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Dokumentenidentifikation DE69008933T2 29.09.1994
EP-Veröffentlichungsnummer 0404606
Titel Verfahren zur Herstellung eines Alarmsignals an Bord eines Luftfahrzeuges im Falle einer Abnormalität in der Startphase.
Anmelder Aérospatiale Société Nationale Industrielle, Paris, FR
Erfinder Bonafe, Jean-Louis, F-31500 Toulouse, FR
Vertreter Meissner, P., Dipl.-Ing.; Presting, H., Dipl.-Ing., Pat.-Anwälte, 14199 Berlin
DE-Aktenzeichen 69008933
Vertragsstaaten DE, ES, GB, IT, NL
Sprache des Dokument Fr
EP-Anmeldetag 19.04.1990
EP-Aktenzeichen 904010634
EP-Offenlegungsdatum 27.12.1990
EP date of grant 18.05.1994
Veröffentlichungstag im Patentblatt 29.09.1994
IPC-Hauptklasse G05D 1/00

Beschreibung[de]

Diese Erfindung bezieht sich auf ein System, mit dem bei einer Störung während des Starts an Bord eines Luftfahrzeugs ein Alarmsignal erzeugt werden kann. Ein solches System ist in den Dokumenten EP-A-0 166 487 und US-A-4 773 0 beschrieben.

Der Startvorgang, beginnend mit dem Lösen der Bremsen bis zum Abheben des Luftfahrzeugs, stellt eine schwierige Phase bei der Führung eines Luftfahrzeugs dar, in der aufgrund von Leistungsverlusten, Änderungen hinsichtlich Windrichtung und -stärke oder aus anderen Gründen Unfälle oder Zwischenfälle auftreten können, deren Wahrscheinlichkeit pro Start auf etwa 10&supmin;&sup6; geschätzt wurde. Zur Verbesserung der Sicherheit wäre es demzufolge erforderlich, der Besatzung zu einem bestimmten Zeitpunkt sichere und genaue Informationen an die Hand zu geben, durch die sie entscheiden kann, ob der Startvorgang abgebrochen oder korrigiert werden muß, und zwar bevor das Luftfahrzeug auf der Start- und Landebahn eine theoretisch berechnete kritische Geschwindigkeit erreicht, die als die Geschwindigkeit definiert wird, bis zu der ein Start abgebrochen werden kann, bei deren Überschreitung dieser jedoch fortgesetzt werden muß.

Um diesen Begriff der kritischen Geschwindigkeit, der im weiteren mit V&sub1; bezeichnet wird, besser verstehen zu können, müssen zunächst die verschiedenen charakteristischen Entfernungen einer Start- und Landebahn auf einem Flughafen definiert werden. Die Start- und Landebahn und ihre unmittelbare Umgebung können entsprechend ihrer Funktion in mehrere Zonen unterteilt werden:

- die verfügbare Pistenlänge ist die Pistenlänge, die vom Luftfahrzeug unter allen Betriebsbedingungen genutzt werden kann;

- die Stoppfläche ist eine Erweiterung der eigentlichen Start- und Landebahn, die als Rollweg, aber auch zum Abbremsen bei Unterbrechung des Startvorgangs genutzt werden kann;

- der hindernisfreie Sektor ist die unmittelbare Fortsetzung der Start- und Landebahn, der bei der Berechnung der Startstrecke berücksichtigt werden kann.

Schließlich sind die verschiedenen, für den Startvorgang eines gegebenen Luftfahrzeugs erforderlichen Strecken zu berücksichtigen:

- Anrollstrecke als die auf den Boden bezogene vom Luftfahrzeug zwischen dem Lösen der Bremsen und der Hälfte des "Segments" zurückgelegte Strecke, das durch den Punkt, den das Luftfahrzeug bei Abhebegeschwindigkeit vom Boden erreicht hat, und den Punkt definiert wird, bei dem das Luftfahrzeug auf eine in den Klassifizierungsbestimmungen festgelegte Höhe übergeht, d.h. 10,7 m (35 Fuß). Sie muß kleiner oder gleich der verfügbaren Pistenlänge sein;

- Startstrecke als die auf den Boden bezogene Entfernung, die vom Luftfahrzeug zwischen dem Lösen der Bremsen und dem Erreichen der Höhe von 10,7 m (35 Fuß) zurückgelegt wird. Ausgehend von der Annahme eines Triebwerksschadens bei V&sub1; + ε (ε mathematisches Zeichen für einen unendlich kleinen Wert) muß sie kleiner oder gleich der Summe:

verfügbare Pistenlänge + hindernisfreier Sektor

sein.

- Beschleunigungs/Stoppstrecke als die vom Luftfahrzeug zwischen dem Lösen der Bremsen und dem Stillstand des Luftfahrzeugs lediglich unter Nutzung seiner Bremsen zurückgelegte Strecke, wenn bei V&sub1;-ε ein Triebwerksschaden eintritt. Diese Strecke darf höchstens gleich der Summe:

verfügbare Pistenlänge + Stoppfläche

sein.

