DE2638682A1

DE2638682A1 - Verfahren und anordnung gegen windscherprobleme bei der luftfahrzeugfuehrung

Info

Publication number: DE2638682A1
Application number: DE19762638682
Authority: DE
Inventors: John Henry Bliss
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1975-08-29
Filing date: 1976-08-26
Publication date: 1977-03-24
Also published as: GB1561056A; JPS6240B2; JPS5229099A; FR2322050A1; IT1067548B; US4021010A; US4106731A; DE2638682C2; FR2322050B3; IL50353A; CA1092690A

Description

Abbruch des Anflugs in Betracht ziehen und einen Anflug aus 'einer anderen Richtung wählen, wie sie sich aus dem Oberflächenwind und der Drift zum Zeitpunkt des Anflugabbruchs ergibt. Dieser Zustand wird von einer Rückwindkomponente in Flughöhe bewirkt, deren Wert der Pilot aus der Fahrt- und der Bodengeschwindigkeit ermitteln kann.

Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein die .Luftfahrzeug- '-führung und insbesondere ein Verfahren und eine Anordnung, mit denen sich Probleme der Luftfahrzeugführung überwinden lassen, \ die von der Windscherung aufgeworfen werden.

Das wetter und der wind sind für den Piloten eines Luftfahrzeugs immer von erheblicher Wichtigkeit gewesen. Seit den Erfahrungen der Gebrüder Wright, die einen Ort mit günstigem 1/Jind i

i und wetter für ihre Experimente gewählt haben, bis zum Piloten

eines modernen Düsenflugzeugs sind die meisten '«etterfaktoren ^; durch die Technologie und den apparativen Aufwand des modernen Düsenverkehrsflugzeugs mit dem ±ieiseflug in großen Höhen, Radar und den Fortschritten der Aerodynamik gelöst worden.

Gleichzeitig mit der Entwicklung großer und massiver Luftfahrzeuge hat sich ein Problem entwickelt, das man als "Windscherung" ! (' wind shear¹) bezeichnet. Dieses Problem gibt es seit den j

ι Anfängen der Luftfahrt, wird aber erst ernst, wenn ein massives j Flugzeug sich auf die eigene Beschleunigung verlassen muß, um

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mit der Windscherung fertigzuwerden. Folglich hat es viele Unfälle gegeben, bei denen die Windscherung eine Holle spielte, und vermutlich die Ifinds eher ung auch viele Unfälle verursacht, obwohl sie ihr nicht zugeschrieben wurden. Erst seit kurzem hat man die Windseherung untersucht und ihre Wichtigkeit voll erkannt. Je mehr Informationen über sie zusammengetragen werden, desto klarer wird, ein wie ernstes Problem sie darstellt. Außerdem ist dieses Problem komplex genug, um eine leicht verständliche Lösung nicht zuzulassen.

Während die Piloten üblicherweise IPahrtgeschwindigkeit zugaben, um einen bekannten \»'indscherzustand aufzufangen, ist man in der Luftfahrt heutzutage nicht in der Lage, auf unerwartete I/indscherung· zu reagieren. Die einzige Vorwarnung, die der lilot u.U. erhult, ist der Bericht eines anderen Piloten, der eine windscherun^- durchflogen hat. Selbst bei einer Vorwarnung jedoch muß der Pilot den Zustand erraten, und dieser kann sich ändern oder £-;sr umkehren, wenn der Pilot ihn schließlich antrifft. Ls gibt derzeit an Bord irgendeines Luftfahrzeuges keinerlei ■ Kittel, die den Piloten mit Informationen über seinen VnOü.entanen Zustand hinsichtlich der vvindscherung beliefern, geschweige denn über das, was er voraus antreffen mag. ^r muß den Anflug voll- : ständig nur unter Aufrechterhaltung einer iPahrtgescnwindigkeit fliegen, ob von Hand oder mit dem Autopilot, iiiese Schwierigkeiten addieren sich, wenn man den Autopilot und einen automatischen Leistungsregler einsetzt.

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Eine Windscherung, die das Flugzeug in Bodennähe mit zu geringem:

j Schub zurückläßt, kann besonders gefährlich, sein, wie im folgen-'

den beschrieben. .

