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Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zum Abmindern von Reaktionen eines Flugzeugs auf lokale Strömungsgeschwindigkeiten in einem Wirbelfeld. Insbesondere bezieht sich die vorliegende Erfindung auf ein solches Verfahren, das die Merkmale des Oberbegriffs des unabhängigen Patentanspruchs 1 aufweist.
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Hinter fliegenden Flugzeugen bilden sich Wirbelschleppen aus, die von den gegenläufigen Flügelspitzenwirbeln dominiert werden. Die Stärke, d. h. die Zirkulation dieser Flügelspitzenwirbel steigt mit der Masse des die Wirbelschleppe verursachenden Flugzeugs an. Die lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten in einer Wirbelschleppe können bei nachfolgenden Flugzeugen starke Reaktionen im Sinne einer Ablenkung von einer gewünschten Flugbahn und Fluglage verursachen. Diese Ablenkungen fallen insbesondere bei kleinen und leichten Flugzeugen groß aus. Aus diesem Grund müssen beispielsweise hinter landenden und startenden Großflugzeugen große Sicherheitsabstände eingehalten werden.
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Lokale Luftströmungsgeschwindigkeiten, die unerwünschte Ablenkungen eines Flugzeugs von seiner gewünschten Flugbahn zur Folge haben können, können auch in anderen Wirbelfeldern als Wirbelschleppen auftreten.
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Um Luftströmungsgeschwindigkeiten zu erkennen, die beim Auftreffen auf ein Flugzeug zu unerwünschten Kräften und Momenten und hieraus resultierenden Beschleunigungen des Flugzeugs führen, sind LIDAR(Light Detection And Ranging)-Systeme bekannt, die von dem jeweiligen Flugzeug aus in bestimmten Messrichtungen und in bestimmten Entfernungen von dem Flugzeug, d. h. an bestimmten Messpunkten, die Komponente der Luftströmungsgeschwindigkeiten messen, welche in der jeweiligen Messrichtung verläuft. Dadurch können z. B. Wirbelfelder erkannt werden, um ihnen auszuweichen oder um Vorkehrungen für das Durchfliegen des jeweiligen Wirbelfelds zu treffen. Die in den Messrichtungen erfassten Komponenten der Luftströmungsgeschwindigkeiten enthalten jedoch nicht genügend Informationen, um für den Zeitpunkt des Zusammentreffens mit den Luftströmungsgeschwindigkeiten durch Ansteuern von verstellbaren aerodynamisch wirksamen Elementen gezielt Gegenkräfte und Gegenmomente auf das Flugzeug hervorzurufen, so dass das Flugzeug effektiv in Ruhe gehalten wird, d. h. keine oder nur kleine Reaktionen auf die lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten in dem Wirbelfeld zeigt.
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Aus Klaus-Uwe Hahn et al.: "Wake Encounter Flight Control Assistance Based on Forward-Looking Measurement Processing", AIAA 2010-7680, AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference, 2. bis 5. August 2010, Toronto, Ontario Kanada, ist ein Verfahren mit den Merkmalen des Oberbegriffs des unabhängigen Patentanspruchs 1 bekannt. Hier werden mit einem LIDAR-System an mehreren Messpunkten vor einem Flugzeug die Komponenten von Luftströmungsgeschwindigkeiten in der jeweiligen Messrichtung bestimmt. Unter Berücksichtigung der Messanordnung werden diese Komponenten der Luftströmungsgeschwindigkeiten in ein Wirbelschleppensystem transformiert. An die transformierten Werte wird ein Wirbelschleppenmodell angepasst. Aus dem angepassten Wirbelschleppenmodell werden vollständige Luftströmungsgeschwindigkeiten, d. h. die entsprechenden Geschwindigkeitsvektoren, an den Messpunkten des LIDAR-Systems bestimmt. Diese Geschwindigkeitsvektoren werden in das geodätische System transformiert. In diesem geodätischen System werden sie zum Abschätzen von Reaktionen des Flugzeugs beim Zusammentreffen mit den Luftströmungsgeschwindigkeiten nach einem aerodynamischen Interaktionsmodell (AIM) verwendet. Konkret werden die beim Zusammentreffen von den lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten verursachten Kräfte und Momente auf das Flugzeug vorhergesagt. Diese Vorhersagen werden verwendet, um durch Ansteuern von verstellbaren aerodynamisch wirksamen Elementen des Flugzeugs Gegenkräfte und Gegenmomente auf das Flugzeug hervorzurufen, die die Kräfte und Momente kompensieren. Zur optimalen Anpassung des Wirbelschleppenmodells an das tatsächlich vorliegende Wirbelfeld werden die Geschwindigkeitsvektoren aus dem geodätischen System in das Koordinatensystem des LIDAR-Systems übertragen. Dann wird von den Geschwindigkeitsvektoren die Komponente betrachtet, die in der Messrichtung des jeweiligen Messpunkts verläuft, und mit der an den Messpunkt aktuell gemessenen tatsächlichen Komponenten der Luftströmungsgeschwindigkeit verglichen. Auftretende Differenzen werden als Störgröße für die Anpassung des Wirbelschleppenmodells genutzt.