In dem Augenblick, in dem das Luftfahrzeug die durch Berechnung vor dem Start festgelegte und während des Starts unveränderliche kritische Geschwindigkeit V&sub1; erreicht, muß der Startvorgang zwingend fortgesetzt werden. Andernfalls kann das Luftfahrzeug vor dem Ende der Stoppfläche, wie sie oben festgelegt wurde, nicht zum Stehen gebracht werden. Bis jetzt vergleicht der Pilot die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs mit der kritischen Geschwindigkeit. Die kritische Geschwindigkeit V&sub1; ist eine gegenüber Luft definierte Geschwindigkeit, so daß sich bei einer Windänderung während des Starts schon eine erste Gefahr ergibt. Unabhängig von der Windänderung ist der Begriff der Geschwindigkeit V&sub1;, obwohl er vom Piloten leicht kontrolliert werden kann, jedoch mit einem der Besatzung gegenwärtig unbekannten Entfernungswert verbunden, der ein für den Start kritischer Parameter ist. So bedeutet jede Leistungsverringerung des Luftfahrzeugs gegenüber den theoretischen Leistungen, daß das Luftfahrzeug die kritische Geschwindigkeit erst erreicht, nachdem es eine Entfernung größer als die dieser kritischen Geschwindigkeit entsprechende berechnete theoretische Entfernung zurückgelegt hat. Beim augenblicklichen Stand der Dinge kann der Pilot, wenn er sich für einen Abbruch des Starts bei V&sub1;-ε entscheidet, in Wirklichkeit nicht sicher sein, daß er das Luftfahrzeug zum Stehen bringen kann, ohne die Start- und Landebahn zu überrollen.

Die Erfindung, deren Ziel es ist, diese Nachteile zu vermeiden, bezieht sich auf ein System, mit dem es möglich ist, an Bord eines Luftfahrzeugs bei einer Störung während des Starts ein Alarmsignal zu erzeugen, durch das der Pilot gegebenenfalls völlig sicher entscheiden kann, ob er den Startvorgang ändert oder ob er ihn abbricht, d.h. durch das er im letzten Fall sicher sein kann, daß ihm eine ausreichende Pistenlänge verbleibt, um das Luftfahrzeug innerhalb der Start- und Landebahn zum Stehen zu bringen.

Dazu ist das System, mit dem bei einer Störung während des Starts an Bord eines Luftfahrzeugs, bevor das Luftfahrzeug eine kritische Rollgeschwindigkeit erreicht, bis zu der der Startvorgang verändert oder abgebrochen werden kann und bei deren Überschreitung der Start fortgesetzt werden muß, ein Alarmsignal erzeugt werden kann, erfindungsgemäß dadurch bemerkenswert, daß es umfaßt:

- Mittel, mit denen Signale abgegeben werden können, die für die theoretische Beschleunigung und für die tatsächliche Beschleunigung des Luftfahrzeugs in einem gegebenen Augenblick repräsentativ sind,

- Mittel zur Berechnung des Ausdrucks:

D&sub1; = D&sub1;t + (Vat² - V&sub1;&sub1; )/2γ&sub1;t,

in dem sind:

. γ&sub1;t die tatsächliche Beschleunigung des Luftfahrzeugs im Augenblick t,

. V&sub1;&sub1;t die tatsächliche Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs im Augenblick t,

. Vat die theoretische Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs im Augenblick t,

. D&sub1;t die vom Luftfahrzeug im Augenblick t zurückgelegte tatsächliche Entfernung und

. D&sub1; die vom Luftfahrzeug zurückgelegte vorhergesagte tatsächliche Entfernung, wenn V&sub1;&sub1;t gleich Vat ist,

sowie des Verhältnisses:

D&sub1;/Dat,

in dem sind:

. D&sub1; wie oben definiert und

. Dat die vom Luftfahrzeug im Augenblick t zurückgelegte theoretische Entfernung,

- Mittel, um das Verhältnis D&sub1;/Dat mit einer vorbestimmten Schwelle S zu vergleichen, die eine Mindestsicherheitsentfernung zum Bremsen und Anhalten des Luftfahrzeugs gewährleistet, und um ein Informationssignal an Alarmmittel zu geben, die ein Alarmsignal abgeben können, wenn das Verhältnis D&sub1;/Dat größer oder gleich der Schwelle ist.

