-
TECHNISCHES GEBIET DER ERFINDUNG
-
Die Erfindung betrifft eine Flugzustandsermittlungsvorrichtung, insbesondere für den autarken Einsatz in einem Flugzeug ohne Anbindung an Avioniksysteme, sowie ein Verfahren zum autarken Ermitteln eines Flugzustandes eines Flugzeuges.
-
TECHNISCHER HINTERGRUND
-
Für die Funktionalität diverser Komponenten an Bord eines Flugzeugs ist es wichtig zu wissen, in welchem Betriebszustand sich das Flugzeug befindet. Insbesondere ist es vorteilhaft, automatisch zwischen dem Status während des Fluges und dem Status am Boden eines Flugzeugs unterscheiden zu können.
-
Die Druckschrift
EP 2 990 328 B1 beschreibt eine Methode, bei der der Kabinendruck als Merkmal zur Unterscheidung zwischen verschiedenen Flugzuständen eines Flugzeugs verwendet wird. Allerdings ist die Druckbeaufschlagung eines Flugzeugrumpfes nicht unter allen Umständen zuverlässig genug zur Flugzustandsstatusbestimmung, beispielsweise in Fällen, in denen der Umgebungsdruck zu niedrig ist, wie etwa bei Flughäfen in großer Höhe über dem Meeresspiegel.
-
Gegenwärtig werden in Flugzeugen Informationen von den Triebwerken und/oder dem Fahrwerk des Flugzeugs generiert und vom Flugzustand abhängig gesteuerte Komponenten in der Flugzeugkabine über einen Avionik-Datenbus verteilt. Insbesondere bei Nachrüstungen von Flugzeugen, kann es schwierig sein, Zugriff auf den Avionik-Datenbus zu erlangen, da umfangreiche Verkabelung bzw. Umbauten notwendig wären.
-
Die Druckschrift
KR 10-1916913 B1 offenbart ein Verfahren zur Bestimmung des Flugzustands eines Flugzeugs in der Fluglogistikbranche mithilfe eines mobilen, an einem Container angebrachten Ortungsgerätes. Die Druckschrift
US 2015/0027226 A1 offenbart ein System zur Ermittlung eines Flugzustands eines Flugzeugs mit einem Beschleunigungsmesser und einem Drehratenmesser.
-
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
-
Eine der Aufgaben der Erfindung besteht daher darin, ein System anzugeben, welches an Bord eines Flugzeugs selbständig und zuverlässig zwischen verschiedenen Flugzuständen unterscheiden kann, ohne auf zusätzliche Informationen von externen Systemen angewiesen zu sein.
-
Diese und andere Aufgaben werden durch eine Flugzustandsermittlungsvorrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 1 sowie durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 10 gelöst.
-
Gemäß einem ersten Aspekt der Erfindung umfasst eine Flugzustandsermittlungsvorrichtung, insbesondere für den autarken Einsatz in einem Flugzeug ohne Anbindung an Avioniksysteme, ein Gehäuse, einen in dem Gehäuse eingebauten Dreiachs-Beschleunigungssensor, einen mit dem Dreiachs-Beschleunigungssensor gekoppelten und in dem Gehäuse eingebauten Prozessor, einen mit dem Prozessor gekoppelten Arbeitsspeicher, und eine in dem Gehäuse integrierte Stromversorgungseinrichtung, mit einer Stromversorgungsbuchse, über welche die Flugzustandsermittlungsvorrichtung mit einer elektrischen Energieversorgungsquelle eines Flugzeugs anschließbar ist. Dabei ist der Prozessor dazu ausgelegt, von dem Dreiachs-Beschleunigungssensor kontinuierlich erhaltene Beschleunigungswerte auszuwerten und aus den ausgewerteten Beschleunigungswerten ein Flugzustandssignal zu ermitteln.
-
Gemäß einem zweiten Aspekt der Erfindung umfasst ein Verfahren zum Ermitteln eines Flugzustandes eines Flugzeuges die Schritte des Versorgens eines in einem Gehäuse einer Flugzustandsermittlungsvorrichtung eingebauten Dreiachs-Beschleunigungssensors, eines mit dem Dreiachs-Beschleunigungssensor gekoppelten Prozessors, und eines mit dem Prozessor gekoppelten Arbeitsspeichers mit elektrischer Energie einer Energieversorgungsquelle des Flugzeugs, des kontinuierlichen Messens von Beschleunigungswerten der Flugzustandsermittlungsvorrichtung durch den Dreiachs-Beschleunigungssensor, des Einspeisens der durch den Dreiachs-Beschleunigungssensor gemessenen Beschleunigungswerte in einen Zustandsautomaten des Prozessors, und des Ermittelns eines den momentanen Zustand des Zustandsautomaten wiedergebenden Flugzustandssignals durch den Prozessor.
