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Die vorliegende Erfindung betrifft den Bereich der Unterstützung des Anflugs für ein Luftfahrzeug, insbesondere ein Transportflugzeug, zur Landung des Luftfahrzeugs auf einer Landezone, wie z. B. einer Landebahn eines Flughafens, oder auf einem anderen Gelände oder einer anderen Fläche, auf der das Luftfahrzeug landen kann.
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Während einer Sinkflug- und/oder Anflugphase vor der Landung muss ein Luftfahrzeug seine Gesamtenergie, die sich aus der Summe seiner potenziellen Energie (abhängig von der Höhe des Luftfahrzeugs) und seiner kinetischen Energie (abhängig von der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs) zusammensetzt, verringern und gleichzeitig eine geeignete Landekonfiguration einnehmen, um die Landung des Luftfahrzeugs zu ermöglichen (Ausfahren der Hochauftriebsvorrichtungen, Ausfahren des Fahrwerks ...)
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Bei der Flugvorbereitung bestimmt die Besatzung einen Flugplan, der z. B. einen Startpunkt, ein Startverfahren, einen Ankunftspunkt, ein Ankunftsverfahren, Wegpunkte (oder „waypoints“ auf Englisch), d. h. Punkte in der Vertikalen, die das Luftfahrzeug während des Flugs passieren muss, und/oder Flugbahnsegmente umfasst.
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Der Flugplan wird in einem elektronischen System gespeichert, das konfiguriert ist, um zu ermöglichen, dass das Luftfahrzeug dem Flugplan folgt und insbesondere eine Flugbahn zu berechnen, die den Flugplan unter Berücksichtigung von Einschränkungen einhält, die beispielsweise die aerodynamische Leistung des Luftfahrzeugs, die Wetterbedingungen und die Regeln für das Überfliegen der überflogenen Gebiete (Luftkorridore, Überflugverbotszonen) beinhalten.
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Das elektronische System ist zum Beispiel ein Flugmanagementsystem (oder FMS für „Flight Management System“ auf Englisch), das ein Bordcomputer ist, der insbesondere in Luftfahrzeugen, wie z. B. Transportflugzeugen vorhanden ist.
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Im Hinblick auf die Sink- und/oder Anflugphase, d. h. die Phase zwischen der Reiseflugphase und der Landung, berechnet das Flugmanagementsystem periodisch eine Flugbahn, die sogenannte „Anflugbahn“, die dazu bestimmt ist, von dem Luftfahrzeug befolgt zu werden, um seinen Sinkflug und/oder seinen Anflug auszuführen und seine Landung vorzunehmen.
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Die Anflugbahn umfasst eine laterale Flugbahn, die der Gesamtheit der Punkte entspricht, die das Luftfahrzeug in der Vertikalen passieren soll, und ein vertikales Profil (auch „vertikale Flugbahn“ genannt), das insbesondere die Höhe und die voraussichtliche Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs an jedem Punkt der lateralen Flugbahn definiert, sowie Punkte, an denen das Luftfahrzeug für die Landung konfiguriert wird, und möglicherweise Segmente mit Luftbremsen, während derer die Luftbremsen aktiviert werden, um das Luftfahrzeug abzubremsen.
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Die Anflugbahn muss spätestens ab einem festen Endanflugpunkt (oder FAF für „Final Approach Fix“ in der englischen Terminologie), der auf der Anflugachse liegt und von dem aus das Luftfahrzeug den Endanflug zur Landebahn beginnt, auf eine Anflugachse treffen und muss es dem Luftfahrzeug ermöglichen, auf einer Stabilisierungshöhe „stabilisiert“ zu werden.
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Mit „stabilisiert“ ist gemeint, dass sich das Luftfahrzeug in der Landekonfiguration und in einem vorbestimmten Geschwindigkeitsbereich befindet, der die Landung garantiert, mit einer vertikalen Geschwindigkeit und einem Schubniveau, das für ein eventuelles Durchstarten geeignet ist, wenn es nötig ist. Wenn das Luftfahrzeug nicht auf der Stabilisierungshöhe stabilisiert wird, wird die Landung abgebrochen, und der Pilot muss „wieder Gas geben“. Eine abgebrochene Landung ist teuer, vor allem in Bezug auf Treibstoff und Zeit.
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Die Stabilisierungshöhe hängt von der Landezone und/oder von Empfehlungen ab, die von der Fluggesellschaft, die das Luftfahrzeug betreibt, ausgegeben und von dem Piloten befolgt werden.
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Die Position und Höhe des festen Punkts für den Endanflug hängt in der Regel von der Landezone ab. In der Regel ist die Höhe des festen Endanflugpunkts größer als die Stabilisierungshöhe. Somit liegt der Stabilisierungspunkt (der Punkt, an dem die Stabilisierungshöhe erreicht wird) generell zwischen dem festen Endanflugpunkt und der Landezone.
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Die Sinkflug- und/oder Anflugphase wird unter der Aufsicht der Flugsicherung durchgeführt. Sie kann in dem gemanagten Modus, d. h. nach dem ursprünglichen Flugplan, oder in dem selektierten Modus, d. h. nach den Anweisungen der Flugsicherung, durchgeführt werden. Der selektierte Modus kann z. B. aufgrund der Anwesenheit anderer Luftfahrzeuge erforderlich sein, um auf Abstandsprobleme des Verkehrs zu reagieren.
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Nun kann das Luftfahrzeug aus verschiedenen Gründen (Anweisungen der Flugsicherung, Wetterbedingungen, falsche Modellierung der Luftfahrzeugleistung, verspätetes Handeln des Luftfahrzeugführers ...) außerhalb der Anflugbahn und insbesondere außerhalb des vertikalen Profils der aus dem ursprünglichen Flugplan geplanten Anflugbahn geraten.
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Dies kann die Besatzung des Luftfahrzeugs dazu zwingen, eine neue, geänderte Anflugbahn zu suchen, um den aufgetretenen Einschränkungen gerecht zu werden, während das Luftfahrzeug in der Landekonfiguration stabilisiert werden kann.
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Dies bedeutet eine zusätzliche Arbeitsbelastung und Stress für die Besatzung, und dies in einer Phase des Flugs, die ohnehin schon die besondere Aufmerksamkeit der Besatzung erfordert, vor allem angesichts der Landemanöver, der relativ geringen Flughöhe und des meist dichten Flugverkehrs um die Flughäfen.
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Eine Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren zur Unterstützung des Anflugs eines Luftfahrzeugs zur Landung vorzuschlagen, das die Steuerung der Sink- und/oder Anflugphase des Luftfahrzeugs ermöglicht, insbesondere wenn es notwendig wird, eine neue Anflugbahn zu bestimmen.
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Zu diesem Zweck stellt die Erfindung ein Verfahren zur Unterstützung des Anflugs eines Luftfahrzeugs zur Landung auf einer Landezone bereit, wobei das Verfahren computerimplementiert ist, das Verfahren umfassend:
- - einen anfänglichen Berechnungsschritt zur Berechnung einer Referenzflugbahn, die die aktuelle Position des Luftfahrzeugs mit der Landezone verbindet, wobei die Referenzflugbahn eine laterale Flugbahn und ein vertikales Profil umfasst, das vertikale Profil umfassend ein Höhenprofil, ein Geschwindigkeitsprofil, Konfigurationspunkte, einen Ausfahrpunkt des Fahrwerks und optional ein oder mehrere Segmente mit Luftbremsen, und Anwendung eines Stabilisierungstests auf die Referenzflugbahn, um zu bestimmen, ob die Referenzflugbahn die Landung ermöglicht;
- - Änderungsschritte, die nacheinander in einer Abfolge von Änderungen durchgeführt werden, jeder Änderungsschritt umfassend die Berechnung einer Änderung der Referenzflugbahn gemäß vordefinierten Änderungsregeln, die für diesen Änderungsschritt spezifisch sind, und die Anwendung des Stabilisierungstests auf die geänderte Referenzflugbahn;
- - einen Übertragungsschritt, umfassend die Übertragung der Referenzflugbahn an den oder die menschlichen Piloten, an einen Autopiloten und/oder an ein Verkehrsmanagementsystem, insbesondere ein Bodenverkehrsmanagementsystem, wobei der Übertragungsschritt durchgeführt wird, sobald die Referenzflugbahn, die in dem ursprünglichen Berechnungsschritt berechnet oder nach einem oder mehreren Änderungsschritten geändert wurde, den Stabilisierungstest erfüllt.