Die vom Luftfahrzeug zurückgelegte Entfernung, wenn dessen Geschwindigkeit die für diesen Augenblick theoretische Geschwindigkeit, d.h. die für diesen Augenblick bei der Berechnung der theoretischen Startstrecken berechnete Geschwindigkeit, erreicht hat, ist damit jederzeit vorhersagbar. Die Berechnung erfolgt kontinuierlich von 0 bis V&sub1;, so daß die Vorhersage bis zum Augenblick der Entscheidung erfolgen kann. Wenn die vorhergesagte Entfernung die theoretische Entfernung um eine vorbestimmte Schwelle überschreitet, wird der Alarm ausgelöst, und der Pilot kann das Luftfahrzeug völlig sicher zum Stehen bringen, ohne daß dabei die Gefahr besteht, daß er die Piste überrollt, da die vom Luftfahrzeug in diesem Augenblick tatsächlich zurückgelegte Entfernung definitionsgemäß kleiner ist, und zwar ausreichend, als die theoretische Entfernung, so daß das Anhalten des Luftfahrzeugs bis V&sub1; auf der Start- und Landebahn gewährleistet ist. Mit anderen Worten, der Alarm wird mit einem ausreichenden Vorlauf ausgelöst, da er aktiviert wird, indem in einem gegebenen Augenblick die Entfernung berechnet wird, die vom Luftfahrzeug in einer künftigen Situation zurückgelegt sein wird, so daß sowohl hinsichtlich Entfernung als auch hinsichtlich Geschwindigkeit eine ausreichende Sicherheitsspanne gewahrt wird. Es ist festzustellen, daß der Begriff "Alarmsignal" ebenfalls "Warnsignal" bedeutet und daß das System der Erfindung neben Alarmsignalen auch "Informations"-Signale abgeben kann, wenn die Schwelle nicht erreicht ist.

Bei einem wirtschaftlichen Startvorgang, wenn die maximale Leistung der Triebwerke des Luftfahrzeugs nicht genutzt wird, kann es von Interesse sein, wenn ein Signal nicht mehr in Abhängigkeit von den "tatsächlichen", sondern in Abhängigkeit von den "realisierbaren" Parametern erzeugt wird. Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung umfaßt das System dazu außerdem:

- Mittel, mit denen Signale abgegeben werden können, die für die realisierbare Beschleunigung des Luftfahrzeugs in einem gegebenen Augenblick repräsentativ sind,

- Mittel zur Berechnung des Ausdrucks:

D&sub2; = D&sub2;t + (Va - V&sub1;&sub2; )/2γ&sub1;t,

in dem sind:

. γ&sub1;t die tatsächliche Beschleunigung des Luftfahrzeugs im Augenblick t,

. V&sub1;&sub2;t die realisierbare Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs im Augenblick t,

. Vat die theoretische Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs im Augenblick t,

. D&sub2;t die vom Luftfahrzeug im Augenblick t zurückgelegte realisierbare Entfernung und

. D&sub2; die vom Luftfahrzeug zurückgelegte vorhergesagte realisierbare Entfernung, wenn V&sub1;&sub2;t gleich Vat ist,

sowie des Verhältnisses:

D&sub2;/Dat,

in dem sind:

. D&sub2; wie oben definiert und

. Dat die vom Luftfahrzeug im Augenblick t zurückgelegte theoretische Entfernung,

wobei es mit den Vergleichsmitteln möglich ist, das Verhältnis D&sub2;/Dat mit der vorbestimmten Schwelle S zu vergleichen, und die Alarmmittel ein Alarmsignal abgeben können, wenn das Verhältnis D&sub2;/Dat größer oder gleich der Schwelle ist.

Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung hat das System außerdem Mittel zur Bestimmung der Änderung ΔW der Längskomponente des Windes nach dem Ausdruck Wx = VTAS - V&sub1;&sub1;t, in dem Wx die Längskomponente des Windes, VTAS die aerodynamische Geschwindigkeit und V&sub1;&sub1;t die tatsächliche Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs sind, wobei es mit den Vergleichsmitteln möglich ist, ΔW mit einer vorbestimmten Schwelle ΔWS zu vergleichen, und die Alarmmittel ein Alarmsignal abgeben können, wenn ΔW größer oder gleich der Schwelle ΔWS ist.

Nach einem anderen weiteren Merkmal der Erfindung ist die Schwelle S, mit der das Verhältnis D&sub1;/Dat und/oder D&sub2;/Dat verglichen wird, veränderlich und nimmt ab, wenn die Differenz ΔV zwischen der kritischen Geschwindigkeit und der vom Luftfahrzeug erreichten Geschwindigkeit kleiner wird.

Vorzugsweise wird die Schwelle S bestimmt durch die Funktion S = aΔV + b, wobei a und b Konstanten sind, die mit den theoretischen Sicherheitsspannen der Startberechnung vereinbar sind.

Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung hat das System Abtastmittel, mit denen eine Folge von numerischen Werten für die theoretische, tatsächliche und realisierbare Beschleunigung sowie für die aerodynamische Geschwindigkeit erhalten werden kann.

Die Figuren der beigefügten Zeichnung erleichtern das Verständnis dafür, wie die Erfindung ausgeführt werden kann.

Figur 1 ist das Blockdiagramm des erfindungsgemäßen Systems.

Figur 2 ist die schematische Darstellung eines Ausführungsbeispiels einer im erfindungsgemäßen System eingesetzten Rechenvorrichtung.