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Bei dem bekannten Verfahren werden die vollständigen Luftströmungsgeschwindigkeiten, d. h. die Geschwindigkeitsvektoren mit allen Komponenten nur an den Messpunkten des LIDAR-Systems bestimmt. Diese liegen in grundsätzlich endlicher und praktisch geringer Dichte in nur einem begrenzten Bereich vor dem Flugzeug. Dabei ist dieser Bereich bei üblichen Flugzeugen gegenüber der Flugzeuglängsachse fest und ändert sich beispielsweise nicht während des Landeanflugs, bei dem große Winkel zwischen der Bewegungsrichtung eines Flugzeugs gegenüber der Umgebungsluft und seiner Längsachse auftreten können.
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Das von Klaus-Uwe Hahn et al. zur Identifizierung des zu den an Messpunkten gemessenen Komponenten der lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten passenden Wirbelschleppenmodells verwendet Verfahren ist auch aus der
DE 10 2009 039 016 A1 bekannt.
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Aus der
DE 36 20 636 A1 ist ein Verfahren zum Erkennen von Luftturbulenz in der Flugbahn eines Flugzeugs bekannt. Dabei wird Luftturbulenz vor dem Flugzeug ermittelt durch Ablenken des Strahls einer Laserfluggeschwindigkeitsmesseinheit, die eine variable Brennweite hat, nahe bei dem Flugzeug, um die Flugzeuggeschwindigkeit und den Anstellwinkel zu bestimmen, und Ablenken des Strahls in Entfernung weiter weg von dem Flugzeug und Messen der Fluggeschwindigkeit. Diskrepanzen zwischen der Nahmessung und der Messung weiter weg von dem Flugzeug liefern eine quantisierbare Angabe der Luftturbulenz. Die so ermittelten Böendaten werden zu einer Pilotenwarnanzeige und zu einem digitalen automatischen Flugregelsystem übertragen, wo gespeicherte Information über die dynamischen Eigenschaften des Flugzeugs benutzt wird, um die Flugzeugregelsystemverlagerungen zu bestimmen, die erforderlich sind, um die ankommende Böe zu neutralisieren. Entsprechende Steuerverlagerungen werden eingegeben, wenn das Flugzeug auf die Böe trifft, um die Störungen zu minimieren.
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Aus der
WO 99/00 297 A1 ist ein aktives System zum Einleiten des frühzeitigen Zerfalls von Wirbelschleppen bekannt. Dazu werden u. a. durch Ausfahren von Spoilern an den Tragflächen Störungen in die Wirbelschleppen eingeführt.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zum Abmindern von Reaktionen eines Flugzeugs auf lokale Luftströmungsgeschwindigkeiten in einem Wirbelfeld aufzuzeigen, das eine deutlich verbesserte Leistungsfähigkeit aufweist.
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Die Aufgabe der Erfindung wird durch ein Verfahren mit den Merkmalen des unabhängigen Patentanspruchs 1 gelöst. Bevorzugte Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Verfahrens sind in den abhängigen Patentansprüchen definiert.
