DE102020128793A1

DE102020128793A1 - Verfahren zur Steuerung einer Flughindernisbefeuerung

Info

Publication number: DE102020128793A1
Application number: DE102020128793.3A
Authority: DE
Inventors: Stephan Baumert; Rainer Hübner; Harry Berchtold
Original assignee: BECKER AVIONICS GmbH
Current assignee: BECKER AVIONICS GmbH
Priority date: 2020-11-02
Filing date: 2020-11-02
Publication date: 2022-05-05

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Steuerung einer Flughindernisbefeuerung (12) eines Flughindernisses (10), wobei eine Empfangseinrichtung (16) Daten eines Luftfahrzeugs (14) empfängt, die einen ersten Messwert mindestens eines die Flughöhe des Luftfahrzeugs (14) charakterisierenden Höhenparameters umfassen, wobei ein Istwert des Höhenparameters am Flughindernis (10) bereitgestellt wird, wobei mittels eines Umrechnungsalgorithmus in Abhängigkeit vom Istwert und von einem Sollwert für den Höhenparameter am Flughindernis (10) aus dem ersten Messwert ein korrigierter Wert errechnet wird, wobei eine Datenverarbeitungseinrichtung (18) aus den vom Luftfahrzeug (14) empfangenen Daten korrigierte Daten erzeugt, die statt des ersten Messwerts den korrigierten Wert umfassen, wobei die Datenverarbeitungseinrichtung (18) aus den korrigierten Daten die Position des Luftfahrzeugs (14) bestimmt und wobei die Flughindernisbefeuerung (12) so gesteuert wird, dass sie eingeschaltet ist, wenn sich die Position des Luftfahrzeugs (14) innerhalb eines vorbestimmten ortsfesten Bereichs befindet, in dem sich das Flughindernis (10) befindet.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Steuerung einer Flughindernisbefeuerung eines Flughindernisses.
Flughindernisse wie beispielsweise Schornsteine, Windräder und dergleichen müssen bei Nacht beleuchtet werden, um Kollisionen von Luftfahrzeugen mit diesen Flughindernissen zu vermeiden. Dabei ist es nicht erforderlich, dass die als Flughindernisbefeuerung bezeichnete Beleuchtung stets während der ganzen Nacht eingeschaltet bleibt. Um einerseits Energie zu sparen und andererseits die Störung von Anwohnern in der Umgebung so gering wie möglich zu halten, wurden bereits Steuerungsverfahren entwickelt (vgl. beispielsweise EP 1 984 622 B1 ), die eine Flughindernisbefeuerung erst dann einschalten, wenn sich ein Luftfahrzeug bis auf einen vorbestimmten Abstand genähert hat, und die Flughindernisbefeuerung dann wieder ausschalten, wenn sich das Luftfahrzeug hinreichend entfernt hat. Beispielsweise muss die Flughindernisbefeuerung in Deutschland aufgrund gesetzlicher Vorgaben dann eingeschaltet sein, wenn sich ein Luftfahrzeug in einer Sicherheitszone um das Flughindernis befindet, die einen Radius von 4 km und eine Höhe von 600 m aufweist. Andere Länder sehen regelmäßig andere Sicherheitszonen vor. Dringt ein Luftfahrzeug in diese Sicherheitszone ein, so wird die Flughindernisbefeuerung eingeschaltet. Verlässt es sie wieder, so wird sie wieder ausgeschaltet. Kritisch in diesem Zusammenhang ist aber oft die genaue Positionsbestimmung des Luftfahrzeugs. Während die Position über Grund recht genau bestimmt werden kann, treten bei der Bestimmung der Flughöhe oft größere Fehler auf. Insbesondere dann, wenn das Luftfahrzeug mittels eines mitgeführten Messgeräts seine Flughöhe barometrisch misst und das Messergebnis an eine Steuereinrichtung der Flughindernisbefeuerung übermittelt, können Abweichungen von der tatsächlichen Flughöhe von mehreren hundert Metern auftreten. Nahezu alle Luftfahrzeuge greifen auf die barometrische Höhenmessung zurück, welche insbesondere bei kleinen Luftfahrzeugen oft das einzige verwendete Höhenmessverfahren ist. Aber auch bei einer Höhenmessung mittel GPS können Fehler auftreten, die, abhängig vom Land, in dem sich das Flughindernis befindet, zwischen einigen Metern bis zu mehr als hundert Meter betragen können. Bekannte Steuerungsverfahren haben daher den Nachteil, dass, je nachdem ob die vom Luftfahrzeug gemessene Flughöhe zu groß oder zu klein ist, die Flughindernisbefeuerung unnötig eingeschaltet wird oder aber nicht eingeschaltet wird, obwohl dies notwendig wäre.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren zur Steuerung einer Flughindernisbefeuerung zu entwickeln, das einen zuverlässigeren Betrieb ermöglicht.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche.