Figur 3 ist die schematische Darstellung eines Ausführungsbeispiels einer im erfindungsgemäßen System eingesetzten Vorrichtung zur Abgabe eines Informationssignals.

Figur 4 zeigt die Kurve für die Änderung der Schwelle des Alarmsignals in Abhängigkeit von der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs.

Figur 5 zeigt die im erfindungsgemäßen System genutzten Kurven für Beschleunigungen, Geschwindigkeiten und Entfernungen in der Nähe eines gegebenen Startaugenblicks.

Entsprechend dem Blockdiagramm von Figur 1 hat das erfindungsgemäße System eine erste Rechenvorrichtung 1, um die theoretische Beschleunigung bat der Triebwerke des Luftfahrzeugs entsprechend der Anforderung des Piloten sowie die realisierbare Beschleunigung γ&sub2;t zu berechnen, die die Triebwerke unter Berücksichtigung ihrer jeweiligen Drehzahl- oder Druckwerte verwirklichen können. Dazu erhält die Rechenvorrichtung 1 eine bestimmte Anzahl von Parametern, die vom Typ des betrachteten Luftfahrzeugs sowie von den Triebwerken abhängig sind, mit denen es ausgerüstet ist, und erarbeitet aus diesen Daten kontinuierlich die Beschleunigungen.

Die tatsächliche Beschleunigung γ&sub1;t und die aerodynamische Geschwindigkeit VTAS werden, wie in Figur 1 mit Vorrichtung 2 schematisch dargestellt, von der Trägheitsanlage und vom Bord-Anemometersystem gemessen.

Die Ausgänge von Vorrichtung 1, an denen sich die Beschleunigungen γat und γ&sub2;t ergeben, sind über die entsprechenden Verbindungen 3 und 4 mit Eingängen einer zweiten Rechenvorrichtung 7 verbunden, die im einzelnen unter Bezugnahme auf Vorrichtung 2 beschrieben wird. Die Ausgänge von Vorrichtung 2, an denen sich die Beschleunigung γ&sub1;t und die Geschwindigkeit VTAS ergeben, sind über entsprechende Verbindungen 5 und 6 mit weiteren Eingängen der Rechenvorrichtung 7 verbunden.

Die Ausgänge von Vorrichtung 7, an denen sich die Werte D&sub1;/Dat, D&sub2;/Dat und ΔW ergeben, sind über die entsprechenden Verbindungen 8, 9 und 10 zur Abgabe eines Informationssignals 11 mit einer Vorrichtung verbunden, die im einzelnen unter Bezugnahme auf Figur 3 beschrieben wird und deren Ausgang über Verbindung 12 mit den Alarmmitteln 13 verbunden ist.

Es sei daran erinnert, daß:

- γ&sub1;t die tatsächliche Beschleunigung des Luftfahrzeugs im Augenblick t ist,

- V&sub1;&sub1;t die tatsächliche Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs im Augenblick t ist,

- V&sub1;&sub2;t die realisierbare Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs im Augenblick t ist,

- Vat die theoretische Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs im Augenblick t ist,

- D&sub1;t die vom Luftfahrzeug im Augenblick t zurückgelegte tatsächliche Entfernung ist,

- D&sub2;t die vom Luftfahrzeug im Augenblick t zurückgelegte realisierbare Entfernung ist,

- D&sub1; die vom Luftfahrzeug zurückgelegte vorhergesagte tatsächliche Entfernung ist, wenn V&sub1;&sub1;t gleich Vat ist,

- D&sub2; die vom Luftfahrzeug zurückgelegte vorhergesagte tatsächliche Entfernung ist, wenn V&sub1;&sub2;t gleich Vat ist.

D&sub1; und D&sub2; ergeben sich unter Anwendung der kinematischen Grundgleichung. Damit ist:

D&sub1; = D&sub1;t + S γ&sub1;t . Δt² + V&sub1;&sub1;t . Δt,

wobei in diesem Ausdruck Δt die erforderliche Zeit ist, damit V&sub1;&sub1;t = Vat, d.h.:

Δt = (Vat - V&sub1;&sub1;t)/γ&sub1;t.

Das ergibt:

D&sub1; = D&sub1;t + (Va - V&sub1;&sub1; )/2 γ&sub1;t.

Ebenso ist:

D&sub2; = D&sub2;t + S γ&sub1;t . Δ + V&sub1;&sub2;t . Δt.

wobei in diesem Ausdruck Δt die erforderliche Zeit ist, damit V&sub1;&sub2;t = Vat, d.h.:

Δt = (Vat - V&sub1;&sub2;t)/γ&sub1;t.

Das ergibt:

D&sub2; = D&sub2;t + (Va - V&sub1;&sub2; )/2 γ&sub1;t.