Während das Flugzeug im Landeanflug absinkt, trifft es auf einen' stetig zunehmenden Rückwind, der eine konstante, geringfügig höhere Leistung als normal erfordert, um eine konstante Fahrtgeschwindigkeit beizubehalten. Dieser Zustand tritt bei sowohl der automatischen Leistungsregelung als auch bei einer Regelung von Hand auf. Kurz vor der Landebahn nimmt der Rückwind ab und die Fahrtgeschwindigkeit steigt, was eine Rücknahme der Leistungszufuhr erfordert, um die gewünschte Fahrtgeschwindigkeit zu halten. Immer noch kurz vor der Landebahn sinkt nun die -ü'ahrtgeschwindigkeit in einem geringen, aber stetigen Gegenwind infolge der geringen Leistungszufuhr abrupt ab und der Pilot muß Leistung zugeben, um auf der Landebahn aufsetzen zu können; die hotoren beschleunigen jedoch nur verzögert. Der Pilot hat alles getan, was die akzeptierte Luftfahrzeugführung von ihm ; verlangt; dennoch ereignet sich ein weiterer Unfall infolge "menschlichen Versagens", denn er hatte nicht genug Fahrt, um die Landebahn zu erreichen. Diese Art der Windscherung kann besonders hinterhältig sein, denn sie tritt ohne wesentliche Turbulenzen und nur so allmählich auf, daß sie kaum wahrnehmbar sind. Es haben sich mehrere Unfälle in solchen Situationen ereignet.

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Dies ist nur eine Erläuterung der Probleme, die durch die Windscherung aufgeworfen werden. Es ist das Ziel der vorliegenden Erfindung, diese Probleme zu lösen durch ein System und ein Verfahren, mit denen diese Schwierigkeiten sich so weit wie möglich innerhalb des Systems und des Verfahrens selbst lösen lassen.

Es ist ein Hauptziel der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren und eine einfache Anordnung anzugeben, die zuverlässige Informationen liefern, aus denen der Pilot schnell und genau den Leistungsbedarf des Plugzeugs zur sicheren Landung oder zum sicheren Start innerhalb eines breiten Bereichs von Windscherbedingungen bestimmen kann.

In jedem Augenblick während des Plugs eines Luftfahrzeugs besteht ein quantitativer Zusammenhang zwischen der angezeigten Pahrtgeschwindigkeit, der V.indkomponente und der Geschwindigkeit über Boden. In jedem Augenblick haben die Fahrtgeschwindigkeit, die Windkomponente und die Geschwindigkeit über Boden relativ zueinander einen berechenbaren Wert. Ändert sich einer dieser drei Werte, ändert sich auch augenblicklich mindestens einer der beiden anderen. Die Geschwindigkeit über Boden kann sich nicht augenblicklich ändern - ebensowenig wie man mit einem Kraftfahrzeug mit 120 km/h fahren und dann augenblicklich auf 60 km/h abbremsen kann. Während ein Plugzeug beim Landeanflug verschiedene Luftschichten durchstößt, können augenblickliche Änderungen der Windkomponente auftreten, die auch augenblick-

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lieh die Fahrtgeschwindigkeit ändern; der Pilot verlangsamt oder beschleunigt dann, um seine Fahrtgeschwindigkeit zurückzubekommen. Solange diese augenblicklichen Änderungen den Betriebsbereich des Flugzeugs und seine Fähigkeiten nicht übersteigen, ist es durchaus möglich, innerhalb dieser Parameter das Flugzeug zu fliegen. Zuweilen verlassen die änderungen der Fahrtgeschwindigkeit jedoch, jeden kontrollierbaren Flugzustand. _; Tritt dies in Bodennähe ein, kann es zu einer Katastrophe kommen. Die Fahrtgeschwindigkeit hängt vollständig davon ab, welche Änderungen die Windkornponente erfährt. Ein plötzlicher j

Abfall der Windkomponente um 20 kn senkt auch die Fahrtgeschwindigkeit um 20 kn. Die Geschwindigkeit über Boden kann sich nur ^:- in den Grenzen der Beschleunigung des Flugzeugs ändern.

Im Prinzip geht die Erfindung davon aus, Informationen über die Geschwindigkeit über Boden in die normale Anfluggeschwindig- ; keitsinformation als zusätzlichen hinimumparamster für einen sicheren Landeanflug aufzunehmen. Nutzbare Bodengeschwindigkeitsinformation zu diesem Zweck steht dem Piloten derzeit nur aus einem Inertialnavigationssvsterc (INS) zur Verfügung. Die Ii^iS-Information läßt sich leichter und vollständiger in ein automatisches Anflugsystem integrieren, indem man einen gewünschten Gesamtvektor verwendet, den man aus der Landebahnrichtung und der erwarteten Geschwindigkeit über Boden berechnet, die man ableitet, indem man 2/3 der Oberflächengegenwindkomponente von der normalen erwarteten Anflugbodengeschwindigkeit abzieht. Ide Verwendung dieses erwarteten Gesamtvektors in

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dem Inertailnavigationssystem als primäres Kriterium und weiterhin der Korrekturen aus den vom Landekurssender gelieferten und Gleitwinkel-Informationen dürfte die beste Methode sein, die INS-Information in das Anflugproblem einzuführen. Der übrige Teil dieser Beschreibung wird sich hauptsächlich damit befassen, ^; wie die Erfindung das Windscherproblem löst, wobei angenommen sei, daß der Pilot von Hand anfliegt. Die gleichen Prinzipien

ι
gelten jedoch auch für ein automatisches Anflugsystem, wo sie ■

anwendbar sind.