-
Eine der wesentlichen Ideen der Erfindung besteht darin, eine Flugzustandsermittlungsvorrichtung vorzusehen, die automatisch und zeitnah den Flugzustand eines Flugzeugs bestimmen kann, wie etwa am Boden oder in der Luft. Die Flugzustandsermittlungsvorrichtung muss dazu nicht an externe Komponenten wie etwa einen Avionik-Bus angeschlossen werden, sondern kann den Flugzustandsstatus mit eigenen Bordmitteln unabhängig bestimmen. Dadurch können Retrofit-Lösungen, deren Funktionalität vom Flugzustandsstatus abhängig ist, ohne aufwändigen Installations- und Verkabelungsaufwand und ohne die Notwendigkeit für weitere Änderungen an den übrigen Komponenten des Flugzeugs in einfacher und kosteneffizienter Weise in einem Flugzeug implementiert werden.
-
Ein besonderer Vorteil der erfindungsgemäßen Lösung ergibt sich aus der Tatsache, dass autonome Geräte, die je nach Flugzustand (im Flug; am Boden; gerade gelandet; im Abflug begriffen etc.) des Flugzeugs unterschiedlich angesteuert werden müssen, auch ohne Anbindung an bestehende Avioniksysteme des Flugzeugs Informationen über den Flugzustand zeitnah und zuverlässig ermitteln können. Weiterhin können die für die Flugzustandsermittlung erforderlichen Randbedingungen auf der Basis von vorab simulierten Flugbewegungen zur Gewährleistung einer optimalen Zuverlässigkeit und Reproduzierbarkeit der Zustandssignale vorkonfiguriert werden. Außerdem kann die Flugzustandsermittlungsvorrichtung selbsttätig eine Orientierung im Raum bestimmen, so dass Einbaulagen mit größeren Einbautoleranzen möglich sind, ohne die Funktionsfähigkeit der Flugzustandsermittlungsvorrichtung zu beeinträchtigen.
-
Darüber hinaus kann die Flugzustandsermittlungsvorrichtung mit elektrischer Energie aus den Energieversorgungsnetzen des Flugzeugs versorgt werden. Durch die spezifischen Initialisierungsvorgänge und die robuste Konfiguration der Zustandsermittlung kann die Flugzustandsermittlungsvorrichtung auch bei unvorhergesehenen Ausfällen oder temporären Einschränkungen in der Energieversorgung jederzeit rasch und zuverlässig wieder in einen funktionsfähigen Zustand versetzt werden, ohne dass externe Neustarts oder Initialisierungsvorgänge vonnöten sind.
-
Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen ergeben sich aus den weiteren Unteransprüchen sowie aus der Beschreibung unter Bezugnahme auf die Figuren.
-
Gemäß einigen Ausführungsformen der Flugzustandsermittlungsvorrichtung kann die Flugzustandsermittlungsvorrichtung zudem eine Ausgabeschnittstelle aufweisen, über welche der Prozessor das ermittelte Flugzustandssignal ausgeben kann.
-
Gemäß einigen weiteren Ausführungsformen der Flugzustandsermittlungsvorrichtung kann die Flugzustandsermittlungsvorrichtung zudem einen mit dem Prozessor gekoppelten nicht-flüchtigen Speicher aufweisen, in welchem vorkonfigurierte Schwellwerte gespeichert sind, mithilfe derer der Prozessor die von dem Dreiachs-Beschleunigungssensor kontinuierlich erhaltenen Beschleunigungswerte auswerten kann. Dabei können der Prozessor, der Arbeitsspeicher und der nicht-flüchtige Speicher in manchen Ausführungsvarianten in einem Mikrocontroller integriert sein.
-
Gemäß einigen weiteren Ausführungsformen der Flugzustandsermittlungsvorrichtung und des Verfahrens kann der Prozessor dazu ausgelegt sein, das Ermitteln des Flugzustandssignals nur aus den ausgewerteten Beschleunigungswerten und autark von Informationen eines Avionikbus des Flugzeugs durchzuführen. Dies ist insbesondere für Retrofit-Lösungen vorteilhaft, in denen eine nachträgliche Verkabelung mit bestehenden Datennetzwerken eines Flugzeugs aufwändig und kostenintensiv sind.
-
Gemäß einigen weiteren Ausführungsformen der Flugzustandsermittlungsvorrichtung kann der Dreiachs-Beschleunigungssensor ein piezoelektrischer Beschleunigungssensor, ein elektromagnetischer Induktionssensor oder ein Beschleunigungssensor auf Basis mikroelektromechanischer Systeme sein. Derartige Sensoren sind miniaturisierbar und günstig in der Beschaffung.
-
Gemäß einigen weiteren Ausführungsformen der Flugzustandsermittlungsvorrichtung kann der Prozessor einen Zustandsautomaten implementieren, welcher folgende Flugzustände aufweist: am Boden, in der Luft, Landung und Abheben.