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Bei einem erfindungsgemäßen Verfahren zum Abmindern von Reaktionen eines Flugzeugs auf lokale Luftströmungsgeschwindigkeiten in einem Wirbelfeld werden fortlaufend Komponenten der lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten an verschiedenen Messpunkten gemessen, die zum Zeitpunkt des Messens vor dem Flugzeug liegen. An die an den Messpunkten gemessenen Komponenten der lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten wird ein Wirbelmodell angepasst. Lokale Luftströmungsgeschwindigkeiten, die direkt aus diesem angepassten Wirbelmodell stammen, werden dann für alle Bereiche des Flugzeugs verwendet, um von den lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten beim Zusammentreffen mit dem Flugzeug verursachte Kräfte und Momente auf das Flugzeug vorherzusagen. Verstellbare aerodynamisch wirksame Elemente des Flugzeugs werden angesteuert, um Gegenkräfte und Gegenmomente auf das Flugzeug hervorzurufen, die die vorhergesagten Kräfte und Momente auf das Flugzeug kompensieren.
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Das Wirbelmodell beschreibt ein typisches Wirbelfeld, wie beispielsweise eine Wirbelschleppe. Das Wirbelmodell kann unter Verwendung der gemessenen Komponenten der Luftströmungsgeschwindigkeiten ausgewählt werden. Konkret kann es sich um ein Wirbelschleppenmodell handeln.
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Damit das Wirbelmodell das vor dem Flugzeug liegende Wirbelfeld abbildet, wird es an die gemessenen Komponenten der Luftströmungsgeschwindigkeiten angepasst. Die Anpassung bezieht sich insbesondere auf die Parameter des Wirbelmodells, die seine Skalierung und Orientierung beschreiben. Anfangswerte für diese Parameter des Wirbelmodells, die hier auch als angenommene Anpassung des Wirbelmodells bezeichnet werden, können auf Basis der gemessenen Komponenten der Luftströmungsgeschwindigkeiten oder im Fall eines Wirbelschleppenmodells aufgrund von Angaben über ein dem Flugzeug voraus fliegendes Flugzeug abgeschätzt werden.
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Als gleichbedeutend mit den Kräften und Momenten bzw. Gegenkräften und Gegenmomenten auf das Flugzeug können hier auch die dadurch hervorgerufenen Beschleunigungen bzw. Gegenbeschleunigungen des Flugzeugs verwendet werden.
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Von dem Stand der Technik Klaus-Uwe Hahn et al. unterscheidet sich die vorliegende Erfindung dadurch, dass die vollständigen Strömungsgeschwindigkeiten nicht nur für die Messpunkte, an denen die lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten gemessen werden, aus dem angepassten Wirbelmodell ermittelt werden. Vielmehr erfolgt die Ermittlung der vollständigen Luftströmungsgeschwindigkeiten für jeden Bereich des Flugzeugs direkt aus dem angepassten Wirbelmodell. Die Luftströmungsgeschwindigkeiten an zwischen den Messpunkten liegenden Punkten werden also weder den Luftströmungsgeschwindigkeiten an den ihnen nächstliegenden Messpunkten gleichgesetzt noch aus den Luftströmungsgeschwindigkeiten an den ihnen nächstliegenden Messpunkten extrapoliert noch vernachlässigt. Vielmehr wird das Wirbelmodell genutzt, um auch Variationen der Luftströmungsgeschwindigkeiten zwischen den Messpunkten und außerhalb des von den Messpunkten überspannten Volumens abzubilden. So werden für jeden Bereich des Flugzeugs die für ihn relevanten Luftströmungsgeschwindigkeiten unmittelbar aus dem Wirbelmodell heraus bestimmt. Hierdurch können die resultierenden Kräfte und Momente bzw. Gegenkräfte und Gegenmomente auf das Flugzeug praktisch mit sehr großer Genauigkeit vorhergesagt werden. Entsprechend kann ihnen auch sehr genau abgestimmt mit Gegenkräften und Gegenbeschleunigungen begegnet werden, die durch das Ansteuern der verstellbaren aerodynamisch wirksamen Elemente des Flugzeugs hervorgerufen werden. Selbstverständlich sind auch dabei die lokalen Strömungsgeschwindigkeiten zu berücksichtigen, die sich auf die aerodynamisch wirksamen Elemente des Flugzeugs in ihrer Grundstellung und in ihrer verstellten Stellung auswirken.