J In apparativer Hinsicht faßt die Erfindung ins Auge, die Geschwindigkeit über Boden gemeinsam mit der Fahrtgeschwindigkeit entweder mit dem gleichen Instrument in Form eines zweiten, koaxial angebrachten Zeigers für die gleiche Geschwindigkeitsskala oder mit einer sich bewegenden Leuchtdiodenanaä-ge anzuzeigen, die so angebracht ist, daß sie die Ablesung auf der

: Fahrtgeschwindigkeitsskala entweder im Instrument oder auf einer zusätzlichen Glas- oder transparenten Fläche gestattet. Weiterhin kann man eine Digitalanzeige im oder in der Nähe des IFahrtgeschwindigkeitsmessers oder jede andere Art einer Anzeige verwenden oder die Boden- mit der Fahrtgeschwindigkeit zusammengefaßt anzeigen, wobei die beschriebenen Verfahrensweisen und EiirLchtungen benutzt werden, und unabhängig davon, ob eine visuelle Anzeige erfolgt oder diese in ein automatisches Anflugsystem eingebaut sind oder eine andere Form einer Anzeige (beispielsweise eine projizierte Frontscheibenanzeige) verwendet wird.

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In verfahrenstechnischer Hinsicht erlaubt die Erfindung, die • dem Flugzeug wahrend des Landeanflugs unter Windschubbedingungen zuzuführende Leistung auf intelligente Weise zu bestimmen, indem man grundsätzlich (a) die Abweichung der tatsächlichen , Fahrtgeschwindigkeit von der gewünschten Landefahrtgeschwindigkeit und die Abweichung der tatsächlichen Geschwindigkeit über Boden von der gewünschten Landebodengeschwindigkeit bestimmt und (b) aus diesen Abweichungen eine Anzeige ableitet, aus der der Pilot schnell feststellen kann, ob die Leistungszufuhr zu den Motoren erhöht oder gedrosselt werden muß.

In apparativer Hinsicht weist die Erfindung grundsätzlich folgen de !'eile auf: (a) eine erste Einrichtung zum Überwachen der Abweichungen der tatsächlichen Fahrtgeschwindigkeit des Flugzeugs von der gewünschten Landefahrtgeschwindigkeit und der Abweichung der tatsächlichen Geschwindigkeit des Flugzeugs über Boden von der gewünschten Landebodengeschwindigkeit sowie (b) eine zweite, ι mit der ersten gekoppelte Einrichtung, die eine Anzeige liefert,

j aus der der Flugzeugführer schnell bestimmen kann, ob die Motorenleistung erhöht oder gedrosselt werden muß.

Diese und andere Ziele und Vorteile der Erfindung sowie die Einzelheiten einer beispielhaften Ausführungsform sollen nunmehr unter Bezug auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben werden.

Fig. 1 zeigt eine Instrumentenanordnung in einem Flugzeug;

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Jig. 2 ist ein vereinfachtes Blockdiagramm eines Systems zum Betrieb der Schnell/Langsam-Anzeige der Fig. 1;

Fig. 3 ist ein vollständiges Blockdiagramm eines Systems zum Betrieb der Schnell/Langsam-Anzeige sowie anderer Einrichtungen· und

Fig. 4- ist eine Gruppe von Diagrammen, die die eingestellten und die tatsächlichen Fahrt- und Bodengeschwindigkeitswerte für fünf verschiedene Fälle von Windbedingungen zeigen.

Die Verwendung des vorliegend beschriebenen Systems erfordert, daß man die Jeweils geringere der normalen angezeigten Anflug-Fahrtgeschwindigkeit und einer vorbestimmten Anflug-Bodengeschwindigkeit im Vergleich zum jeweils vorbestimmten Einstellwert als Anflugkriterium auswertet. Diese beiden Werte sind die Befehlsfunktionen, die beim Anflug auf eine Schnell/Langsam-Anzeige und einen automatischen Leistungsregler sowie eine "Rückenwind-Warnung"-Einrichtung gegeben werden, um den Pilot zu warnen, wenn die Bodengeschwindigkeit die tatsächliche Fahrtgeschwindigkeit beispielsweise um 5 kn oder mehr übersteigt. Wird diese Warnung ausgelöst, sollte er einen Abbruch des Landeanflugs in Betracht ziehen und einen Anflug aus einer anderen Richtung wählen, die sich aus dem Oberflächenwind und seiner Drift zum Zeitpunkt des Abbruchs ergibt. Dieser Zustand wird verursacht durch eine Rückenwindkomponente in Flughöhe, deren V/ert der Pilot aus seiner Fahrtgeschwindigkeits- und Bodenge-

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schwindigkeitsanzeige bestimmen kann.