Der Erfindung liegt der Gedanke zugrunde, den ersten Messwert des die Flughöhe des Luftfahrzeugs charakterisierenden Höhenparameters einer Korrekturrechnung zu unterziehen. Hierzu wird ein Istwert des Höhenparameters am Flughindernis, welcher insbesondere der am Flughindernis herrschende Luftdruck oder eine von diesem abhängige bzw. aus ihm errechenbare Größe ist, bereitgestellt und mit einem Sollwert für den Höhenparameter am Flughindernis verglichen. Dabei wird davon ausgegangen, dass die barometrische Höhenbestimmung am Luftfahrzeug in gleicher Weise fehlerbehaftet ist wie die barometrische Höhenbestimmung am Flughindernis. Aus dem Istwert und dem Sollwert für den Höhenparameter am Flughindernis wird mittels eines Umrechnungsalgorithmus aus dem ersten Messwert ein Korrekturwert errechnet, der anstelle des ersten Messwerts für die Höhenbestimmung herangezogen wird. Dabei ist es möglich, dass der Umrechnungsalgorithmus den ersten Messwert durch Addition eines Korrekturwerts in den korrigierten Wert umrechnet. Dabei wird insbesondere bevorzugt, dass der Korrekturwert für die anhand des Luftdrucks berechnete Flughöhe über Normalnull Δh = Δp × x beträgt, wobei x eine Konstante ist und wobei Δp = p_Sensor - p_norm ist mit dem Istwert x × p_Sensor und dem Sollwert x × p_norm, wobei p_Sensor und p_norm jeweils in Hektopascal (hPa) angegeben werden. Die Konstante x beträgt zweckmäßig zwischen 8 m und 12 m. Desweiteren wird bevorzugt, dass der mindestens eine Höhenparameter die Flughöhe des Luftfahrzeugs über Normalnull charakterisiert und dass sich der Sollwert x × p_norm aus der Gleichung $p_{n o r m} = 1013,25 {(1 - \frac{0,0065 \frac{K}{m} H}{288,15 K})}^{5,255}$
hPa ergibt, wobei H eine Höhe über Normalnull am Ort des Flughindernisses ist.
Alternativ ist es auch möglich, dass der Umrechnungsalgorithmus den ersten Messwert durch Multiplikation mit einem Korrekturfaktor in den korrigierten Wert umrechnet. Der Korrekturfaktor kann dabei der Quotient aus dem Istwert und dem Sollwert sein.
Es wird bevorzugt, dass der Istwert oder eine zur Berechnung des Istwerts herangezogene Größe von einer Messeinrichtung am Flughindernis gemessen und an die Datenverarbeitungseinrichtung übermittelt wird. Die Messeinrichtung ist dann zweckmäßig an oder nahe der Spitze des Flughindernisses, also an oder nahe von dessen höchstem Punkt, angeordnet. Bei größeren Flughindernissen wie beispielsweise Windparks kann eine zentrale Messeinrichtung vorgesehen sein. Es ist jedoch auch möglich, dass ein errechneter oder vermuteter Istwert oder eine zur Berechnung des Istwerts herangezogene Größe an die Datenverarbeitungseinrichtung übermittelt wird, beispielsweise von einem Wetterdienst.
Liegt eine Inversionswetterlage vor, so wird bevorzugt, dass die Datenverarbeitungseinrichtung eine entsprechende Information erhält und den Umrechnungsalgorithmus anpasst. Zudem können als weitere Höhenparameter die Temperatur der Luft und/oder die Luftfeuchtigkeit herangezogen werden, welche am Flughindernis herrschen.
Es versteht sich von selbst, dass der die Flughöhe des Luftfahrzeugs charakterisierende Höhenparameter nicht zwingend der Luftdruck ist oder der Luftdruck zu dessen Berechnung herangezogen wird. Auch andere Parameter können herangezogen und einer Korrekturrechnung unterworfen werden.
Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines in der Zeichnung schematisch dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert. Es zeigt