Unter Bezugnahme auf Figur 2, in der ein Ausführungsbeispiel der Rechenvorrichtung 7 dargestellt ist, wird jetzt die über die Verbindung 3 übermittelte realisierbare Beschleunigung γ&sub2;t dem Eingang eines Integrators 20 aufgegeben, der an seinem Ausgang die realisierbare Geschwindigkeit V&sub1;&sub2;t abgeben kann, die über Verbindung 21 einem Integrator 22 aufgegeben wird, der an seinem Ausgang die realisierbare Entfernung D&sub2;t abgeben kann, die über Verbindung 23 einem der Eingänge eines Addierers 24 aufgegeben wird. Andererseits wird über Verbindung 25 die realisierbare Geschwindigkeit V&sub1;&sub2;t einem Rechner 26 aufgegeben, der an seinem Ausgang den Wert V&sub1;&sub2; abgibt, der über Verbindung 27 an den Minuseingang eines Subtrahierers 28 gegeben wird.

Ebenso wird die tatsächliche Beschleunigung γ&sub1;t, die über Verbindung 5 übermittelt wird, dem Eingang eines Integrators 29 aufgegeben, der an seinem Ausgang die tatsächliche Geschwindigkeit V&sub1;&sub1;t abgeben kann, die über Verbindung 30 einem Integrator 31 auf gegeben wird, der an seinem Ausgang die tatsächliche Entfernung D&sub1;t abgeben kann, die über Verbindung 32 an einen der Eingänge eines Addierers 33 angelegt wird. Andererseits wird über Verbindung 34 die tatsächliche Geschwindigkeit V&sub1;&sub1;t einem Rechner 35 aufgegeben, der an seinem Ausgang den Wert V&sub1;&sub1; abgeben kann, der über Verbindung 36 an den Minuseingang eines Subtrahierers 37 angelegt wird.

Außerdem wird die über Verbindung 4 beförderte theoretische Beschleunigung γa an den Eingang eines Integrators 38 angelegt, der an seinem Ausgang die theoretische Geschwindigkeit Vat abgeben kann, die über Verbindung 39 einem Integrator 40 aufgegeben wird, der an seinem Ausgang die theoretische Entfernung Dat abgeben kann, die über Verbindung 41 an die Eingänge angelegt wird, die jeweils dem Nenner der Teiler 42 und 43 entsprechen. Außerdem wird die theoretische Geschwindigkeit Vat über Verbindung 44 an einen Rechner 45 angelegt, der an seinem Ausgang den Wert Va abgeben kann, der über Verbindung 46 an den Pluseingang des Subtrahierers 28 angelegt wird. Über Verbindung 47 wird die theoretische Geschwindigkeit Vat auch an einen Rechner 48 gegeben, der an seinem Ausgang den Wert Va abgeben kann, der über Verbindung 49 an den Pluseingang des Subtrahierers 37 angelegt wird.

Der Subtrahierer 28, der an seinem Ausgang den Wert (Va - V&sub1;&sub2; ) abgibt, ist über Verbindung 50 mit einem Rechner 51 verbunden, der an seinem Ausgang den Wert (Va - V&sub1;&sub2; )/2 abgeben kann, der über Verbindung 52 dem dem Zähler eines Teilers 53 entsprechenden Eingang aufgegeben wird. Außerdem ist der Subtrahierer 37, dessen Ausgang den Wert (Va - V&sub1;&sub1; ) abgibt, über Verbindung 54 mit einem Rechner 55 verbunden, der an seinem Ausgang den Wert (Va - V&sub1;&sub1; ) abgeben kann, der über Verbindung 56 an den dem Zähler eines Teilers 57 entsprechenden Eingang angelegt wird.

An die Eingänge, die jeweils dem Nenner der Teiler 53 und 57 entsprechen, wird über Verbindung 58 die tatsächliche Beschleunigung γ&sub2;t angelegt. Der Teiler 53, der an seinem Ausgang den Wert (Va - V&sub1;&sub2; )/2γ&sub1;t abgibt, ist über Verbindung 59 mit dem Addierer 24 verbunden, während der Teiler 57, dessen Ausgang den Wert (Va - V&sub1;&sub1; )/2γ&sub1;t abgibt, über Verbindung 60 mit dem Addierer 33 verbunden ist. Der Addierer 24, dessen Ausgang den Wert D&sub2;t + (Va - V&sub1;&sub2; )/2γ&sub1;t abgibt, ist über Verbindung 61 mit dem dem Zähler von Teiler 42 entsprechenden Eingang verbunden, während der Addierer 33, dessen Ausgang den Wert D&sub1;t + (Va - V&sub1;&sub1; )/2γ&sub1;t abgibt, über Verbindung 62 mit dem dem Zähler von Teiler 43 entsprechenden Eingang verbunden ist.

An den Ausgängen (Verbindung 8 und 9) der Teiler 42 und 43 ergeben sich jeweils die Verhältnisse:

- D&sub2;/Dat

- D&sub1;/Dat,

bei denen, wie oben angegeben, sind:

- D&sub1; die vom Luftfahrzeug zurückgelegte vorhergesagte tatsächliche Entfernung, wenn V&sub1;&sub1;t gleich Vat ist, und

- D&sub2; die vom Luftfahrzeug zurückgelegte vorhergesagte realisierbare Entfernung, wenn V&sub1;&sub2;t gleich Vat ist.