Wie in J¹Ig. 1 gezeigt, weist ein Instrument 10 für die kombinierte Fahrt- und Bodengeschwindigkeitsanzeige ein Gehäuse 11

; und eine Skala 12 mit Geschwindigkeitsangaben in "Knoten" auf, wie dargestellt. Ein berechneter Einstellwert für die Bodengeschwindigkeit wird auf dem Instrument eingestellt, indem man den Knopf 13 dreht, der die Marke 14 auf dem drehbaren Ring 15 um die Zeigerachse 20 dreht. Weiterhin wird auch ein berechneter Viert für die Fahrtgeschwindigkeit am Instrument eingestellt,

; indem man den Knopf 16 dreht, der die Markierung 17 auf dem

■ Drehring 18 um die Achse 20 dreht. Die Markierungen 14 und 17 befinden sich an den Geschwindigkeitsziffern auf der Skalenscheibe.

j In dieser Hinsicht wird der Wert der Fahrtgeschwindigkeit auf j herkömmliche weise auf einen normalen Anflugwert eingestellt. J Weiterhin stellt man den Wert der Geschwindigkeit über Boden typischerweise wie folgt ein: Zunächst rechjbnet man die normale Anflugfahrtgeschwindigkeit nach Maßgabe der Flughöhe und der iemperaturkorrekturen für die Höhe des Flugplatzes zur wahren Fahrtgeschwindigkeit um und subtrahiert dann 2/3 der Oberflächen· gegenwindkomponente, aber nicht mehr als 20 kn. Diese Werte sind nur beispielhaft und begrenzen nicht den Umfang der vorliegenden Erfindung. Um weiterhin die Bodengeschwindigkeit für den Abflug einzustellen, wendet man die gleichen Korrekturen auf die V2-Geschwindigkeit (die beabsichtigte Abhebe- und anfänglich

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AufstiegsgesctLwindigkeit) an und. der Pilot überwacht diese Zeiger gegenüber den Einstellwerten. Die vorgehenden Erläuterungen der Verwendung der Bodengeschwindigkeit und der Fahrtgeschwindigkeit während des Landeanflugs sollen nur als allgemeine Erläuterung des Systems gelten, nicht aber die Benutzung dieser "Verfahrensweise einschränken. Beispielsweise kann die Bodengeschwindigkeit relativ zu einer Landebahn oder auch relativ zum Landedeck eines Flugzeugträgers gelten oder man kann unterschiedliche Geschwindigkeitswerte verwenden, ohne den Grundgedanken des Verfahrens zu verlassen.

Die tatsächliche bzw. angezeigte Bodengeschwindigkeit ergibt

sich aus der Drehlage des Zeigers 21 in Fig. 1, die angezeigte Fahrtgeschwindigkeit aus der Drehlage des koaxialen Zeigers Geeignete Antriebe für die Zeiger sind mit 23 und 2pa bezeichnet.

ι Wie nun in Fig. 2 gezeigt, kann ein Sensor 25 wie beispielsweise ein Pilotrohr mit zugeordnetem Wandler Signale 24- für die angezeigte Fahrtgeschwindigkeit liegen, desgleichen ein Sensor 27 Signale 26, die die tatsächliche Bodengeschwindigkeit darstellen. Hierbei kann es sich um ein Inertialnavigationssystem, j einen Teil eines Dopplerradars oder eine Entfernungsmeßstation j

i handeln, die entlang des Anflugweges liegt. Wenn weiterhin ein Bodensender beispielsweise eines Instrumentenlandesystens auf einer genauen Frequenz sendet und der Empfänger im Flugzeug auf eine genaue Frequenz abgestimmt ist, kann man die Doppler-

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η ι

differenz als Bodengeschwindigkeit mit einem geeigneten Gerät ι auslesen lassen. Diese Maßnahme erfordert wahrscheinlich einen temperaturstabilisierten Quarz im Sender, einen weiteren im Empfänger und die entsprechenden Anlagenteile im !Flugzeug, um die Frequenzdifferenz als Bodengeschwindigkeit zu erfassen und auszugeben. Das vorliegende Anflugsystem und dessen Verfahrensweisen lassen sich jedoch unabhängig vom eingesetzten System zur

. Ermittlung der Bodengeschwindigkeit verwenden, sofern dieses : ausreichend genau arbeitet.

In der Fig. 2 werden die Eingangssignale 13 und 26 für die Boden·- geschwindigkeit im Komparator 28 verglichen, die Eingangssignale : 16 und 24 für die Fahrtgeschwindigkeit im Komparator 29. Die ' Ausgangssignale 30 und 31 der beiden Komparatoren werden dann im Komparator 32 verglichen; das geringwertige der beiden Signal^ 30 und 31 (im Vergleich zu seinem eigenen Einstellwert) wird dann dazu ausgewählt, der Schnell/Langsam-Anzeige 34- ein Eingangsbefehlssignal zu geben. Beispielsweise kann man das Eingangssignal 33 in den Anzeigeproportionalantrieb 33a in Fig. 1 einspeisen. Alternativ kann man eine Digitalanzeige mit Antrieb einsetzen. Zeigt die Anzeige LANGSAM an, gibt der Pilot Leistung zu, bis die Anzeige auf Null steht; wenn umgekehrt die Anzeige SCHNELL angibt, nimmt der Pilot Leistung zurück, bis die Anzeige wieder auf Null steht.