-
Gemäß einigen weiteren Ausführungsformen der Flugzustandsermittlungsvorrichtung kann der Prozessor ferner dazu ausgelegt sein, bei einsetzender elektrischer Energieversorgung durch die Stromversorgungseinrichtung abhängig vom variablen Einfluss der Erdanziehung auf die von dem Dreiachs-Beschleunigungssensor kontinuierlich erhaltenen Beschleunigungswerte die Orientierung der Flugzustandsermittlungsvorrichtung zu ermitteln.
-
Gemäß einigen weiteren Ausführungsformen der Flugzustandsermittlungsvorrichtung kann der Prozessor ferner dazu ausgelegt sein, die momentane Beschleunigung des Flugzeugs entlang der Flugzeuglängsachse, die mittlere momentane Lateralgeschwindigkeit entlang der Horizontalen senkrecht zur Flugzeuglängsachse sowie die mittlere momentane Vertikalgeschwindigkeit senkrecht zur Horizontalen und senkrecht zur Flugzeuglängsachse aus den von dem Dreiachs-Beschleunigungssensor kontinuierlich erhaltenen Beschleunigungswerten zu berechnen.
-
Die obigen Ausgestaltungen und Weiterbildungen lassen sich, sofern sinnvoll, beliebig miteinander kombinieren. Weitere mögliche Ausgestaltungen, Weiterbildungen und Implementierungen der Erfindung umfassen auch nicht explizit genannte Kombinationen von zuvor oder im Folgenden bezüglich der Ausführungsbeispiele beschriebenen Merkmale der Erfindung. Insbesondere wird dabei der Fachmann auch Einzelaspekte als Verbesserungen oder Ergänzungen zu der jeweiligen Grundform der vorliegenden Erfindung hinzufügen.
-
Figurenliste
-
Die vorliegende Erfindung wird nachfolgend anhand der in den schematischen Figuren angegebenen Ausführungsbeispiele näher erläutert. Es zeigen dabei:
- 1 ein beispielhaftes Blockschaubild des Aufbaus einer Flugzustandsermittlungsvorrichtung gemäß einer Ausführungsform der Erfindung;
- 2 ein Ablaufdiagramm für einen beispielhaften Initialisierungsvorgang einer Flugzustandsermittlungsvorrichtung gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung;
- 3 ein Ablaufdiagramm für einen beispielhaften Bewegungsparameterberechnungsvorgang einer Flugzustandsermittlungsvorrichtung gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung;
- 4 ein Zustandsübergangsdiagramm für eine beispielhafte Flugzustandsermittlung mit einer Flugzustandsermittlungsvorrichtung gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung; und
- 5 ein vereinfachtes Ablaufdiagramm für ein Verfahren zum Ermitteln eines Flugzustandes eines Flugzeugs gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung.
-
Die beiliegenden Figuren sollen ein weiteres Verständnis der Ausführungsformen der Erfindung vermitteln. Sie veranschaulichen Ausführungsformen und dienen im Zusammenhang mit der Beschreibung der Erklärung von Prinzipien und Konzepten der Erfindung. Andere Ausführungsformen und viele der genannten Vorteile ergeben sich im Hinblick auf die Zeichnungen. Die Elemente der Zeichnungen sind nicht notwendigerweise maßstabsgetreu zueinander gezeigt. Richtungsangebende Terminologie wie etwa „oben“, „unten“, „links“, „rechts“, „über“, „unter“, „horizontal“, „vertikal“, „vorne“, „hinten“ und ähnliche Angaben werden lediglich zu erläuternden Zwecken verwendet und dienen nicht der Beschränkung der Allgemeinheit auf spezifische Ausgestaltungen wie in den Figuren gezeigt.
-
In den Figuren der Zeichnung sind gleiche, funktionsgleiche und gleich wirkende Elemente, Merkmale und Komponenten - sofern nichts anderes ausgeführt ist - jeweils mit denselben Bezugszeichen versehen.
-
BESCHREIBUNG VON AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
-
1 zeigt ein beispielhaftes Blockschaubild des Aufbaus einer Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1. Die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 beinhaltet ein Gehäuse 2, in dem ein Dreiachs-Beschleunigungssensor 3, ein mit dem Dreiachs-Beschleunigungssensor 3 gekoppelter Prozessor 4, ein mit dem Prozessor 4 gekoppelter nicht-flüchtiger Speicher 5, ein mit dem Prozessor 4 gekoppelter (flüchtiger) Arbeitsspeicher 6 wie etwa ein wahlfreier Zugriffsspeicher („random access memory“, RAM) und eine mit dem Prozessor 4 gekoppelte Ausgabeschnittstelle 7 untergebracht sind. Der Prozessor 4, der nicht-flüchtige Speicher 5, der Arbeitsspeicher 6 sowie gegebenenfalls weitere (nicht explizit dargestellte) Peripheriekomponenten wie etwa Takterzeuger, Interruptcontroller, Netzwerkkommunikationsmodule oder Watchdogschaltungen können zum Beispiel in einem Mikrocontrollerchip integriert werden. Statt eines Mikrocontrollers kann beispielsweise auch ein Mikroprozessor, eine anwendungsspezifische integrierte Schaltung (ASIC), eine feldprogrammierbare Logikgatteranordnung (FPGA), ein programmierbarer Logikbaustein (PLD) oder eine andere miniaturisierte elektronische Rechenvorrichtung verwendet werden.