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Beim Anpassen der Parameter des Wirbelmodells an die an den Messpunkten gemessenen Komponenten der lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten können zyklisch Differenzen zwischen Komponenten der lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten an den Messpunkten, die aus dem Wirbelmodell mit zunächst angenommener Anpassung stammen, und den an den Messpunkten gemessenen Komponenten der lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten bestimmt werden. Die der angenommenen Anpassung entsprechenden Parameter des Wirbelmodells können dann in Abhängigkeit von diesen Differenzen aktualisiert werden. Diese Vorgehensweise entspricht grundsätzlich dem, was bereits von Klaus-Uwe Hahn et al. oder in der
DE 10 2009 039 016 A1 beschrieben wird.
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Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren wird das angepasste Wirbelmodell vorzugsweise erst dann verwendet, um die von den lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten verursachten Beschleunigungen des Flugzeugs vorherzusagen, wenn es beim Anpassen zu den an den Messpunkten gemessenen Komponenten der lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten hin konvergiert hat. Als Kriterium für die Konvergenz kann eine bestimmte Maximaldifferenz zwischen den Komponenten der lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten an den Messpunkten, die aus dem angenommenen Wirbelmodell stammen, und den an den Messpunkten gemessenen Komponenten der lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten angesetzt werden.
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Wenn das angepasste Wirbelmodell beim Anpassen hingegen nicht konvergiert, ist es zur Beschreibung des vorhandenen Wirbelfelds offensichtlich nicht geeignet und sollte schon deshalb nicht verwendet werden, insbesondere nicht zur Bestimmung der lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten für das Vorhersagen der Kräfte und Momente auf das Flugzeug aufgrund der tatsächlichen Luftströmungsgeschwindigkeiten.
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Unter solchen Umständen erweist es sich als sinnvoll, dass das angepasste Wirbelmodell, das zuletzt beim Anpassen zu den an den Messpunkten gemessenen Komponenten der lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten hin konvergiert hat, solange verwendet wird, bis ein neues angepasstes Wirbelmodell oder dasselbe angepasste Wirbelmodel erneut beim Anpassen zu den an den Messpunkten gemessenen Komponenten der lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten hin konvergiert hat.
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Jedes angenommene Wirbelmodell und seine angenommene Anpassung können bei dem erfindungsgemäßen Verfahren anhand der zuvor an den Messpunkten gemessenen Komponenten der lokalen Strömungsgeschwindigkeiten ausgewählt werden. Wenn aufgrund der aktuellen Flugsituation, beispielsweise einem Landeanflug des Flugzeugs auf einen Flughafen, die Art des Wirbelfelds, das auftreten wird, grundsätzlich bekannt ist, weil es sich hier mit höchster Wahrscheinlichkeit um eine Wirbelschleppe eines vorausfliegenden Flugzeugs handelt, kann direkt von einem auf diese Flugsituationen abgestimmtem Wirbelmodell ausgegangen sein, das dann ausgehend von seiner angenommenen Anpassung anhand der an den Messpunkten gemessenen Komponenten der lokalen Strömungsgeschwindigkeiten weiter angepasst, d. h. relativ zu dem Flugzeug orientiert und skaliert wird.