In der vollständigeren Darstellung des Systems der Fig. 3 gelten für die der Fig. 2 entsprechende Teile die gleichen Bezugszahlen Zusätzlich kann das Ausgangssignal des Komparators 32 bei 33a

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(bzw. kann ein Signal aus der Anzeige 34 bei 59) auf die Leistungsregelautomatik 60 gegeben werden, die die Leistungszufuhr zu den Motoren einstellt, um die Leistungszufuhr jeweils i
so zu ändern, daß die Anzeige der Schnell/Langsam-Anzeige 34

auf Null zurückkehrt.

Sämtliche der in Fig. 4 dargestellten Beispiele gehen vom ! Idealfall aus, daß der Pilot die Leistungszufuhr genau einstellt

\ um die Schnell/Langsam-Anzeige auf Null zu halten.

Fall 1

Das linke Diagramm zeigt einen Zustand ohne Rücken- oder Gegenwind zwischen der Landebahnhöhe (5000 Fuß) und einer Flughöhe von 7000 Fuß. Im rechten Diagramm ist die Marke 14 für die Bodengeschwindigkeit auf 164 kn (d.h. für eine Bodenhöhe von 5000 Fuß und 20 °0) gestellt. Die tatsächlichen Zeigerwerte der Bodengeschwindigkeit bei unterscniedlichen Bodenhöhen⁰sind mit der Kurve 40 gezeigt, die zur Höhenkorrektur leicht geneigt ist. Die Marke 17 für die Fahrtgeschwindigkeit ist auf I50 kn gestellt und die Kurve 41 der angezeigten Fahrtgeschwindigkeit bleibt für alle Flughöhen auf I50 kn. In diesem Beispiel wird die Schnell/Langsam-Anzeige durch den Ausgang des Fahrtgeschwindigkeitskomparators 29 bestimmt, da diese Anzeige die geringae (gleich Null) ist. Der Zweck dieses Beispiels ist lediglich, die Zusammenhänge aller dieser Werte mit der Flughöhe darzustellen. Die übrigen Fälle vereinfachen die Darstellung relativ

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zur Flughafenhöhe auf Meeresspiegel unter Normalbedingungen.

Fall 2

j Im linken Diagramm zeigt die Windkurve 39j daß ein Gegenwind von 40 kn in 2000 Fuß Höhe über einem Flugplatz auf heeres-

; spiegelniveau und ein Gegenwind von 15 kn auf Flugfeldhöhe (relativ zur Anflugrichtung des Flugzeugs) vorliegen. Der Pilot stellt die Fahrtgeschwindigkeitsmarke auf I50 und die Bodenge-

■ schwindigkeitsmarke auf 140 (I50 minus 2/3 x 15)· Die Linie ^! zeigt, daß die tatsächliche Bodengeschwindigkeit während des

■ Absinkens auf 140 kn bleibt, um die öchnell/Langsarn-Anzeige auf ; Null zu halten; die Schnell/Langsam-Anzeige wird also vom Ausgangssignal des Bodengeschwindigkeitskomparators 28 betätigt

: (die Fahrtgeschwindigkeitslinie 41 bei einer Höhe von 2000 Fuß ist für 26 kn über dem Einstellwert angegeben, d.h. 180 - I50 = 30, höhen- und temperaturkorrigiert auf 26 kn). Zur Vereinfachung; J sind die folgenden Fälle nicht höhenkorrigiert. Höhenkorrektur = 2 kn für 1000 Fuß Höhe.

Fall 3

Die linke Kurve zeigt, daß ein 40-kn-Gegenwind bei 2000 Fuß Höhe auf einen 20-kn-Rückenwind bei 1000 Fuß abfällt; danach nimmt der Wind auf einen 24-kn-Gegenwind auf der Flugfeldhöhe zu. Im rechten Diagramm setzt der Pilot seine Fahrtgeschwindigkeitsmarke auf 150 kn und die Bodengeschwindigkeitsmarke auf 134 (150 minus 2/3 χ 24). Die angezeigte Fahrtgeschwindigkeit is