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Gemäß besonderen Ausführungsbeispielen umfasst das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs eines oder mehrere der folgenden optionalen Merkmale, einzeln oder in allen technisch möglichen Kombinationen:
- - es umfasst die iterative Wiederholung mindestens eines der Änderungsschritte vor dem Übergang zu dem nächsten Änderungsschritt, um die Flugbahn durch mehrmaliges Anwenden der Änderungsregeln zu ändern, die dem mehrfach wiederholten Änderungsschritt eigen sind, wobei die Wiederholung abhängig von einem Anhaltkriterium angehalten wird, das dem mehrfach wiederholten Änderungsschritt eigen ist;
- - es umfasst mindestens einen Änderungsschritt durch Winkelanpassung der lateralen Flugbahn, umfassend die Änderung der lateralen Flugbahn und die Berechnung eines neuen vertikalen Profils basierend auf der geänderten lateralen Flugbahn;
- - es umfasst mindestens einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils, jeder Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils umfassend die Änderung des vertikalen Profils und eine mögliche Anpassung der lateralen Flugbahn, die durchgeführt wird, um die Änderung des vertikalen Profils zu berücksichtigen;
- - es umfasst mindestens einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils, wobei die Änderung durch Änderung des Geschwindigkeitsprofils erfolgt;
- - es umfasst mindestens einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils, wobei die Änderung durch Änderung der Konfigurationspositionen der Hochauftriebsvorrichtungen durchgeführt wird;
- - es umfasst mindestens einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils, wobei die Änderung durch Hinzufügen von Segmenten mit Luftbremsen erfolgt;
- - es umfasst mindestens einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils, wobei die Änderung durch Änderung der Ausfahrposition des Fahrwerks durchgeführt wird;
- - es umfasst einen Änderungsschritt durch büroklammerartige Anpassung der lateralen Flugbahn;
- - die Abfolge von Änderungen umfasst nacheinander:
- - einen Änderungsschritt durch Winkelanpassung der lateralen Flugbahn, umfassend die Änderung der lateralen Flugbahn und die Berechnung eines vertikalen Profils gemäß der geänderten lateralen Flugbahn; und dann
- - eine Abfolge von Änderungsschritten durch Anpassung des vertikalen Profils, mindestens umfassend einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils, wobei jeder Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils die Änderung des vertikalen Profils und die mögliche Anpassung der lateralen Flugbahn umfasst, um die Änderung des vertikalen Profils zu berücksichtigen;
- - wobei die Abfolge von Änderungsschritten durch Anpassung des vertikalen Profils Folgendes umfasst:
- - einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils, wobei die Änderung durch Änderung des Geschwindigkeitsprofils erfolgt;
- - einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils, wobei die Änderung durch Änderung der Konfigurationspositionen der Hochauftriebsvorrichtungen durchgeführt wird;
- - einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils, wobei die Änderung durch Hinzufügen von Segmenten mit Luftbremsen durchgeführt wird;
- - einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils, wobei die Änderung durch Änderung des Ausfahrpunkts des Fahrwerks erfolgt;
- - die Änderungsschritte durch Anpassung des vertikalen Profils der Abfolge von Änderungsschritten durch Anpassung des vertikalen Profils in der oben angegebenen Reihenfolge durchgeführt werden;
- - es umfasst einen Änderungsschritt durch büroklammerartige Anpassung der lateralen Flugbahn, der nach dem/den Änderungsschritt(en) durch Anpassung des vertikalen Profils durchgeführt wird;
- - der Stabilisierungstest umfasst die Berechnung einer für die Landung erforderlichen Entfernung und den Vergleich der erforderlichen Entfernung mit der Länge der Referenzflugbahn, wobei die Referenzflugbahn validiert wird, wenn ihre Länge größer ist als die erforderliche Entfernung;
- - der Stabilisierungstest umfasst die Überprüfung einer oder mehrerer der folgenden Validierungsbedingungen, wobei jede Validierungsbedingung auf den Punkt der Referenzflugbahn angewendet wird, an dem das Luftfahrzeug auf der Stabilisierungshöhe sein muss:
- - die vorhergesagte Geschwindigkeit ist geringer als die im Flughandbuch des Luftfahrzeugs empfohlene Anfluggeschwindigkeit, erhöht um eine vorher festgelegte Spanne für die Validierungsgeschwindigkeit;
- - die vorhergesagte vertikale Abweichung ist kleiner als eine vordefinierte vertikale Validierungsabweichung;
- - die vorhergesagte Vertikalgeschwindigkeit ist konsistent mit einer Referenzneigung, erhöht um einen vorher festgelegten Validierungsspielraum für die Vertikalgeschwindigkeit;
- - - das Fahrwerk ist wie vorhergesagt ausgefahren;
- - - die Landekonfiguration ist wie vorhergesagt erweitert;
- - der Schub ist auf der Stabilisierungshöhe plus einem Spielraum für die Validierungshöhe nicht im Leerlauf;
- - das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs wird periodisch implementiert und umfasst die Anwendung eines Ungültigkeitstests auf die zuletzt validierte und übertragene Referenzflugbahn und die Wiederaufnahme der Berechnung einer Referenzflugbahn, wenn die zuletzt übertragene Referenzflugbahn durch den Ungültigkeitstest ungültig gemacht wird;
- - mit jeder Validierungsbedingung des Stabilisierungstests ist eine Deaktivierungsbedingung assoziiert, die auf denselben Parameter wie die Validierungsbedingung angewendet wird, wobei die Validierungsbedingung und die Deaktivierungsbedingung bereitgestellt sind, um eine Hysterese auf den Parameter anzuwenden;
- - die Berechnung einer Referenzflugbahn wird mit dem ursprünglichen Berechnungsschritt fortgesetzt oder wird ausgehend von der zuletzt übertragenen Referenzflugbahn fortgesetzt und wird bei dem nächsten Änderungsschritt mit dem Schritt fortgesetzt, der eine Bestimmung der zuletzt übertragenen Referenzflugbahn ermöglicht hat;
- - der Ungültigkeitstest umfasst das Vergleichen der Abweichung zwischen einer für die Landung erforderlichen Entfernung und der Länge der Referenzflugbahn mit einem vordefinierten Abweichungsschwellenwert, wobei die Referenzflugbahn ungültig gemacht wird, wenn die Abweichung größer ist als der Abweichungsschwellenwert;
- - der Ungültigkeitstest umfasst eine oder mehrere der folgenden Ungültigkeitsbedingungen, wobei jede Ungültigkeitsbedingung auf den Punkt auf der Referenzflugbahn angewendet wird, an dem das Luftfahrzeug auf Stabilisierungshöhe sein muss:
- - die vorhergesagte Geschwindigkeit ist größer als die Anfluggeschwindigkeit, erhöht um eine vordefinierte Spanne der Ungültigkeitsgeschwindigkeit, die strikt größer ist als die Gültigkeitsgeschwindigkeitsspanne;
- - die vorhergesagte vertikale Abweichung ist größer als eine vorbestimmte vertikale Ungültigkeitsabweichung, die strikt größer ist als die vertikale Gültigkeitsabweichung;
- - die vorhergesagte Vertikalgeschwindigkeit ist größer als die vertikale Geschwindigkeit, die der Referenzsteigung entspricht, erhöht um eine Spanne der vertikalen Ungültigkeitsgeschwindigkeit, die strikt größer ist als die Spanne für die vertikale Gültigkeitsgeschwindigkeit;
- - das Fahrwerk ist nicht wie vorhergesagt ausgefahren;
- - die Landekonfiguration ist nicht wie vorhergesagt erweitert;
- - der Schub ist auf der Stabilisierungshöhe zuzüglich einer Spanne für die Deaktivierungshöhe, die strikt unter der Spanne für die Validierungshöhe ist, nicht im Leerlauf.
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Die Erfindung betrifft auch ein elektronisches System, insbesondere ein Flugmanagementsystem eines Luftfahrzeugs, das für die Durchführung eines wie oben definierten Verfahrens zur Unterstützung des Anflugs konfiguriert ist.
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Die Erfindung betrifft ferner ein Computerprogrammprodukt, das in einem Speicher gespeichert werden kann und Softwarecode-Anweisungen zur Durchführung eines wie oben definierten Verfahrens zur Unterstützung des Anflugs enthält, wenn sie von einem Prozessor ausgeführt werden.
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Die Erfindung und ihre Vorteile werden besser verstanden beim Lesen der folgenden Beschreibung, die nur als nicht beschränkendes Beispiel angegeben ist und unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen, in denen:
- - 1 eine schematische Ansicht eines Luftfahrzeugs ist, umfassend ein Flugmanagementsystem, das für die Durchführung eines Verfahrens zur Unterstützung des Anflugs konfiguriert ist;
- - 2 ein Diagramm, das die Schritte des Verfahrens zur Unterstützung des Anflugs veranschaulicht;
- - 3 ein Schema ist, das die Berechnung einer lateralen Flugbahn in einem anfänglichen Berechnungsschritt und ersten Änderungsschritt des Verfahrens zur Unterstützung des Anflugs veranschaulicht;
- - 4 eine Grafik ist, die ein vertikales Profil für das Luftfahrzeug veranschaulicht, das ein Höhenprofil und ein Geschwindigkeitsprofil enthält;
- - 5 eine Grafik ist, die eine Änderung eines Geschwindigkeitsprofils des Luftfahrzeugs veranschaulicht, um eine anfängliche Beschleunigung einzuschließen;
- - 6 bis 9 Schemata sind, die Änderungsschritte eins Anflugbahn veranschaulichen, die nacheinander durchgeführt werden.
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Wie es in 1 veranschaulicht ist, besitzt ein Luftfahrzeug 2 ein elektronisches Flugmanagementsystem 4, das für die Durchführung eines Verfahrens zur Unterstützung des Anflugs des Luftfahrzeugs 2 zur Landung auf einer Landezone konfiguriert ist.
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Die Landezone ist z. B. eine Landebahn eines Flughafens oder ein Gelände oder eine Fläche, auf der das Luftfahrzeug landen kann, ohne dass es sich dabei um eine Landebahn eines Flughafens handelt.
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Das Flugmanagementsystem 4 (oder FMS für „Flight Management System“ auf Englisch) ist ein Rechner, der sich an Bord des Luftfahrzeugs 2 befindet und konfiguriert ist, um einen Flugplan aufzuzeichnen, und es dem Luftfahrzeug 2 ermöglicht, diesem Flugplan zu folgen.
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Das Flugmanagementsystem 4 umfasst ein Geolokalisierungsmodul 6, das konfiguriert ist, um den geografischen Standort des Luftfahrzeugs 2 basierend auf Daten zu bestimmen, die von einer oder mehreren Geolokalisierungsvorrichtungen 8 bereitgestellt werden. Jede Geolokalisierungsvorrichtung 8 ist zum Beispiel ein Satelliten-Geolokalisierungsempfänger, eine Funkfrequenzbake, insbesondere eine Funkfrequenzbake mit sehr hoher Frequenz (oder VHF für „Very High Frequency“) oder eine Trägheitszentrale.
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Das Flugmanagementsystem 4 umfasst ein Flugplanmodul 10 zum Speichern des Flugplans (Abflugverfahren, Wegpunkte, Ankunftsverfahren ...).
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Das Flugmanagementsystem 4 umfasst eine Navigationsdatenbank 12, die insbesondere Daten über Navigationsbeschränkungen enthält. Diese Navigationsbeschränkungen sind z. B. Höhen, die abhängig von den überflogenen geografischen Gebieten eingehalten werden müssen, Luftkorridore, die abhängig von den überflogenen geografischen Gebieten eingehalten werden müssen ...
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Das Flugmanagementsystem 4 umfasst eine Leistungsdatenbank 14, die Daten in Bezug auf die Leistung des Luftfahrzeugs 2 enthält. Diese Daten beinhalten z. B. die aerodynamischen Parameter des Luftfahrzeugs 2 und die Triebwerksparameter des Luftfahrzeugs 2. Anhand dieser Daten können die Möglichkeiten des Luftfahrzeugs 2, einem bestimmten Kurs zu folgen, bestimmt werden.
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Das Flugmanagementsystem 4 umfasst ein Modul für laterale Flugbahn 16, das konfiguriert ist, um aus den im Flugplan definierten Beschränkungen eine kontinuierliche laterale Flugbahn zu berechnen, wobei insbesondere die Leistung des Luftfahrzeugs 2 und die Navigationsbeschränkungen beachtet werden.
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Das Flugmanagementsystem 4 umfasst ein Vorhersagemodul 18, das konfiguriert ist, um aus der von dem Modul für laterale Flugbahn ein vertikales Profil zu konstruieren. Das vertikale Profil enthält ein Höhenprofil, das die Höhe des Luftfahrzeugs 2 an jedem Punkt der lateralen Flugbahn definiert, ein Geschwindigkeitsprofil, das die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs 2 an jedem Punkt der lateralen Flugbahn definiert, eventuell einen Punkt Verzögerungsbeginn, der dem Beginn der Verzögerung zur Anfluggeschwindigkeit entspricht, Konfigurationspunkte, wobei jeder Konfigurationspunkt einem Manöver der Hochauftriebsvorrichtungen des Luftfahrzeugs 2 entspricht, einen Ausfahrpunkt des Fahrwerks, und optional ein oder mehrere Segmente mit Luftbremsen, wobei jedes Segment mit Luftbremsen ein Segment der Flugbahn ist, auf dem die Luftbremsen aktiviert werden, um den aerodynamischen Widerstand des Luftfahrzeugs 2 zu erhöhen.