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Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren wird jedes angepasste Wirbelmodell vorzugsweise in einem flugzeugfesten Koordinatensystem notiert, wobei das Wirbelmodell in dem Koordinatensystem fortlaufend entgegen den Bewegungen des Flugzeugs gegenüber der ihn umgebenden Luft verschoben wird. Gemeinsame Bewegungen des Flugzeugs und des Wirbelmodells, beispielsweise aufgrund von Seitenwind, führen zu keiner Bewegung des Wirbelfelds in dem flugzeugfesten Koordinatensystem. Die Verschiebungen des Wirbelmodells in dem Koordinatensystem mit den Bewegungen des Flugzeugs gegenüber der ihn umgebenden Luft, d. h. mit einer wahren Luftströmungsgeschwindigkeit (True Air Speed) des Flugzeugs, bedeutet bei dieser Vorgehensweise keinen tatsächlichen Zusatzaufwand, da hiermit die Relativbewegung des Flugzeugs gegenüber dem Wirbelmodell abgebildet wird. Diese Abbildung ist sowieso erforderlich, um festzustellen, welche lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten wann auf welche Bereiche des Flugzeugs treffen. Zudem liegen die Messpunkte, an denen die lokalen Strömungsgeschwindigkeiten fortlaufend gemessen werden, gegenüber dem Flugzeug und damit auch in einem flugzeugfesten Koordinatensystem fest, was die Berücksichtigung der an den Messpunkten gemessenen Messwerte vereinfacht. Verglichen mit Klaus-Uwe Hahn et al. kommt das erfindungsgemäße Verfahren insbesondere ohne Transformationen in ein geodätisches Bezugssystem aus, was den Aufwand für seine Umsetzung deutlich verringert.
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Die für das Vorhersagen der Kräfte und Momente auf das Flugzeug verwendeten lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten können bei dem erfindungsgemäßen Verfahren aus einem räumlichen Anwendungsbereich des angepassten Wirbelmodells stammen, der größere Ausdehnungen als ein von den Messpunkten, an denen die Komponenten der Luftströmungsgeschwindigkeiten gemessen werden, aufgespannter Messbereich hat. Dies ist nicht nur insoweit von Bedeutung, als dass der räumliche Anwendungsbereich des angepassten Wirbelmodells in Spannweitenrichtung oder Y-Richtung größer sein kann als der von den Messpunkten aufgespannte Messbereich, so dass die Auswirkungen des Wirbelfelds über die gesamte Spannweite des Flugzeugs berücksichtigt werden können. Von noch größerer Bedeutung ist, dass der räumliche Anwendungsbereich des angepassten Wirbelmodells in Z-Richtung viel größere Abmessungen haben kann als der von den Messpunkten aufgespannte Messbereich. So wird das angepasste Wirbelmodell beispielsweise im Landeanflug auch für das von dem Flugzeug durchflogene Luftvolumen genutzt, welches sich im Wesentlichen oder gar ganz außerhalb des Luftvolumens befindet, in dem die Messpunkte liegen, weil die Messeinrichtungen des Flugzeugs in Richtung der Flugzeuglängsachse oder unter einem kleinen Winkel dazu ausgerichtet sind, während die Bewegungsrichtung des Flugzeugs unter einem großen Winkel zu der Flugzeuglängsachse ausgerichtet ist.
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Auch in X-Richtung, d. h. in Richtung der Flugzeuglängsachse, können die für das Vorhersagen der Kräfte und Momente auf das Flugzeug verwendeten lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten aus einem räumlichen Anwendungsbereich des angepassten Wirbelmodells stammen, der größere Abmessungen als der bislang von den Messpunkten aufgespannte Messbereich hat. Dann können aus dem Wirbelmodell heraus langfristigere Vorhersagen bezüglich der zu erwartenden Beschleunigung des Flugzeugs getroffen werden.
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Die ansteuerbaren aerodynamisch wirksamen Elemente des Flugzeugs, mit denen die Gegenbeschleunigungen hervorgerufen werden, können teilweise ausgefahrene Spoiler des Flugzeugs umfassen. Hiermit ist es möglich, auch stärkeren Beschleunigungen des Flugzeugs in Z-Richtung entgegenzuwirken, was für sich genommen bekannt ist. Für eine Beschleunigung in Z-Richtung werden die Spoiler auf beiden Seiten der Flugzeuglängsmittelebene gleichsinnig angesteuert. Wenn vorhanden können Steuerflächen oder kann eine Kombination von Steuerflächen eingesetzt werden, die den Auftrieb des Flugzeugs verändern, ohne ein Nickmoment zu erzeugen, eingesetzt werden. Derartige Steuerflächen sind bei vielen aktuellen Flugzeugen anders als Spoiler jedoch nicht vorhanden.