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174· kn (134- + 4O) bei 2000 Fuß« Während des Absinkens auf 1600 Fuß "betätigt das Äusgangssignal des Bodengeschwindickeitskomparators die bchnell/Langsam-Anzeige. Beim Erreichen von 1600 Fuß nimmt die angezeigte Fahrtgeschwindigkeit auf I50 kn infolge des verringerten Gegenwinds ab, so daß das Ausgangssignal des Fshrtgeschwindigkeitskomparators Hull wird und nun die Schnell/ Langsam-Anzeige bestimmt. Bei weiterem Absinken nimmt der äückenwind zu, so daß die tatsächliche Bodengeschwindigkeit zunimmt, wie von der Linie 41a gezeigt. Erreicht die tatsächliche iiodenp-eschwixiait.iceit einen .·.ort von 5 kn ..-.Tder der tats.-chlichen Ji'ahrtgescawir-G-ijkeit (IpC), d.h. 1p> kn, kreuzt sie die üücLenwindwarnlinie 4-3 und bringt die .-dickemvindvarnlaü/pe - vergleiche Fig. 3? wo das Ausrangssignal 26' des Lessors 27 für die wahre Bodengesci-iwindigkeit in 4-4- mit den: Ausgangssip;nal 4-5 des i''ahrtgeschwindigkeitsmessers ^ζι-ό verglichen wird, was den o der Linie 43 in der l^ig. 4-, i'all 3, festsetzt.Das Äu 4-7 des ivoiiiparators 4-4- triggert einen Schalter 4-7'a, der die ftarnlampe 4-8 schaltet, die dem Piloten anzeigt, daß er einen

_: Abbruch des Landeai'aflugs in Betracht ziehen sollte, ^b er dies tut oder nicht, ist eine Sache seines Urteils, ob sich der

, Schubwind im Verhältnis der verfügbaren Höhe noch, sicher aus- ; fliegen läßt. Vergl. auch i^:ig. 1.

; Im Fall 3 niramt die Boaenrcescuwindigkeit bei 20 kn Rückenwind

{ (100C Fuß höhe) auf I70 kn zu. Bei weiterem Absinken nimmt der ! iiückenwind ab, und wenn die Bodenpreschwindig-keit unter die j Linie 4-3 abfällt, erlöscht die Lampe 4-6. Das Auseangssignal o.es

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Fahrtgeschwindigkeitskomparators 29 wirkt weiter auf die Schnell/Langsam-Anzeige, bis die wahre ßodengeschwindigkeit auf den Einst eil wert 154- abgefallen ist. Dann übernimmt das Ausgangssignal des Bodengeschwindigkeitskomparators die Betätigung der Schnell/Langsam-Anzeige, und die tatsächliche Bodengeschwindigkeit bleibt auf 134-, da der Pilot die Leistungszufuhr so nachstellt, daß sie dort bleibt, d.h. daß die Schnell/Langsam-Anzeige auf Null bleibt. Die angezeigte Fahrtgeschwindigkeit steigt bei 4-1b, bis sie bei Bodenberührung 156 kn erreicht.

Fall 4-

Auf Meeresniveau liegt kein Wind vor, so daß beide Einstellungen gleich sind, d.h. I50 kn. bei 2000 Fuß weht ein Rückenwind von 20 kn, so daß die Linie 4-0 der wahren Bodengeschwindigkeit sich

; auf 170 kn befindet. Die angezeigte Fahrtgeschwindigkeit ist 150 kn und bestimmt die Schnell/Langsam-Anzeige. Die Rückenwind-Warnlampe 48 ist eingeschaltet. Herrschen diese Bedingungen bis

; 1000 Fuß hinab, sollte der Pilot den Landeanflug unterbrechen und die Landebahn aus der entgegengesetzten Richtung anfliegen, wie im Fall 5 ausgeführt. Bricht er den Anflug nicht ab, riskiert er eine Gefahrensituation, wie sie zu Anfang erläutert wurde. Durch die vorliegende Erfindung weiß er dies bereits zu Beginn des Landeanflugs.

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Fall 3

Die Schnell/Langsam-Anzeige wird von dem Ausgangssignal des _: Bodengeschwindigkeitskomparators betätigt. Der Pilot reduziert ; mit abnehmendem Gegenwind die Leistungszufuhr und landet sicher.: Der Pilot hat eine Fahrtgeschwindigkeitsanzeige von 17Q-kn, : weiß aber, daß seine Geschwindigkeit gegenüber der Landebahn normale I50 kn beträgt, so daß er den Anflug sicher fortsetzen : kann, weiterhin weiß er, daß er zwischen seiner gegenwärtigen Position und der Landebahn auf Windscherung treffen wird, und

j er erhält eine augenblickliche Anzeige dieses Treffens, wenn

j die angezeigte Fahrtgeschwindigkeit abzunehmen beginnt. Bis zum Aufsetzen wird die Schnell/Langsam-Anzeige von der Bodengeschwindigkeitsanzeige bestimmt.

Die Vorteile des oben ausgeführten Verfahrens und der zugehörigen Anordnung sind folgende:

1. Der Pilot erhält Angaben zur Windkomponente und der Differenzen der Windkomponente zu der, die zu Beginn des Landeanflugs im Landegebiet herrscht.

