Die integrale Auslegung der Antriebseinheit eines kleinen Hubschraubers resultiert häufig in komplexen Luftzuführungen zum Triebwerk, welche in dieser Arbeit genauer betrachtet werden. Um daraus resultierende Installationsverluste möglichst früh im Entwurfsprozess eines Hubschraubers abschätzen zu können wird ein Leistungsrechnungsmodell vorgestellt und mit experimentellen Daten verglichen. Der für diese Versuche aufgebaute Triebwerksprüfstand wird ebenfalls beschrieben.
Translated abstract:
The integral design of the propulsion unit of a small helicopter often results in complex air flows towards the turboshaft engine, which are considered in more detail in this work. In order to estimate the resulting installation losses as early as possible in the design process of a helicopter, a power calculation model is presented and compared with experimental data. The engine test rig set up for these experiments is also described.