wirkenden Schaufelkraften [3, S. 53] bzw. fluktuierende Druckverteilungen

auf den Schaufeln haben, die wiederum durch Turbulenzen bei der Zu- und Ab-

stromung (Nachlaufdellen) bedingt sind [2, S. 1280-1281].

Die Entstehung der hier interessierenden diskreten Frequenzkomponenten entspricht

der an Ventilatoren im Allgemeinen. Die Grundfrequenz des sogenannten Dreh-

klanges wird durch das rotierende Druckfeld der Rotorschaufeln erzeugt. An ei-

ner festen Beobachtungsposition fuhren die unterschiedlichen Druckverhaltnisse auf

Schaufelsaug- und Schaufeldruckseite zu Wechseldrucken, wodurch der Drehton mit

der sogenannten Blattfolge- bzw. Blattpassierfrequenz (BPF: Blade Passing Fre-

quency) entsteht:

BPF =n

60· Z , (1)

mit der Rotordrehzahl n in Umdrehungen pro Minute und der Schaufelanzahl Z.

6

2 Grundlagen

Das Spektrum des rotierenden Druckfeldes enthalt neben der BPF auch deren hohere

Harmonische, die zusammen mit dieser den Drehklang ergeben [3, S. 47]. Wechselwir-

kungen des Rotors mit feststehenden Bauteilen, wie Statorschaufeln und Stutzstreben

bei Axialventilatoren, fuhren dabei zu einer zusatzlichen Erhohung der Amplitude

[4, S. 297-298].

2.2.2 Buzz Saw Noise

Uberschreitet die Geschwindigkeit der Spitzen der Rotorblatter die Schallgeschwin-

digkeit des umgebenden Mediums, kommt es zu Verdichtungsstoßen, d.h. Unste-

tigkeitsflachen an den Kanten der Schaufeln [3, S. 49]. Dadurch entsteht fur einen

ruhenden Beobachter ein sagezahnformiger Druckverlauf, der unter bestimmten Be-

dingungen ausbreitungsfahig ist. Das hierbei entstehende Gerausch wird aufgrund

seiner Signalgestalt als Buzz Saw Noise bezeichnet. Da sich die Geometrien der

Schaufeln geringfugig unterscheiden, sind auch die entstehenden Stoßfronten indi-

viduell verschieden. Diese Unterschiede wiederholen sich mit jeder Rotordrehung,

weshalb so zusatzliche tonale Komponenten bei der Rotordrehfrequenz und deren

ganzzahligen Vielfachen entstehen. Dabei kommt es auch zu einer Umverteilung der

Energie hin zu den Rotorharmonischen und die Amplitude der BPF im Spektrum

sinkt. [3, S. 50]. Ab welcher Drehzahl Buzz Saw Noise entsteht, lasst sich uber den

Durchmesser des Triebwerksfans d aus der Umfangsgeschwindigkeit vu berechnen:

vu =πd

Tn. (2)

Mit der Zeit fur eine Umdrehung Tn in Sekunden ergibt sich:

n =60

Tn= 60 · vu

πd. (3)

Setzt man vu = c, folgt daraus, dass sich fur Drehzahlen

n > 60 · cπd

(4)

die Blattspitzen mit Uberschallgeschwindigkeit drehen und somit Buzz Saw Noise

emittiert wird.

7

2 Grundlagen

2.3 Schallausbreitung

Auf dem Weg vom uberfliegenden Flugzeug zum Messpunkt am Boden erleidet der

emittierte Schall zahlreiche Verluste, Verzerrungen und Verzogerungen. Um den Fre-

quenzgehalt des ursprunglichen Drehklanges rekonstruieren zu konnen, ist es zuvor

erforderlich, die frequenzabhangigen Einflusse bei der Schallausbreitung auf ihre

Relevanz zu untersuchen. Eine Betrachtung von Faktoren, die alle Frequenzen glei-

chermaßen betreffen, ist dabei fur diese Arbeit nicht erforderlich. Eine Ausnahme

hierbei bildet der Temperatureinfluss auf die Schallgeschwindigkeit und damit auf

die Laufzeit, da diese benotigt wird, um den tatsachlichen Zeitpunkt der Schall-

abstrahlung bestimmen zu konnen. Etwaige Einflusse durch Brechung, Streuung,

Beugung und Reflexion auf dem Ubertragungsweg werden vernachlassigt.

2.3.1 Doppler-Effekt

Ein Schallsignal kann nur verzerrungsfrei von dessen Quelle zum Empfanger ubertra-

gen werden, wenn sich die Signallaufzeit dabei nicht wahrend der Ubermittlung

verandert. Bewegen sich Sender und Empfanger jedoch relativ zueinander, ist auch

die Laufzeit des Schalls zwischen diesen zeitvariant und das Signal wird bei der

Ubertragung verformt. D.h. die Frequenz fQ der vom Sender emittierten reinen Tone

unterscheidet sich von der am Empfanger ankommenden Frequenz fE. Dieser Effekt

ist nach seinem Entdecker Christian Doppler benannt und ist zur Bestimmung der

Grundfrequenz des abgestrahlten Drehklanges zwingend erforderlich [5, S. 59-60].

Fur den Fall eines im Medium ruhenden Empfangers und einer sich auf diesen zu

bewegenden Quelle, verkurzt sich die empfangene Wellenlange

λE = λQ −∆x (5)

um die Strecke ∆x, die die Quelle innerhalb einer Periode TQ zuruckgelegt hat.

Bewegt sich diese mit der Geschwindigkeit U gegenuber dem Medium, ergibt sich

[5, S. 61-62]:

λE = λQ − U · TQ = λQ −U

fQ. (6)

8

2 Grundlagen

Mit der Beziehung c = λ · f wird daraus:

λE = λQ −U · λQc

= λQ ·(

1− U

c

), (7)

bzw.

fE =c

λE=

fQ

1− Uc

. (8)

Fur eine beliebig im dreidimensionalen Raum bewegte Quelle gilt daher:

fE =fQ

1− vrelc

, (9)

mit der relativen Geschwindigkeit vrel der Quelle in Bezug auf den Empfanger. Diese

lasst sich aus dem Skalarprodukt der Geschwindigkeit ~v der Quelle in Relation zum

Medium und des Einheitsvektors ~eQE, der von der Quelle auf den Empfanger zeigt,

bestimmen:

vrel = ~v ◦ ~eQE . (10)

2.3.2 Atmosphare

Luftabsorption

Teile des Schalls werden bei der Ausbreitung in der Atmosphare durch Absorption

in der Luft gedampft. Welche Frequenzanteile dabei in welchem Maße absorbiert

werden, hangt von der Umgebungstemperatur, dem Luftdruck, der relativen Luft-

feuchtigkeit und der Entfernung ab [6, S. 5].

Eine Formel zur Berechnung der Schallabsorption durch Luft ist in der internationa-

len Norm ISO 9613-1 gegeben [7]. Fur das in Abschnitt 3 verwendete Beispielereignis

bei einer Temperatur von T = 20, 4◦ C (in 2 m Hohe), einer relativen Luftfeuch-

tigkeit von h = 41.2 % und einem Luftdruck von pa = 975, 9 hPa sind die danach

berechneten Absorptionskoeffizienten α in Dezibel pro Kilometer uber dem interes-

sierenden Frequenzbereich in Abbildung 4 auf der nachsten Seite dargestellt.

9

2 Grundlagen

0

50

100

150

200

250

0 2000 4000 6000 8000 10000

α [

dB

/km

]

f [Hz]

Atmospheric absorption (T = 20.4° C, h = 41.2 %, pa = 975.9 hPa)

Abbildung 4: Entfernungsabhangige Absorptionskoeffizienten der Luftfur T = 20, 4◦ C, h = 41, 2 % und pa = 975, 9 hPa

Die frequenzabhangige Dampfung aufgrund der Luftabsorption ergibt sich damit

durch:

Aatm = α · r

1000, (11)

mit dem Abstand von Quelle und Empfanger r in Meter [6, S. 5].

Diese nimmt mit der Entfernung fur hohe Frequenzen stark zu, weshalb die oben

beschriebenen hoheren Harmonischen der BPF in den hier ausgewerteten Audioauf-

zeichnungen nicht messbar ausgepragt sind. Daher beschranken sich die folgenden

Betrachtungen auf die Grundfrequenz des Drehklanges.

10

2 Grundlagen

Schallgeschwindigkeit

Um die Laufzeit ∆t zu ermitteln, die der Schall fur die Ausbreitung von der Quelle

zum Empfanger benotigt, ist die Kenntnis der Schallgeschwindigkeit c erforderlich:

∆t =|~rQE|c

. (12)

Dabei ist c temperaturabhangig und berechnet sich nach:

c =

√κ

R

Mmol

T0 , (13)

mit dem Adiabatenexponenten κ = 1, 4 (fur zweiatomige Gase), der allgemeinen

Gaskonstanten R = 8, 314 Nm/K, der molaren Masse von Luft Mmol = 28, 8 g (fur

80 % Stickstoff und 20 % Sauerstoff ) und der absoluten Temperatur T0 in Kelvin

(0◦ C = 273, 15 K) [5, S. 21-26].

Da die Temperatur innerhalb der Troposphare mit zunehmender Hohe sinkt, nimmt

auch die Schallgeschwindigkeit mit dieser ab. Damit wirkt sich die vertikale Tempera-

turschichtung sowohl auf die Ausbreitungszeit, als auch auf die Doppler-Verschiebung

aus. Dies kann fur die Untersuchungen im Nahbereich des Flughafens aufgrund der

relativ geringen Uberflughohen vernachlassigt werden, sollte jedoch bei der Auswer-

tung der Messungen im Fernbereich berucksichtigt werden.

11

2 Grundlagen

2.4 Frequenzanalyse

2.4.1 Fouriertransformation

Um den Frequenzgehalt eines Signals untersuchen zu konnen, muss dieses zunachst

in den Frequenzbereich uberfuhrt werden. In der digitalen Signalverarbeitung kann

das Spektrum nur an einer endlichen Anzahl von diskreten Stutzstellen bestimmt

werden. Dies geschieht durch die diskrete Fouriertransformation (DFT ), die gegeben

ist durch:

X(k) =N−1∑n=0

x[n]e−jkn2πN , k = 0, 1, ..., N − 1 . (14)

Sie wird durch den schnellen Algorithmus FFT (Fast Fourier Transform) durch-

gefuhrt, was den Rechenaufwand erheblich reduziert [8, S. 44-45]. Voraussetzung

dafur ist allerdings, dass die Lange N des berechneten Datenblockes einer Zweier-

potenz entspricht. Der Abstand der Stutzstellen im resultierenden Spektrum und

damit die Frequenzauflosung wird bestimmt durch [9, S. 822]:

∆f =1

NTs=fsN

, (15)

mit der Samplingfrequenz fs. Die einer Stutzstelle k entsprechende Frequenz ist

damit:

f(k) = ∆f · k . (16)

2.4.2 Fensterfunktion

Die DFT wird fur einzelne Blocke durchgefuhrt, die nur kurze Zeitanteile des Signals

enthalten. Dieses Ausschneiden entspricht im Zeitbereich der Multiplizierung des

Signals mit einem Rechteckfenster und somit im Frequenzbereich der Faltung mit

dessen Spektrum. Ist die Blocklange dabei nicht ein ganzzahliges Vielfaches der

Signalperiode, kommt es zum Leck-Effekt und der Spektralanteil des Signals wird

zu breit dargestellt. Dies lasst sich durch andere Fensterformen, die das Signal am

Anfang und Ende des Blockes ein- bzw. ausblenden, teilweise unterdrucken [10, S.