2. Der Pilot kann den Wert einer V/indscherung fortwährend während des gesamten Anflugs überwachen.

3. Die Erfindung teilt dem Piloten mit, wann ein Anflug aus einer anderen Richtung sicherer ist. '

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4-, Der Pilot wird-."während des Landeanflugs vor gefährlichen Y/indbedingungen gewarnt.

5. Der Pilot kann aus der Instrumentenanzeige zum Zeitpunkt der Warnung ersehen, welche Richtung für einen Anflug sicherer ist- .

6. Die Erfindung addiert automatisch eine Fahrtgeschwindigkeit zu, die ausreicht, um jeder plötzlichen Abnahme der Windkomponente während des Landeanflugs entgegenzuwirken.

8. Die Erfindung gewährleistet das Landen ohne übermaßige Geschwindigkeit und damit ohne Überlaufen der Auslaufstrecke. '

9. Die Erfindung fügt dem Landeanflug- und uindscherproblem eine zusätzliche relative gleichmäßige Größe hinzu, die es -j ; dem Piloten möglich macht, regelmäßig sicherere und genauere

: Landeanflüge durchzuführen.
[■---."

j 10. Der Pilot kann ein unabhängiges und genaues Kaß der während des Starts tatsächlich vorliegenden Windkomponente überwachen und hat dies während des iJtarts zur "Verfügung.

11. Die Erfindung ist für den Einsatz als Standardverfahren bei jedem Anflug und Abflug gedacht, so daß der Pilot bei deren Benutzung eine hohe Geschicklichkeit erreicht.

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12. Die Erfindung eliminiert einen großen i^;eil der Verwirrung, die aus der ',vindsclierun.e en -steht, und ermöglicht es dem Piloten, sich frei und schneller auf andere Gesichtspunkte zu konzentrieren, was einen genaueren Anflug insbesondere bei ungünstigen V/indscherzuständen ergibt.

13- fiie Erfindung erlaubt dem Piloten, das .Flugzeug auf die erwarteten .bedingungen hin vorzutrimrnen und cLaLiit ia landegebiet mit einem sichereren i'lugzustand einzutreffen.

14-, Die Erfindung benutzt eine gleichmäßige tatsächliche Geschwindigkeit während des gesamten Landeanflugs, die eine konstante .'Sinkgeschwindigkeit auf der Gleitbahn ergibt.

15· Die Erfindung enthält eine riückenwindwarneinrichtung und liefert dem Piloten Informationen, die ihn befähigen, wirkungsvoll auf den j.tückenwind zu reagieren.

Vor dem Start setzt der Pilot die .j'ahrtgeschwindigkeitsein-

• stellung auf den normalen V2-lvert, wie bei den herkömmlichen ι

; Verfahren. Die Bodengeschwindigkeit wird auf entsprechende ',eise auf die Anflugeinstellung gesetzt. Die V2-GesclHir;.ndigkeit j sollte nach Maßgabe der ii'lugfeidhöhe und der jjexperaturkorrerctur minus 2/5 der Gegenwindkomponente in die tatsächliche i'ahrt— geschwindigkeit umgerechnet werden, fahrend des Starts kann :

die Schnell/Langsam-Anzeige nur von der !tTahrtgeschwindigkeits- J einstellung (V2) beherrscht werden. Der .Boden- und der Pahrt- ί geschwindigkeitszeiger lassen sich jedoch im Verhältnis zuein- ;

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ander und relativ zu ihren Einstellwerten überwachen, um die tatsächliche momentane Windkomponente während des gesamten Startvorgangs zu bestimmen. Bleiben die Zeiger nicht auf im Verhältnis zueinander richtigen Werten, stellt dies eine Warnung dar, daß die Windkomponente eine andere ist, als der Pilot vor dem Start berechnet hat. Insbesondere kann er hieraus ersehen, ob er bereits vor Erreichen der Geschwindigkeit V1 (Entscheidungsgeschwindigkeit) eine Rückenwindkomponente hat.

Patentansprüche

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Claims

Patentansprüche

1. Verfahren zur Bestimmung, der Leistungszufuhr zu einem Flugzeugmotor während des I.andeanflugs "bei Vorliegen von V/indscherzuständen, dadurch gekennzeichnet, daß man (a) die Abweichung der tatsächlichen von der gewünschten Fahrtgeschwindigkeit beim Landen und die Abweichung der tatsächlichen von der gewünschten .Bodengeschwindigkeit beim Landen überwacht und (b) diese Abweichungen zur Steuerung der Leistungszufuhr zum Flugzeug ausnutzt.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß diese Ausnutzung der Abweichungen eine Anzeige beinhaltet, aus der der Pilot schnell bestimmen kann, ob die Leistungszufuhr zu den hotoren erhöht oder gedrosselt werden sollte.

J. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß man die Abweichungen sichtbar anzeigt.

4-, Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß man

bestimmt, welche der Abweichungen die geringere ist und j diese geringere Abweichung zur Steuerung der Leistungsbeaufj schiagung ausnutzt.