1 ein sich einem Flughindernis näherndes Luftfahrzeug in schematischer Darstellung.

In 1 ist ein Flughindernis 10 in Gestalt eines Windrads dargestellt, das eine Flughindernisbefeuerung 12 in Gestalt einer Leuchte aufweist. Dem Flughindernis 10 nähert sich ein Luftfahrzeug 14 in Gestalt eines Flugzeugs. Das Flugzeug 14 fliegt in einer Flughöhe h₁ über Normalnull auf das Windrad 10 zu, welche nicht ausreichend ist, um eine Kollision zu vermeiden. Um auch bei Nacht ein optisches Signal an den Piloten geben zu können, ist vorgesehen, dass die Flughindernisbefeuerung 12 eingeschaltet wird, wenn das Flugzeug 14 in eine Sicherheitszone um das Windrad 10 eindringt, die einen Radius von 4 km und eine Höhe von 600 m über der Spitze des Windrads 10 aufweist. Zu diesem Zweck übermittelt das Flugzeug 14 Daten an das Windrad 10, welches zum Empfang der Daten eine Empfangseinrichtung 16 in Form einer Antenne aufweist. Die empfangenen Daten werden an eine Datenverarbeitungseinrichtung 18 weitergeleitet, welche in Datenverbindung mit einer die Flughindernisbefeuerung 12 ansteuernden Steuereinrichtung 20 steht.
Die vom Flugzeug 14 an das Windrad 10 gesandten Daten weisen zum einen die Entfernung zum Windrad 10 charakterisierende Entfernungsparameter und zum anderen einen die Flughöhe des Flugzeugs 14 charakterisierenden Höhenparameter auf. Bei der barometrischen Höhenmessung des hier gezeigten Ausführungsbeispiels ist der Höhenparameter entweder der vom Flugzeug 14 gemessene Luftdruck am Flugzeug 14, aus welchem die Datenverarbeitungseinrichtung 18 die Flughöhe des Flugzeugs 14 berechnet, oder aber die anhand des gemessenen Luftdrucks vom Flugzeug selbst berechnete Flughöhe über Normalnull h₂, welche auf den Instrumenten des Flugzeugs 14 angezeigt wird. Diese angezeigte Flughöhe h₂ ist jedoch grundsätzlich fehlerbehaftet. Beim hier gezeigten Ausführungsbeispiel ist die angezeigte Flughöhe h₂ größer als die tatsächliche Flughöhe h₁. Dem Windrad 10 werden daher Daten übermittelt, die den Anschein erwecken, als flöge das Flugzeug 14 in einer größeren Höhe h₂.
Da anzunehmen ist, dass eine barometrische Höhenmessung am Windrad 10 in vergleichbarer Weise fehlerbehaftet ist wie eine barometrische Höhenmessung am Flugzeug 14, ist ein Umrechnungsalgorithmus vorgesehen, den die Datenverarbeitungseinrichtung 18 ausführt, und der zu dem vom Flugzeug 14 gemessenen und an das Windrad 10 übermittelten ersten Messwert für den Höhenparameter einen Korrekturwert addiert, so dass sich aus dem ersten Messwert ein korrigierter Wert ergibt. Vorliegend wird vom Flugzeug 14 an das Windrad 10 dessen aus dem gemessenen Luftdruck berechnete Flughöhe h₂ über Normalnull übermittelt. Der Korrekturwert beträgt dann Δh = Δp × 10m, wobei Δp die in hPa angegebene Differenz zwischen dem am Windrad 10 mittels einer Messeinrichtung 22 gemessenen Luftdruck-Istwert, und einem Luftdruck-Sollwert p_norm ist, welcher sich aus der Gleichung $p_{n o r m} = 1013,25 {(1 - \frac{0,0065 \frac{K}{m} H}{288,15 K})}^{5,255}$
hPa ergibt, wobei H die Höhe der Messeinrichtung 22 über Normalnull ist. Als die tatsächliche Position des Flugzeugs 14 charakterisierend werden der Steuereinrichtung 20 dann die Daten übermittelt, bei denen die gemessene Flughöhe h₂ durch die korrigierte Flughöhe h₂ + Δh ersetzt wurde. Befindet sich die durch die korrigierten Daten charakterisierte Position des Flugzeugs 14 in der Sicherheitszone um das Windrad 10, so steuert die Steuereinrichtung 20 die Flughindernisbefeuerung 12 derart, dass letztere eingeschaltet ist, während sie ausgeschaltet ist, wenn sich aus den korrigierten Daten ergibt, dass das Flugzeug 14 sich nicht in der Sicherheitszone befindet.
Zusammenfassend ist folgendes festzuhalten: Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Steuerung einer Flughindernisbefeuerung 12 eines Flughindernisses 10, wobei eine Empfangseinrichtung 16 Daten eines Luftfahrzeugs 14 empfängt, die einen ersten Messwert mindestens eines die Flughöhe des Luftfahrzeugs 14 charakterisierenden Höhenparameters umfassen, wobei ein Istwert des Höhenparameters am Flughindernis 10 bereitgestellt wird, wobei mittels eines Umrechnungsalgorithmus in Abhängigkeit vom Istwert und von einem Sollwert für den Höhenparameter am Flughindernis 10 aus dem ersten Messwert ein korrigierter Wert errechnet wird, wobei eine Datenverarbeitungseinrichtung 18 aus den vom Luftfahrzeug 14 empfangenen Daten korrigierte Daten erzeugt, die statt des ersten Messwerts den korrigierten Wert umfassen, wobei die Datenverarbeitungseinrichtung 18 aus den korrigierten Daten die Position des Luftfahrzeugs 14 bestimmt und wobei die Flughindernisbefeuerung 12 so gesteuert wird, dass sie eingeschaltet ist, wenn sich die Position des Luftfahrzeugs 14 innerhalb eines vorbestimmten ortsfesten Bereichs befindet, in dem sich das Flughindernis 10 befindet.
ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.
Zitierte Patentliteratur