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Die Hochauftriebsvorrichtungen des Luftfahrzeugs 2 sind ausfahrbare Vorrichtungen, die es ermöglichen, den Auftrieb zu erhöhen, wenn sie ausgefahren sind. Diese Hochauftriebsvorrichtungen sind z. B. im Reiseflug eingezogen. Sie umfassen in der Regel Klappen und Hindernisse.
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Das Flugmanagementsystem 4 umfasst ein Leitmodul 20, das konfiguriert ist, um es das Luftfahrzeug 2 auf dem durch die laterale Flugbahn und das vertikale Profil definierten Weg zu leiten. Das Leitmodul 20 ist z. B. mit einem Autopiloten 22 des Luftfahrzeugs in Verbindung.
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Das Flugmanagementsystem 4 umfasst ein Kommunikationsmodul 24, das für die Kommunikation mit der Flugsicherung 26 und anderen Luftfahrzeugen konfiguriert ist.
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Das Flugmanagementsystem 4 ist in Kommunikation mit einer Mensch-Maschine-Schnittstellenvorrichtung 28, die von dem/den Piloten bedient werden kann. Die Mensch-Maschine-Schnittstellenvorrichtung 28 umfasst mindestens eine für den/die Piloten lesbare Bildanzeigevorrichtung zum Anzeigen von Bildern, die Informationen enthalten, z. B. eine Flugbahn, eine laterale Flugbahn und/oder ein vertikales Profil. Die Mensch-Maschine-Schnittstellenvorrichtung 28 ermöglicht es dem/den Piloten, Befehle einzugeben. Zu diesem Zweck ist die Bildanzeige beispielsweise berührungsempfindlich.
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Das Flugmanagementsystem 4 ist konfiguriert, um ein Verfahren zur Unterstützung des Anflugs zu implementieren, das dem Piloten des Luftfahrzeugs Unterstützung bietet, indem es einen Anflugbahn bestimmt, auf der die Landung durchgeführt werden kann.
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Das Luftfahrzeug 2 befindet sich anfänglich auf einer sogenannten „aktiven“ Flugbahn, die von dem/den Piloten ausgewählt wurde und der das Luftfahrzeug 2 folgt. Die aktive Flugbahn ist zum Beispiel die Flugbahn, die anhand des ursprünglichen Flugplans berechnet wurde. Es kann sich um eine andere Flugbahn handeln, wenn der/die Pilot(en) den ursprünglichen Flugplan geändert hat/haben.
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Das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs ist dafür vorgesehen, periodisch eingesetzt zu werden, wenn sich das Luftfahrzeug 2 seinem Ziel nähert, insbesondere wenn sich das Luftfahrzeug 2 im Sinkflug und/oder im Landeanflug befindet oder wenn sich das Luftfahrzeug noch in der Reiseflugphase befindet, aber in einer Entfernung zum Ziel, die geringer ist als eine Aktivierungsentfernung. Die Aktivierungsentfernung beträgt z. B. 150 nautische Meilen (NM).
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Das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs zielt darauf ab, eine möglichst kurze Referenzanflugbahn (im Folgenden „Referenzflugbahn“) zu berechnen, die eine Landung ermöglicht, und diese Flugbahn zusammen mit den bei der Berechnung verwendeten Steuerungsannahmen an den/die Piloten zu übermitteln. Der/die Pilot(en) kann/können somit entscheiden, ob er/sie diesem Referenzflugweg folgt, einen längeren Anflugweg fliegt, der a priori eine Landung ermöglicht, oder die Referenzflugbahn nutzt, um sie mit der Flugsicherung zu besprechen, wenn diese eine längere und damit zeit- und treibstoffaufwendigere Anflugbahn vorschlägt.
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Wie es in 2 veranschaulicht ist, umfasst das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs Folgendes:
- - einen anfänglichen Berechnungsschritt E1, umfassend die Berechnung einer Referenzbahn, die die aktuelle Position des Luftfahrzeugs mit der Landezone verbindet, wobei die Referenzbahn eine laterale Flugbahn und ein vertikales Profil einschließt, das vertikale Profil umfassend ein Höhenprofil, das die Höhe des Luftfahrzeugs 2 an jedem Punkt der lateralen Flugbahn definiert, ein Geschwindigkeitsprofil, das die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs 2 an jedem Punkt der lateralen Flugbahn definiert, eventuell einen Punkt Verzögerungsbeginn, der dem Beginn der Verzögerung zur Anfluggeschwindigkeit entspricht, Konfigurationspunkte, wobei jeder Konfigurationspunkt einer Konfiguration eines Manövers der Hochauftriebsvorrichtungen entspricht, einen Ausfahrpunkt des Fahrwerks, und optional ein oder mehrere Segmente mit Luftbremsen, wobei jedes Segment mit Luftbremsen ein Segment der Flugbahn ist, auf dem die Luftbremsen aktiviert werden, und die Anwendung eines Stabilisierungstests auf die Referenzflugbahn, um zu bestimmen, ob die Referenzflugbahn die Landung ermöglicht;
- - aufeinanderfolgende Änderungsschritte E2, E31, E32, E33, E34, E4, die gemäß einer Abfolge von Änderungen durchgeführt werden, jeder Änderungsschritt E2, E31, E32, E33, E34, E4 umfassend die Änderung der Referenzflugbahn gemäß vordefinierten Änderungsregeln, die diesem Änderungsschritt eigen sind, und Anwendung des Stabilisierungstests auf die geänderte Referenzflugbahn; und
- - einen Übertragungsschritt E5, der die Übertragung der Referenzflugbahn an den Piloten und/oder ein Flugverkehrsmanagementsystem umfasst, wobei der Übertragungsschritt durchgeführt wird, sobald die Referenzflugbahn, die in dem ursprünglichen Berechnungsschritt berechnet oder nach einem oder mehreren Änderungsschritten geändert wurde, den Stabilisierungstest erfüllt, wobei die Änderungsabfolge unterbrochen wird, wie es durch den Pfeil T dargestellt ist.
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Jeder Änderungsschritt E2, E31, E32, E33, E34, E4 wird nach dem anfänglichen Berechnungsschritt E1 durchgeführt, wenn die in dem anfänglichen Berechnungsschritt E1 berechnete Referenzflugbahn den Stabilisierungstest nicht besteht, oder nach dem vorherigen Änderungsschritt, wenn die in dem vorherigen Änderungsschritt berechnete Referenzflugbahn den Stabilisierungstest nicht bestanden hat.
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Die Übertragung der Referenzflugbahn umfasst zum Beispiel eine Übertragung der Referenzflugbahn an eine Bildanzeigevorrichtung, die von einem menschlichen Piloten eingesehen werden kann, zur Anzeige der Referenzflugbahn durch die Bildanzeigevorrichtung, die Übertragung der Referenzflugbahn an einen Autopiloten und/oder an ein Flugverkehrsmanagementsystem, insbesondere ein bodengestütztes Flugverkehrsmanagementsystem.
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Das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs umfasst gegebenenfalls die iterative Wiederholung mindestens eines der Änderungsschritte E2, E31, E32, E33, E34, E4 vor dem Übergang zu dem nächsten Änderungsschritt, wie es durch die Pfeile R veranschaulicht ist, um die Referenzflugbahn durch mehrmalige Anwendung der dem mehrfach wiederholten Änderungsschritt eigenen Änderungsregeln zu ändern, wobei die Wiederholung abhängig von einem jedem mehrfach wiederholten Änderungsschritt eigenen Abbruchkriterium angehalten wird.
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Beispiele für die Implementierung von iterativen Wiederholungen von Änderungsschritten sind nachstehend beschrieben.
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Wie es in 3 veranschaulicht ist, soll das Luftfahrzeug 2 auf einer Landezone 30 landen, indem es sich in der Endanflugphase auf einer Anflugachse AA spätestens an einem festen Endanflugpunkt FAF ausrichtet, der auf der Anflugachse AA liegt.
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Das Luftfahrzeug 2 soll mit einer Anfluggeschwindigkeit VAPP einen Stabilisierungspunkt PS erreichen, der sich in einer Stabilisierungshöhe AS (z. B. 1000 Fuß) befindet. Der Stabilisierungspunkt PS befindet sich in der Regel entlang der Anflugachse AA zwischen dem Endanflugfixpunkt FAF und der Landezone 30.
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Die Einhaltung dieser Kriterien muss es dem Luftfahrzeug 2 ermöglichen, sicher zu landen, wobei es noch die Möglichkeit hat, den Landevorgang abzubrechen und im Fall von Problemen wieder durchzustarten.
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Der anfängliche Berechnungsschritt E1 umfasst die Berechnung einer lateralen Flugbahn TL, die die aktuelle Position des Luftfahrzeugs 2 mit der Landezone 30 verbindet, indem eine möglichst direkte laterale Flugbahn TL bestimmt wird, wobei als einzige Einschränkung die betriebliche Einschränkung berücksichtigt wird, sich an dem festen Endanflugpunkt FAF auf die Anflugachse AA auszurichten, und die Berechnung eines vertikalen Profils, das als einzige Einschränkung die Einschränkung der Höhe und/oder der Geschwindigkeit an dem festen Endanflugpunkt FAF beachtet, wenn diese Einschränkung der Höhe und/oder der Geschwindigkeit besteht.
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Die laterale Flugbahn TL wird beispielsweise von dem Modul für laterale Flugbahn 16 berechnet, abhängig von dem Flugplan, der in dem Flugplanmodul 10 gespeichert, den Daten aus der Navigationsdatenbank 12 und den Daten aus der Leistungsdatenbank 14.
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In einem Ausführungsbeispiel wird die laterale Flugbahn TL bestimmt, indem die aktuelle Position des Luftfahrzeugs 2 mit der Landezone 30 anhand der folgenden aufeinanderfolgenden Elemente der lateralen Flugbahn verbunden wird:
- - einer ersten Kurve V1, um den Kurs des Luftfahrzeugs 2 näher an den festen Endanflugpunkt FAF zu bringen, wobei die erste Kurve V1 die aktuelle Position des Luftfahrzeugs 2 mit einem Endpunkt der ersten Kurve V1 verbindet,
- - einem ersten geradlinigen Segment SR1, das den Endpunkt der ersten Kurve V1 mit einem Anfangspunkt der zweiten Kurve V2 verbindet,
- - einer zweiten Kurve V2, um den Kurs des Luftfahrzeugs auf die Anflugachse AA auszurichten, wobei die zweite Kurve V2 den Startpunkt der zweiten Kurve V2 mit einem Endpunkt der zweiten Kurve verbindet, der sich auf der Anflugachse AA befindet, wobei der Kurs des Luftfahrzeugs 2 auf die Anflugachse AA ausgerichtet ist, und
- - einem zweiten geradlinigen Segment SR2, das den Endpunkt der zweiten Kurve V2 mit der Landezone 30 verbindet.