Die über Verbindung 6 übermittelte und im Filter 63 gefilterte aerodynamische Geschwindigkeit VTAS wird über Verbindung 64 an den Pluseingang eines Subtrahierers 65 angelegt, an dessen Minuseingang über Verbindung 66 die tatsächliche Geschwindigkeit V&sub1;&sub1;t gelangt. So wird die Längskomponente des Windes VTAS - V&sub1;&sub1;t = Wx bestimmt, die über Verbindung 67 an Vorrichtung 68 angelegt wird und deren Änderung, wie im weiteren zu sehen sein wird, mit einer bestimmten Schwelle verglichen wird.

Im übrigen kann die Rechenvorrichtung 7 vorgeschaltete Abtastmittel (nicht dargestellt) haben, mit denen eine Folge von numerischen Werten der theoretischen, tatsächlichen und realisierbaren Beschleunigung und der aerodynamischen Geschwindigkeit für einen Abtastzeitraum von beispielsweise 100 Millisekunden (daher der in allen Rechenparametern erscheinende Begriff der Zeit ) erzielt werden kann.

Jetzt wird Bezug auf Figur 3 genommen, die ein Ausführungsbeispiel einer Vorrichtung zur Abgabe eines Informationssignals 11 zeigt.

Wie oben angegeben, können mit der Rechenvorrichtung 7 drei "Beobachter" bestimmt werden:

1) Vorhergesagte tatsächliche Entfernung/theoretische Entfernung

d.h. D&sub1;t/Dat

2) Vorhergesagte realisierbare Entfernung/theoretische Entfernung

d.h. D&sub2;t/Dat

3) Windänderung

d.h. ΔW

Eine Lösung kann darin bestehen, diese verschiedenen Beobachter mit einer festen vorbestimmten Schwelle zu vergleichen. Bei den Beobachtern 1) und 2) ist jedoch klar, daß eine solche Schwelle höher sein kann, wenn die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs noch "weit unter" der kritischen Geschwindigkeit liegt, wie sie oben definiert wurde, daß sie aber weniger hoch sein muß, wenn sich die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs der kritischen Geschwindigkeit nähert. Andererseits muß der Alarm beispielsweise spätestens eine Sekunde, bevor das Luftfahrzeug die vorhergesagte kritische Geschwindigkeit erreicht, ausgelöst werden können. Bei der Ausführung von Vorrichtung 11 wurden diese verschiedenen Feststellungen berücksichtigt.

Die kritische Geschwindigkeit wird somit über Verbindung 70 an den Pluseingang eines Subtrahierers 71 angelegt, an dessen Minuseingänge über die entsprechenden Verbindungen 72 und 73 eine Geschwindigkeitskonstante, bei der die Warn-"Zeitschwelle" (eine Sekunde) berücksichtigt wird, und die in 74 gefilterte Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs angelegt werden. Der Ausgang ΔV des Subtrahierers 71 ist über Verbindung 75 mit dem Eingang eines Rechners 76 verbunden, dessen Ausgang einen Schwellwert S bereitstellt, der, wie in Figur 4 veranschaulicht, veränderlich ist.

Die Schwelle S ist eine zunehmende lineare Funktion der Form S = aΔV + b, in der a und b Konstanten sind, die mit den theoretischen Sicherheitsspannen der Startberechnung vereinbar sind. Als Beispiel wurde in Figur 4 die Funktion S über den Geschwindigkeitsbereich von 0 bis 100, ausgedrückt in Knoten (1 m/s = 1,946 Knoten) dargestellt. In diesem Sonderfall ist bei ΔV = 0 S = 1,15, während bei ΔV = 100 S = 2,5 ist. Die Schwelle S kann also mit der Formal S = 0,0135 ΔV + 1,15 ausgedrückt werden. Das bedeutet, daß ein 150 %iger Exzeß zwischen "Vorhersage und Theorie" zu Beginn des Starts zulässig ist, wobei sich dieser Exzeß in der Nähe der kritischen Geschwindigkeit nur noch auf 15 % beläuft und dieses natürlich nur ein mögliches Beispiel unter anderen ist.

Außerdem wird der Wert D&sub2;t/Dat über Verbindung 8 an den Pluseingang eines Subtrahierers 77 gelegt, an dessen Minuseingang über Verbindung 79 der von Vorrichtung 76 bestimmte Schwellwert S gelangt. Ebenso wird der Wert D&sub1;t/Dat über Verbindung 9 an den Pluseingang eines Subtrahierers 78 gelegt, an dessen Minuseingang über Verbindung 80 der Schwellwert S gelangt.