-
Die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 weist ferner eine Stromversorgungseinrichtung 8 auf, die im Gehäuse 2 integriert ist, und die über eine Stromversorgungsbuchse 9 mit einer externen elektrischen Energieversorgungsquelle 10 gekoppelt werden kann. Beispielsweise kann die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 über eine Verkabelung zwischen der Stromversorgungsbuchse 9 und einem elektrischen Versorgungsnetz als Energieversorgungsquelle 10 verbunden werden. Bei einem Einsatz in einem Flugzeug kann die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 beispielsweise an ein 28-Volt-Gleichspannungsnetz angeschlossen werden.
-
Insbesondere ist es möglich, dass die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 als Retrofit-Modul in einem bestehenden Flugzeug verbaut werden kann. Dabei kann es möglich sein, die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 über die Stromversorgungsbuchse 9 an das bestehende Energieversorgungsnetz 10 des Flugzeugs anzuschließen und über die zentrale Stromversorgung des Flugzeugs mit Energie zu versorgen. Es ist allerdings nicht notwendig, die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 an weitere Netzwerke des Flugzeugs anzubinden, wie etwa Datennetzwerke oder einen Avionikbus. Beispielsweise kann die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 in eine Flugzeugtür eines Flugzeugs eingebaut und an die Stromversorgung des Flugzeugs, über die auch die restliche Elektronik und Elektrik der Flugzeugtür mit elektrischer Energie versorgt wird, angeschlossen werden.
-
Das Gehäuse 2 kann über Befestigungspunkte oder Befestigungsvorrichtungen verfügen, über die die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 an einer externen Komponente, beispielsweise einem Element in einem Flugzeug, wie etwa in einem Frachtraum, in einer Passagierkabine, in einer Galley, in einem Cockpit, im Fahrwerk eines Flugzeugs oder in einer Flugzeugtür.
-
Der Dreiachs-Beschleunigungssensor 3 kann beispielsweise ein piezoelektrischer Beschleunigungssensor, ein elektromagnetischer Induktionssensor, ein Beschleunigungssensor auf Basis mikroelektromechanischer Systeme (MEMS-Sensor) oder jegliche andere Art von Beschleunigungssensor sein. Insbesondere ist der Dreiachs-Beschleunigungssensor 3 dazu eingerichtet, dreidimensional aufgelöste, wechselseitig unabhängige und digitale oder analoge Beschleunigungswerte A in zeitaufgelöster Weise und in einem vorbestimmbaren Aktualisierungstakt (z.B. mit einer Auslesefrequenz von 100 Hz) an den Prozessor 4 auszugeben.
-
Der Prozessor 4 wertet die von dem Dreiachs-Beschleunigungssensor 3 kontinuierlich erhaltenen Beschleunigungswerte A laufend aus und erzeugt daraus ein Zustandssignal Z, welches über die Ausgabeschnittstelle 7 an Anzeigemittel der Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 oder andere externe elektronische Systeme ausgegeben werden kann. Beispielsweise kann die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 in eine Flugzeugtür eingebaut und mit elektronischen Steuervorrichtungen für Komponenten der Flugzeugtür, wie etwa eine automatische Verriegelung oder ein Notrutschenauslösesystem, gekoppelt werden. Abhängig von den von der Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 erhaltenen Zustandssignalen Z können die elektronischen Steuervorrichtungen dann verschiedene Funktionen des gesteuerten Systems gezielt ansteuern oder blockieren bzw. einen Nutzer vor Aktivierung oder Deaktivierung bestimmter Funktionen warnen. Zum Beispiel kann eine elektronische Steuervorrichtung eines Notrutschenauslösesystems von der Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 erhaltene Zustandssignale Z als Warnindizien verwenden, wenn versucht wird, die Flugzeugtür zu öffnen, obwohl die Notrutschen noch aktiv geschaltet sind, beispielsweise, weil eine Deaktivierung versehentlich nicht erfolgt ist oder eine Deaktivierung technisch fehlgeschlagen ist. Insbesondere kann die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 als Warngerät während des Fluges anstelle von oder zusätzlich zu anderen Warngeräten eingesetzt werden.
