DE2638682C2

DE2638682C2 -

Info

Publication number: DE2638682C2
Application number: DE2638682A
Authority: DE
Inventors: John Henry San Pedro Calif. Us Bliss
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1975-08-29
Filing date: 1976-08-26
Publication date: 1988-06-30
Also published as: GB1561056A; IT1067548B; DE2638682A1; IL50353A; CA1092690A; FR2322050B3; US4021010A; US4106731A; JPS6240B2; FR2322050A1; JPS5229099A

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Bestimmung der einem Flugzeugmotor während des Landeanfluges zuzuführenden Leistung gemäß dem Oberbegriff von Patentanspruch 1 bzw. 3.

Mit der Entwicklung großer und massiver Luftfahrzeuge hat sich ein Problem entwickelt, das man als "Windscherung" bezeichnet. Dieses Problem gibt es seit den Anfängen der Luftfahrt, wird aber erst ernst, wenn ein massives Flugzeug sich auf das eigene Beschleunigungsvermögen verlassen muß, um mit der Windscherung fertigzuwerden. Folglich hat es viele Unfälle gegeben, bei denen die Windscherung eine Rolle spielte, und vermutlich hat die Windscherung auch viele Unfälle verursacht, obwohl sie ihr nicht zugeschrieben wurden. Erst seit kurzem hat man die Windscherung untersucht und ihre Wichtigkeit voll erkannt. Je mehr Informationen über sie zusammengetragen werden, desto klarer wird, daß ein ernstes Problem vorliegt. Außerdem ist dieses Problem komplex genug, um eine leicht verständliche Lösung nicht zuzulassen.

Während die Piloten üblicherweise Fahrtgeschwindigkeit gegenüber der Luft (airspeed, AS) zugaben, um einen bekannten Windscherzustand aufzufangen, ist man in der Luftfahrt heutzutage nicht in der Lage, einer unerwarteten Windscherung vorzubeugen. Die einzige Vorwarnung, die der Pilot u.U. erhält, ist der Bericht eines anderen Piloten, der eine Windscherung durchflogen hat. Selbst bei einer solchen Vorwarnung muß der Pilot jedoch den tatsächlichen Zustand erraten, den er weiter voraus antreffen wird, und dieser kann sich geändert oder gar umgekehrt haben, wenn der Pilot ihn schließlich antrifft. Es gibt derzeit an Bord von Luftfahrzeugen keinerlei Mittel, die den Piloten mit Informationen über den momentanen Windscherzustand beliefern, geschweige denn über das, was er voraus antreffen mag. Er muß den Anflug ausschließlich unter Aufrechterhaltung einer bestimmten Fahrtgeschwindigkeit gegenüber der umgebenden Luft (AS) fliegen, ob von Hand oder mit dem Autopilot. Diese Schwierigkeiten können sich verstärken, wenn man den Autopilot und einen automatischen Leistungsregler einsetzt.

Ein Windscherzustand, der das in der Luft befindliche Flugzeug in Bodennähe mit zu geringem Schub zurückläßt, kann besonders gefährlich sein, wie im folgenden beschrieben werden soll:

Es sei angenommen, daß, während das Flugzeug im normalen Landeanflug absinkt, es auf einen stetig zunehmenden Rückenwind trifft, der eine konstante, geringfügig niedrigere Leistung als normal erfordert, um eine konstante Fahrtgeschwindigkeit (AS) relativ zur umgebenden Luft beizubehalten. Dieser Zustand tritt sowohl bei der automatischen Leistungsregelung als auch bei einer Regelung von Hand auf. In einiger Entfernung vor der Landebahn nimmt der Rückenwind ab und die Fahrtgeschwindigkeit (AS) relativ zur umgebenden Luft steigt demzufolge, was eine weitere Rücknahme der Leistungszufuhr erfordert, um die gewünschte Fluggeschwindigkeit (AS) zu halten. Kur vor der Landebahn in einem geringen aber stetigen Gegenwind sinkt dann die Fluggeschwindigkeit (AS) infolge der geringen Leistung drastisch ab und der Pilot muß Leistung zugeben, um die Landebahn zu erreichen und auf ihr aufsetzen zu können; die Motoren beschleunigen das Flugzeug jedoch nur verzögert, so daß es im Extremfall zum Absturz kommen kann. Der Pilot hat zwar alles getan, was die allgemein akzeptierten Regeln der Luftfahrzeugführung von ihm verlangen; dennoch ereignet sich ein weiterer Unfall infolge "menschlichen Versagens", denn das Flugzeug hatte nicht genügend 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 ist. Es haben sich bereits mehrere Unfälle in solchen Situationen ereignet.