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Der Endpunkt der zweiten Kurve V2 ist der feste Endanflugpunkt FAF. Am Ende der ersten Kurve V1 und entlang des ersten geraden Segments SR1 schneidet der Kurs des Luftfahrzeugs 2 die Anflugachse AA nicht an dem festen Endanflugpunkt FAF, sondern leicht stromaufwärts entlang der Anflugachse AA, um eine Durchführung der zweiten Kurve V2 vor dem festen Endanflugpunkt FAF entsprechend der vorhergesagten Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs 2 zu ermöglichen.
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Jede Kurve der lateralen Flugbahn TL (d. h. die erste Kurve V1 und die zweite Kurve V2) kann aus einem einzigen Kreisbogen gebildet oder in mehrere Kreisbögen zerlegt werden, die eventuell unterschiedliche Radien aufweisen, um sich bestmöglich an Änderungen der Geschwindigkeit und der Höhe des Luftfahrzeugs 2 anzupassen, die seine Rollfähigkeit verändern.
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Der anfängliche Berechnungsschritt E1 umfasst die Berechnung eines vertikalen Profils PV, das der lateralen Flugbahn TL entspricht.
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Das vertikale Profil PV wird beispielsweise von dem Vorhersagemodul 18 des Flugmanagementsystems 4 berechnet, basierend auf der lateralen Flugbahn TL, dem in dem Flugplanmodul 10 gespeicherten Flugplan, den Daten der Navigationsdatenbank 12 und den Daten der Leistungsdatenbank 14.
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4 zeigt ein vertikales Profil PV in Form eines ersten Graphen, der ein Höhenprofil PALT darstellt, und eines zweiten Graphen, der ein Geschwindigkeitsprofil PSPD darstellt.
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In einem Ausführungsbeispiel beinhaltet das in dem anfänglichen Berechnungsschritt E1 berechnete vertikale Profil PV ein Höhenprofil PALT, umfassend eines oder mehrere der folgenden Elemente:
- - eine Zwischenphase auf der aktuellen Höhe des Luftfahrzeugs 2, wenn die Gesamtentfernung zwischen dem aktuellen Punkt des Luftfahrzeugs 2 und dem Stabilisierungspunkt PS größer ist als der, der zum Stabilisieren erforderlich ist;
- - einen Sinkflug mit Leerlaufdrehzahl von der aktuellen Höhe des Luftfahrzeugs 2 bis zu einer Anflughöhe, die beispielsweise einer Höhenbeschränkung an dem festen Endanflugpunkt FAF entspricht, wenn diese Höhenbeschränkung besteht, oder einer Standardanflughöhe, beispielsweise einer Höhe von 1500 Fuß. Der Beginn des Sinkflugs aus der Leerlaufdrehzahl kann eine Beschleunigung auf eine Geschwindigkeit umfassen, die eine bessere Sinkflugrate ermöglicht, was eine effizientere Strategie zur Energiedissipation darstellt. Der Sinkflug im Leerlauf kann ein Verzögern des Luftfahrzeugs beinhalten, um mögliche Geschwindigkeitsbeschränkungen, wie z. B. Sinkflug-Geschwindigkeitsbegrenzungen einzuhalten;
- - eine Zwischenphase auf der Anflughöhe PAA. Diese Zwischenphase auf der Anflughöhe ermöglicht es dem Luftfahrzeug 2, von der Sinkgeschwindigkeit auf eine niedrigere Geschwindigkeit zu verzögern;
- - einen Sinkflug mit konstanter Steigung von dem festen Endanflugpunkt FAF zu dem Zielort (dies ist der „End“-Anflug), basierend auf einer Endanflugsteigung, die in dem gewählten Ankunftsverfahren angegeben ist, oder auf einer Standard-Endanflugsteigung, die z. B. -3° sein kann. Der Anflug-Sinkflug beinhaltet optional Verzögerungssegmente, in deren Verlauf die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs 2 bis zum Erreichen der Anfluggeschwindigkeit verlangsamt wird.
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Das vertikale Profil PV definiert auch Konfigurationspunkte C1, C2, C3, C4, einen Fahrwerk-Ausfahrpunkt TA und eventuell einen Punkt, an dem die Verzögerung D beginnt. Diese Punkte können entlang des vertikalen Profils PV (insbesondere auf dem Geschwindigkeitsprofil PSPD) oder der entsprechenden lateralen Flugbahn TL dargestellt werden, wie es nachstehend noch erfolgen wird.
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Das Luftfahrzeug 2 umfasst möglicherweise mehrere mögliche Landekonfigurationen. Durch eine vordefinierte Abfolge von Konfigurationsvorgängen wird die vom Piloten gewählte Landekonfiguration erreicht.
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Der anfängliche Berechnungsschritt E1 umfasst die Anwendung des Stabilisierungstests auf die Referenzflugbahn, die in dem anfänglichen Berechnungsschritt E1 berechnet wird.
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Der Stabilisierungstest ermöglicht eine Bestimmung, ob die Referenzflugbahn ermöglicht, das Luftfahrzeug 2 auf die erforderliche Stabilisierungshöhe AS zu stabilisieren, die an dem in 3 dargestellten Stabilisierungspunkt PS erforderlich ist.
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Der gleiche Stabilisierungstest wird am Ende des anfänglichen Berechnungsschritts E1 und am Ende jeder Iteration der Änderungsschritte E2, E31, E32, E33, E34, E4 der Referenzflugbahn durchgeführt.
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In einem Ausführungsbeispiel umfasst der Stabilisierungstest die Berechnung einer für die Landung erforderlichen Entfernung und den Vergleich der für die Landung erforderlichen Entfernung mit der Länge der Referenzflugbahn.
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Die für die Landung erforderliche Entfernung ist eine Mindestlänge, die für eine ausreichende Reduzierung der Gesamtenergie des Luftfahrzeugs 2 erforderlich ist, um eine Landung zu ermöglichen, gegebenenfalls erhöht um eine Entfernungsspanne.
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Die Gesamtenergie des Luftfahrzeugs 2 entspricht der Summe seiner potenziellen Energie, die abhängig von der Höhe des Luftfahrzeugs 2 ist, und seiner kinetischen Energie, die abhängig von der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs 2 ist.
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Diese für die Landung erforderliche Entfernung wird z. B. auf bekannte Weise von dem Flugmanagementsystem 4 berechnet, wobei die Leistung des Luftfahrzeugs 2 und die Flugbedingungen (Wetterbedingungen ...) berücksichtigt werden.
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Gemäß einem Implementierungsbeispiel ist der Stabilisierungstest gültig oder positiv (d. h. die betrachtete Referenzflugbahn ist „stabil“ oder „gültig“), wenn die Länge der Flugbahn größer ist als die erforderliche Entfernung. Wenn die erforderliche Entfernung einen Entfernungsspielraum einschließt, ist dieser relativ klein, da das Ziel darin besteht, eine möglichst kurze Referenzflugbahn vorzuschlagen. Der mögliche Entfernungsspielraum ist beispielsweise kleiner als 5 nautische Meilen und liegt insbesondere zwischen 1 nautischen Meile und 2 nautischen Meilen.
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Dieser Stabilisierungstest ermöglicht unter Verwendung der erforderlichen Entfernung für die Landung eine einfache und schnelle Berechnung und nutzt eine Funktion, die bereits aus den Flugmanagementsystemen von Transportflugzeugen bekannt ist, nämlich die Berechnung der erforderlichen Entfernung für die Landung.
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In einem weiteren Ausführungsbeispiel umfasst der Stabilisierungstest die Überprüfung einer oder mehrerer Validierungsbedingungen, wobei jede Validierungsbedingung den vorhergesagten Wert eines Parameters des Luftfahrzeugs 2 (den Wert dieses Parameters im vorhergesagten vertikalen Profil) mit einem Referenzwert vergleicht.
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Der Stabilisierungstest umfasst beispielsweise die Überprüfung einer oder mehrerer der folgenden Validierungsbedingungen, wobei jede Validierungsbedingung auf den Punkt auf der Flugbahn angewendet wird, an dem sich das Luftfahrzeug 2 auf der Stabilisierungshöhe AS befindet:
- - die vorhergesagte Geschwindigkeit ist geringer als die in dem Flughandbuch des Luftfahrzeugs empfohlene Anfluggeschwindigkeit, erhöht um eine vorher festgelegte Geschwindigkeitsspanne (z. B. 5 Knoten);
- - die vorhergesagte vertikale Abweichung ist kleiner als eine vertikale Referenzabweichung (z. B. 10 Fuß);
- - die vorhergesagte Vertikalgeschwindigkeit ist kohärent mit einer Referenzneigung, erhöht um eine vorher festgelegte Vertikale Geschwindigkeitsspanne (z. B. 10 Fuß/Min.);
- - das Fahrwerk wird vorhergesagt ausgefahren;
- - die Landekonfiguration wird vorhergesagt erweitert; und/oder
der Schub ist auf der Stabilisierungshöhe plus einem Spielraum für die Validierungshöhe (z. B. 100 Fuß) nicht im Leerlauf;
Wenn die Referenzflugbahn validiert ist (positiver Stabilisierungstest), geht das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs auf den Übertragungsschritt E5 über.
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Wenn die Referenzflugbahn nicht bestätigt wird, geht das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs zum nächsten Änderungsschritt oder gegebenenfalls zur nächsten Iteration des aktuellen Änderungsschritts über.
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Wenn im Fall des anfänglichen Berechnungsschritts E1 die in dem anfänglichen Berechnungsschritt E1 berechnete Referenzflugbahn nicht durch den Stabilisierungstest bestätigt wird, geht das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs zu dem ersten Änderungsschritt E2 der Änderungsabfolge über.
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Wie es in 2 veranschaulicht ist, umfasst die Änderungsabfolge beispielsweise einen ersten Änderungsschritt E2, der einen Änderungsschritt durch Winkelanpassung der lateralen Flugbahn TL (im Folgenden „Winkelanpassungsschritt der lateralen Flugbahn“) ist, umfassend eine Änderung der Referenzflugbahn durch Änderung der lateralen Flugbahn TL und dann durch Neuberechnung eines entsprechenden vertikalen Profils PV.
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In einem Ausführungsbeispiel wird die laterale Flugbahn TL geändert, indem der Winkel der ersten Kurve V1 verändert wird, sodass der Endpunkt der zweiten Kurve V2 entlang der Anflugachse AA vor dem festen Endanflugpunk FAF verschoben wird.
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Der Schritt der Winkelanpassung der lateralen Flugbahn E2 umfasst die Anwendung des Stabilisierungstests auf die geänderte Referenzflugbahn.
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Wenn der Stabilisierungstest positiv ist, geht das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs auf den Übertragungsschritt E5 über.