EP 1984622 B1 [0002]

Claims

Verfahren zur Steuerung einer Flughindernisbefeuerung (12) eines Flughindernisses (10), wobei eine Empfangseinrichtung (16) Daten eines Luftfahrzeugs (14) empfängt, die einen ersten Messwert mindestens eines die Flughöhe des Luftfahrzeugs (14) charakterisierenden Höhenparameters umfassen, wobei ein Istwert des Höhenparameters am Flughindernis (10) bereitgestellt wird, wobei mittels eines Umrechnungsalgorithmus in Abhängigkeit vom Istwert und von einem Sollwert für den Höhenparameter am Flughindernis (10) aus dem ersten Messwert ein korrigierter Wert errechnet wird, wobei eine Datenverarbeitungseinrichtung (18) aus den vom Luftfahrzeug (14) empfangenen Daten korrigierte Daten erzeugt, die statt des ersten Messwerts den korrigierten Wert umfassen, wobei die Datenverarbeitungseinrichtung (18) aus den korrigierten Daten die Position des Luftfahrzeugs (14) bestimmt und wobei die Flughindernisbefeuerung (12) so gesteuert wird, dass sie eingeschaltet ist, wenn sich die Position des Luftfahrzeugs (14) innerhalb eines vorbestimmten ortsfesten Bereichs befindet, in dem sich das Flughindernis (10) befindet.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der mindestens eine Höhenparameter den Luftdruck oder eine anhand des Luftdrucks berechnete Flughöhe über Normalnull umfasst.
Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Umrechnungsalgorithmus durch Addition eines Korrekturwerts den ersten Messwert in den korrigierten Wert umrechnet.
Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Korrekturwert für die anhand des Luftdrucks berechnete Flughöhe über Normalnull Δh = Δp × x beträgt, wobei x eine Konstante ist und wobei Δp = p_sensor - p_norm ist mit dem Istwert x × p_Sensor und dem Sollwert x × p_norm, wobei p_Sensor und p_norm jeweils in hPa angegeben werden.
Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Konstante x zwischen 8 m und 12 m beträgt.
Verfahren nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass der mindestens eine Höhenparameter die Flughöhe des Luftfahrzeugs (14) über Normalnull charakterisiert und dass sich der Sollwert x × p_norm aus der Gleichung $p_{n o r m} = 1013,25 {(1 - \frac{0,0065 \frac{K}{m} H}{288,15 K})}^{5,255} h P a$
ergibt, wobei H eine Höhe über Normalnull am Ort des Flughindernisses (10) ist.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Umrechnungsalgorithmus den ersten Messwert durch Multiplikation mit einem Korrekturfaktor in den korrigierten Wert umrechnet.
Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass der Korrekturfaktor der Quotient aus dem Istwert und dem Sollwert ist.
Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Istwert oder ein zu seiner Berechnung benötigter Wert von einer Messeinrichtung (22) am Flughindernis (10) gemessen und an die Datenverarbeitungseinrichtung (18) übermittelt wird.
Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Datenverarbeitungseinrichtung (18) bei Vorliegen einer Inversionswetterlage eine entsprechende Information erhält und den Umrechnungsalgorithmus anpasst.
Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der mindestens eine Höhenparameter die Temperatur der Luft und/oder die Luftfeuchtigkeit am Flughindernis (10) umfasst.
Vorrichtung zur Steuerung einer Flughindernisbefeuerung (12) eines Flughindernisses (10) unter Anwendung eines Verfahrens nach einem der vorangehenden Ansprüche mit einer Empfangseinrichtung (16) zum Empfang von Daten eines Luftfahrzeugs (14), mit einer Datenverarbeitungseinrichtung (18) zur Erzeugung von korrigierten Daten aus den empfangenen Daten mittels des Umrechnungsalgorithmus und mit einer Steuereinrichtung (20) zur Ansteuerung der Flughindernisbefeuerung (12) in Abhängigkeit von den korrigierten Daten.