-
Der Dreiachs-Beschleunigungssensor 3 und der Prozessor 4 stehen in wechselseitiger Kommunikation. Der Prozessor 4 analysiert die von dem Dreiachs-Beschleunigungssensor 3 erhaltenen Messwerte gemäß verschiedener, periodisch iterierter Verarbeitungsstufen:
- - Vorverarbeitung, unter anderem mit Rauschminderung der Messdaten, Offsetkorrektur und/oder Raumwinkeltransformation zur Berücksichtigung abweichender Einbaulagen;
- - Zwischenspeicherung von vorverarbeiteten Beschleunigungsmesswerten;
- - Überwachung von Zustandsübergängen eines in dem Prozessor 4 implementierten Zustandsautomaten auf der Basis von Vergleichen der momentanen und/oder früheren Beschleunigungsmesswerte mit vorkonfigurierten Bedingungsschwellwerten;
- - Validierung der ermittelten aktuellen Zustände des Zustandsautomaten mithilfe zusätzlicher Beschleunigungsmesswerte; und
- - Fortlaufende Ausgabe von Zustandssignalen an externe Signalabnehmer auf der Basis der aktuellen Zustände des Zustandsautomaten.
-
Im Zusammenhang mit den Ablaufdiagrammen der 2 und 3 sowie dem Zustandsübergangsdiagramm der 4 wird die Funktionsweise der Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 im Folgenden weiter erläutert. Die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 kann dabei in einem Verfahren zur Ermittlung des Flugzustandes eines Flugzeuges, wie beispielhaft im Zusammenhang mit 5 erläutert, eingesetzt werden.
-
2 zeigt ein Ablaufdiagramm einer Initialisierungsphase IN eines Prozessors 4 der Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 aus 1. Nach einer Aktivierung 21 der Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1, beispielsweise bei einsetzender elektrischer Energieversorgung durch die Stromversorgungseinrichtung 8, wird in einem Schritt 22 zunächst die Orientierung der Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 bestimmt. Dabei werden dreidimensional aufgelöste Beschleunigungswerte des Beschleunigungssensors 3 über einen vorbestimmten Initialisierungszeitraum, beispielsweise über fünf Sekunden, im Prozessor 4 gemittelt. Aus den gemittelten Werten können räumliche Orientierungswinkel der Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 bestimmt werden, abhängig vom variablen Einfluss der Erdanziehung auf die drei Beschleunigungswerte.
-
In Schritt 23 wird überprüft, ob es während des Auslesens der Beschleunigungswerte zu hochfrequenten Schwankungen kam, die auf eine Vibration des Beschleunigungssensors 3 hindeuten. Beispielsweise kann es passieren, dass bei einer Unterbrechung der Stromversorgung während eines Fluges die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 neu gestartet bzw. initialisiert wird, wenn sich das Flugzeug in der Luft befindet. In diesem Fall kann es durch den Flugbetrieb zu erhöhten Vibrationen kommen, die eine verlässliche Orientierungswinkelbestimmung stark erschweren. Wenn es zu derartigen Vibrationen gekommen ist, kann in einem Schritt 26 das Auslesen von Beschleunigungswerten eine vorbestimmte Anzahl von Malen wiederholt werden, beispielsweise fünfmal.
-
Sollte es bei einer dieser Wiederholungen gelungen sein, vibrationsfreie Beschleunigungswerte zu erheben, werden in Schritt 24 und 25 die ermittelten räumlichen Orientierungswinkel in den nicht-flüchtigen Speicher 5 bzw. den Arbeitsspeicher 6 geschrieben. Andernfalls, d.h. nach der vorbestimmten Iterationszahl ohne belastbare Beschleunigungswerterhebung, wird in Schritt 27 der letzte Satz gespeicherter räumlicher Orientierungswinkel aus dem nicht-flüchtigen Speicher 5 ausgelesen und in Schritt 28 in den Arbeitsspeicher 6 geschrieben. In jedem Fall endet die Initialisierungsphase in einem Schritt 29 mit einem Satz räumlicher Orientierungswinkel im Arbeitsspeicher 6.
-
Auf diese Weise kann sichergestellt werden, dass die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 in jedem Fall eine Referenznormalisierung der durch den Beschleunigungssensor 3 gemessenen Beschleunigungswerte aufweist, selbst wenn die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 unplanmäßig, beispielsweise aufgrund eine temporären Unterbrechung in der Stromversorgung, neu gestartet werden muss. Dies ist ein Vorteil gegenüber sich über Batterien oder Photovoltaikmodulen autark mit elektrischer Energie versorgender anderer Flugzustandssensoren.
-
3 zeigt ein Ablaufdiagramm für eine periodische und fortlaufende Aktualisierung UD von Bewegungsparametern der Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1, die auf der Basis der durch den Beschleunigungssensor 3 gemessenen Beschleunigungswerte A im Prozessor 4 erfolgt.