550-551]. Dabei muss zwischen der Breite der Hauptkeule um die gesuchten Frequenz

und der Hohe der benachbarten Nebenkeulen abgewogen werden.

12

2 Grundlagen

Einen guten Kompromiss zwischen Hauptkeulenbreite und Nebenkeulendampfung

bietet das Hanning-Fenster, das beschrieben wird durch [8, S. 110]:

w(n) =1

2

[1− cos

(2πn

N

)], −N/2 ≤ n ≤ N/2 , (17)

und fur eine Blocklange von N = 4096 in Abbildung 5 dargestellt ist.

0

0.2

0.4

0.6

0.8

1

0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000

w(n

)

n [samples]

Hanning window

Abbildung 5: Hanning-Fensterfunktion fur die Blocklange N = 4096

13

2 Grundlagen

2.4.3 Spektrogramm

Berechnet man fur jeden uberlappenden Block (siehe Abschnitt 3.2.2 auf Seite 21)

eines Signals eine Kurzzeit-FFT und tragt die Frequenzkomponenten mit den ihren

Pegeln entsprechenden Farben uber der Zeit auf, erhalt man ein Spektrogramm. Die-

se Darstellung liefert einen schnellen Uberblick uber den Zeitverlauf der im Signal

enthaltenden tonalen Komponenten und wird daher in dieser Arbeit zur Visualisie-

rung der Audioaufzeichnungen eingesetzt.

Das Spektrogramm der Tonaufnahme des im folgenden Abschnitt verwendeten Bei-

spiels eines landenden Flugzeuges ist in Abbildung 8 auf Seite 19 dargestellt.

14

3 Methodik

Systeme zur Analyse von Audiodaten werden in der Regel dazu genutzt, musikalische

Inhalte oder Sprache zu verarbeiten. Dabei sollen aus den Rohdaten zusatzliche

Informationen (Meta-Daten) gewonnen werden, die der verstandlichen Beschreibung

der eigentlichen Inhalte dienen. Dies kann jedoch auch in anderen Disziplinen von

Vorteil sein, in denen die zugrunde liegenden Signale ebenso tonale Komponenten

aufweisen und in großen Datenbanken vorliegen, die nur automatisiert verarbeitet

werden konnen [11, S. 1].

Im Allgemeinen kann ein solches System in zwei Verarbeitungsschritte aufgeteilt

werden. Der erste Schritt dient dazu, sogenannte Features zu extrahieren, die gan-

ze Blocke des Eingangssignals durch jeweils nur einen Wert beschreiben, wodurch

sich die Datenmenge fur die weitere Verarbeitung reduzieren lasst. Dabei werden

zunachst Low Level Features extrahiert, die in der Regel noch keine unmittelbar

verstandliche Bedeutung haben mussen. Sie dienen einzig der Abbildung auf High

Level Features im folgenden Schritt, die eine Reprasentation der Eingangsdaten

durch eine leichter von Menschen interpretierbare Große darstellen. So lassen sich

schrittweise hohere Abstraktionsgrade erreichen und damit aussagekraftige Meta-

Daten erzeugen [11, S. 4-6].

Dieses Vorgehen soll in dieser Arbeit entsprechend adaptiert und auf Audioaufnah-

men von startenden und landenden Flugzeugen angewandt werden. Dadurch sollen

Informationen uber die dabei gesetzte Triebwerksleistung gewonnen werden und auf

eine fur diese ubliche Große abgebildet werden.

Zur beispielhaften Darstellung der hier dokumentierten Methodik wurde der Uberflug

Nr. 02 221 A343 eines Flugzeuges im Landeanflug ausgewahlt. Das entsprechende

Modell A343-313E ist ein Großraumflugzeug der A340-Familie des Flugzeugherstel-

lers Airbus, das mit vier Triebwerken des Typs CFM56-5C ausgerustet ist.

15

3 Methodik

3.1 Eingangsdaten

Die Empa fuhrte in der naheren Umgebung eines schweizerischen Großflughafens1

eine Messkampagne zur Erfassung der An- und Abflugbewegungen durch. Dazu

gehorten zum einen akustische Messungen, bestehend aus Tonaufnahmen und Schall-

pegelmessungen in Terzen. Zum anderen wurden auch die raumlichen Bewegun-

gen der startenden bzw. landenden Flugzeuge erfasst, wofur ein optisches System

(SciTrackS ) zum Einsatz kam, das aus zwei automatisch dem Objekt folgenden

Kameras links und rechts der Piste bestand. Die Akustikmessungen fanden in der

Verlangerung der Start-/Landebahnen, unmittelbar unter dem Flugpfad statt. Fur

Landungen betrug der Abstand zur Aufsetzzone ca. 2,1 km, bei Starts zum Start-

punkt ca. 2,6 km.

Die Messdaten liegen, getrennt nach Starts und Landungen, in separaten Ordnern

fur jedes Ereignis vor. Ein Ereignis bezeichnet dabei den Uberflug eines Flugzeu-

ges uber den entsprechenden Messpunkt in Verlangerung der ubergeordneten Start-

/Landebahn.

3.1.1 Positionsdaten

Die durch das optische System erfassten Positionsdaten (Track) wurden in CSV -

Dateien (Comma-Separated Values) abgelegt und ubermittelt. Diese enthalten, ne-

ben einem absoluten Zeitstempel in Sekunden seit Mitternacht, die Koordinaten

und Hohenangaben uber Normalnull mit zugehorigen Standardabweichungen und

die Geschwindigkeitskomponenten in die drei Raumrichtungen. Die Track-Daten lie-

gen in einer Auflosung von 200 ms und einer Dauer von 60 s um den Zeitpunkt des

kurzesten Abstandes von Flugzeug und Messpunkt vor.

Ebenso wurden die Koordinaten der Messpunkte ubermittelt, wobei hier zu den

Hohenangaben noch die Hohe des verwendeten Mikrofonstativs von 4 m zu addieren

ist.

1Aus Grunden des Datenschutzes darf der Flughafen im Rahmen dieser Arbeit nicht namentlichgenannt werden.

16

3 Methodik

Die erhaltenen Positionsdaten in Relation zum Flughafenbezugspunkt, die Lage des

Messpunktes und der Start-/Landebahn sind beispielhaft fur ein landendes Flugzeug

als Karte in Abbildung 6 und im Raum in Abbildung 7 auf der nachsten Seite

dargestellt.

-1000

0

1000

2000

3000

4000

5000

-4000 -3000 -2000 -1000 0 1000 2000

y [

m]

x [m]

Track (map)

rwyposmp

Abbildung 6: Positionsdaten (Karte) eines landenden Flugzeuges (blau), relati-ve Koordinaten des Messpunktes (rot) und der Start-/Landebahn(turkis)

3.1.2 Protokoll

Zu jeder Messreihe an einem Messpunkt wurde ein Protokoll in tabellarischer Form

gefuhrt, in dem die einzelnen Ereignisse chronologisch aufgelistet sind. Es enthalt

zusatzliche Informationen zu jedem Uberflug, wie u.a. Beobachtungen und meteo-

rologische Bedingungen.

17

3 Methodik

Track (3D)

mpposrwy

-4000-3000

-2000-1000

01000

2000

x [m]-1000

0

1000

2000

3000

4000

5000

y [m]

0

100

200

300

400

500

600

700

z [m

]

Abbildung 7: Positionsdaten (3D) eines landenden Flugzeuges (blau), relative Ko-ordinaten des Messpunktes (rot) und der Start-/Landebahn (turkis)

Fur diese Arbeit relevant sind dabei jeweils:

• der Triebwerkstyp fur die Umrechnung der Blattfolgefrequenz in die relative

Leistung,

• die Temperaturangabe in 2 m Hohe in Grad Celsius fur die Berechnung der

Schallgeschwindigkeit,

• der Zeitpunkt der kurzesten Distanz des Flugzeuges zum Messpunkt in Se-

kunden seit Mitternacht fur die Synchronisierung von Track-Daten und zu-

gehoriger Audioaufzeichnung.

Letzterer dient zudem fur alle folgenden Darstellungen als Nullpunkt der Zeitachse.

18

3 Methodik

3.1.3 Audioaufzeichnungen

Die einkanaligen Tonaufnahmen wurden in WAVE -Dateien mit einer Abtastrate

von fs = 44100 Hz und einer Auflosung von 16 Bit gespeichert und ubermittelt. Die

Lange betragt hier jeweils 120 s und wurde so bemessen, dass 60 s vor und nach dem

Zeitpunkt des kurzesten Abstandes von uberfliegendem Flugzeug und Messpunkt zur

Verfugung stehen.

Das Spektrogramm der vorverarbeiteten (siehe nachster Abschnitt) Audioaufzeich-

nung fur das oben genannte Beispiel eines landenden Flugzeuges zeigt Abbildung 8.

11025

9025

7025

5025

3025

1025

-60 -40 -20 0 20 40

f [H

z]

t [s]

Spectrogram (Hanning, 4096, 75%)

Abbildung 8: Spektrogramm der Audioaufzeichnung eines landenden Flugzeuges(fs = 22050 Hz, Fenster: Hanning, N = 4096, overlap: 75 %)

19

3 Methodik

3.2 Datenverarbeitung

3.2.1 Audio Pre-Processing

Bevor Low Level Features extrahiert werden, sollten die Audiodaten so aufberei-

tet werden (Pre-Processing), dass moglichst verlassliche Ergebnisse erzielt werden.

Dabei konnen zum einen unnotigen Signalanteile weggelassen werden, um die Da-

tenmenge zu reduzieren, und zum anderen sollten Informationen entfernt werden,

die moglicherweise das Ergebnis negativ beeinflussen konnten [11, S. 38].

Es findet zunachst eine Reduktion der Stutzstellen (Downsampling) des Audiosi-

gnals auf 22050 Samples (Abtastwerte) pro Sekunde statt, wodurch nach dem Ab-

stasttheorem noch der Bereich bis zur Nyquist-Frequenz von 11025 Hz zur Analy-

se zur Verfugung steht, was fur die angestrebten Untersuchungen ausreichend ist.