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Wenn der Stabilisierungstest negativ ist, umfasst das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs in einem Ausführungsbeispiel die iterative Wiederholung des Winkelanpassungsschritts der lateralen Flugbahn E2, bis die Referenzflugbahn den Stabilisierungstest erfüllt oder ein Anhaltkriterium erreicht ist. Wenn die geänderte Referenzflugbahn den Stabilisierungstest nicht besteht, aber das Anhaltkriterium erreicht ist, geht das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs zum nächsten Änderungsschritt über.
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Während der iterativen Wiederholung des Winkelanpassungsschritts der lateralen Flugbahn E2 wird der Winkel der ersten Kurve bei jeder Iteration verändert, sodass der Endpunkt der zweiten Kurve V2 entlang der Anflugachse AA allmählich nach hinten verschoben wird.
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In einem Ausführungsbeispiel wird der Winkel der ersten Kurve V1 zwischen den Iterationen um einen konstanten Schritt (z. B. einen Schritt von 10°) geändert, wobei ein letzter Schritt kleiner ist als der konstante Schritt, der angepasst wird, sodass die letzte Iteration mit dem Vorgabekurs des Luftfahrzeugs 2 durchgeführt wird, d. h. mit einer ersten Kurve mit einem Winkel von Null, wenn das Luftfahrzeug auf seinem lateralen Vorgabekurs stabilisiert ist, der mit der vom Luftfahrzeug verfolgten Flugbahn kohärent ist.
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3 zeigt Referenzflugbahnen, die nacheinander durch Winkelanpassung berechnet wurden, wobei die Endpunkte der zweiten Kurve PF1, PF2, PF3, PF4 entlang der Anflugachse AA allmählich zurückgehen, bis hin zur lateralen Flugbahn TL, die mit dem Vorgabekurs des Luftfahrzeugs 2 berechnet wurde und am Endpunkt der zweiten Kurve PF4 wieder auf die Anflugachse trifft.
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In einem weiteren Ausführungsbeispiel wird die laterale Flugbahn geändert, indem ein erster Wendewinkel V1 berechnet wird, der einen Schnittpunkt des Kurses des Luftfahrzeugs 2 am Ende der ersten Wende mit der Anflugachse AA definiert, sodass die Summe der Entfernung zwischen der aktuellen Position des Luftfahrzeugs 2 und diesem Schnittpunkt und der Entfernung zwischen diesem Schnittpunkt und der Landebahn 30 gleich der für die Landung erforderlichen Entfernung ist.
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Obwohl die so berechnete laterale Flugbahn TL die erforderliche Entfernung berücksichtigt, ist der Stabilisierungstest, der die laterale Flugbahn TL und zusätzlich das vertikale Profil PV und die Flugbedingungen berücksichtigt, nicht notwendigerweise positiv.
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In einer Ausführungsform umfasst die Abfolge von Änderungen dann mindestens einen Schritt, bei dem das vertikale Profil E31, E32, E33, E34 durch Anpassung geändert wird.
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In jedem Anpassungsschritt des vertikalen Profils E31, E32, E33, E34 wird das vertikale Profil PV gemäß vordefinierten Regeln für Änderungen des vertikalen Profils PV geändert, wobei eventuell die laterale Flugbahn (TL) angepasst wird, um der Änderung des vertikalen Profils PV Rechnung zu tragen.
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Die Änderung des vertikalen Profils PV kann zu einer Änderung des Geschwindigkeitsprofils PSPD des Luftfahrzeugs 2 führen, wodurch es schwierig wird, die zuvor berechnete laterale Flugbahn TL zu realisieren. Daher kann es notwendig sein, die laterale Flugbahn TL entsprechend der Änderung des vertikalen Profils PV anzupassen. Eine solche Anpassung ist jedoch geringfügig.
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In einem Ausführungsbeispiel umfasst die Änderungsabfolge eine Teilabfolge aus mehreren Änderungsschritten durch Anpassung des vertikalen Profils E31, E32, E33, E34.
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In einem Ausführungsbeispiel umfasst die Teilabfolge von Änderungsschritten durch Anpassung des vertikalen Profils nacheinander:
- - einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils E31, bei dem die Änderung nur durch Änderung des Geschwindigkeitsprofils erfolgt (im Folgenden „Anpassungsschritt des Geschwindigkeitsprofils“);
- - einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils E32, wobei die Änderung durch Änderung der Konfigurationspositionen erfolgt (im Folgenden „Anpassungsschritt der Konfigurationspositionen“);
- - einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils E33, wobei die Änderung ausschließlich durch Änderung der Segmente mit Luftbremsen erfolgt (im Folgenden „Anpassungsschritt der Segmente mit Luftbremsen“); und dann
- - einen Änderungsschritt durch Anpassung des vertikalen Profils E34, wobei die Änderung nur durch Änderung der Fahrwerk-Ausfahrposition erfolgt (im Folgenden „Fahrwerkausfahr-Anpassungsschritt“).
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Die Reihenfolge der Änderungsschritte in der oben dargestellten Teilabfolge wird bevorzugt, aber alle Änderungsschritte dieser Teilabfolge können je nach Leistung des Luftfahrzeugs 2 und den Umgebungsbedingungen des Flugs ausgetauscht werden, sodass immer die Teilabfolge angewendet wird, die funktionsfähig am effizientesten ist und den besten Kompromiss in Bezug auf Flugzeit, Treibstoffverbrauch, Passagierkomfort und Wartungsarbeiten ermöglicht.
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In jedem der Anpassungsschritte des vertikalen Profils E31, E32, E33, E34 kann die Berechnung rückwärts (oder „backward“ in der englischen Terminologie), d. h. von der Landezone 30 zu dem Luftfahrzeug 2, oder vorwärts (oder „forward“ in der englischen Terminologie), d. h. von dem Luftfahrzeug zu der Landezone, erfolgen. Eine Vorwärtsberechnung weist die Schwierigkeit auf, den Punkt zu kennen, an dem der Sinkflug beginnt, um den festen Endanflugpunkt FAF und die Landezone 30 zu erreichen, was bei einer Rückwärtsberechnung sofort der Fall ist. Umgekehrt ermöglicht eine Rückwärtsberechnung eine Berechnung eines Beschleunigungssegments am Anfang der Flugbahn nicht direkt, aber dennoch iterativ.
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In einem Ausführungsbeispiel umfasst der Anpassungsschritt des Geschwindigkeitsprofils E31 die Änderung des Geschwindigkeitsprofils durch Vorhersage der Beschleunigung des Luftfahrzeugs 2 (Erhöhung der Geschwindigkeit) auf einem Abschnitt der Referenzflugbahn, insbesondere auf einem Anfangsabschnitt der Referenzflugbahn, der von der aktuellen Position des Luftfahrzeugs 2 ausgeht.
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Paradoxerweise führt eine Beschleunigung zwar aufgrund der daraus resultierenden Erhöhung der kinetischen Energie zu einer Erhöhung der Gesamtenergie, doch eine höhere Geschwindigkeit ermöglicht anschließend einen größeren Sinkfluggradienten, was letztendlich zu einer besseren Dissipation der Gesamtenergie führt. Denn durch die Erhöhung der kinetischen Energie kann das Sinken schneller sein und die kinetische Energie in geringerer Höhe, in einer dichteren Luftmasse, wieder abgeführt werden. Insgesamt ist es daher effizienter, mit der Beschleunigung zu beginnen, wenn das Luftfahrzeug 2 zu hoch ist und eine Geschwindigkeitsspanne gegenüber der maximalen Betriebsgeschwindigkeit aufweist.
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Das in 4 dargestellte PSPD-Geschwindigkeitsprofil weist eine anfängliche Beschleunigungsphase auf.
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Wenn das Luftfahrzeug 2 in einem ausgewählten Geschwindigkeitsmodus ist (d. h. wenn es beispielsweise einer Vorgabe der Flugsicherung folgt, z. B. weil es in einen Strom von Luftfahrzeugen ohne großen Geschwindigkeitsspielraum eingebunden ist), wird die Beschleunigung des Luftfahrzeugs 2 beispielsweise bis zum Erreichen eines der folgenden Werte durchgeführt:
- - die Höhe der Verzögerungsphase;
- - die aktuelle Luftfahrzeuggeschwindigkeit, erhöht um eine vordefinierte Geschwindigkeitsänderung (z. B. 10 Knoten als konventionelle Geschwindigkeit (oder CAS für „Calibrated Air Speed“) oder das Äquivalent in MACH.
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Wenn das Luftfahrzeug in dem gemanagten Geschwindigkeitsmodus ist (d. h. es folgt einer Geschwindigkeit, die durch das Flugmanagementsystem definiert ist, frei von jeglichen Einschränkungen durch die Flugsicherung), wird die Beschleunigung des Luftfahrzeugs 2 beispielsweise bis zum Erreichen eines der folgenden Punkte durchgeführt:
- - die Höhe der Verzögerungsphase;
- - das Minimum zwischen:
- - dem Wert der letzten anwendbaren und sequenzierten Einschränkung in dem Flugplan vom Typ „bei“ (oder „at“ in der englischen Terminologie) oder „bei oder unter“ (oder „at or below“ in der englischen Terminologie), erhöht um eine vordefinierte Geschwindigkeitsänderung (z. B. 10 Knoten);
- - dem Wert der zulässigen Höchstgeschwindigkeit („speed limit“), der gemäß den Navigationsdaten gilt, erhöht um eine vorbestimmte Geschwindigkeitsänderung (z. B. 10 Knoten), wenn das Luftfahrzeug unterhalb der Höhe der zulässigen Höchstgeschwindigkeit ist (die zulässige Höchstgeschwindigkeit ist in der Regel 250 Knoten unter 10.000 Fuß);
- - der maximalen Betriebsgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs 2.
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Die maximale Betriebsgeschwindigkeit ist gleich VMAX - ΔVMAX, wobei VMAX die maximale Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs 2 in der aktuellen aerodynamischen Konfiguration ist und ΔVMAX eine Sicherheitsspanne ist.
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Wenn die Berechnung rückwärts erfolgt, wird die Beschleunigung so lange durchgeführt, bis die oben definierte Geschwindigkeit erreicht ist, die durch die Höchstgeschwindigkeit begrenzt ist, die das Luftfahrzeug 2 erreichen kann.
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So ist, vom Luftfahrzeug 2 aus gesehen, wie in 5 dargestellt, die nach der anfänglichen Beschleunigung angestrebte maximale Zielgeschwindigkeit VT jene, die dem Schnittpunkt eines Beschleunigungssegments SACC von der aktuellen Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs bis zu der maximalen Betriebsgeschwindigkeit VMAX - ΔVMAX und eines Verzögerungssegments SDEC von der maximalen Betriebsgeschwindigkeit VMAX - ΔVMAX bis zu einem Ende einer Geschwindigkeitsphase bei der aktuellen Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs 2 entspricht.