-
Nach anfänglicher Rauschreduktion aller gemessenen Beschleunigungswerte A, beispielsweise über gleitende Mittelwertbildung und/oder über Tiefpassfilterung in den Stufen 31 (x-Beschleunigung entlang der Flugzeuglängsachse), 41 (y-Beschleunigung senkrecht zur Flugzeuglängsachse entlang der Horizontalen) und 51 (z-Beschleunigung senkrecht zur Flugzeuglängsachse entlang der Richtung der Erdanziehung) werden die y-Beschleunigung und die z-Beschleunigung in Stufe 42 zunächst über eine affine Transformation um die Flugrichtungsachse bzw. Flugzeuglängsachse rotiert. Dazu kann aus dem Arbeitsspeicher 6 der gespeicherte Satz räumlicher Orientierungswinkel verwendet werden.
-
Danach erfolgt in den Schritten 32, 43 und 53 für die jeweiligen x-, y- und z-Beschleunigungswerte eine Offsetkorrektur, beispielsweise über einen Differentiator/Integrator. Über die Offsetkorrektur können beispielsweise durch Temperaturschwankungen verursachte Drifts in der niederfrequenten Basislinie ausgeglichen werden. Für die x-Beschleunigungswerte wird in Schritt 33 eine Integration bzw. Summenbildung mit Fehlerkorrektur für den Integrationsschritt vorgenommen, um eine Schätzung für die Geschwindigkeitskomponente in Richtung der Flugzeuglängsachse, d.h. für die Geschwindigkeit des Flugzeugs zu erhalten. Diese Schätzwerte werden im Arbeitsspeicher 6 in Schritt 34 abgelegt, vorzugsweise in einem Warteschlangenpuffer, d.h. die zuletzt abgelegten Schätzwerte werden sukzessive in auf die vorherig abgelegten Schätzwerte folgenden Speicherplätzen abgelegt. Über den Warteschlangenpuffer kann eine Mittelwertbildung über die Schätzwerte eines vorbestimmten Zeitfensters erfolgen.
-
In ähnlicher Weise können die y-Beschleunigungswerte und z-Beschleunigungswerte in den Schritten 44 bzw. 54 in weitere Warteschlangenpuffer des Arbeitsspeichers 6 eingespeichert werden. In den Schritten 35, 45 und 55 können dann für die verschiedenen Warteschlangenpuffer gemittelte Schätzwerte entnommen werden, um die momentane Beschleunigung ax des Flugzeugs entlang der Flugzeuglängsachse, die mittlere momentane Lateralgeschwindigkeit vy entlang der Horizontalen senkrecht zur Flugzeuglängsachse sowie die mittlere momentane Vertikalgeschwindigkeit vz senkrecht zur Horizontalen und senkrecht zur Flugzeuglängsachse zu berechnen. Dabei können für jeden der Schritte 35, 45 und 55 unterschiedliche Zeitspannen für die Variablenberechnung verwendet werden. Beispielsweise kann die Zeitspanne für die Berechnung der momentanen Beschleunigung ax des Flugzeugs entlang der Flugzeuglängsachse so gewählt werden, dass die typische Zeitdauer für einen Flugzeugstart adäquat abgebildet wird. Als weiteres Beispiel kann die Zeitspanne für die Berechnung der mittleren momentane Vertikalgeschwindigkeit vz senkrecht zur Horizontalen so gewählt werden, dass typische Zeitdauern für die Auf- und Abbewegung des Flugzeugs in Turbulenzen adäquat abgebildet werden.
-
Die so berechneten Variablen ax, vy und vz können in den Schritten 36, 46 und 56 jeweils in den Arbeitsspeicher 6 geschrieben werden. Die Aktualisierungsrate der Variablen ax, vy und vz im Arbeitsspeicher 6 kann beispielsweise zwischen 0,2 und 3 Hz liegen, insbesondere etwa 1 Hz.
-
4 illustriert ein beispielhaftes Zustandsübergangsdiagramm eines Zustandsautomaten ZA, der in einem Prozessor 4 implementiert werden kann. Dabei bilden die vier dargestellten Zustände jeweils mögliche Flugzustände des Flugzeugs ab, in dem die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 eingebaut ist: Der Zustand ZG des Flugzeugs auf dem Boden, der Zustand ZF des Flugzeugs im Flug, der Zustand ZTO des Flugzeugs beim Abheben („take-off“), und der Zustand ZTD des Flugzeugs beim Landen („touchdown“). Vom Zustand ZG kann in den Zustand ZF regulär über den Zustand ZTO übergegangen werden. Im Rahmen der Validierung der Zustandsübergänge kann es auch möglich sein, ausnahmsweise vom Zustand ZG direkt in den Zustand ZF überzugehen. Vom Zustand ZTO kann nur in den Zustand ZF übergegangen werden. Vom Zustand ZF kann ein Übergang in den Zustand ZTD erfolgen, von dem aus seinerseits nur ein Übergang in den Zustand ZG möglich ist.