Dies dient zum einen der Datenreduktion, zum anderen wird dadurch die Frequen-

zauflosung bei gleicher Blocklange und damit gleichbleibender Rechengeschwindig-

keit, verdoppelt (siehe Gleichung (15) auf Seite 12). Die damit einhergehende Hal-

bierung der Zeitauflosung ist fur die folgenden Berechnungen akzeptabel und kann

teilweise durch uberlappende Blockbildung (siehe folgenden Abschnitt) kompensiert

werden.

Um vergleichbare Werte zu gewahrleisten, wird der Gleichspannungsanteil (DC Off-

set), in Form der Abweichung des Signal-Mittelwertes von Null, entfernt. Dies lasst

sich bei der hier vorliegenden Offline-Datenverarbeitung durch eine einfache Sub-

traktion dieses Wertes von jedem Sample erreichen [11, S. 39]:

x(i) = xDC(i)− 1

L

L−1∑i=0

xDC(i) . (18)

Um zudem sicherzustellen, dass alle Eingangssignale eine maximale Amplitude von

Eins aufweisen, werden diese auf ihr Maximum normalisiert [11, S. 40]:

x(i) =xs(i)

max∀i

(|xs(i)|). (19)

20

3 Methodik

3.2.2 Blockverarbeitung

Fur die weitere Verarbeitung muss das Eingangssignal zunachst in einzelne Blocke

aufgeteilt werden, die nacheinander bearbeitet werden. Deren Lange N ist zum einen

fur die zeitliche Auflosung, zum anderen fur die Frequenzauflosung relevant (siehe

Gleichung (15) auf Seite 12).

Im vorliegenden Fall sind die Positionsdaten, denen spater die N1-Werte zugeordnet

werden sollen, in einer Auflosung von 0, 2 s gegeben. D.h. dass bei einer bereits auf

22050 Hz reduzierten Abtastrate jede Sekunde theoretisch in 5 aufeinanderfolgende

Blocke a 4410 Samples aufgeilt werden kann. Da fur die FFT die Blocklange eine

Zweierpotenz sein muss, wurde N = 4096 gewahlt, was einer zeitlichen Auflosung

von 185, 6 ms entspricht. Um zunachst intern mit einer hoheren Zeitauflosung rech-

nen zu konnen, werden zu 75 % uberlappende Blocke (Overlap) gebildet, d.h. aufein-

anderfolgende Blocke sind nur um 1024 Werte zueinander verschoben [11, S. 20-21].

Dies entspricht einer theoretischen Zeitauflosung von 46, 4 ms.

Fur die gewahlte Blocklange von N = 4096 und die Samplingrate fs = 22050 Hz

ergibt sich nach Gleichung (15) auf Seite 12 eine Frequenzauflosung von ∆f =

5, 38 Hz. Diese begrundet, neben der Datenreduktion, das im vorherigen Abschnitt

beschriebene Downsampling.

3.2.3 Frequenzfilterung

Da sich fur jeden Uberflug, bedingt durch die unterschiedlichen eingesetzten Trieb-

werke und den geschwindigkeitsabhangigen Doppler-Effekt, der zu betrachtende Fre-

quenzbereich andert, werden fur jedes Ereignis individuell angepasste Filter verwen-

det.

Um die Dampfung der hohen Frequenzen durch die Schallabsorption in Luft (siehe

Abbildung 4 auf Seite 10) und den dadurch bedingten Abfall des Amplitudenganges

auszugleichen, wird zunachst ein Hochpass-Filter 4. Ordnung zur Egalisierung ein-

gesetzt. Die Grenzfrequenz fc,e wird dabei so gewahlt, dass sie der maximalen am

Messpunkt empfangenen Blattfolgefrequenz entspricht.

Dafur wird ein, fur diesen Lande- bzw. Startabschnitt typischer, N1-Wert angenom-

men, der uber die Triebwerkskonstante KTW (siehe Gleichung (28) auf Seite 30) in

21

3 Methodik

die entsprechend emittierte Blattfolgefrequenz umgerechnet wird. Nach mehrfacher

Messwiederholung hat sich dabei, an den hier ausgewerteten Messpunkten, fur Lan-

dungen eine zu erwartende N1-Drehzahl N1exp von 52 % und fur Starts von 82 %

als realistisch erwiesen.

Mit der maximalen relativen Geschwindigkeit vrel,max (siehe Gleichung (10) auf Sei-

te 9) des Flugzeuges in Bezug auf den Messpunkt ergibt sich durch die Doppler-

Verschiebung (siehe Gleichung (9) auf Seite 9) die Grenzfrequenz zu:

fc,e =N1expKTW

1− vrel,maxc

. (20)

Zur Einschrankung des zu untersuchenden Frequenzbereichs wird zum einen ein

Tiefpass-Filter 12. Ordnung eingesetzt, dessen Grenzfrequenz 20 % oberhalb der

Grenzfrequenz zur Egalisierung fc,e gewahlt wurde, um zusatzlich Schwankungen

der Drehzahl in diesem Bereich zuzulassen:

fc,l = 1, 20 · fc,e . (21)

Zum anderen wird ein Hochpass-Filter 12. Ordnung verwendet, mit einer Grenzfre-

quenz, die wiederum 20 % unterhalb der tiefsten empfangenen Blattfolgefrequenz

liegt:

fc,h = 0, 80 · N1expKTW

1− vrel,minc

, (22)

mit der minimalen relativen Geschwindigkeit vrel,min, die negativ ist und sich beim

Entfernen des Flugzeuges vom Messpunkt ergibt.

Fur das hier verwendet Beispiel ergeben sich dadurch folgende Grenzfrequenzen:

fc,e = 1910, 4 Hz ,

fc,l = 2292, 5 Hz ,

fc,h = 980, 7 Hz .

22

3 Methodik

Die drei ereignisspezifischen Filter mit Butterworth-Charakteristik zeigt Abbildung 9

beispielhaft fur die Landung eines Flugzeuges.

-100

-80

-60

-40

-20

0

0 1000 2000 3000 4000 5000

m [

dB

]

f [Hz]

Filter

equalizationlowpass

highpass

Abbildung 9: Egalisierungs-, Tiefpass- und Hochpass-Filter mit spezifischen Grenz-frequenzen fur ein landendes Flugzeug

Das Spektrogramm des aus der Filterung resultierenden Signals ist in Abbildung 10

auf der nachsten Seite fur den Frequenzbereich bis 5512, 5 Hz dargestellt.

23

3 Methodik

5512.5

4512.5

3512.5

2512.5

1512.5

512.5

-60 -40 -20 0 20 40

f [H

z]

t [s]

Spectrogram filtered (Hanning, 4096, 75%)

Abbildung 10: Spektrogramm der Audioaufzeichnung eines landenden Flugzeugesnach der Filterung

24

3 Methodik

Welche Bedeutung die Filterung fur den folgenden Schritt der Peak-Erkennung hat,

zeigt die Betrachtung des Betrages eines einzelnen Kurzzeit-Spektrums in Abbil-

dung 11.

-120

-110

-100

-90

-80

-70

-60

-50

0 1000 2000 3000 4000 5000

m [dB

]

Spectrum (t = -20 s)

-120

-110

-100

-90

-80

-70

-60

-50

0 1000 2000 3000 4000 5000

m [dB

]

f [Hz]

filtered

peak

Abbildung 11: Betrag des Kurzzeit-Spektrums fur t = −20 s vor (oben) und nach(unten) der Filterung mit markiertem Peak (rot)

In der ungefilterten Version tritt der gesuchte Peak bei 2088, 7 Hz nur lokal hervor.

Nach der Filterung mit den in Abbildung 9 auf Seite 23 dargestellten Filtern ist er

auch als globales Maximum erkennbar.

25

3 Methodik

3.2.4 Ausbreitungsrechnung

Bevor die N1-Werte bestimmt werden konnen, muss der entsprechende Zeitpunkt in

der Audioaufzeichnung ermittelt werden, zu dem der von den Triebwerken emittierte

Drehton mit der Blattfolgefrequenz am Messpunkt empfangen wurde. Dafur wird fur

jede gegebenen Position des Flugzeuges dessen Abstand zum Messpunkt ermittelt

und uber die Schallgeschwindigkeit nach Gleichung (12) auf Seite 11 die Ausbrei-

tungszeit berechnet. Das Ergebnis ist fur das verwendete Beispiel mit c = 343, 7 m/s

in Abbildung 12 dargestellt.

0

2

4

6

8

10

-20 -10 0 10 20 30

∆t [s

]

t [s]

Propagation time (pos/mp)

Abbildung 12: Berechnete Schallausbreitungszeit von jeder erfassten Position eineslandenden Flugzeuges zum Messpunkt

Die so bestimmte Laufzeit ∆t wird zu jedem Zeitschritt der gegebenen Positions-

daten addiert, um den entsprechenden Zeitpunkt der Immission am Messpunkt und

damit in der Tonaufnahme, zu erhalten.

26

3 Methodik

3.3 Audio Feature Extraction

Nach der Aufbereitung der Eingangsdaten folgt die eigentliche Extraktion der Low

Level Features. Darunter werden hier Peaks verstanden, die fur jeden Datenblock

nur aus der Frequenzkomponente bestehen, die der empfangenen Blattfolgefrequenz

entspricht. Uber die Zwischenschritte der Kompensation des Doppler-Effektes und

der Abbildung der Triebwerksspezifikationen kann aus diesen schließlich der Zeit-

verlauf der relativen N1-Drehzahl bestimmt werden, die hier als High Level Feature

interpretiert wird und als Maß fur die Triebwerksleistung dient.

3.3.1 Peak-Erkennung

Zu jedem ermittelten Immissionszeitpunkt werden zunachst vier uberlappende Blocke

gebildet, jeweils mit der Hanning-Fensterfunktion multipliziert und eine FFT durch-

gefuhrt. Innerhalb dieser Kurzzeit-Spektren wird daraufhin die Position und Hohe

des absoluten Maximums ermittelt. Dabei entspricht die Position innerhalb des

Spektrums einer Stutzstelle der DFT, aus der sich, uber die Blocklange und die Ab-

tastrate nach Gleichung (16) auf Seite 12, die zugehorige Frequenz bestimmen lasst.

Liegt die Hohe des gefundenen Maximums uber einem zuvor definierten Schwellwert,

der zur Rauschunterdruckung dient, wird die Frequenz dem entsprechenden Block

als Peak zugeordnet und ansonsten verworfen (siehe Abbildung 13 auf der nachsten

Seite, oben). Dabei hat sich ein absoluter Schwellwert von 0, 3, der in Schritten von

0, 05 iterativ angenahert wurde, als am besten geeignet herausgestellt.

Aus den verbleibenden Peaks der vier uberlappenden Blocke wird der Mittelwert

ermittelt, um die Werte auf die Zeitschritte der Track-Daten mit 200 ms Abstand

zu reduzieren und dabei den Verlauf zu glatten (siehe Abbildung 13 auf der nachsten

Seite, Mitte). Dafur wird der Median verwendet, da dieser, im Vergleich zum arith-

metischen Mittelwert, robuster gegenuber einzelnen Ausreißern ist. Er wird aus einer

Menge der Lange L von nach Große sortierten Werten xi gebildet [12, S. 26-27]:

xmed =

xL+12

, fur L ungerade,

12

(xL

2+ xL

2+1

), fur L gerade.