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In einem Ausführungsbeispiel wird der Anpassungsschritt des Geschwindigkeitsprofils E31 iterativ wiederholt, wobei die Beschleunigung oder die Länge des Abschnitts, auf dem die Beschleunigung durchgeführt wird, mit jeder Iteration erhöht wird, bis ein Anhaltkriterium erreicht ist, das beispielsweise das Erreichen des Schnittpunkts ist.
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Bei jeder Iteration wird der Stabilisierungstest durchgeführt, sodass, wenn die Referenzflugbahn gültig ist, das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs auf den Übertragungsschritt E5 übergeht, ohne die nächste Iteration durchzuführen.
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Alternativ wird die Beschleunigung von einer Schätzeinrichtung berechnet, der konfiguriert ist, um die Beschleunigungskapazität des Luftfahrzeugs 2 zu bestimmen.
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In allen Fällen ist es das Ziel, keine Diskontinuitäten entlang des PSPD-Geschwindigkeitsprofils zu schaffen.
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Der Anpassungsschritt der Konfigurationspunkte E32 umfasst die Verschiebung mindestens eines der Konfigurationspunkte C1, C2, C3, C4, sodass die Konfiguration früher und damit für eine höhere Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs 2 durchgeführt wird, ohne jedoch die maximal zulässige Geschwindigkeit für diese Konfiguration C1, C2, C3, C4 zu überschreiten.
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In der Regel, und insbesondere in Flugmanagementsystemen vom Typ FMS, wird die Flugbahn standardmäßig berechnet, indem für jede Konfiguration die assoziierte Mindestgeschwindigkeit verwendet wird.
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Um mehr Energie abzubauen, kann die Referenzbahn verändert werden, indem mindestens eine der Konfigurationen früher ausgelöst wird.
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Der mögliche Anpassungsbereich für jede Konfiguration liegt zwischen der minimalen Geschwindigkeit, die mit dieser Konfiguration assoziiert ist, und der maximalen Geschwindigkeit, die für das Manövrieren und den Betrieb von Hochauftriebsvorrichtungen gilt, der sogenannten VFE.
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Vorzugsweise wird gemäß dem Verfahren zur Unterstützung des Anflugs die Anpassung der Konfigurationspunkte C1, C2, C3, C4 durchgeführt, ohne eine sichere Höchstgeschwindigkeit zu überschreiten, die der maximalen Manövrier- und Betriebsgeschwindigkeit der Hochauftriebsvorrichtungen (VFE) abzüglich einer Sicherheitsspanne (z. B. 5 Knoten) entspricht.
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Dies schützt vor einer möglichen Windböe und unerwünschten Auswirkungen auf die Struktur.
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Der Einstellschritt der Konfigurationspunkte E32 wird beispielsweise iterativ wiederholt, wobei die Position eines einzelnen der Konfigurationspunkte C1, C2, C3, C4 bei jeder Iteration geändert wird, sodass die Konfigurationspunkte C1, C2, C3, C4 nacheinander und gemäß einer Abfolge verschoben werden.
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6 zeigt eine Anpassung der Konfigurationspunkte C1, C2, C3, C4.
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In einem Ausführungsbeispiel erfolgt die Anpassung der Konfigurationspunkte C1, C2, C3, C4 beginnend mit dem letzten Konfigurationspunkt C4 und hinauf bis zu dem ersten Konfigurationspunkt C1.
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In einem weiteren Ausführungsbeispiel erfolgt die Anpassung der Konfigurationspunkte C1, C2, C3, C4 beispielsweise durch eine Schätzeinrichtung, der von einem Computer ausgeführt wird, wobei der Schätzeinrichtung konfiguriert ist, um die optimale Geschwindigkeit für jeden Konfigurationspunkt C1, C2, C3, C4 zu bestimmen, um die Reduzierung der Gesamtenergie zu maximieren.
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Im gezeigten Beispiel wurde angenommen, dass das Luftfahrzeug 2 vier Konfigurationen C1, C2, C3, C4 für seine Hochauftriebsvorrichtungen aufweist, wie es bei der großen Mehrheit der heutigen Transportflugzeuge der Fall ist. Natürlich könnte das Luftfahrzeug 2 eine maximale Anzahl von Konfigurationen aufweisen, die weniger als vier oder größer als vier ist. Insbesondere könnte es eine einzige Konfiguration, zwei Konfigurationen, drei Konfigurationen oder mehr als vier Konfigurationen aufweisen. Der Schritt eines Anpassens der Konfigurationspunkte E32 würde analog gelten.
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Während der Sink- und/oder Anflugphase werden die Luftbremsen verwendet, um das Luftfahrzeug 2 zu verzögern. Der Einsatz der Luftbremsen erfolgt pro Flugbahnsegment, wobei ein Flugbahnsegment, auf dem die Luftbremsen aktiviert sind, dann ein Segment mit Luftbremsen ist.
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Der Anpassungsschritt der Luftbremsen E33 umfasst das Hinzufügen von mindestens einem Segment mit Luftbremsen, insbesondere von einem einzelnen Segment mit Luftbremsen.
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In einem Ausführungsbeispiel wird der Schritt eines Anpassens der Luftbremsen E33 iterativ wiederholt, sodass die Anzahl der Segmente mit Luftbremsen mit jeder Iteration erhöht wird. Bei jeder Iteration wird ein Segment mit Luftbremsen hinzugefügt.
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7 zeigt die schrittweise Anpassung der Verwendung der Luftbremsen, Flugbahnsegment für Flugbahnsegment, von dem Luftfahrzeug zu der Landebahn, wobei die Segmente mit hinzugefügten Luftbremsen SF1, SF2 durch eine durchgezogene Linie entlang der lateralen Flugbahn TL, die als gestrichelte Linie dargestellt ist, materialisiert sind.
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In einem Ausführungsbeispiel erfolgt die iterative Anpassung der Segmente mit Luftbremsen Flugbahnsegment für Flugbahnsegment, ausgehend von dem Luftfahrzeug 2 und fortschreitend in Richtung der Landebahn 30. Diese Lösung ist bevorzugt, da sie funktionsfähiger ist und die Möglichkeit bietet, später während des Flugs eine Spanne beizubehalten.
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In 7 wurden in jeweiligen Iterationen des Schritts zur Anpassung der Luftbremsen E33 nacheinander ein erstes Segment mit Luftbremsen SF1 und ein zweites Segment mit Luftbremsen SF2 hinzugefügt.
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In einem Ausführungsbeispiel erfolgt die iterative Anpassung der Verwendung der Luftbremsen Flugbahnsegment für Flugbahnsegment, beginnend mit dem Stabilisierungspunkt PS und fortschreitend in Richtung des Luftfahrzeugs 2. Diese Lösung ist in der Regel effizienter in Bezug auf die Energieableitung, da die Effizienz der Luftbremsen mit der Luftdichte steigt.
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In einem Ausführungsbeispiel sind die für die Aktivierung der Luftbremsen betrachteten Flugbahnsegmente z. B. die aus der Flugbahnberechnung resultierenden Flugbahnsegmente (gerades Segment, Kurvensegment, Segment zwischen zwei Steuerpunkten ...).
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In einem Ausführungsbeispiel sind die betrachteten Flugbahnsegmente Flugbahnsegmente, die durch eine Neuaufteilung der Flugbahn in Flugbahnsegmente mit einer vordefinierten Länge (z. B. 5 nautische Meilen) erlangt werden. In einem Ausführungsbeispiel wird die vordefinierte Länge z. B. abhängig von der Entfernung oder in Höhenstufen gewählt, je nachdem, wie fein das gewünschte Ergebnis sein soll.
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Die Verwendung der Luftbremsen erfolgt z. B. mit einem maximalen Nutzungsprozentsatz entlang der Flugbahn. Der maximale Nutzungsprozentsatz ist z. B. 50 % der Flugbahnlänge (derzeitiger Höchstwert bei einigen Luftfahrzeugen, bei denen der Autopilot eingeschaltet bleiben kann) und könnte im Falle eines vollständig autonomen Luftfahrzeugs mit neuen Kapazitäten 100 % sein.
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Natürlich berücksichtigt die Vorhersage der Verwendung der Luftbremsen alle herkömmlich verwendeten (und manchmal auch typspezifischen) Betriebsbeschränkungen, wie z. B. (nicht erschöpfende Liste):
- - die Nichtkompatibilität mit einer Konfiguration von Hochauftriebsvorrichtungen;
- - eine Lärmbeschränkung, die z. B. die Verwendung auf dem Endanfluggefälle verhindert;
- - ein Steuergeräteausfall;
- - ein Aktuatorausfall, der aus strukturellen Gründen und wegen der Manövrierfähigkeit eine teilweise Hemmung der Luftbremsen verursachen und Asymmetrien vermeiden kann;
- - ein Schutz des Anstellwinkels;
- - eine Stellung des Gashebels;
- - eine gesteuerte Rollpriorität im Fall eines Konflikts; und/oder
- - eine geschwindigkeitsabhängige Erstreckungsrate aus strukturellen Gründen.
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Der Anpassungsschritt des Ausfahrens des Fahrwerks E34 umfasst beispielsweise die Änderung des Kurses durch Vorwegnahme des Ausfahrens des Fahrwerks, d. h. durch Verschieben des Ausfahrpunkts des Fahrwerks TA entlang der Flugbahn nach oben.
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Das vorzeitige Ausfahren der Fahrwerke ist ein effektiver Weg, um überschüssige Energie abzubauen.
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Bei einem Transportflugzeug mit vier Konfigurationen der Hochauftriebsvorrichtungen wird der Ausfahrpunkt des Fahrwerks TA beispielsweise zwischen dem dritten Konfigurationspunkt C3 und dem vierten Konfigurationspunkt C4 vorgesehen, was eine konservative Lösung ist.
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Der mögliche Variationsbereich, um die Position des Ausfahrens der Fahrwerke vorwegzunehmen, erstreckt sich also von dieser aktuellen Lösung bis zu einer sogenannten „VLE - ΔVLE“-Geschwindigkeit, wobei VLE die maximale Ausfahrgeschwindigkeit der Fahrwerke darstellt, die dem betrachteten Luftfahrzeug eigen ist, und ΔVLE die zugehörige Spanne darstellt, um sich vor den strukturellen Auswirkungen einer eventuellen Böe zu schützen. ΔVLE ist ein einstellbarer Wert, der z. B. auf 5 Knoten festgelegt sein kann.
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In einem Ausführungsbeispiel wird die Anpassung des Ausfahrens des Fahrwerks separat und iterativ ausgeführt. Der Anpassungsschritt des Ausfahrens des Fahrwerks E34 wird iterativ wiederholt, indem der Ausfahrpunkt des Fahrwerks TA bei jeder Iteration nach oben bewegt wird, z. B. in konstanten Schritten (z. B. durch Zurückbewegen der Position zu einer vorherigen Position, an der die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs 2 um 10 Knoten höher ist) oder durch Dichotomie.