-
Die Bedingungen für die Zustandsübergänge sind mit den Bezugszeichen C1, C2, C3, C4 und C5 gekennzeichnet. Dabei verwenden nur die Bedingungsprüfungen C1, C3 und C4 im Prozessor 4 dynamisch veränderliche Variablen ax, vy und vz aus dem Arbeitsspeicher 6. Die Übergangsprüfungen C2 und C5 sind rein zeitablaufsbasierte Übergangsprüfungen, d.h. nach einer Zeitspanne TF, nachdem der Zustand ZTO eingenommen worden ist, wechselt der Zustandsautomat ZA automatisch in den Zustand ZF. Gleichermaßen wechselt der der Zustandsautomat ZA automatisch vom Zustand ZTD in den Zustand ZG, wenn eine Zeitspanne TG, nachdem der Zustand ZTD eingenommen worden ist, abgelaufen ist. Die Zeitspannen TF und TG können vorkonfiguriert werden. Dabei können die Zeitspannen TF und TG unterschiedlich oder gleich sein. In manchen Beispielen können die Zeitspannen TF und TG zwischen 5 Sekunden und 30 Minuten betragen. Beispielsweise kann die Zeitspanne TG 10 Sekunden und die Zeitspanne TF 10 Minuten betragen.
-
In der Bedingung C1 wird überprüft, ob sich das Flugzeug, welches sich zunächst im Zustand ZG auf dem Boden befindet, vom Boden abhebt (und damit in den Zustand ZTO übergeht). Dazu überprüft der Prozessor 4, ob die Längsbeschleunigung ax über einen vorbestimmten Zeitraum hinweg einen Längsbeschleunigungsschwellwert A* überschreitet. Diese Überprüfung kann beispielsweise den aktuellen Messwert ax aus dem Arbeitsspeicher 6 sowie einen vorkonfigurierten Schwellwertparameter A* verwenden. Es kann auch möglich sein, die Werte der Längsbeschleunigung ax über einen vordefinierten vergangenen Zeitraum zu summieren und mit einem vorkonfigurierten Schwellwertparameter A* zu vergleichen, der dann einem Summenschwellwert entspricht, ab dem davon ausgegangen wird, dass ein Abhebevorgang des Flugzeugs stattgefunden hat.
-
Als Sicherheitsmaßnahme wird im Zustand ZG zudem überprüft, ob fälschlicherweise eine Landung ZTD ermittelt worden ist, obwohl sich das Flugzeug noch in der Luft befunden hat. Dazu wird die Abweichung der Vertikalgeschwindigkeit Δvz mit einem Vertikalbewegungsschwellwert Z* verglichen. Die Abweichung der Vertikalgeschwindigkeit Δvz kann dabei als die Differenz zwischen dem Maximalwert der Vertikalgeschwindigkeit und dem Minimalwert der Vertikalgeschwindigkeit über eine bestimmte Zeitspanne in der Vergangenheit hinweg gebildet werden. Sollte sich diese Abweichung der Vertikalgeschwindigkeit Δvz in einem vorbestimmten Überprüfungszeitraum oberhalb des Vertikalbewegungsschwellwerts Z* befinden, kann vom Zustand ZG über die Bedingung C3 wieder in den Flugzustand ZF zurückgekehrt werden.
-
Über eine multifaktorielle Bedingung C4 kann vom Flugzustand ZF in den Zustand ZTD einer Landung gewechselt werden, wenn eine von zwei Bedingungen erfüllt ist: Entweder überschreiten sowohl die Lateralgeschwindigkeit vy als auch die Längsbeschleunigung ax über einen vorbestimmten Zeitraum hinweg jeweils zeitabhängige Schwellwerte Y(t) und A(t), oder aber die Lateralgeschwindigkeit vy überschreitet zeitunabhängig eine bestimmten Lateralgeschwindigkeitshöchstschwellwert Y*. Die zeitabhängigen Schwellwerte Y(t) und A(t) können in diskreten Schritten für verschieden lange Zeitspannen mit unterschiedlichen Werten vorkonfiguriert werden. Insbesondere können zeitabhängige diskrete Schwellwerte Y(t) und A(t) für drei oder mehr unterschiedlich lange Zeitspannen vorkonfiguriert werden - diese Vorkonfiguration kann an den Flugzeugtyp des Flugzeugs, in dem die Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 eingebaut ist, angepasst werden.