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Die Komponenten der lokalen Strömungsgeschwindigkeiten an den Messpunkten können insbesondere mit einem RADAR- oder LIDAR-System gemessen werden. Auch dies ist grundsätzlich bekannt. Indem das erfindungsgemäße Verfahren das angepasste Wirbelmodell auch für die Bestimmung von lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten außerhalb des von den Messpunkten aufgespannten Messbereichs verwendet, sind die festen und begrenzten Messbereiche von bekannten LIDAR-Systemen für Flugzeuge weniger problematisch, selbst wenn das Flugzeug nicht einmal durch das von den Messpunkten aufgespannte Luftvolumen fliegt, sondern durch ein angrenzendes oder ein sogar ein weiter entferntes Luftvolumen.
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Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren können die von den lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten verursachten Kräfte und Momente auf das Flugzeug nach einem grundsätzlich bekannten aerodynamischen Interaktionsmodell (engl.: Aerodynamic Interaction Model) vorhergesagt werden, bei dem das Flugzeug in streifenförmige parallele Bereiche aufgeteilt wird. Dann werden die Wechselwirkungen zwischen den lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten und dem Flugzeug streifenweise bestimmt; und diese Wechselwirkungen werden über das gesamte Flugzeug aufaddiert. Dabei können Elastizitäten des Flugzeugs Berücksichtigung finden. Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren kann die Größe der Bereiche, in die das Flugzeug aufgeteilt wird, vergleichsweise klein gewählt werden, um die Kräfte und Momente auf das Flugzeug auch bei kleinteiligen Wirbeln mit lokal sehr unterschiedlichen Strömungsgeschwindigkeiten gut vorhersagen zu können.
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Das erfindungsgemäße Verfahren kann genutzt werden, um die Sicherheit und den Passagierkomfort von Flugzeugen insbesondere bei Wirbelschleppendurchflügen in allen Flugphasen zu erhöhen. Da die Reaktion des Flugzeugs bei Wirbelschleppendurchflügen durch das erfindungsgemäße Verfahren deutlich abgeschwächt wird, ist es zudem möglich, dass Flugzeuge, die mit einer entsprechenden Wirbelschleppen-Gegensteuerfunktion ausgestattet sind, in geringeren Staffelungsabständen starten und landen können. Damit könnte bei gleichbleibender Sicherheit die Kapazität von Flughäfen und auch im gesamten Luftraum deutlich gesteigert werden.
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Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Patentansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen. Die in der Beschreibung genannten Vorteile von Merkmalen und von Kombinationen mehrerer Merkmale sind lediglich beispielhaft und können alternativ oder kumulativ zur Wirkung kommen, ohne dass die Vorteile zwingend von erfindungsgemäßen Ausführungsformen erzielt werden müssen. Ohne dass hierdurch der Gegenstand der beigefügten Patentansprüche verändert wird, gilt hinsichtlich des Offenbarungsgehalts der ursprünglichen Anmeldungsunterlagen und des Patents Folgendes: weitere Merkmale sind den Zeichnungen zu entnehmen. Die Kombination von Merkmalen unterschiedlicher Ausführungsformen der Erfindung oder von Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche ist ebenfalls abweichend von den gewählten Rückbeziehungen der Patentansprüche möglich und wird hiermit angeregt. Dies betrifft auch solche Merkmale, die in separaten Zeichnungen dargestellt sind oder bei deren Beschreibung genannt werden. Diese Merkmale können auch mit Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche kombiniert werden. Ebenso können in den Patentansprüchen aufgeführte Merkmale für weitere Ausführungsformen der Erfindung entfallen.