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Der Anpassungsschritt des Ausfahrens des Fahrwerks E34 wird wiederholt, bis die Referenzflugbahn gültig ist, in welchem Fall das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs zu dem Übertragungsschritt E5 übergeht, oder bis ein Wiederholungsabbruchkriterium erreicht ist, in welchem Fall das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs zu einem nächsten Änderungsschritt übergeht.
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In einem weiteren Ausführungsbeispiel wird der Anpassungsschritt des Ausfahrens des Fahrwerks E34 von einer Schätzeinrichtung ausgeführt, der konfiguriert ist, um einen neuen Fahrwerksausfahrtpunkt zu berechnen, der eine Verringerung der Gesamtenergie ermöglicht und vorzugsweise die Verringerung der Gesamtenergie optimiert, unter Berücksichtigung der Geschwindigkeitsbeschränkungen für das Ausfahren des Fahrwerks.
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8 zeigt ein Beispiel für eine Anpassung des Ausfahrpunkts des Fahrwerks TA, bei der der Ausfahrpunkt des Fahrwerks von dem Flugbahnsegment zwischen dem Konfigurationspunkt C3 in der dritten Konfiguration und dem Konfigurationspunkt C4 in der vierten Konfiguration auf das Flugbahnsegment zwischen dem Konfigurationspunkt in der ersten Konfiguration C1 und dem Konfigurationspunkt in der zweiten Konfiguration C2 verlegt wird.
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Die automatisch durch Berechnung durchgeführten Anpassungsschritte des vertikalen Profils E31, E32, E33, E34 ermöglichen eine Vorwegnahme des Resultats einer späteren Aktion, um eine sofortige Aktion zu vermeiden.
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Somit kann beispielsweise durch Verwendung eines Rechners wie z. B. dem Flugmanagementsystem sichergestellt werden, dass allein durch die optimierte Nutzung der nachgeschalteten Hochauftriebsvorrichtungen die vorgeschalteten Luftbremsen nicht genutzt werden und das Ausfahren des Fahrwerks nicht vorweggenommen wird.
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Diese Fähigkeit, vorausschauend zu handeln, spart Treibstoff, verkürzt die Flugzeit und ermöglicht es, den Passagierkomfort und die Wartungsarbeiten durch den geringeren Einsatz von Aktuatoren zu optimieren.
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Die Schritte zur Veränderung durch Anpassung des vertikalen Profils E31, E32, E33, E34 wurden in einer bestimmten Reihenfolge beschrieben, die als bevorzugt betrachtet wird. Die Änderungsschritte durch Anpassung des vertikalen Profils E31, E32, E33, E34 können in einer anderen Reihenfolge durchgeführt werden, um sich an die Wirksamkeit jeder der Änderungen (Geschwindigkeitsprofil, Zeitpunkte der Nutzung der Luftbremsen, Zeitpunkte der Einstellung der aerodynamischen Konfiguration, Zeitpunkte des Ausfahrens der Fahrwerke) anzupassen, je nach Luftfahrzeugtyp, Flugbedingungen oder auch den üblichen Praktiken jeder Fluggesellschaft.
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Das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs umfasst optional einen Schritt, bei dem die laterale Flugbahn E4 durch eine „büroklammerartige“-Anpassung geändert wird (im Folgenden „büroklammerartiger-Anpassungsschritt“). Dieser Schritt der büroklammerartige Anpassung E4 ist vorzugsweise der letzte Schritt in der Abfolge der Änderungen.
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Wie es in 9 veranschaulicht ist, besteht der Schritt der büroklammerartigen Anpassung E4 darin, die laterale Flugbahn TL erneut anzupassen, um eine „büroklammerartige“ Form zu erlangen, wodurch die laterale Flugbahn TL, die zuvor nach dem Anpassungsschritt der lateralen Flugbahn erlangt wurde, verlängert wird.
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Mit „büroklammerartiger“ Form ist eine allgemeine „U“-Form gemeint, die zwei geradlinige büroklammerartige Segmente SRT1, SRT2 umfasst, die durch eine büroklammerartige Wende VT2 um im Wesentlichen 180° verbunden sind. Die zwei geraden Segmente sind im Wesentlichen parallel zueinander. Die büroklammerartige Wende VT2 kann einen einzelnen Kreisbogen oder möglicherweise zwei Viertelkreise umfassen, die durch ein gerades Zwischensegment verbunden sind, wenn die zwei geraden büroklammerartigen Segmente SRT1, SRT2 sehr weit voneinander entfernt sind.
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Die büroklammerartige Anpassung besteht darin, dass das Luftfahrzeug 2 einem Abschnitt der Flugbahn in Form einer Büroklammer folgt, dessen zweites gerades Segment SRT2 auf die Anflugachse AA ausgerichtet ist, sodass das Luftfahrzeug 2 am Ende dieses Flugbahnabschnitts auf die Anflugachse AA ausgerichtet ist und in Richtung der Landezone 30 fliegt.
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Die büroklammerartige Anpassung umfasst die Berechnung einer Ausrichtungskurve VT1, um den Kurs des Luftfahrzeugs 2 im Wesentlichen parallel zu der Anflugachse AA auszurichten, gefolgt von der büroklammerartigen Form.
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In einem Ausführungsbeispiel wird die büroklammerartige Anpassung durch Berechnung einer Orientierungskurve VT1 erreicht, die unmittelbar von der aktuellen Position des Luftfahrzeugs 2 aus ausgeführt wird. Dies kann zu einer großen büroklammerartigen Wende VT2 führen. Diese Lösung weist den Vorteil auf, dass sie stabiler und kontinuierlicher ist und daher leichter zu implementieren ist. Obwohl sie operativ weniger realistisch ist, scheint sie ausreichend zu sein, um der Besatzung zu ermöglichen, die Situation zu erfassen.
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In einem anderen Ausführungsbeispiel wird die büroklammerartige Anpassung durch Berechnung einer „spätesten“ Ausrichtungswende VT1 erreicht, d. h. durch Berechnung einer büroklammerartigen Wende VT2 mit dem kleinstmöglichen Radius.
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Um eine Kontinuität bei der Änderung der Referenzflugbahn zu gewährleisten und die Stabilität der Funktion zur Änderung der Referenzflugbahn sicherzustellen, muss die nach dem büroklammerartige Anpassungsschritt E4 erlangte laterale Flugbahn länger sein als die zuvor erlangte Flugbahn.
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Ist dies nicht der Fall, wird zuvor eine Winkelanpassung oder „eine längere Büroklammer“ verwendet.
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Sobald der im ursprünglichen Berechnungsschritt E1 oder nach einem der Änderungsschritte E2, E31, E32, E33, E34, E4 berechnete Referenzflugbahn durch den Stabilisierungstest bestätigt wurde, wird der Übertragungsschritt E5 durchgeführt.
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Der Übertragungsschritt E5 umfasst die Übertragung der berechneten und bestätigten Referenzflugbahn an den/die Piloten und/oder an ein Flugverkehrsmanagementsystem, insbesondere ein bodengestütztes Flugverkehrsmanagementsystem.
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Im Fall eines oder mehrerer menschlicher Piloten umfasst der Übertragungsschritt E5 die Anzeige der Referenzflugbahn auf einer Anzeigevorrichtung, die von dem/den Piloten gelesen werden kann, z. B. auf einer Anzeigevorrichtung im Cockpit des Luftfahrzeugs 2. Die Anzeigevorrichtung umfasst z. B. einen Bildschirm zur Anzeige der lateralen Flugbahn, z. B. vom Typ „Navigation Display“, und einen Bildschirm zur Anzeige des vertikalen Profils, z. B. vom Typ „Vertical Display“.
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Die laterale Flugbahn und das vertikale Profil können auf einer dreidimensionalen Anzeigevorrichtung angezeigt werden, die es ermöglicht, die laterale Flugbahn und das vertikale Profil gleichzeitig anzuzeigen.
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Die Anzeigevorrichtung ist vorzugsweise konfiguriert, damit die Referenzflugbahn standardmäßig oder auf Wunsch des Piloten auf parametrisierbare Weise angezeigt wird. In beiden Fällen muss diese Referenzflugbahn vorzugsweise dann zur Anzeige verfügbar sein, wenn die aktuelle Flugphase die Sinkflug- und/oder Anflugphase ist und/oder wenn sich das Luftfahrzeug noch in der Reiseflugphase befindet, aber in einer Entfernung zu dem aktiven Ziel, die unter einem vorbestimmten Schwellenwert (z. B. 150 nautische Meilen) liegt, und dies unabhängig davon, ob das Luftfahrzeug im gemanagten lateralen Modus (Befolgung des Flugplans) oder im ausgewählten lateralen Modus (Befolgung von Anweisungen der Flugsicherung) ist.
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Die Anzeige der Referenzflugbahn und die Anzeige der aktiven Flugbahn erfolgen gleichzeitig als Überlagerung, wobei zur Unterscheidung unterschiedliche Striche verwendet werden.
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Die Anzeige der Referenzflugbahn umfasst vorzugsweise die separate Anzeige folgender Elemente:
- - des Punkts, an dem der Sinkflug beginnt (wenn vorhanden);
- - des Beschleunigungssegments (wenn vorhanden) und der assoziierten Sollgeschwindigkeit;
- - des Verzögerungssegments zur Sinkgeschwindigkeitsgrenze (wenn vorhanden)
- - der Flugbahnsegmente, auf denen Luftbremsen verwendet werden (wenn vorhanden);
- - des Punkts, an dem das Verzögern auf die Stabilisierungsgeschwindigkeit beginnt;
- - der Konfigurationszeitpunkte; und/oder
- - des Zeitpunkts, an dem das Fahrwerk ausgefahren wird.
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In einem Ausführungsbeispiel ist mindestens eines der oben genannten Elemente ausschließlich für das entsprechende Element der aktiven Flugbahn. Die Anzeige des angezeigten Elements der Referenzflugbahn bewirkt, dass die Anzeige des entsprechenden Elements der aktiven Flugbahn unterdrückt wird. Dadurch wird die Anzeige geordnet, um das Verständnis durch die Besatzung zu erleichtern.
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Nachdem die in dem ursprünglichen Berechnungsschritt E1 oder nach einem der Änderungsschritte E2, E31, E32, E33, E34, E4 berechnete Referenzflugbahn durch den Stabilisierungstest validiert wurde, kann eine Änderung der Umstände (z. B. eine Aktion des Piloten, eine Änderung der Wetterbedingungen ...) die validierte Referenzflugbahn ungültig machen.
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Vorzugsweise wird das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs periodisch durchgeführt, um festzustellen, ob die Berechnung einer neuen Referenzflugbahn erforderlich ist, und um diese neue Referenzflugbahn neu zu berechnen.
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Das periodisch implementierte Verfahren zur Unterstützung des Anflugs umfasst die Überprüfung der Gültigkeit der aktuellen Referenzflugbahn (d. h. der zuletzt validierten und übertragenen Referenzflugbahn).