Als nächstliegender Stand der Technik kann hierbei ein herkömmliches Autothrottlesystem angesehen werden. Es ist demgegenüber die der vorliegenden Erfindung zugrundeliegende Aufgabe, ein Verfahren und eine einfache Anordnung anzugeben, damit der Pilot schnell und genau den Leistungsbedarf des Flugzeugs zur sicheren Landung innerhalb eines breiten Bereiches von Windscherbedingungen bestimmen kann. Dies wird durch die Lehren von Anspruch 1 bzw. 3 erreicht. Damit lassen sich diejenigen Probleme der Luftfahrzeugführung überwinden, die von der Windscherung aufgeworfen werden.

In jedem Augenblick während des Flugs eines Luftfahrzeugs besteht ein quantitativer Zusammenhang zwischen der angezeigten Fluggeschwindigkeit (IAS = indicated airspeed), der Windkomponente und der Geschwindigkeit über Grund (GS). In jedem Augenblick haben die Fluggeschwindigkeit (AS), die Windkomponente und die Geschwindigkeit über Grund (GS) relativ zueinander einen berechenbaren Wert. Ändert sich einer dieser drei Werte, ändert sich auch augenblicklich mindestens einer der beiden anderen. Die Geschwindigkeit über Grund (GS) kann sich nicht augenblicklich ändern - ebensowenig wie man mit einem Kraftfahrzeug mit 120 km/h fahren und dann mit sofortiger Wirkung auf 60 km/h abbremsen kann. Während ein Flugzeug beim Landeanflug verschiedene Luftschichten durchstößt, können jedoch sehr wohl augenblickliche Änderungen der Windkomponente auftreten, die auch augenblicklich die Fluggeschwindigkeit (AS) relativ zur umgebenden Luft ändern; der Pilot verlangsamt oder beschleunigt dann, um seine Fluggeschwindigkeit im Verhältnis zur Umgebungsluft zurückzubekommen. Solange diese augenblicklichen Änderungen den Betriebsbereich des Flugzeuges bzw. seine Flugfähigkeiten nicht übersteigen, ist es durchaus möglich, innerhalb dieser Parameter das Flugzeug zu fliegen. Zuweilen überschreiten die Änderungen der Fluggeschwindigkeit (AS) jedoch den Bereich des kontrollierbaren Fliegens. Tritt dies in Bodennähe ein, kann es zu einer Katastrophe kommen. Die Flug- oder Anströmgeschwindigkeit des Flugzeuges hängt also vollständig davon ab, welche Änderungen die Windkomponente erfährt. Ein plötzlicher Abfall der Windkomponente um 20 Knoten (kn) senkt auch die Fluggeschwindigkeit (AS) um 20 kn. Andererseits kann sich die Geschwindigkeit des Flugzeuges über Grund (GS = ground- speed) nur in den Grenzen des Beschleunigungsvermögens des Flugzeugs ändern.