Über Verbindung 81 wird der Wert D&sub2;t/Dat-S an den Eingang eines Komparators 82 gelegt, dessen Ausgang 1 ist, wenn D&sub2;t/Dat - S ≥ 0, und 0 ist, wenn D&sub2;t/Dat - S < 0. Außerdem wird über Verbindung 83 der Wert D&sub1;t/Dat - S an den Eingang eines Komparators 84 gegeben, dessen Ausgang bei D&sub1;t/Dat - S ≥ 0 1 ist und bei D&sub1;t/Dat - S < 0 0 ist. Außerdem wird der Wert S über Verbindung 85 an den Eingang eines Komparators 86 gelegt, dessen Ausgang 1 ist, wenn S einen vorbestimmten Wert, beispielsweise gleich 1,15, überschreitet.

Außerdem wird die über Verbindung 10 übermittelte Windänderung an den Eingang eines Komparators 87 gegeben, dessen Ausgang 1 ist, wenn die Windänderung größer als eine aus beispielsweise 5 Sekunden vorbestimmte Schwelle ist, wobei diese Windänderung natürlich einem "abtreibenden"-Wind Seitenwind entspricht.

An ein erstes logisches UND-Glied 88 gelangen über Verbindung 89 der Ausgang von Komparator 82 und über Verbindung 90 der Ausgang von Komparator 86. An ein zweites logisches UND-Glied 91 gelangen über Verbindung 92 der Ausgang von Komparator 84 und über Verbindung 93 der Ausgang von Komparator 86. An ein drittes logisches UND-Glied 94 gelangen über Verbindung 95 der Ausgang von Komparator 87 und über Verbindung 96 der Ausgang von Komparator 86. Die Ausgänge der UND-Glieder 88, 91 und 94 gelangen über die entsprechenden Verbindungen 97, 98 und 99 an die Eingänge eines logischen ODER-Gliedes, dessen Ausgang 12 mit Alarmmitteln 13 verbunden ist.

Damit wird eine Warnung ausgelöst, wenn mindestens einer der drei oben definierten "Beobachter" an die Glieder 88, 91 oder 94 ein von Null abweichendes Signal gibt, wobei diese Warnung natürlich an der Instrumententafel angezeigt wird. Wenn sich das Fahrwerk vom Boden löst, wird die Warnung entaktiviert und die Startmonitore gelangen wieder unter Initialisierungsbedingung und werden entaktiviert.

Unter Bezugnahme auf Figur 5, in der die im erfindungsgemäßen System verwendeten Kurven für Beschleunigung, Geschwindigkeit und Entfernung in der Nähe eines Startaugenblicks tc gezeigt werden, ist zu sehen, daß die tatsächliche Beschleunigung γ&sub1;t in diesem sich durch eine Störung während des Starts ergebenden Situationsbei spiel kleiner als die theoretische Beschleunigung γat und die tatsächliche Geschwindigkeit V&sub1;&sub1;t kleiner als die theoretische Geschwindigkeit Vat ist, die, wie die Kurve für die tatsächliche Geschwindigkeit V&sub1;&sub1;t zeigt, im Augenblick tc + Δt erreicht sein würde, wobei mit der Kurve D&sub1;t außerdem bestimmt werden könnte, welche Entfernung vom Luftfahrzeug in diesem Augenblick zurückgelegt wurde.

Da die bei der Berechnung der theoretischen Startentfernung zulässige Sicherheitsspanne bekannt ist, kann der Pilot damit leicht durch einen einfachen Vergleich zwischen der theoretischen Entfernung und der vorhergesagten Entfernung informiert werden, wenn diese Sicherheitsspanne überschritten wird.

Es muß betont werden, daß, obwohl die Sicherheitsspanne für die kritische Geschwindigkeit V&sub1; so berechnet wird, daß die gesamte Energie 1/2mV von den Bremsen vor dem Pistenende absorbiert ist, das System so konzipiert ist, daß der Pilot kontinuierlich vor V&sub1; über seine aktuelle Situation informiert wird. Der Pilot wird also mit einer zusätzlichen "energetischen Sicherheitsspanne" gewarnt, durch die er entscheiden kann, ob er den Start fortsetzt oder das Luftfahrzeug zum Stehen bringt.

Ähnliche Feststellungen gelten für die realisierbare Beschleunigung, Geschwindigkeit und Entfernung.