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Die Überprüfung der aktuellen Referenzflugbahn umfasst die Anwendung eines Ungültigkeitstests, mit dem überprüft wird, ob die aktuelle Referenzflugbahn weiterhin gültig ist.
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Der Ungültigkeitstest wird z. B. periodisch angewendet, um periodisch zu überprüfen, ob die aktuelle Referenzflugbahn weiterhin gültig ist. Die Überprüfungsperiode liegt zum Beispiel zwischen 1 und 20 Sekunden, insbesondere zwischen 1 und 5 Sekunden.
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Solange die aktuelle Referenzflugbahn gültig bleibt (der Ungültigkeitstest ist negativ), wird die aktuelle Referenzflugbahn verwendet, z. B. indem sie auf einer Anzeigevorrichtung angezeigt bleibt, die der/die Pilot(en) lesen kann.
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Wenn der Ungültigkeitstest positiv ausfällt (die aktuelle Referenzflugbahn ist nicht mehr gültig), umfasst das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs die Wiederaufnahme der Berechnung einer Referenzflugbahn.
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In einem Ausführungsbeispiel erfolgt die Wiederaufnahme der Berechnung einer Referenzflugbahn, indem wieder bei dem ursprünglichen Berechnungsschritt E1 begonnen wird.
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Alternativ wird die Wiederaufnahme der Berechnung einer Referenzflugbahn durchgeführt, indem von der aktuellen Referenzflugbahn ausgegangen und die Berechnung an dem Schritt wieder aufgenommen wird, an dessen Ende die aktuelle Referenzflugbahn freigegeben wurde. Der von dem Verfahren zur Unterstützung des Anflugs implementierte Berechnungsschritt ist dann eine weitere Iteration dieses Berechnungsschritts oder der nächste Berechnungsschritt.
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Der Ungültigkeitstest unterscheidet sich vorzugsweise von dem Stabilisierungstest. Insbesondere sind der Stabilisierungstest und der Deaktivierungstest bereitgestellt, damit die Bestätigung und Deaktivierung einer Referenzflugbahn mit einem Hystereseeffekt erfolgt.
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Dadurch wird verhindert, dass eine validierte Referenzflugbahn zu schnell für ungültig erklärt wird, was zum Beispiel zu häufigen Änderungen der Referenzflugbahn führen könnte, die dem/den Piloten oder der Flugsicherung vorgeschlagen und auf einer Anzeigevorrichtung angezeigt wird.
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Wie bereits erwähnt, umfasst der Stabilisierungstest in einem Ausführungsbeispiel den Vergleich der Länge der Flugbahn mit einer für die Landung erforderlichen Entfernung.
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In diesem Fall umfasst der Ungültigkeitstest in einem Ausführungsbeispiel das Vergleichen der Abweichung zwischen der erforderlichen Entfernung und der Länge der Referenzflugbahn mit einem Abweichungsschwellenwert, wobei die Referenzflugbahn ungültig gemacht wird, wenn die Abweichung größer ist als der Abweichungsschwellenwert. Der Abweichungsschwellenwert liegt z. B. zwischen 1 und 2 nautischen Meilen.
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Wie bereits erwähnt, umfasst der Stabilisierungstest in einem weiteren Ausführungsbeispiel die Überprüfung einer oder mehrerer Validierungsbedingungen, wobei jede Validierungsbedingung einen Parameter berücksichtigt und auf den Punkt der Flugbahn angewendet wird, an dem sich das Luftfahrzeug 2 auf der Stabilisierungshöhe AS befindet, d. h. indem der Wert dieses Parameters an dem Punkt der Flugbahn angenommen wird, an dem sich das Luftfahrzeug 2 auf der Stabilisierungshöhe AS befindet.
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In diesem Fall umfasst der Ungültigkeitstest vorzugsweise eine jeweilige Ungültigkeitsbedingung, die mit jeder Validierungsbedingung assoziiert ist und denselben Parameter wie die assoziierte Validierungsbedingung verwendet, mit einer Ungültigkeitsspanne, die sich von der Validierungsspanne unterscheidet, wenn eine Validierungsspanne verwendet wird, sodass eine Hysterese auf diesen Parameter angewendet wird.
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In einem Ausführungsbeispiel umfasst der Ungültigkeitstest für jede Validierungsbedingung die assoziierte Ungültigkeitsbedingung, die aus den folgenden Ungültigkeitsbedingungen ausgewählt wird, wobei jede Ungültigkeitsbedingung auf den Punkt auf der Flugbahn angewendet wird, an dem sich das Luftfahrzeug 2 auf der Stabilisierungshöhe AS befindet:
- - die vorhergesagte Geschwindigkeit ist größer als die Anfluggeschwindigkeit, erhöht um eine vordefinierte Spanne der Ungültigkeitsgeschwindigkeit (z. B. 10 Knoten), die strikt größer ist als die Gültigkeitsgeschwindigkeitsspanne;
- - die vorhergesagte vertikale Abweichung ist größer als eine vorherbestimmte ungültige vertikale Abweichungsspanne (z. B. 100 Fuß), die strikt größer ist als die vertikale Abweichungsspanne der Validierung;
- - die vorhergesagte Vertikalgeschwindigkeit ist größer als die vertikale Geschwindigkeit, die der Referenzsteigung entspricht, erhöht um eine Spanne der vertikalen Ungültigkeitsgeschwindigkeit (z. B. 100 Fuß/Minute), die strikt größer ist als die Spanne für die vertikale Gültigkeitsgeschwindigkeit;
- - das Fahrwerk ist nicht wie vorhergesagt ausgefahren;
- - die Landekonfiguration ist nicht wie vorhergesagt erweitert;
- - der Schub ist auf der Stabilisierungshöhe zuzüglich einer Spanne für die Invalidierungshöhe (z. B. eine Spanne gleich null), die strikt unter der Spanne für die Validierungshöhe ist, nicht im Leerlauf.
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In einem besonderen Ausführungsbeispiel ist das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs von einem Flugmanagementsystem vom Typ FMS implementiert.
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Es kann auch ein anderes System verwendet werden, mit dem die Besatzung ausgerüstet ist, z. B. eine elektronische Flugtasche (oder EFB für „Electronic Flight Bag“).
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Generell wird das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs durch einen Computer implementiert, insbesondere durch ein elektronisches System, das für die Implementierung des Verfahrens zur Unterstützung des Anflugs konfiguriert ist.
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In einem Ausführungsbeispiel, wie veranschaulicht in 1, umfasst das für die Durchführung des Verfahren zur Unterstützung des Anflugs konfigurierte elektronische System mindestens einen Prozessor 32 und einen Speicher 34, wobei jedes Modul des elektronischen Systems (z. B. Flugplanmodul 10, Modul für laterale Flugbahn 16, Vorhersagemodul 18 eines Flugmanagementsystems) in Form einer Softwareanwendung bereitgestellt ist, die von dem Prozessor ausgeführt werden kann, wenn sie auf dem Speicher gespeichert ist.
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Alternativ ist mindestens eines der Module in Form einer programmierbaren Logikkomponente (z. B. FPGA) oder eines dedizierten elektronischen Schaltkreises (oder ASIC) bereitgestellt.
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Es kann ein Computerprogrammprodukt bereitgestellt sein, das Softwarecodeanweisungen enthält, die von einem Computer ausgeführt werden können, wenn sie in einem Speicher gespeichert sind, und mit denen das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs implementiert werden kann. Mit einem solchen Computerprogrammprodukt kann beispielsweise ein elektronisches System, insbesondere ein Flugmanagementsystem oder eine elektronische Flugtasche, aktualisiert werden, sodass dieses elektronische System nun das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs ausführen kann.
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Das elektronische System muss nicht unbedingt an Bord des Luftfahrzeugs sein. Tatsächlich könnte sich das elektronische System in einem entfernten Cockpit befinden, das sich z. B. am Boden oder in einem anderen Fahrzeug, wie z. B. einem anderen Luftfahrzeug oder einem Schiff befindet. Dies gilt insbesondere für den Fall, dass es sich bei dem Luftfahrzeug um eine ferngesteuerte Drohne handelt.
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Darüber hinaus könnte das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs auch in einem Luftfahrzeug mit Pilot an Bord oder ohne Pilot an Bord ausgeführt werden, das einen Autopiloten besitzt, der autonom genug ist, um die Sink- und Anflugphase sowie die Landung selbstständig auszuführen, wobei er möglicherweise Anweisungen der Flugsicherung befolgt.
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In diesem Fall umfasst der Übertragungsschritt die Übertragung der Flugbahn an den Autopiloten, ohne Anzeige.
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Dank der Erfindung ist es möglich, eine Referenzflugbahn mit minimaler Länge zu erlangen, die eine Landung ermöglicht, wobei die verwendeten Berechnungshypothesen explizit dargestellt werden.
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Solange das Luftfahrzeug also eine „konservativere“ (d. h. „längere“) Flugbahn fliegt, sieht der Pilot sehr deutlich, dass eine Stabilisierung möglich ist, und leitet daraus natürlich eine operative Spanne ab. Wenn umgekehrt die geflogene Flugbahn weniger „konservativ“ ist als die Mindestflugbahn (worunter „kürzer“ zu verstehen ist), versteht der Pilot sofort, dass eine oder mehrere Aktionen erforderlich sind, damit er mehr Energie abbauen kann, und er kann entsprechend handeln.
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Das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs ermöglicht die Berechnung einer effektiven Strategie zur Stabilisierung des Luftfahrzeugs auf der Stabilisierungshöhe, um die Entscheidungsfindung an Bord und die Erörterung mit der Flugsicherung im Hinblick auf die Landung zu erleichtern.
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Das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs reduziert die Arbeitsbelastung der Besatzung erheblich. Im Falle eines Versagens der Besatzung ermöglicht es dem System, das Luftfahrzeug selbstständig und sicher zu landen.
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Das Verfahren zur Unterstützung des Anflugs kann vorteilhafterweise mit einem Boden/Bord-Datenaustauschsystem gekoppelt werden, damit die Flugsicherung die Energiesituation und die tatsächliche Leistung des Luftfahrzeugs in den an sie gesendeten Anweisungen berücksichtigen kann. Es kann auch mit Flugbahnsicherungssystemen wie TAWS („Terrain Avoidance Warning System“), TCAS („Traffic Collision Avoidance System“) oder anderen gekoppelt sein, sodass die Besatzung vor einem möglichen Konflikt mit einem Hindernis (Wetter, Gelände, Verkehr, gesperrter Luftraum usw.) gewarnt wird. Die Berücksichtigung der Umgebung und der äußeren Beschränkungen kann auch ermöglichen, dass automatisch eine alternative Flugbahn vorgeschlagen wird, die es bei Kopplung mit einem Löser ermöglicht, Hindernissen auf intelligente Weise auszuweichen.