Im Prinzip geht die Erfindung davon aus, Informationen über die Geschwindigkeit über Grund (GS) in die normale Anfluggeschwindigkeitsinformation als zusätzlichen Minimumparameter für einen sicheren Landeanflug aufzunehmen. Nutzbare Bodengeschwindigkeitsinformationen zu diesem Zweck steht dem Piloten derzeit nur aus einem Inertialnavigationssystem (INS) zur Verfügung. Die INS-Information läßt sich leichter und vollständiger in ein automatisches Landeanflugsystem integrieren, indem man einen gewünschten Gesamtvektor verwendet, den man aus der Landebahnrichtung und der erwarteten Geschwindigkeit über Grund berechnet, die man ableitet, indem man 2/3 der Oberflächengegenwindkomponente von der normalen erwarteten Landeanflug-Geschwindigkeit über Grund abzieht. Die Verwendung dieses erwarteten Gesamtvektors als primäres Kriterium im INS und die Anwendung weiterer Korrekturen aufgrund des Landekurssenders und des Gleitwinkels 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 gelten jedoch auch für ein automatisches Anflugsystem, wo sie anwendbar sind.

Einzelheiten eines Ausführungsbeispiels sollen nachfolgend unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben werden.

Fig. 1 zeigt eine Instrumentenanordnung in einem Flugzeug;

Fig. 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 den Verlauf der eingestellten und der tatsächlichen Luftfahrt- und Bodengeschwindigkeitswerte für fünf verschiedene Fälle von Windbedingungen in Abhängigkeit von der Höhe über dem Boden zeigen.

Die Verwendung des vorliegend beschriebenen Systems erfordert, daß man für den Landeanflug die Abweichung sowohl der Fluggeschwindigkeit als auch der aktuellen Geschwindigkeit über Grund vom jeweils vorbestimmten Sollwert als Anflugkriterium auswertet. Diese beiden Abweichungswerte sind die Befehlsfunktionen, die beim Landeanflug auf eine Schnell/Langsam-Anzeige und gegebenenfalls auf einen automatischen Leistungsregler gegeben werden. Außerdem ist eine "Rückenwind-Warnung"- Einrichtung vorgesehen, um den Pilot zu warnen, wenn die aktuelle Geschwindigkeit über Grund (GS) die tatsächliche Fluggeschwindigkeit (AS) 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 Bodenwind und der Drift zum Zeitpunkt des Abbruchs ergibt. Dieser Zustand wird verursacht durch eine Rückenwindkomponente in Flughöhe, deren Wert der Pilot aus seiner Fluggeschwindigkeits- und Bodengeschwindigkeitsanzeige bestimmen kann.

Wie in Fig. 1 gezeigt ist, weist ein Instrument 10 für die kombinierte Flug- und Bodengeschwindigkeitsanzeige ein Gehäuse 11 und eine Skala 12 mit Geschwindigkeitsangaben in Knoten auf. Ein berechneter Sollwert 13′ für die gewünschte Geschwindigkeit über Grund wird auf dem Instrument eingestellt, indem man den Kopf 13 dreht, der die Marke 14 auf dem drehbaren Ring 15 um die Zeigerachse 20 dreht. Weiterhin wird auch ein berechneter Sollwert 16′ für die Fluggeschwindigkeit AS am Instrument eingestellt, indem man den Knopf 16 dreht, der die Markierung 17 auf dem Drehring 18 um die Achse 20 dreht. Hierbei wird der Wert der Fluggeschwindigkeit auf herkömmliche Weise auf einen Wert für einen normalen Anflug eingestellt. Der Wert der Geschwindigkeit über Grund wird typischerweise wie folgt eingestellt. Zunächst rechnet man die angezeigte Fluggeschwindigkeit (IAS) für einen normalen Anflug nach Maßgabe der Höhe und der Temperaturkorrekturen für den Flugplatz zur wahren Fluggeschwindigkeit (TAS) um und subtrahiert dann 2/3 der Bodengegenwindkomponente, aber nicht mehr als 20 kn. Beispielsweise kann die Geschwindigkeit über Grund auch 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 angezeigte Geschwindigkeit über Grund (GS) ergibt sich aus der Drehlage des Zeigers 21 in Fig. 1 und die angezeigte Fluggeschwindigkeit aus der Drehlage des koaxialen Zeigers 22. Geeignete Antriebe für die Zeiger sind mit 23 und 23 a bezeichnet.

