Kurzfassung Seit fast 100 Jahren treffen Lotsen der Flugplatzkontrolle ihre Entscheidungen maßgeblich auf der Basis von Informationen, die sie aus der direkten Außensicht gewinnen. Selbst bei Beeinträchtigung der direkten Sicht z.B. durch schlechtes Wetter, Nacht oder Abschattungen ändert sich diese Kontrollphilosophie nicht. Es blieb lange ein unangetastetes Paradigma, Kontrollentscheidungen grundsätzlich auf Außensichtinformationen aufzubauen. Die aktuelle Arbeit untersucht systematisch die Bedeutung der Außensichtinformationen für Flugplatzlotsen, beschreibt die damit zusammenhängenden kognitiven Prozesse bei der Informationsaufnahme und der Bildung des Situationsbewusstseins, um dann dieses Grundprinzip prospektiv in Frage zu stellen und eine Arbeitsumgebung unabhängig von der direkten Außensicht herzuleiten. Prospektiv meint in diesem Falle ‚bewusst und gestalterisch’ und zielt auf die Suche nach Substitutionsmöglichkeiten der Außensichtinformationen durch Anzeigen technischer Systeme ab. Eine entsprechend dieser Zielstellung angepasste Arbeitsumgebung der Flugplatzkontrolle führt zu neuen funktionalen Anforderungen und eröffnet gleichzeitig neue Perspektiven für zukünftige Funktionsteilungen zwischen Operateur und seinem Assistenzsystem. Im Resultat einer erfolgreichen Negation des fast 100-jährigen Grundprinzips der außensichtsichtbasierten Kontrollverfahren hin zu einer Sicht- und Ortsunabhängigkeit wird auf die Flugplatzkontrolle zukünftig eine analoge Kontrollphilosophie wie in der Luftraumkontrolle oder für das Führen eines Luftfahrzeuges angewandt. Dies ist als ein wesentlicher Beitrag für ein homogenes, weil auf vergleichbaren Prinzipien basierendes, Luftfahrtsystem zu betrachten.

Static and fatigue transverse crack initiation in thin-ply fibre-reinforced composites This work is part of the Collaborative Research Center (SFB) 880 preparing the scientific basis for future commercial aircraft characterised by low noise emission and extremely short take-off and landing capability. The presented investigations are motivated by a contour-variable leading-edge composite skin which constitutes a key component in such aircraft's high-lift system. Hereby, a more precise prediction of transverse crack onset is required as proven classic stress criteria turn out to behave very conservative due to the usage of comparatively thin plies and the existence of large bending stress gradients. A nominally 130 µm glass/epoxy prepreg is processed which actually constitutes the thinnest standard thickness, yet. However, distinctly retarded transverse crack onset is still observed. In fact, the local crack initiation stress within laminates stacked from thin laminae may considerably exceed the unidirectional strength as crack formation is energetically unfavourable. Such scenario is denoted as 'thin-ply' (behaviour) to distinguish it from classical stress triggered cracking. A coupled stress and energy criterion is developed to account for the 'thin-ply' phenomenon at lamina-level. The key difference between this criterion and existing approaches of such type is the ability to capture the effects of stress gradients and especially local shear loading. The energy release associated with sudden crack formation is determined within the framework of the finite fracture mechanics. For this purpose, a 3D finite element unit-cell is developed which is able to deal with arbitrary shell-type load conditions. The new criterion is validated by means of uniaxial tension and special large bending experiments. So far, most research on 'thin-ply' laminates is restricted to the scale of the whole laminate. This is especially true in case of fatigue investigations. In fact, impressively superior failure and fatigue characteristics are apparent in contrast to laminates stacked from thicker plies. In order to gain understanding, the new energy criterion as well as a static and a fatigue stress criterion from literature are applied to created large bending crack onset fatigue results. As a key finding, the elevated static 'thin-ply' cracking resistance cannot straightforwardly be extrapolated to fatigue conditions. It is concluded that the source of the reported superior fatigue characteristics at laminate-level is probably found in the effective suppression of secondary failure modes, like induced delamination.