(23)

Um aus den verbleibenden Frequenzen moglichst nur diejenigen zu ermitteln, die

27

3 Methodik

zum zeitlichen Verlauf der Blattfolgefrequenz gehoren, findet anschließend eine Se-

lektion statt. Bei dieser wird zu jedem Zeitpunkt die absolute Differenz des aktuel-

len Peaks zum letzten vorangegangenen Peak bestimmt, der nicht zuvor verworfen

wurde. Liegt diese nicht innerhalb eines vorher festgelegten Intervalls, wird der ak-

tuelle Wert verworfen und zum nachsten Zeitschritt gesprungen. Bei den hier durch-

gefuhrten Auswertungen hat sich fur Landungen ein Intervall von 50 Hz und fur

Starts ein Intervall von 100 Hz als praktikabel erwiesen.

Das Ergebnis der Peak-Erkennung, der Medianbildung und der durchgefuhrten Se-

lektion ist (v.o.n.u.) in Abbildung 13 fur das verwendete Beispiel dargestellt.

10001200140016001800200022002400

-20 -10 0 10 20 30

f [H

z]

Peaks

-3-2-10

10001200140016001800200022002400

-20 -10 0 10 20 30

f [H

z]

median

10001200140016001800200022002400

-20 -10 0 10 20 30

f [H

z]

t [s]

selected

Abbildung 13: Gefundene Peaks in allen Kurzzeit-Spektren (oben), Median derPeaks (Mitte) und ausgewahlte Peaks (unten) fur ein landendesFlugzeug

28

3 Methodik

3.3.2 Doppler-Kompensation

Um nach Gleichung (9) auf Seite 9 aus der gemessenen die tatsachlich abgestrahl-

te Frequenz zu bestimmen, wird die Geschwindigkeit des Flugzeuges in Relation

zum Messpunkt benotigt. Diese berechnet sich nach Gleichung (10) auf Seite 9

aus dem Skalarprodukt des Geschwindigkeitsvektors des Flugzeuges und des Ein-

heitsvektors, der auf den Messpunkt zeigt. Die Track-Daten enthalten bereits die

hierfur benotigten Geschwindigkeitskomponenten in die drei Raumrichtungen. Aus

den ebenfalls gegebenen Raumkoordinaten des Flugzeuges zu jedem Zeitpunkt und

denen des Messpunktes lasst sich der hierfur benotigte Einheitsvektor ~eQE bestim-

men. Er ergibt sich aus dem entsprechenden Richtungsvektor geteilt durch dessen

Betrag:

~eQE =~rQE

|~rQE|=

1√r2QE,x + r2QE,y + r2QE,z

rQE,x

rQE,y

rQE,z

, (24)

wobei sich die einzelnen Richtungskomponenten unmittelbar durch die Differenz der

Raumkoordinaten von Empfanger und Quelle ergeben: rQE,x

rQE,y

rQE,z

=

xE − xQyE − yQzE − zQ

. (25)

Die berechnete relative Geschwindigkeit eines landenden Flugzeuges zum Messpunkt

ist in Abbildung 14 auf der nachsten Seite beispielhaft dargestellt.

Die zuvor aus der Audioaufzeichnung am Messpunkt ermittelten Peaks konnen da-

mit nun mittels Gleichung (9) auf Seite 9 in die tatsachlich emittierten Blattpassier-

frequenzen des uberfliegenden Flugzeuges umgerechnet werden:

BPF = fpeak ·(

1− vrelc

). (26)

29

3 Methodik

-100

-50

0

50

100

-20 -10 0 10 20 30

vre

l [m

/s]

t [s]

Doppler effect (pos/mp)

Abbildung 14: Berechnete relative Geschwindigkeit eines landenden Flugzeuges zumMesspunkt

3.3.3 N1-Bestimmung

Zur Bestimmung der relativen Triebwerksleistung ist die Kenntnis einer fur das

Triebwerk spezifischen Proportionalitatskonstanten erforderlich, die den Zusammen-

hang zwischen der bestimmten BPF in Hertz und dem zugehorigen prozentualen

N1-Wert herstellt:

N1 =BPF

KTW

. (27)

Sie lasst sich aus dem Verhaltnis zweier bekannter Referenzgroßen bestimmen:

KTW =BPFref

N1ref

. (28)

30

3 Methodik

Diese sind in den frei zuganglichen Musterzulassungen (TCDS: Type Certificate Da-

ta Sheet) des jeweiligen Triebwerks zu finden, wie sie unter anderem von der Eu-

ropaischen Agentur fur Flugsicherung (EASA: European Aviation Safety Agency)2,

bzw. deren US-amerikanischen Pendant, der FAA (Federal Aviation Administrati-

on)3, herausgegeben werden [13, S. 11]. Die Angaben in diesen beschranken sich

jedoch auf die des N1-Wertes bei der maximalen Drehzahl des Rotors nmax in Um-

drehungen pro Minute (rpm: revolutions per minute). Um diese in die benotigte

Blattfolgefrequenz umrechnen zu konnen, wird nach Gleichung (1) auf Seite 6 die

Schaufelanzahl Z des Fans benotigt. Da diese in der Regel weder in den entsprechen-

den Zertifizierungen, noch in frei verfugbaren Spezifikationen enthalten ist, musste

diese hierfur aus Abbildungen des Triebwerks durch Abzahlen ermittelt werden. Die

entsprechende Darstellung des Triebwerks des hier verwendeten Beispiels ist in Ab-

bildung 15 zu finden. Die restlichen fur diese Arbeit untersuchten Triebwerke sind

im Anhang ab Seite x dargestellt.

Abbildung 15: Triebwerk CFM International S.A. CFM56-5C4

2Quelle: http://easa.europa.eu/document-library/type-certificates3Quelle: http://rgl.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgMakeModel.nsf/Frameset4Quelle: http://www.cfmaeroengines.com/engines/cfm56-5c

31

http://easa.europa.eu/document-library/type-certificates

http://rgl.faa.gov/Regulatory_and_Guidance_Library/rgMakeModel.nsf/Frameset

http://www.cfmaeroengines.com/engines/cfm56-5c

3 Methodik

Eine Zusammenfassung der fur die weiteren Betrachtungen notwendigen technischen

Daten der Triebwerkstypen und der daraus berechneten Konstanten befindet sich in

Tabelle 1.

Triebwerkstyp d [m] Z Musterzulassung nmax [min−1] N1max [%] KTW

CFM56-5B 1,73 ∗36 EASA E.003 [14] 5200 104,0 30,0

CFM56-5C 1,84 ∗36 EASA E.003 [14] 4985 104,2 28,7

LF507 1,02 ∗40 FAA E6NE [15] 7374 97,0 50,7

PW4168 2,54 ∗34 EASA E.043 [16] 3600 101,0 20,2

Trent 772 2,47 ∗26 EASA E.042 [17] 3900 100,0 16,9

Tabelle 1: Technische Daten und errechnete Konstanten der untersuchtenTriebwerke (∗ aus Abbildungen abgezahlt)

Aus den zuvor selektierten und Doppler-korrigierten Peaks konnen nun, unter Kennt-

nis der entsprechenden Triebwerkskonstanten, nach Gleichung (27) auf Seite 30 die

zugehorigen N1-Werte berechnet werden. Diese stellen ein durch den Menschen leich-

ter interpretierbares Maß fur die Triebwerksleistung dar (→ High Level Feature).

Da wiederum einzelne Ausreißer enthalten sein konnen, die nicht dem kontinuierli-

chen Zeitverlauf dieser Große zugehorig sind, ist eine weitere Selektion erforderlich.

Zu diesem Zweck lassen sich zunachst Werte ausschließen, die sich außerhalb des

fur das entsprechende Triebwerk zertifizierten Betriebsbereiches befinden, d.h. alle

relativen Drehzahlen großer als N1max aus Tabelle 1 bzw. kleiner als N1min aus der

entsprechenden Musterzulassung.

Im nachsten Schritt werden, ahnlich der oben beschriebenen Peak-Selektion, die

N1-Werte verworfen, die sich nicht innerhalb eines vorher definierten Intervalls um

den Mittelwert der letzten beiden vorangegangenen Werte befinden. Die Mittelwert-

bildung dient dabei der Stabilitat des Algorithmus und verhindert, dass einzelne

Ausreißer das Ergebnis negativ beeinflussen.

32

3 Methodik

Um die beschriebenen Schritte zu verdeutlichen, hier ein kurzer Ausschnitt aus dem

Quellcode der Funktion n1 finder.m:

1 % initialisieren

2 n1_sel = n1;

3 % ersten Wert verwerfen

4 n1_sel (1) = NaN;

5 % fuer alle weiteren

6 for n = 2 : length(n1_sel)

78 % Array der letzten Werte ungleich NaN

9 n1_last_array = n1_sel (~isnan(n1_sel (1:n-1)));

1011 % solange Array noch leer

12 if length(n1_last_array) == 0

13 n1_last = NaN;

14 % falls nur ein letzter

15 elseif length(n1_last_array) == 1

16 n1_last = max(n1_last_array);

17 % sonst Mittelwert der letzten zwei

18 elseif length(n1_last_array) >= 2

19 n1_last_array_data = length(n1_last_array)-1 : length(n1_last_array);

20 n1_last = mean(n1_last_array(n1_last_array_data));

21 end

2223 % falls nicht in n1range

24 if abs(n1_sel(n) - n1_last) > n1range

25 n1_sel(n) = NaN;

26 end

2728 end

Im Gegensatz zur Peak-Selektion arbeitet dieser Algorithmus destruktiv, d.h. die

verworfenen Werte werden auch aus der Suchmaske der letzten Werte entfernt. Dies

kann im Zweifelsfall zwar zu zeitlichen Lucken fuhren, ergibt jedoch einen glatten

Verlauf ohne Ausreißer großer als das gewahlte Intervall.

Die zuvor bestimmten und die davon selektierten N1-Werte zeigt Abbildung 16 auf

der nachsten Seite fur das verwendete Beispielereignis.

Die verbleibenden Werte werden im Anschluss stuckweise kubisch interpoliert, um

alternativ zu den Einzelwerten eine stetige Funktion anzubieten.

Fur das in diesem Abschnitt verwendete Beispiel eines Flugzeuges im Landeanflug

ist das Ergebnis im Abschnitt 4 auf Seite 37 dargestellt.

Sowohl die Einzelwerte als auch deren Interpolierende werden den entsprechenden

Zeitpunkten der Track-Daten zugeordnet und in einer Kopie der ursprunglichen

CSV-Datei mit der zusatzlichen Endung N1 abgelegt.