5. Verfahren zur Lieferung einer Anzeige zur Bestimmung der einem Flugzeug während des Landeanflugs zuzuführenden Leistung, dadurch gekennzeichnet, daß man (a) einen ersten

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Wert, der einer gewünschten Bodengeschwindigkeit des Flugzeugs "beim Landen darstellt, bestimmt, (b) einen zweiten V.-ert bestimmt, der eine gewünschte Fahrtgeschwindigkeit des Flugzeugs beim Landen darstellt, (c) einen dritten Wert bestimmt, der die tatsächliche Bodengeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt, (d) einen vierten v/ert bestimmt, der die tatsächliche Fahrtgeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt, (e) einen fünften wert bestimmt, der die Differenz zwischen dem ersten und dem dritten *»;ert darstellt, und einen sechsten wert bestimmt, der die Differenz zwischen dem zweiten und dem vierten Wert darstellt, (f) den fünften und den sechsten Wert vergleicht, um zu bestimmen, welcher der geringere ist, und daß man (g) eine von dem geringeren Wert beherrschte Schnell/ Langsam-Anzeige vorsieht.

6. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß man den fünften wert so bestimmt, daß er den Betrag darstellt, um den der erste V/ert den dritten wert übersteigt.

7« Verfahren nach Anspruch 5» dadurch gekennzeichnet, daß man den sechsten Wert so bestimmt, daß er den Betrag darstellt, um den der zweite den vierten Wert übersteigt.

8. Anordnung zur Bestimmung der einem Flugzeuginotor während des Landeanflugs zuzuführenden Leistung, gekennzeichnet durch (a) eine erste Einrichtung zur Überwachung der Abweichung der tatsächlichen Fahrtgeschwindigkeit des Flugzeugs von der ge-

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wünschten Landefahrtgeschwindigkeit und der Abweichung der tatsächlichen Bodengeschwindigkeit des Flugzeugs von der gewünschten Landebodengeschwindigkeit, und durch (b) eine zweite Einrichtung, die an die erste Einrichtung; angekoppelt ist und eine Anzeige liefert, aus der der Plugzeugführer schnell bestimmen kann, ob die Leistungszufuhr zum ü'lugzeugmotor erhöht oder gedrosselt werden sollte.

9· Anordnung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Einrichtung eine Schnell/Langsam-Anzeige enthält.

10. Anordnung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Einrichtung einen ersten Komparator enthält, um den Abweichungen entsprechende signale abzuleiten. i

11. Anordnung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Einrichtung einen zweiten Komparator aufweist, der auf die Signale ansprechend ein weiteres, der Anzeige entsprechendes Signal ableitet.

12. Anordnung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Einrichtung ein Bodengeschwindigkeitsinstrument, das ein Öignal liefert, das die tatsächliche Bodengeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt, ein zusätzliches TAS-Instrument, das ein Signal liefert, welches einem gewählten Rücken wind-Schwellwert entspricht, und eine Komparatoreinrichtung aufweist, die betrieblich mit dem Bodengeschwindigkeits-

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und dem i^ahrtinstrument gekoppelt ist, das Bodengeschwindigkeit s- mit dem tatsächlichen Fahrtsignal vergleicht und eine wahrnehmbare Warnung liefert, wenn das Bodengeschwindigkeitsdas Fahrtgeschwindigkeitssignal übersteigt.

13· Anordnung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Einrichtung (a^) eine erste einstellbare einrichtung, die einen ersten, eine gewühlte Bodengeschwindigkeit des Flugzeugs beim Landen darstellenden ersten wert anzeigt, (ap) eine zweite einstellbare Einrichtung, die einen zweiten, eine gewählte Fahrtgeschwindigkeit des Flugzeugs beim Landen darstellenden "wert anzeigt, (a^) eine Anzeige der tstsächlichen Bodengeschwindi^keit, die relativ zum angezeigten ersten uert beweglich ist, um eine Abweichung der tatsächlichen von der gewählten itodengeschwindirikeit anzuzeigen, und (a^.) eine FahrtgGGc'uwindigkeitsanzeigo aufweist, die relativ zum angezeigten zweiten ..ert bewegbar ist, ul.- eine Abweichung der angezeigten von eier ^ew^hlten Fahrgeschwindigkeit beim Landen anzuzeigen.

14. Anordnung nach Anspruch 1$, dadurch gekennzeichnet, daß der Anzeiger für die tatsächliche üoäengeschwindigkeit und der Anzeiger für die Fahrtgeschwindigkeit koaxial zueinender drehbar sind.

■ 1b· Anordnung nach Anspruch 1p, gekennzeichnet durch einen ^.uf-

j bau, der die ^ahrt- und uoaengesclrwiridi-'keitssnzeiger sowie

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die Sclmell/LangsaTn-Anz eige in verhältnismäßig großer körperlicher Nähe zueinander hält.

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