Gemäß Fig. 2 kann ein Sensor 25 wie beispielsweise ein Pitotrohr mit zugeordnetem Wandler Signale 24 für die angezeigte Fluggeschwindigkeit (AS) liefern, desgleichen ein Sensor 27 Signale 26, die die tatsächliche Geschwindigkeit über Grund (GS) darstellen. Bei einem solchen Sensor kann es sich um ein Inertialnavigationssystem, einen Teil eines Dopplerradars oder eine Entfernungsmeßanordnung handeln, die entlang des Anflugweges liegt. Wenn weiterhin ein Bodensender beispielsweise eines Instrumentenlandesystems auf einer genauen Frequenz sendet und der Empfänger im Flugzeug auf eine genaue Frequenz abgestimmt ist, kann man die Dopplerdifferenz als Geschwindigkeit über Grund mit einem geeigneten Gerät 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 Geschwindigkeit über Grund zu erfassen und auszugeben. Das vorliegende Anflugsystem und dessen Verfahrensweisen lassen sich jedoch unabhängig vom eingesetzten System zur Ermittlung der Geschwindigkeit über Grund verwenden, sofern dieses ausreichend genau arbeitet.

In der Fig. 2 werden die Eingangssignale 13′ bzw. 26 für die eingestellte bzw. tatsächliche Geschwindigkeit über Grund (GS) im Komparator 28 verglichen, ebenso die Eingangssignale 16′ bzw. 24 für die eingestellte bzw. angezeigte Fluggeschwindigkeit (AS) im Komparator 29. Die Ausgangssignale 30 und 31 der beiden Komparatoren werden dann im Komparator 32 verglichen; der im Vergleich zu seinem eigenen (eingestellten) Sollwert langsamere der beiden Geschwindigkeitswerte 30 und 31 wird dann dazu ausgewählt, die Schnell/Langsam Anzeige 34 zu steuern. Beispielsweise kann man das Signal 33 in den Anzeigeproportionalantrieb 33 a in Fig. 1 einspeisen. Alternativ kann man eine Digitalanzeige mit Antrieb einsetzen. Zeigt die Anzeige 34 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.

Bei dem vollständigeren System nach der Fig. 3 gelten für die der Fig. 2 entsprechende Teile die gleichen Bezugszahlen. Zusätzlich kann das Ausgangssignal des Komparators 32 bei 33 a (bzw. kann ein Signal aus der Anzeige 34 bei 59) auf die Leistungsregelautomatik (Autothrottle) 60 gegeben werden, die die Leistung der Motoren einstellt, um diese jeweils so zu ändern, daß die Anzeige der Schnell/Langsam-Anzeige 34 auf Null zurückkehrt.

Sämtliche der in Fig. 4 dargestellten Beispiele für den Verlauf der verschiedenen Geschwindigkeiten in Abhängigkeit von der Flughöhe gehen vom Idealfall aus, daß der Pilot die Leistung der Motoren so genau einstellt, daß die Schnell/Langsam-Anzeige auf Null gehalten wird.

Fall 1

Das linke Diagramm zeigt einen Zustand ohne Rücken- oder Gegenwind zwischen der Landebahnhöhe 5 000 Fuß und einer Flughöhe von 7 000 Fuß. Im rechten Diagramm ist die Einstellmarke 14 für die gewünschte Geschwindigkeit über Grund auf 164 kn (d. h. für eine Bodenhöhe von 5 000 Fuß bei 20°C) eingestellt. Die tatsächliche Geschwindigkeit über Grund (GS) bei unterschiedlichen Höhen ist mit der Linie 40 gezeigt, die zur Höhenkorrektur leicht geneigt ist. Die Einstellmarke 17 für die gewünschte Fluggeschwindigkeit (AS) ist auf 150 kn gestellt und die Linie 41 der angezeigten Fluggeschwindigkeit bleibt für alle Flughöhen auf 150 kn. In diesem Beispiel wird die Schnell/Langsam-Anzeige durch den Ausgang des Fluggeschwindigkeitskomparators 29 bestimmt, da diese Anzeige die geringere (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 zur Flughafenhöhe auf Meeresspiegel unter Normalbedingungen.