33

3 Methodik

20

30

40

50

60

70

80

90

100

-20 -10 0 10 20 30

N1 [%

]

Engine speed

20

30

40

50

60

70

80

90

100

-20 -10 0 10 20 30

N1 [%

]

t [s]

selected

Abbildung 16: Berechnete und selektierte N1-Werte (v.o.n.u.) fur ein landendesFlugzeug

34

3 Methodik

3.4 Softwareumsetzung

Die Realisierung des entwickelten Verfahrens erfolgte mit GNU Octave5, einer Soft-

ware zur numerischen Berechnung und freien Alternative zu MATLAB. Diese ist

ebenso zur Stapelverarbeitung, d.h. der automatisierten sequenziellen Verarbeitung

von großen Datenmengen, geeignet.

Vor der Implementierung wurde ein Programmablaufplan erstellt, der nochmals

einen Uberblick uber das beschriebene Verfahren gibt und in Abbildung 17 dar-

gestellt ist.

propagation time relative velocity

spectra

filter

peaks

Doppler

BPF

engine typetemperature

engine constant

speed of sound

engine typetemperature

engine database

track

wave

protocol

N1

Abbildung 17: Programmablaufplan

5Version 3.8.2

35

3 Methodik

Die jeweiligen Funktionen wurden in entsprechenden Skripten umgesetzt, die in

der zentralen Funktion n1 finder.m enthalten sind oder von dieser aus aufgerufen

werden. Im Einzelnen sind dies:

. pro read.m – Liest das Protokoll aus CSV-Datei ein

. track read.m – Liest die Track-Daten mit einzeiligem Header aus CSV-Datei ein

. mp table.m – Enthalt die Messpunkttabelle

. mp comp.m – Gibt die Koordinaten des Messpunktes aus

. eng table.m – Enthalt die Triebwerkstabelle und berechnet die Konstanten

. eng comp.m – Durchsucht die Triebwerkstabelle nach dem Triebwerkstyp

. v rel.m – Bestimmt die relative Geschwindigkeit und Ausbreitungszeit

. track write n1.m – Schreibt die Track-Daten mit Header und N1 in CSV-Datei

. nan int.m – Interpoliert Werte stuckweise durch kubische Polynome

. atm abs.m – Berechnet den Absorptionskoeffizienten der Luft

Die Stapelverarbeitung aller Ereignisse einer Operation wird durch das Skript

Auswertung Landungen.m bzw. Auswertung Starts.m aufgerufen. In diesem wer-

den auch die fur die Berechnungen notwendigen und an den jeweiligen Messpunkt

angepassten Einstellungen vorgenommen.

Aufgrund seines Umfangs von ca. 1300 Zeilen ist der Quellcode nicht im Anhang

angefugt und findet sich nur auf der DVD-ROM, die der gedruckten Fassung beiliegt

(siehe Seite xxiv).

36

4 Ergebnisse

Die aus den Berechnungen resultierende Triebwerksleistung ist fur das verwendete

Beispiel eines landenden Flugzeuges in Form von N1-Werten in Prozent uber der Zeit

in Sekunden in Abbildung 18 dargestellt. Der Zeitausschnitt der Ergebnisdarstel-

lung entspricht dabei dem der fur diesen Uberflug verfugbaren Track-Daten und der

Nullpunkt dem Zeitpunkt des kurzesten Abstandes von Flugzeug und Messpunkt.

Zusatzlich zu den ermittelten Werten ist das Resultat der stuckweisen kubischen

Interpolation aufgetragen.

30

40

50

60

70

80

90

100

110

-20 -10 0 10 20 30

N1 [%

]

t [s]

Engine speed

detectedinterpolated

Abbildung 18: Ermittelte N1-Werte und stuckweise kubische Interpolation fur einlandendes Flugzeug

Hierbei betragt das Minimum der ermittelten N1-Werte 45,8 %, das Maximum

64,0 % und der arithmetische Mittelwert 52,0 %.

37

4 Ergebnisse

Als Beispiel fur ein startendes Flugzeug wurde das Ereignis Nr. 12 108 A319 gewahlt.

Dessen Modell A319-112 gehort zur A320-Familie von Airbus und ist mit zwei Trieb-

werken des Typs CFM56-5B ausgerustet, der nach Tabelle 1 auf Seite 32 eine maxi-

male Drehzahl von nmax = 5200 min−1 bei N1max = 104, 0 % aufweist. Die hierfur

bestimmten N1-Werte sind in Abbildung 19 mit ihrer Interpolierenden dargestellt.

30

40

50

60

70

80

90

100

110

-10 -5 0 5 10 15 20 25 30

N1 [%

]

t [s]

Engine speed

detectedinterpolated

Abbildung 19: Ermittelte N1-Werte und stuckweise kubische Interpolation fur einstartendes Flugzeug

Das Minimum der ermittelten N1-Werte betragt hierbei 85,5 %, das Maximum

89,2 % und der arithmetische Mittelwert 87,7 %.

38

4 Ergebnisse

4.1 Validierung

Um die Ergebnisse der entwickelten Methode bewerten zu konnen, stellte die Flug-

gesellschaft Swiss fur die hier ausgewerteten Ereignisse Vergleichsdaten in Form von

Cockpit-Daten zur Verfugung. Diese enthalten, neben den Positionsdaten, die der

Empa zur Validierung des entwickelten optischen Tracking-Systems dienen, auch die

N1-Drehzahlen, die wahrend des Fluges aufgezeichnet wurden. Aus Grunden des Da-

tenschutzes wurden diese nur an die Empa ubermittelt und durfen deren Haus nicht

verlassen. Daher mussten die errechneten N1-Werte erst an die Empa ubermittelt

werden, um dort verglichen werden zu konnen. Ein solcher Vergleich der ermittelten

Werte mit den Cockpit-Daten ist in Abbildung 20 fur das Beispiel eines landenden

und in Abbildung 21 auf der nachsten Seite fur das eines startenden Flugzeuges

dargestellt.

−30 −25 −20 −15 −10 −5 0 5 100

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s]

N1

[%

]

N1 Cockpit

N1 BeSB

Spline BeSB

Operation:

Ereignis:

Landung

02_221_A343F

mitt: 0.36 %

Abbildung 20: Vergleich der ermittelten N1-Werte (blau) mit den Cockpit-Daten(rot) fur ein landendes Flugzeug

39

4 Ergebnisse

−30 −25 −20 −15 −10 −5 0 5 100

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s]

N1

[%

]

N1 Cockpit

N1 BeSB

Spline BeSB

Operation:

Ereignis:

Start

12_108_A319F

mitt: 0.93 %

Abbildung 21: Vergleich der ermittelten N1-Werte (blau) mit den Cockpit-Daten(rot) fur ein startendes Flugzeug

Da die”wahren“ N1-Werte unbekannt sind [18, 19], wurden die Cockpit-Daten fur

Vergleichszwecke als”richtige“ Werte angenommen und deren Abweichung als ver-

nachlassigbar erachtet [19, S. 4]. Als quantitatives Maß der Ubereinstimmung wurde

dabei die mittlere absolute Messabweichung je Ereignis in % N1 gewahlt:

Fmitt =1

L

∑∀i

|N1(i)−N1Cockpit(i)| , (29)

mit den ermittelten Werten N1 an den Stutzstellen i (ohne Interpolation), den

Vergleichswerten N1Cockpit und der Anzahl der bestimmten Werte L.

Um ein Maß fur die Rate der Erkennung angeben zu konnen, wurde außerdem der

Zeitanteil bestimmt, zu dem N1-Werte ermittelt wurden (ohne Interpolation) und in

Verhaltnis zu dem Zeitraum gesetzt, fur den Positionsdaten zur Verfugung standen.

40

4 Ergebnisse

4.2 Gesamtergebnis

Einen Uberblick der Ergebnisse aller ausgewerteter Landungen gibt Tabelle 2.

Ereignis-Nr. TW-Typ N1min [%] N1mitt [%] N1max [%] Rate [%] Fmitt [% N1]

02 070 A333 Trent 772 43,4 49,2 54,0 15,0 1,0

02 071 A343 CFM56-5C 43,8 48,7 53,4 33,7 1,1

02 072 A332 PW4168 50,2 55,4 59,8 10,8 9,1

02 102 A320 CFM56-5B 44,0 55,6 60,7 35,7 2,0

02 152 RJ1H LF507 56,1 57,0 58,2 10,5 0,2

02 179 A321 CFM56-5B 49,1 53,5 59,1 24,6 1,8

02 221 A343 CFM56-5C 45,8 52,0 64,0 33,9 0,4

03 002 A333 Trent 772 51,6 58,8 63,5 18,9 17,3

03 118 A319 CFM56-5B 48,1 53,4 62,2 31,0 1,1

03 165 A343 CFM56-5C 52,6 56,6 62,4 29,5 0,6

03 166 A320 CFM56-5B 48,6 57,1 62,1 19,3 0,8

04 027 A321 CFM56-5B 52,5 56,4 58,7 20,9 0,5

04 088 A333 Trent 772 49,4 57,4 60,4 16,2 14,0

05 104 A320 CFM56-5B 48,2 52,8 58,9 32,4 1,7

05 121 A319 CFM56-5B 39,8 45,3 50,3 29,6 0,3

05 178 RJ1H LF507 53,4 57,2 58,8 13,1 1,1

05 257 RJ1H LF507 53,5 54,9 58,4 12,7 0,3

06 007 A319 CFM56-5B 46,4 47,8 50,0 20,7 1,0

06 018 A321 CFM56-5B 48,6 54,0 58,5 18,3 0,8

07 083 A332 PW4168 46,6 52,8 57,3 12,6 4,8

Tabelle 2: Uberblick der Ergebnisse der ausgewerteten Landungen

41

4 Ergebnisse

Insgesamt ergibt sich fur die Landungen im Mittel eine Erkennungsrate von 22, 0 %

und eine Messabweichung von 3, 0 % N1.

Einen entsprechenden Uberblick der Ergebnisse aller Starts gibt Tabelle 3.

Ereignis-Nr. TW-Typ N1min [%] N1mitt [%] N1max [%] Rate [%] Fmitt [% N1]

11 057 A320 CFM56-5B 89,2 90,5 92,0 9,1 0,8

11 084 RJ1H LF507 88,9 89,7 91,1 8,5 1,6

11 115 A321 CFM56-5B 91,6 95,3 99,9 12,7 2,1

12 041 A343 CFM56-5C 88,3 90,2 93,4 18,7 1,0

12 108 A319 CFM56-5B 85,5 87,7 89,2 25,8 0,9

13 030 A333 Trent 772 79,5 83,9 86,0 11,0 1,3

13 102 A319 CFM56-5B 86,6 88,5 91,1 23,7 0,8

13 108 RJ1H LF507 85,4 86,6 88,0 18,2 0,8

13 124 A320 CFM56-5B 84,7 86,2 88,7 36,6 1,1

14 066 A321 CFM56-5B 93,8 94,9 97,6 22,1 1,2

15 034 A343 CFM56-5C 86,9 88,3 94,2 18,9 0,8

16 031 A343 CFM56-5C 89,1 90,8 94,1 19,5 0,9

16 032 A333 Trent 772 85,7 87,9 90,7 26,0 1,7

16 078 A319 CFM56-5B 86,4 87,4 89,1 27,3 0,6

16 092 A333 Trent 772 87,2 90,6 92,0 28,6 1,9

17 026 A320 CFM56-5B 76,7 79,1 82,2 3,1 11,9

17 028 RJ1H LF507 86,1 86,9 87,6 25,6 0,6

17 064 A321 CFM56-5B 92,9 94,7 96,4 13,7 1,2

Tabelle 3: Uberblick der Ergebnisse der ausgewerteten Starts

Fur die ausgewerteten Starts ergibt sich im Mittel eine Erkennungsrate von 19, 4 %

und eine Messabweichung von 1, 7 % N1.