Kurzfassung der Dissertation (deutsch): Wärmedämmschichten für Raketentriebwerke (Torben Fiedler) Um die Brennkammerwand eines Flüssigkeitsraketentriebwerks vor den extremen thermischen Lasten zu schützen, kann eine Wärmedämmschicht auf die Heißgasseite aufgebracht werden. Wärmedämmschichten werden bereits erfolgreich in Gasturbinen eingesetzt, können jedoch aufgrund der stark unterschiedlichen Belastungen in der etablierten Form nicht in Raketentriebwerken eingesetzt werden. In der vorliegenden Dissertation wurde ein neues metallisches Wärmedämmschichtsystem entwickelt, bestehend aus einer Haftvermittlerschicht und einer Wärmedämmschicht. Beide Teilschichten wurden mittels Hochgeschwindigkeitsflammspritzen hergestellt. Als Wär¬me¬dämm-schicht wurden zwei Materialien ausgewählt, die potentiell für diesen Einsatz in Frage kommen: Eine experimentelle Kobalt-Rhenium-Legierung sowie eine Nickelbasis-Superlegierung. Für die Haftvermittlerschicht wurde zum einen das Konzept einer gradierten Schicht untersucht, für welches jedoch mit dem hier verwendeten Beschichtungsprozess keine zufriedenstellenden Ergebnisse erzielt werden konnten. Zum anderen wurde eine neuentwickelte NiCuCrAl-Legierung getestet. Die Schichten wurden in isothermen Versuchen im Strahlungsofen sowie unter thermischen Gradienten im Laserversuch getestet. Anhand dieser Versuche wurde das Schichtsystem NiCuCrAl-Legierung + Nickelbasis-Superlegierung für weitere Versuche ausgewählt. In den thermischen Tests wurden vier Schädigungsmechanismen beobachtet: Delaminationsrisse an der Grenzfläche Substrat/Haftvermittlerschicht, Aufbeulen der Schicht (Buckling), vertikale Risse und diffusionsbedingte Kirkendall-Porosität. Um die Ursachen dieser Schädigungen zu untersuchen und mit der zu erwartenden Schädigung in Raketentriebwerken in Zusammenhang zu bringen, wurden Finite-Elemente-Simulationen der Laserversuche und eines Brennkammersegments durchgeführt. Da für die hier verwendeten Werkstoffe kaum Materialparameter zur Verfügung standen, wurden zunächst umfangreiche Messungen an freistehenden Schichten durchgeführt. In den FE-Simulationen konnte beobachtet werden, dass die Schichten in der Raketenbrennkammer und im Laserversuch grundsätzlich unterschiedlichen Lasten ausgesetzt sind: Im Laserversuch treten bei hohen Temperaturen aufgrund des größeren Wärmeausdehnungskoeffizienten des Kupfersubstrats und des vergleichsweise geringen Temperaturgradienten Zugspannungen in der Schicht auf. Wenn diese Zugspannungen relaxieren, kommt es zu einer Druckbelastung nach dem Abkühlen, was ein Aufbeulen der Schicht zur Folge haben kann. Anders verhält es sich in der Brennkammer: Hier dehnt sich aufgrund des höheren Temperaturgradienten die heiße Schicht stärker aus als das kalte Substrat, zusätzlich ist die Deformation von Substrat und Schicht durch einen kalten äußeren Nickelmantel gezwängt. Dadurch kommt es zu Druckspannungen bei hohen Temperaturen, welche relaxieren und beim Abkühlen Zugspannungen erzeugen. Dadurch können hier vertikale Risse in der Schicht entstehen. Um die Schichten unter realistischeren Bedingungen testen zu können, wurde der Laserversuch modifiziert. Dieser modifizierte Versuch bildet zwar immer noch nicht die hohen Lasten in der Brennkammer ab, jedoch können so unterschiedliche Belastungsszenarien abgebildet und Schädigungsmechanismen provoziert werden. Durch die gute Zugänglichkeit der Proben für Temperaturmessungen kann dieser Versuch gut in FE-Simulationen abgebildet werden und so als Referenz für eine zukünftige Schichtauslegung dienen.