Anspruch[de]

1. System zur Ausarbeitung eines Alarmsignals an Bord von Luftfahrzeugen bei Auftreten von Anomalien während des Abhebens, und zwar bevor das Luftfahrzeug eine kritische Fahrgeschwindigkeit erreicht, bis zu der der Vorgang des Abhebens verändert oder unterbrochen werden kann, und bei deren Überschreiten das Abheben vollzogen werden muß,

dadurch gekennzeichnet, daß es folgendes beinhaltet:

- Mittel (1, 2), die geeignet sind, Signale zu liefern, die zu einem gegebenen Zeitpunkt die theoretische Beschleunigung und die tatsächliche Beschleunigung des Luftfahrzeuges repräsentieren,

- Mittel (7) zur Berechnung des Ausdrucks :

D&sub1; = D&sub1;t + (Vat² - V&sub1;&sub1; ) / 2 γ &sub1; t

worin

γ &sub1;t die tatsächliche Beschleunigung des Luftfahrzeuges zum Zeitpunkt t darstellt,

V&sub1;&sub1;t die tatsächliche Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges zum Zeitpunkt t darstellt,

Vat die theoretische Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges zum Zeitpunkt t darstellt,

D&sub1;t die vom Luftfahrzeug zum Zeitpunkt t zurückgelegte tatsächliche Distanz darstellt, und

D&sub1; die vom Luftfahrzeug zurückgelegte vorgesehene tatsächliche Distanz darstellt, wenn V&sub1;&sub1;t Vat entspricht, sowie des verhältnisses

D&sub1; / Dat

worin

D&sub1; so wie oben festgelegt ist, und

Dat die vom Luftfahrzeug zum Zeitpunkt t zurückgelegte theoretische Distanz darstellt,

-Mittel (11) zum Vergleich des Verhältnisses D&sub1;/Dat mit einer vorher festgelegten Schwelle S, die eine minimale Sicherheitsdistanz für die Abbremsung und das Anhalten des Luftfahrzeuges garantiert, und zur Lieferung eines korrespondierenden Informationssignals zu Alarmmitteln (13), die geeignet sind, ein Alarmsignal auszusenden, sobald das Verhältnis D&sub1;/Dat dieser Schwelle entspricht oder sie überschreitet.

2. System gemäß Anspruch 1,

dadurch gekennzeichnet, daß es zusätzlich folgendes umfaßt :

- Mittel (1), die geeignet sind, Signale zu liefern, die die realisierbare Beschleunigung des Luftfahrzeuges zu einem gegebenen Zeitpunkt repräsentieren,

- Mittel (7) zur Berechnung des Ausdrucks :

D&sub2; = D&sub2;t + (Va - V&sub1;&sub2; ) / 2 γ &sub1; t

worin :

γ &sub1;t die tatsächliche Beschleunigung des Luftfahrzeuges zum Zeitpunkt t darstellt,

V&sub1;&sub2;t die realisierbare Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges zum Zeitpunkt t darstellt,

Vat die theoretische Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges zum Zeitpunkt t darstellt,

D&sub2;t die vom Luftfahrzeug zum Zeitpunkt t zurückgelegte realisierbare Distanz darstellt, und

D&sub2; die vorgesehene realisierbare Distanz darstellt, die das Luftfahrzeug zurücklegt, wenn V&sub1;&sub2;t Vat enspricht,

sowie des Verhältnisses :

D&sub2; / Dat

worin :

D&sub2; so wie oben festgelegt ist, und

Dat die yom Luftfahrzeug zum Zeitpunkt t zurückgelegte theoretische Distanz darstellt,

wobei die Vergleichsmittel (11) es ermöglichen, das Verhältnis D&sub2;/Dat mit der im voraus festgelegten Schwelle S zu vergleichen, und die Alarmmittel (13) geeignet sind, ein Alarmsignal auszusenden, sobald das Verhältnis D&sub2;/Dat dieser Schwelle entspricht oder sie überschreitet.

3. System gemäß Anspruch 1 oder Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß es zusätzlich Mittel (63-68) zur Bestimmung der Schwankung Δ W der Längskomponente des Windes umfaßt, ausgehend vom Ausdruck Wx = VTAS - V&sub1;&sub1;t, worin Wx die Längskomponente des Windes, VTAS die aerodynamische Geschwindigkeit und V&sub1;&sub1;t die tatsächliche Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges repräsentiert, wobei die Vergleichsmittel (11) es ermöglichen, Δ W mit einer vorher festgelegten Schwelle ΔWS zu vergleichen, und wobei die Alarmmittel (13) geeignet sind, ein Alarmsignal auszusenden, sobald ΔW dieser Schwelle ΔWS entspricht oder sie überschreitet.

4. System gemäß einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß diese Schwelle S, mit der die Verhältnisse D&sub1;/Dat und/oder D&sub2;/Dat verglichen werden, variabel ist und niedriger wird, wenn die Differenz ΔV zwischen der kritischen Geschwindigkeit und der vom Luftfahrzeug erreichten Geschwindigkeit abnimmt.

5. Sytem gemäß Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Schwelle S durch die Funktion S = a Δ V + b festgelegt wird, wobei a und b Konstanten sind, die mit der für das Abheben errechneten theoretischen Spanne übereinstimmen.

6. System gemäß einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß es über Mittel zur Stichprobenkontrolle verfügt, die es ermöglichen, eine Folge an numerischen Werten der theoretischen, der tatsächlichen und der realisierbaren Beschleunigungen sowie der aerodynamischen Geschwindigkeit zu erhalten.







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