42

4 Ergebnisse

4.3 Einzelergebnisse

Einzelne Resultate mit einer bestimmten Problematik bei der Bestimmung der Trieb-

werksleistung, die stellvertretend fur die vergleichbarer Ereignisse im folgenden Ab-

schnitt genauer diskutiert werden sollen, sind in den Abbildungen 22 bis 24 darge-

stellt.

Die entsprechenden Ergebnisdarstellungen der restlichen ausgewerteten Ereignisse

finden sich aufgrund ihrer Vielzahl im Anhang ab Seite xiv fur die Landungen und

ab Seite xix fur die Starts.

−30 −25 −20 −15 −10 −5 0 5 100

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s]

N1

[%

]

N1 Cockpit

N1 BeSB

Spline BeSB

Operation:

Ereignis:

Landung

05_104_A320F

mitt: 1.65 %

Abbildung 22: Vergleich der ermittelten N1-Werte (blau) mit den Cockpit-Daten(rot) fur ein landendes Flugzeug mit Umstromungsgerauschen

43

4 Ergebnisse

−30 −25 −20 −15 −10 −5 0 5 100

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s]

N1

[%

]

N1 Cockpit

N1 BeSB

Spline BeSB

Operation:

Ereignis:

Landung

04_088_A333F

mitt: 13.98 %

Abbildung 23: Vergleich der ermittelten N1-Werte (blau) mit den Cockpit-Daten(rot) fur ein landendes Flugzeug mit niedriger Drehzahl

−30 −25 −20 −15 −10 −5 0 5 100

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s]

N1

[%

]

N1 Cockpit

N1 BeSB

Spline BeSB

Operation:

Ereignis:

Start

11_115_A321F

mitt: 2.06 %

Abbildung 24: Vergleich der ermittelten N1-Werte (blau) mit den Cockpit-Daten(rot) fur ein startendes Flugzeug mit Buzz Saw Noise

44

5 Diskussion

Betrachtet man das Gesamtergebnis aus Tabelle 2 auf Seite 41 und Tabelle 3 auf Sei-

te 42, sind die Resultate sehr vielversprechend. Im arithmetischen Mittel ergibt sich

fur die Landungen eine Messabweichung von 3,0 % N1 und fur die Starts von 1,7 %

N1, wobei der Median mit jeweils 1,0 % N1 deutlich darunter liegt. Dies erklart sich

durch einzelne deutliche Ausreißer, bei denen die Triebwerksdrehzahl offensichtlich

nicht richtig erkannt wurde. Davon betroffen sind 4 der 20 ausgewerteten Landun-

gen, bei denen die mittlere absolute Abweichung zu den Cockpit-Daten im Bereich

von 4,8 bis 17,3 % N1 liegt. Bei den Starts trifft dies nur auf 1 von 18 Ereignissen

mit einer Abweichung von 11,9 % N1 zu.

Um die Ergebnisse beurteilen zu konnen, genugt es jedoch nicht, allein die Mess-

abweichungen der ermittelten von den”richtigen“ Werten zu betrachten. Vielmehr

ist zu beachten, dass jedes Ergebnis auf Eingangsdaten aus realen Messungen be-

ruht, die sich in ihrer Qualitat stark voneinander unterscheiden. Dabei sind zum

einen Fremdgerausche im interessierenden Frequenzbereich der jeweiligen Audio-

aufzeichnung zu berucksichtigen, die das Messergebnis verfalschen konnen. Zum

anderen wurden die Messungen uber einen Zeitraum von insgesamt vier Wochen

durchgefuhrt, wodurch von nicht konstanten Messbedingungen auszugehen ist. Fur

die Interpretation der Ergebnisse ist es daher unerlasslich, auch die zugehorigen

Eingangsdaten in Relation zu diesen zu betrachten. Ebenso unterscheiden sich Lan-

dungen und Starts grundlegend bezuglich ihrer Auswertbarkeit, so dass diese im

Folgenden getrennt untersucht werden.

45

5 Diskussion

5.1 Landungen

Fur die Landungen soll zuerst das Ergebnis des bisher in dieser Arbeit verwendeten

Beispiels, das in Abbildung 18 auf Seite 37 dargestellt ist, stellvertretend genauer

betrachtet werden.

5.1.1 Erkennungsrate

Die erste N1-Drehzahl von 48,8 % konnte bereits zu Beginn des Zeitraumes, fur den

Track-Daten vorhanden sind, erfasst werden. Dies entspricht einer Entfernung vom

Messpunkt von 1,9 km und einer Schalllaufzeit von 5,5 s.

Der Zeitraum, fur den N1-Werte ermittelt werden konnten, erstreckt sich nur kurz

bis vor den Nullpunkt, was eine Erkennungsrate von 33,9 % zur Folge hat. Betrach-

tet man jedoch das Spektrogramm der zugehorigen, bereits vorverarbeiteten und

gefilterten Audioaufzeichnung in Abbildung 10 auf Seite 24, erkennt man, dass sich

nach dem Punkt des kurzesten Abstandes von Flugzeug und Messpunkt (t = 0 s)

keine tonale Komponente mehr ausbildet, die erfasst werden konnte.

Dies bestatigt auch eine entsprechende Untersuchung der Tonalitat mittels des spek-

tralen Crest-Faktors (Spectral Crest Factor), der bestimmt wird durch das Verhaltnis

des Maximums des jeweiligen Betrages eines Kurzzeit-Spektrums zu dessen Summe

[11, S. 59]:

vtsc(t) =

max0≤k≤N/2−1

|X(k)|

N/2−1∑k=0

|X(k)|. (30)

Die theoretisch resultierenden Werte liegen im Bereich 2/N ≤ vtsc ≤ 1, wobei sich

der untere Grenzwert fur ein komplett flaches Spektrum und das Maximum fur einen

reinen Sinuston ergibt [11, S. 59]. Fur das verwendete Beispiel sind die spektralen

Crest-Faktoren in Abbildung 25 auf der nachsten Seite uber der relativen Zeitachse

dargestellt. Darin erkennbar sind zum einen die insgesamt sehr kleinen Werte, die

fur einen relativ gering ausgepragten tonalen Gehalt sprechen, was dessen Erken-

nung merklich erschwert. Zum anderen nimmt der spektrale Crest-Faktor kurz vor

dem zeitlichen Nullpunkt auf ein Minimum ab, was sich mit den angemerkten Be-

obachtungen deckt. Zudem ist bei ca. t = −10 s ein relatives Minimum in dessen

46

5 Diskussion

0

0.02

0.04

0.06

0.08

0.1

0.12

-20 -10 0 10 20 30

vts

c

t [s]

Spectral crest factor

Abbildung 25: Spektrale Crest-Faktoren fur das Beispiel eines landenden Flugzeuges

Verlauf erkennbar, das die luckenhafte Erkennung zu diesem Zeitpunkt erklart.

Die fehlende tonale Komponente nach dem Nullpunkt begrundet sich vor allem durch

die Richtcharakteristik des Triebwerks als Gerauschquelle, wie sie in Abbildung 3

auf Seite 6 schematisch dargestellt ist. Der Fan ist nach vorne die dominierende

Schallquelle und deckt dort den Winkelbereich bis ca. 110◦ ab. Nach hinten tritt der

Fanlarm zwar uber den kalten Sekundarstrom aus dem Triebwerk aus, wird jedoch

bei Vermischung mit der Umgebungsluft nach außen abgelenkt (siehe Abschnitt 2.2

auf Seite 5). Betrachtet man zusatzlich den Bahnwinkel, d.h. den Winkel zwischen

Flugbahn und Erdoberflache, ist zu erkennen, dass der Punkt der minimalen Distanz

beim Sinkflug kurz nach dem Passieren des Messpunktes liegt. Bedenkt man dabei

noch den Bahnanstellwinkel des Flugzeuges gegenuber der Flugrichtung [20, S. 26],

wird deutlich, dass der Drehklang des Fans eines landenden Flugzeuges in der Regel

nicht uber den Zeitpunkt des Uberfluges hinaus wahrnehmbar bzw. messbar ist.

47

5 Diskussion

5.1.2 Umstromungsgerausche

Eines der Probleme bei der Bestimmung der N1-Drehzahl von Flugzeugen im Lan-

deanflug stellt der emittierte aerodynamische Larm dar. Dieser entsteht durch das

Umstromen von einzelnen Komponenten, wie Klappen, Fahrwerk bzw. Fahrwerks-

schachten, Leitwerk, Vor- bzw. Tragflugel, Triebwerksgondeln und dem Rumpf selbst

und kann tonale Charakteristiken annehmen [2, S. 1266]. Dadurch konnen Frequenz-

verlaufe nahe der Blattfolgefrequenz des Fans entstehen und zu rechnerischen Ver-

wechslungen mit dieser fuhren.

Als Beispiel dafur ist in Abbildung 26 das Spektrogramm eines solchen Falles ge-

zeigt.

5512.5

4512.5

3512.5

2512.5

1512.5

512.5

-60 -40 -20 0 20 40

f [H

z]

t [s]


Abbildung 26: Spektrogramm der gefilterten Audioaufzeichnung eines landendenFlugzeuges mit Umstromungsgerauschen

48

5 Diskussion

Darin ist deutlich der in Stufen schwankende Verlauf der Triebwerksleistung im An-

flug zu sehen. Sowohl uber- als auch unterhalb der BPF sind jedoch auch zeitlich

konstante Tone erkennbar, die nur durch den Doppler-Effekt verschoben sind. Diese

sind hochstwahrscheinlich Umstromungsgerauschen unbekannten Ursprungs zuzu-

ordnen. Im Fall der hoheren Frequenz uberschneidet sich zudem deren Verlauf mit

dem der Blattfolgefrequenz nahe des Nullpunktes. Dies fuhrt zu einem Uberspringen

und damit einer falschlichen Erkennung als Drehton, wie es im Ergebnis in Abbil-

dung 22 auf Seite 43 ersichtlich ist.