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Die in den Patentansprüchen und der Beschreibung genannten Merkmale sind bezüglich ihrer Anzahl so zu verstehen, dass genau diese Anzahl oder eine größere Anzahl als die genannte Anzahl vorhanden ist, ohne dass es einer expliziten Verwendung des Adverbs "mindestens" bedarf. Wenn also beispielsweise von einem Element die Rede ist, ist dies so zu verstehen, dass genau ein Element, zwei Elemente oder mehr Elemente vorhanden sind. Diese Merkmale können durch andere Merkmale ergänzt werden oder die einzigen Merkmale sein, aus denen das jeweilige Erzeugnis besteht.
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Die in den Patentansprüchen enthaltenen Bezugszeichen stellen keine Beschränkung des Umfangs der durch die Patentansprüche geschützten Gegenstände dar. Sie dienen lediglich dem Zweck, die Patentansprüche leichter verständlich zu machen.
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Die Erfindung wird im Folgenden unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher erläutert und beschrieben.
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1 ist ein Ablaufdiagramm des erfindungsgemäßen Verfahrens und
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2 ist ein Vergleich der Eulerwinkel während eines lateralen 15° Wirbelschleppendurchflugs mit und ohne Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens.
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1 ist ein Ablaufdiagramm zu dem erfindungsgemäßen Verfahren. In einem ersten Schritt
1 werden mit einem LIDAR-System des Flugzeugs
2 an vor dem Flugzeug
2 liegenden Messpunkten
3 die Komponenten von lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten gemessen, die in der jeweiligen Messrichtung des LIDAR-Systems verlaufen. Basierend auf diesen Messwerten erfolgen in einem zweiten Schritt
4 Auswahl und Anpassung eines Wirbelmodells. Die Anpassung kann so erfolgen, wie in der
DE 10 2009 039 016 A1 beschrieben ist. Sie kann beispielsweise von einem Wirbelmodell ausgehen, das eine Wirbelschleppe eines vorausfliegenden Flugzeugs beschreibt.
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Im nächsten Schritt 5 werden die das angepasste Wirbelmodell in einem flugzeugfesten Koordinatensystem beschreibenden Parameter abgespeichert. Dann werden in einem Schritt 6 unter Verwendung von gemessenen Luft- und inertialen Sensordaten bspw. von einer Air Data Inertial Reference Unit (ADIRU) 7 des Flugzeugs 2 Vorhersagen über die Relativbewegung des Flugzeugs gegenüber dem angepassten Wirbelmodell gemacht. Insbesondere geht es dabei darum, vorherzusagen, wo sich zu einem bestimmten zukünftigen Zeitpunkt die einzelnen Bereiche des Flugzeugs in dem durch das angepasste Wirbelmodell beschriebenen Wirbelfeld befinden. Hierbei sind die berücksichtigten Bereiche des Flugzeugs insbesondere streifenförmige Bereiche 8, in die das ganze Flugzeug aufgeteilt ist.
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In einem nachfolgenden Schritt 9 werden für jeden streifenförmigen Bereich 8 die zu dem betrachteten Zeitpunkt auf ihn einwirkenden Luftströmungsgeschwindigkeiten bestimmt, womit die vollständigen entsprechenden Geschwindigkeitsvektoren gemeint sind. Diese Bestimmung erfolgt für jeden der Streifen 8 direkt aus dem angepassten Wirbelmodell, das z. B. für eine Wirbelschleppe ein Burnham-Hallock-Modell sein kann, dessen Parameter an die Messwerte adaptiert wurden. Mit den Schritten 5, 6 und 9 zusammen erfolgt eine Bestimmung 10 der vollständigen Luftströmungsgeschwindigkeiten in den einzelnen streifenförmigen Bereichen 8 des Flugzeugs 2 zu einem bestimmten Zeitpunkt. Dann wird in einem aerodynamischen Interaktionsmodell (AIM) 11 die Reaktion des Flugzeugs 2 auf die Luftströmungsgeschwindigkeiten bestimmt. Dazu werden unter Verwendung von Daten von der ADIRU 7 in einem Schritt 12 zunächst die Kräfte und Momente für jeden streifenförmigen Bereich 8 des Flugzeugs 2 vorhergesagt.