-
Die Vorkonfiguration der verschiedenen relevanten Zeitspannen für die Bedingungsüberprüfung sowie die unterschiedlichen Schwellwerte TF, TG, A*, Y*, Z*, A(t) und Y(t) können über eine iterative Parameteroptimierung auf der Basis einer Data-Lake-Simulation ermittelt werden. Dazu können Initialisierungswerte für die unterschiedlichen Schwellwerte TF, TG, A*, Y*, Z*, A(t) und Y(t) gewählt werden, die als Startpunkt einer Simulation einer großen Zahl von Flugbewegungen dienen. Danach wird nach Fehlern oder Inkonsistenzen in den Zustandsübergängen des Zustandsautomaten ZA gesucht. Nach einer Plausibilisierung der Simulationsdatensätze und eventuell notwendiger Bereinigung der Simulationsdatensätze um aufgrund der ermittelten Fehler oder Inkonsistenzen unbrauchbare Datensätze kann eine gezielte Anpassung eines oder mehrerer der Schwellwerte TF, TG, A*, Y*, Z*, A(t) und Y(t) vorgenommen werden. Diese angepassten Schwellwerte TF, TG, A*, Y*, Z*, A(t) und Y(t) werden erneut als Startpunkt für weitere Simulationen von Flugbewegungen verwendet. Wenn die Überprüfung auf Fehler oder Inkonsistenzen in den Zustandsübergängen des Zustandsautomaten ZA ergibt, dass keine oder im Wesentlichen keine unbrauchbaren Datensätze mehr simuliert werden, können die zu diesem Zeitpunkt verwendeten angepassten Schwellwerte TF, TG, A*, Y*, Z*, A(t) und Y(t) als funktionaler Parametersatz zur Verwendung im Prozessor 4 freigegeben werden.
-
5 zeigt ein Blockdiagramm eines Ablaufs eines Verfahrens M zur Ermittlung eines Flugzustands eines Flugzeugs. Das Verfahren M kann beispielsweise in einer Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1, wie im Zusammenhang mit den 1 bis 4 erläutert und dargestellt, durchgeführt werden.
-
In einem ersten Schritt M1 erfolgt ein Versorgen eines Dreiachs-Beschleunigungssensors 3, eines mit dem Dreiachs-Beschleunigungssensor 3 gekoppelten Prozessors 4, und eines mit dem Prozessor 4 gekoppelten Arbeitsspeichers 6 einer Flugzustandsermittlungsvorrichtung mit elektrischer Energie einer Energieversorgungsquelle 10 des Flugzeugs. Der Prozessor 4, der Dreiachs-Beschleunigungssensor 3 und der Arbeitsspeicher sind dabei in einem gemeinsamen Gehäuse untergebracht.
-
In einem Schritt M2 werden kontinuierlich Beschleunigungswerte der Flugzustandsermittlungsvorrichtung 1 durch den Dreiachs-Beschleunigungssensor 3 gemessen, die dann in Schritt M3 in einen Zustandsautomaten ZA des Prozessors 4 eingespeist werden. Aus diesen gemessenen Beschleunigungswerten werden Zustandsübergänge des Zustandsautomaten ZA berechnet, so dass in Schritt M4 ein den momentanen Zustand des Zustandsautomaten ZA wiedergebendes Flugzustandssignal Z durch den Prozessor 4 ermittelt werden kann.
-
Das Verfahren M kann dabei insbesondere nur in Abhängigkeit von den gemessenen Beschleunigungswerten A und autark von Informationen eines Avionikbus des Flugzeugs durchgeführt werden.
-
In der vorangegangenen detaillierten Beschreibung sind verschiedene Merkmale zur Verbesserung der Stringenz der Darstellung in einem oder mehreren Beispielen zusammengefasst worden. Es sollte dabei jedoch klar sein, dass die obige Beschreibung lediglich illustrativer, keinesfalls jedoch beschränkender Natur ist. Sie dient der Abdeckung aller Alternativen, Modifikationen und Äquivalente der verschiedenen Merkmale und Ausführungsbeispiele. Viele andere Beispiele werden dem Fachmann aufgrund seiner fachlichen Kenntnisse in Anbetracht der obigen Beschreibung sofort und unmittelbar klar sein.
-
Die Ausführungsbeispiele wurden ausgewählt und beschrieben, um die der Erfindung zugrundeliegenden Prinzipien und ihre Anwendungsmöglichkeiten in der Praxis bestmöglich darstellen zu können. Dadurch können Fachleute die Erfindung und ihre verschiedenen Ausführungsbeispiele in Bezug auf den beabsichtigten Einsatzzweck optimal modifizieren und nutzen. In den Ansprüchen sowie der Beschreibung werden die Begriffe „beinhaltend“ und „aufweisend“ als neutralsprachliche Begrifflichkeiten für die entsprechenden Begriffe „umfassend“ verwendet. Weiterhin soll eine Verwendung der Begriffe „ein“, „einer“ und „eine“ eine Mehrzahl derartig beschriebener Merkmale und Komponenten nicht grundsätzlich ausschließen.
-
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 2990328 B1 [0003]
- KR 101916913 B1 [0005]
- US 2015/0027226 [0005]