5.1.3 Niedrige Drehzahl

Ein Beispiel fur ein Ereignis, bei dem die Bestimmung der Triebwerksleistung ganzlich

versagt, ist Nr. 04 088 A333 I1. Erkennbar ist dies sowohl an der hohen mittleren

absoluten Messabweichung von 14,0 % N1, als auch in der Ergebnisdarstellung in

Abbildung 23 auf Seite 44. Betrachtet man das Spektrogramm der zugehorigen ge-

filterten Audioaufzeichnung in Abbildung 27 auf der nachsten Seite, wird deutlich,

dass kaum eine tonale Komponente messbar ausgepragt ist.

Dies kann dadurch erklart werden, dass sich der betreffende Triebwerkstyp Trent

772 durch eine relativ geringe Drehzahl des Fans auszeichnet, wodurch die BPF

bei einem Landeanflug mit einem erwarteten N1-Wert von 52 % bei 878,7 Hz liegt.

Daher kommt es zu einer Uberlagerung mit tieffrequenten Gerauschkomponenten,

die aufgrund der frequenzabhangigen Luftabsorption kaum gedampft werden und

weshalb sich der Pegel der gesuchten BPF nur geringfugig vom Hintergrundpegel

unterscheidet.

Diese Problematik ist insbesondere auch bei modernen Triebwerken mit einem großen

Fandurchmesser zu erwarten. Wie z.B. dem General Electric GE90 mit d = 3, 25 m,

das bei der Boeing 777 eingesetzt wird und fur dessen Niederdruckwelle eine maxi-

male Drehzahl von nmax = 2465 min−1 bei N1max = 109, 0 % spezifiziert ist [21].

Zusammen mit der geringen Schaufelanzahl von Z = 22 (siehe Abbildung 34 auf Sei-

te xii) ergibt dies nach Gleichung (1) auf Seite 6 eine maximale Blattfolgefrequenz

von BPFmax = 903, 8 Hz. Damit bestimmt sich die entsprechende Triebwerkskon-

stante nach Gleichung (28) auf Seite 30 zu KTW = 8, 3. Bei einem an diesem Mess-

punkt erwarteten N1-Wert von 52 % wurde sich somit eine BPF von nur 431,6 Hz

ergeben.

49

5 Diskussion

5512.5

4512.5

3512.5

2512.5

1512.5

512.5

-60 -40 -20 0 20 40

f [H

z]

t [s]


Abbildung 27: Spektrogramm der gefilterten Audioaufzeichnung eines landendenFlugzeuges mit niedriger Drehzahl

Ebenso wird es sich im Falle des Rolls-Royce Trent 900 beim Airbus A380 verhalten,

das mit einem Fandurchmesser von d = 2, 95 m und einer Schaufelanzahl von Z = 24

ahnliche Dimensionen aufweist6.

6Quelle: http://www.rolls-royce.com/customers/civil-aerospace/products/civil-large-engines/trent-

900.aspx

50

http://www.rolls-royce.com/customers/civil-aerospace/products/civil-large-engines/trent-900.aspx


5 Diskussion

5.1.4 Zeitsynchronisation

Ein weiteres Problem stellt die zeitlich Synchronisation von Cockpit-Daten und Ton-

aufnahmen dar. Als Beispiel hierfur sei Ereignis Nr. 02 102 A320 genannt, dessen

Vergleichsdarstellung im Anhang auf Seite xiv zu finden ist.

Da die Verlaufe der erkannten und der”richtigen“ N1-Werte bei der Mehrheit der

restlichen ausgewerteten Uberfluge synchron sind, kann davon ausgegangen werden,

dass der Fehler hierbei nicht Teil des Berechnungsverfahrens ist. Vielmehr liegen die

Cockpit-Daten nur mit teilweise stark versetzten Zeitstempeln vor und mussten erst

durch die Empa anhand charakteristischer Punkte mit der realen Zeitachse synchro-

nisiert werden, was zu den beobachteten leichten Abweichungen fuhren konnte.

51

5 Diskussion

5.2 Starts

5.2.1 Erkennungsrate

Beim verwendeten Beispiel eines startenden Flugzeuges konnte ebenfalls die relative

Drehzahl bereits zu Beginn der verfugbaren Positionsdaten auf 88,0 % N1 bestimmt

werden (siehe Abbildung 19 auf Seite 38). Dabei ist das Flugzeug noch 1,2 km vom

Messpunkt entfernt, was bei einer Schallgeschwindigkeit von 346,7 m/s eine Laufzeit

von 3,4 s ergibt.

5512.5

4512.5

3512.5

2512.5

1512.5

512.5

-60 -40 -20 0 20 40

f [H

z]

t [s]


Abbildung 28: Spektrogramm der gefilterten Audioaufzeichnung eines startendenFlugzeuges

Der Zeitpunkt des kurzesten Abstandes liegt beim Steigflug aufgrund des Bahn-

winkels kurz vor dem Passieren des Messpunktes. Der Abstrahlwinkel des Fanlarms

bedingt daher einen ausgepragten Drehton bis kurz uber den Nullpunkt hinaus.

52

5 Diskussion

Dies wird besonders in Abbildung 28 auf der vorherigen Seite deutlich, in der das

Spektrogramm zum oben genannten Beispiel dargestellt ist.

Diese Annahme wird auch durch die zugehorigen spektralen Crest-Faktoren in Ab-

bildung 29 bestatigt.

0

0.02

0.04

0.06

0.08

0.1

0.12

-10 -5 0 5 10 15 20 25 30

vts

c

t [s]

Spectral crest factor

Abbildung 29: Spektrale Crest-Faktoren fur das Beispiel eines startendenFlugzeuges

Deren Verlauf sinkt demnach erst kurz nach dem Nullpunkt auf ein Minimum ab.

Dadurch ist bei den meisten hier ausgewerteten Starts, im Gegensatz zu den Lan-

dungen, eine Bestimmung auch uber diesen hinaus moglich.

53

5 Diskussion

5.2.2 Buzz Saw Noise

Als großte Fehlerquelle bei der Erkennung der Triebwerksdrehzahl von startenden

Flugzeugen hat sich der in Abschnitt 2.2.2 auf Seite 7 beschriebene Buzz Saw Noise

(BSN ) erwiesen. Dessen tonale Komponenten folgen in ihrem zeitlichen Verlauf der

gesuchten Blattfolgefrequenz, da beide ein Vielfaches der Rotordrehfrequenz fn sind,

was deutlich in Abbildung 28 auf Seite 52 zu erkennen ist. Dementsprechend liegt

die BPF genau zwischen zwei Obertonen des BSN. Der dabei zu uberwindende

Frequenzabstand ergibt sich daher mit Gleichung (1) auf Seite 6 und Gleichung (27)

auf Seite 30 zu:

fn =n

60=BPF

Z=KTWN1

Z. (31)

Um den minimalen Abstand zu bestimmen, ist die Kenntnis des N1-Wertes erfor-

derlich, ab dem Buzz Saw Noise emittiert wird. Nach Gleichung (4) auf Seite 7 mit

Gleichung (27) auf Seite 30 und Gleichung (1) auf Seite 6 lasst sich die Drehzahl

bestimmen, ab der die Umfangsgeschwindigkeit der Schaufelspitzen die Schallge-

schwindigkeit uberschreitet:

n > 60 · cπd

⇔ 60 · BPFZ

> 60 · cπd

⇔ KTwN1

Z>

c

πd

⇒ N1 >c

πd· Z

KTW

,

mit dem Durchmesser des Fans d, dessen Schaufelanzahl Z und der zuvor bestimm-

ten Proportionalitatskonstanten KTW aus Tabelle 1 auf Seite 32. Die Berechnung

mit c = 340 m/s ergibt die in Tabelle 4 auf der nachsten Seite aufgefuhrten N1-

Drehzahlen N1BSN , ab denen Buzz Saw Noise erzeugt wird, was demnach auf alle

hier untersuchten Starts zutrifft.

Die minimalen Abstande ∆fBSN der jeweiligen BPF vom nachstgelegenen Oberton

der Rotordrehfrequenz ergeben sich nach Gleichung (31) und sind ebenfalls in Ta-

belle 4 auf der nachsten Seite aufgefuhrt.

Die Frequenzabstande liegen teils innerhalb des bei der Peak-Selektierung definierten

Suchintervalls von 100 Hz. Dadurch kann es, bedingt durch schwankenden Energie-

gehalt oder Fremdgerausche, zu Sprungen zwischen den Verlaufen der BPF und

54

5 Diskussion

Triebwerkstyp N1BSN [%] ∆fBSN [Hz] FBSN [% N1]

CFM56-5B 75,0 62,5 2,1

CFM56-5C 73,8 58,8 2,0

LF507 83,7 106,1 2,1

PW4168 71,7 42,6 2,1

Trent 772 67,4 43,8 2,6

Tabelle 4: N1-Drehzahlen ab denen Buzz Saw Noise emittiert wird, Frequenzabstandzur BPF und maximaler Fehler (v.l.n.r.)

des BSN kommen. Somit ist abzuwagen, ob großere naturliche Frequenzsprunge,

wie z.B. durch die Doppler-Verschiebung, zugelassen werden sollen oder Verwechs-

lungen mit benachbarten Buzz-Saw-Frequenzen unterdruckt werden. Das genannte

Suchintervall stellt somit bereits einen Kompromiss zwischen Messabweichung und

Erkennungsrate dar und wurde dementsprechend gewahlt.

Der dabei maximal gemachte Fehler FBSN in % N1 lasst sich mittels Gleichung (27)

auf Seite 30 aus dem errechneten Frequenzabstand bestimmen und ist ebenfalls in

Tabelle 4 fur die hier untersuchten Triebwerke aufgefuhrt. Er liegt zwischen 2,0

und 2,6 % N1 und damit ebenfalls innerhalb des Intervalls der N1-Selektierung von

5 % N1, das wiederum nicht kleiner gewahlt werden kann, ohne dabei die Erken-

nungsrate ubermaßig zu verringern.

55

6 Fazit

In Rahmen dieser Arbeit sollte ein Verfahren entwickelt werden, das aus akustischen

Messungen die Triebwerksleistung eines landenden bzw. startenden Flugzeuges be-

stimmt. Diese stellt eine Komponente des Flugzustandes dar, welcher zur Skalierung

eines neuen Emissionsmodells benotigt wird, das derzeit durch die Eidgenossische

Materialprufungs- und Forschungsanstalt entwickelt wird.

Dazu wurden Methoden genutzt, die auch bei der Analyse von musikalischen In-

halten zum Einsatz kommen. Durch entsprechende Anpassungen und Erganzungen

war es moglich, diese auf ein anderes Anwendungsgebiet zu ubertragen und auch

dort effektiv einzusetzen. Damit konnte der Drehton des Flugzeugtriebwerks konti-

nuierlich erfasst und anhand einer typenspezifischen Konstanten in die der Leistung

entsprechende relative Drehzahl der Niederdruckwelle umgerechnet werden. Dabei

mussten zudem bei der Schallausbreitung vom Flugzeug zum Messpunkt, aufgrund

der großen relativen Geschwindigkeit und Distanz, der Doppler-Effekt und die Aus-

breitungszeit berucksichtigt werden.