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Nachdem alle in 1 mit der gestrichelten Linie umschlossenen Schritte 6, 9 und 12 für jeden streifenförmigen Bereich 8 des Flugzeugs 2 durchgeführt wurden, werden die vorhergesagten Kräfte und Momente auf das Flugzeug 2 in einem Schritt 13 zusammengefasst. Diese Informationen werden zusammen mit Informationen der ADIRU 7 einer Steuereinrichtung 14 zugeführt, die Einstellungen 15 des Roll- und Gier-Winkels und Einstellungen 16 des Nickwinkels und der Vertikalkraft vornimmt. Dazu wirkt die Steuereinheit 14 auf Querruder und Spoiler 17 sowie Seitenruder 18 ein, um Beschleunigungen des Flugzeugs in Roll- oder Gier-Richtung entgegenzuwirken, während die Steuereinrichtung 14 auf die Höhenregelung 19 einwirkt, beispielsweise durch das Höhenruder oder gleichsinnige Ansteuerung teilweise ausgefahrener Spoiler auf beiden Seiten der Längsmittelebene des Flugzeugs 2, um Beschleunigungen in Nick- oder Z-Richtung zu kompensieren. Auf diese Weise werden Reaktionen des Flugzeugs 2 auf die lokale Luftströmungsgeschwindigkeit in einem durchflogenen Wirbelfeld unterdrückt, das heißt, das Flugzeug 2 wird in Ruhe gehalten. Um dieses Ziel zu erreichen, werden auftretende Verzögerungen zwischen Kommando und resultierender Beschleunigung des Flugzeugs, die als Gegenbeschleunigung zum Ruhighalten des Flugzeugs benötigt wird, von der Steuereinrichtung 14 berücksichtigt. Derartige Verzögerungen treten insbesondere durch die Aktuatordynamik und Totzeiten der Aktuatoren der verstellbaren aerodynamisch wirksamen Elemente des Flugzeugs 2 auf.
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2 zeigt von oben nach unten den Roll-Winkel Φ, die Veränderung des Nick-Winkels Θ und den Gier-Winkel Ψ eines Verkehrsflugzeugs, das durch die Wirbelschleppe eines größeren Verkehrsflugzeugs fliegt, ohne dass der Pilot Steuereingaben macht. Die dargestellten Simulationsergebnisse entsprechen einem horizontalen Wirbelschleppendurchflug im Landeanflug mit einem lateralen Öffnungswinkel von 15° und einem vertikalen Öffnungswinkel von 0° zwischen Wirbelschleppe und Flugbahn. Mit durchgezogener Linie sind die zeitlichen Verläufe der Eulerwinkel ohne Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens und mit strichpunktierten Linien die zeitlichen Verläufe der Eulerwinkel unter Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens aufgetragen. Es ist zu sehen, dass die Reaktionen des Flugzeugs 2 auf die lokalen Luftströmungsgeschwindigkeiten in dem Wirbelfeld deutlich abgeschwächt ist, d. h. eine wirbelinduzierte Änderung der Eulerwinkel nahezu eliminiert wird.
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Bezugszeichenliste
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- 1
- Schritt
- 2
- Flugzeug
- 3
- Messpunkt
- 4
- Schritt, Messen
- 5
- Schritt, Abspeichern
- 6
- Schritt, Vorhersagen
- 7
- Air Data Inertial Reference Unit (ADIRU)
- 8
- Streifen, streifenförmige Bereiche
- 9
- Schritt, Bestimmen
- 10
- Bestimmung
- 11
- Aerodynamisches Interaktionsmodell
- 12
- Schritt, Vorhersagen
- 13
- Schritt, Zusammenfassen
- 14
- Steuereinrichtung
- 15
- Einstellungen
- 16
- Einstellungen
- 17
- Querruder, Spoiler, aerodynamisch wirksames Element
- 18
- Seitenruder, aerodynamisch wirksames Element
- 19
- Höhensteuerung
- Φ
- Roll-Winkel
- Θ
- Nick-Winkel
- Ψ
- Gier-Winkel