Ein Vergleich der Resultate mit entsprechenden Cockpit-Daten, die durch die Flug-

gesellschaft Swiss bereitgestellt wurden, zeigte eine sehr gute Ubereinstimmung mit

diesen. Die Erwartungen an die zeitliche Erkennungsrate und die absolute Messab-

weichung konnten nicht in allen Fallen erfullt, die Grunde dafur jedoch ausfuhrlich

dargelegt werden. Insgesamt konnte gezeigt werden, dass die entwickelte Metho-

de verlassliche Ergebnisse liefert, solange die entsprechenden tonalen Komponenten

messbar sind. Damit kann dieses Verfahren nun direkt auf alle von der Empa erfass-

ten Uberfluge im Nahbereich des Flughafens angewandt werden.

Eine erste aktuelle Auswertung von Messungen im Fernbereich, d.h. in bis zu 18 km

Entfernung, ergab ebenso vielversprechende Ergebnisse. Die Uberflughohe betragt

dort ca. 1500 m, wodurch, bedingt durch die atmospharische Absorption, hohe Fre-

quenzen entsprechend stark gedampft werden. Damit verkleinert sich vor allem der

Zeitbereich, in dem die Blattfolgefrequenz am Boden noch messbar ist. Ebenso spielt

dadurch die Temperaturabhangigkeit der Schallgeschwindigkeit und damit auch der

Laufzeit und der Doppler-Verschiebung, eine großere Rolle. Daher sind hierfur noch

weitere Anpassungen an die jeweiligen Messpunkte erforderlich, um eine maximale

Erkennungsrate bei minimaler Messabweichung zu erzielen.

56

Literaturverzeichnis

[1] Kohler, Wolfram (2007): Der Drehton eines Turbofantriebwerkes bei

Standlaufen als akustischer Index fur den Triebwerkstyp und die Leistungsstu-

fe. Projektarbeit, Fachgebiet Signale und Systeme der Akustik, Fakultat V,

Technische Universitat Berlin.

[2] Braunling, Willy J. G. (2009): Flugzeugtriebwerke: Grundlagen, Aero-

Thermodynamik, ideale und reale Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen,

Komponenten, Emissionen und Systeme. 3., vollstandig uberarbeitete und er-

weiterte Auflage. Berlin Heidelberg: Springer.

[3] Raitor, Till (2009): Experimentelle Ermittlung dominanter Schallquellme-

chanismen von Radialverdichtern. Dissertation, Fachgebiet Experimentelle

Stromungsmechanik, Fakultat V, Technische Universitat Berlin.

[4] Zeller, Peter (2012):”Mechatronische Gerausche.” In: Peter Zeller (Hrg.)

Handbuch Fahrzeugakustik - Grundlagen, Auslegung, Berechnung, Versuch, 2.,

uberarbeitete Auflage, Kap. 13.1. Wiesbaden: Vieweg+Teubner, S. 294–310.

[5] Moser, Michael (2012): Technische Akustik. 9., aktualisierte Auflage. Berlin

Heidelberg: Springer.

[6] ISO (1999): ISO 9613-2: Dampfung des Schalls bei der Ausbreitung im Freien

- Teil 2: Allgemeines Berechnungsverfahren. Berlin: Beuth.

[7] ISO (1993): ISO 9613-1: Acoustics - Attentuation of sound during propagation

outdoors - Part 1: Calculation of the absorption of sound by the atmosphere.

Berlin: Beuth.

[8] Weinzierl, Stefan (1996): Einfuhrung in die digitale Signalverarbeitung. Vorle-

sungsskript. Fachgebiet Audiokommunikation, Fakultat I, Technische Univer-

sitat Berlin.

[9] Zolzer, Udo (2008):”Digitale Signalverarbeitung, Filter und Effekte.” In: Ste-

fan Weinzierl (Hrg.) Handbuch der Audiotechnik, Kap. 15. Berlin Heidelberg:

Springer, S. 813–848.

57

Literaturverzeichnis

[10] Vorlander, Michael (2010):”Digitale Signalverarbeitung in der Messtechnik.”

In: Michael Moser (Hrg.) Messtechnik der Akustik, Kap. 9. Berlin Heidelberg:

Springer, S. 537–575.

[11] Lerch, Alexander (2011): An Introduction to Audio Content Analysis. Vorle-

sungsskript. Fachgebiet Audiokommunikation, Fakultat I, Technische Univer-

sitat Berlin.

[12] Bortz, Jurgen und Christof Schuster (2010): Statistik fur Human- und Sozi-

alwissenschaftler. 7., vollstandig uberarbeitete und erweiterte Auflage. Berlin

Heidelberg: Springer.

[13] Scheiderer, Joachim (2008): Angewandte Flugleistung - Eine Einfuhrung in die

operationelle Flugleistung. Berlin Heidelberg: Springer.

[14] EASA (2012): E.003 CFM International S.A. - CFM56-5Band5C series engi-

nes. European Aviation Safety Agency, Koln.

[15] FAA (2002): E6NE Honeywell International Inc. ALF502-LF507 series engines.

Federal Aviation Administration, Washington, D.C.

[16] EASA (2013): E.043 (IM) Pratt and Whitney PW4000-100 series engines. Eu-

ropean Aviation Safety Agency, Koln.

[17] EASA (2014): E.042 Rolls-Royce plc. RB211 Trent 700 series engines. Euro-

pean Aviation Safety Agency, Koln.

[18] DIN (1987): DIN 55350-13: Begriffe der Qualitatssicherung und Statistik - Teil

13: Begriffe zur Genauigkeit von Ermittlungsverfahren und Ermittlungsergeb-

nissen. Berlin: Beuth.

[19] DIN (1995): DIN 1319-1: Grundlagen der Messtechnik - Teil 1: Grundbegriffe.

Berlin: Beuth.

[20] Klußmann, Niels und Arnim Malik (2012): Lexikon der Luftfahrt. 3., aktuali-

sierte Auflage. Berlin Heidelberg: Springer.

[21] EASA (2014): E.002 (IM) General Electric GE90 series engines. European

Aviation Safety Agency, Koln.

58

Anhang

A.1 Triebwerksdarstellungen

Abbildung 30: Triebwerk CFM International S.A. CFM56-5B7

Abbildung 31: Triebwerk Honeywell International Inc. LF5078

7Quelle: http://www.cfmaeroengines.com/engines/cfm56-5b8Quelle: https://commerce.honeywell.com/wcsstore/B2BDirectMyAerospaceAssetStore/images/catalog/

Lf507-800x800.jpg

x

http://www.cfmaeroengines.com/engines/cfm56-5b

https://commerce.honeywell.com/wcsstore/B2BDirectMyAerospaceAssetStore/images/catalog/Lf507-800x800.jpg

https://commerce.honeywell.com/wcsstore/B2BDirectMyAerospaceAssetStore/images/catalog/Lf507-800x800.jpg

Anhang

Abbildung 32: Triebwerk Pratt and Whitney PW4000-1009

Abbildung 33: Triebwerk Rolls-Royce plc. RB211 Trent 70010

9Quelle: http://www.pw.utc.com/PW4000100_Engine10Quelle: http://www.rolls-royce.com/customers/civil-aerospace/products/civil-large-engines/trent-

700.aspx

xi

http://www.pw.utc.com/PW4000100_Engine



Anhang

Abbildung 34: Triebwerk General Electric GE9011

11Quelle: http://www.geaviation.com/commercial/engines/ge90/

xii

http://www.geaviation.com/commercial/engines/ge90/

Anhang

A.2 Ergebnisdarstellungen

xiii

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

02_070_A

333

Fm

itt:

1.0

3 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

02_071_A

343

Fm

itt:

1.0

6 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

02_072_A

332

Fm

itt:

9.0

6 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

02_102_A

320

Fm

itt:

1.9

9 %

Anhang

A.2.1 Landungen

xiv

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

02_152_R

J1H

Fm

itt:

0.1

9 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

02_179_A

321

Fm

itt:

1.7

5 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

02_221_A

343

Fm

itt:

0.3

6 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

03_002_A

333

Fm

itt:

17.2

7 %

Anhang

xv

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

03_118_A

319

Fm

itt:

1.1

%

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

03_165_A

343

Fm

itt:

0.6

4 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

03_166_A

320

Fm

itt:

0.7

8 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

04_027_A

321

Fm

itt:

0.5

3 %

Anhang

xvi

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

04_088_A

333

Fm

itt:

13.9

8 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

05_104_A

320

Fm

itt:

1.6

5 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

05_121_A

319

Fm

itt:

0.2

8 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

05_178_R

J1H

Fm

itt:

1.0

5 %

Anhang

xvii

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

05_257_R

J1H

Fm

itt:

0.3

%

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

06_007_A

319

Fm

itt:

1 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

06_018_A

321

Fm

itt:

0.7

6 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Landung

07_083_A

332

Fm

itt:

4.8

1 %

Anhang

xviii

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

11_057_A

320

Fm

itt:

0.8

4 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

11_084_R

J1H

Fm

itt:

1.5

5 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

11_115_A

321

Fm

itt:

2.0

6 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

12_041_A

343

Fm

itt:

1.0

4 %

Anhang

A.2.2 Starts

xix

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

12_108_A

319

Fm

itt:

0.9

3 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

13_030_A

333

Fm

itt:

1.3

%

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

13_102_A

319

Fm

itt:

0.7

9 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

13_108_R

J1H

Fm

itt:

0.7

8 %

Anhang

xx

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

13_124_A

320

Fm

itt:

1.0

5 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

14_066_A

321

Fm

itt:

1.2

2 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

15_034_A

343

Fm

itt:

0.8

1 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

16_031_A

343

Fm

itt:

0.8

6 %

Anhang

xxi

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

16_032_A

333

Fm

itt:

1.6

7 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

16_078_A

319

Fm

itt:

0.5

8 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

16_092_A

333

Fm

itt:

1.8

7 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

17_026_A

320

Fm

itt:

11.8

9 %

Anhang

xxii

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

17_028_R

J1H

Fm

itt:

0.6

1 %

−30

−25

−20

−15

−10

−5

05

10

0

10

20

30

40

50

60

70

80

90

100

t [s

]

N1 [%]

N1 C

ockpit

N1 B

eS

B

Splin

e B

eS

B

Opera

tion:

Ere

ignis

:

Sta

rt

17_064_A

321

Fm

itt:

1.1

9 %

Anhang

xxiii

Anhang

A.3 DVD-ROM

• Arbeit im Volltext

– Druckfassung als PDF

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– Webversion (geschutzt) als PDF

./SchlueterSebastian MasA web.pdf

• Octave

– Skripte

./Octave/∗.m

– Eingangsdaten

./Octave/DATA/...

– Ergebnisse

./Octave/OUTPUT/...

• Literatur

– Volltexte als PDFs

./Literatur/∗.pdf

– BibTeX-Datei

./Literatur/bibliography.bib

xxiv

Bestimmung der Triebwerksleistung eines überfliegenden...

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