Fall 2

Im linken Diagramm zeigt die Windkurve 39, daß ein Gegenwind von 40 kn in 2 000 Fuß Höhe über einem Flugplatz auf Meeresspiegelniveau und ein Gegenwind von 15 kn auf Flughafenhöhe (relativ zur Anflugrichtung des Flugzeugs) vorliegt. Der Pilot stellt die Einstellmarke 17 für die gewünschte Fluggeschwindigkeit auf 150 kn und die Einstellmarke 14 für die gewünschte Geschwindigkeit über Grund auf 140 kn ein (150 minus 2/3 × 15). Die Linie 40 zeigt, daß die tatsächliche Geschwindigkeit über Grund während des Absinkens auf 140 kn bleibt, um die Schnell/Langsam-Anzeige auf Null zu halten; die Schnell/Langsam-Anzeige wird also vom Ausgangssignal des Bodengeschwindigkeitskomparators 28 betätigt (die Fluggeschwindigkeitslinie 41 bei einer Höhe von 2 000 Fuß ist für 26 kn über dem Einstellwert angegeben, d. h. 180 - 150 = 30, höhen- und temperaturkorrigiert auf 26 kn). Zur Vereinfachung sind die folgenden Fälle nicht höhenkorrigiert. Die Höhenkorrektur beträgt 2 kn für jeweils 1 000 Fuß Höhe.

Fall 3

Die linke Kurve zeigt, daß ein 40-kn-Gegenwind bei 2 000 Fuß Höhe auf einen 20-kn-Rückenwind bei 1 000 Fuß abfällt; danach nimmt der Wind auf einen 24-kn-Gegenwind auf der Flugfeldhöhe zu. Im rechten Diagramm setzt der Pilot seine Einstellmarke 17 für die gewünschte Fluggeschwindigkeit auf 150 kn und die entsprechende Bodengeschwindigkeitsmarke 14 auf 134 (150 minus 2/3 × 24). Die angezeigte Fluggeschwindigkeit ist 174 kn (134 + 40) bei 2 000 Fuß. Während des Absinkens auf 1 600 Fuß betätigt das Ausgangssignal des Bodengeschwindigkeitskomparators die Schnell/Langsam-Anzeige. Beim Erreichen von 1 600 Fuß nimmt die angezeigte Fluggeschwindigkeit infolge des verringerten Gegenwinds auf 150 kn ab, so daß das Ausgangssignal des Fluggeschwindigkeitskomparators Null wird und nun die Schnell/Langsam-Anzeige bestimmt. Bei weiterem Absinken nimmt der Rückenwind zu, so daß die tatsächliche Geschwindigkeit über Grund zunimmt, wie von der Linie 40 a gezeigt. Erreicht die tatsächliche Geschwindigkeit über Grund einen Wert von 5 kn über der eingestellten Fluggeschwindigkeit (150 kn), d. h. 155 kn, kreuzt sie die Rückenwindwarnlinie 43 und betätigt die Rückenwindwarnlampe - man vergleiche Fig. 3, wo das Ausgangssignal 26′ des Sensors 27 für die aktuelle Geschwindigkeit über Grund in 44 mit dem Ausgangssignal 45 der Anzeige 46 für TAS (true airspeed) verglichen wird, was den Schwellwert der Linie 43 in der Fig. 4, Fall 3, festsetzt. Das Ausgangssignal 47 des Komparators 44 triggert einen Schalter, der die Warnlampe 48 schaltet, die dem Piloten anzeigt, daß er einen Abbruch des Landeanflugs in Betracht ziehen sollte. Ob er dies tut oder nicht, hängt von seiner Beurteilung ab, ob sich die Windscherung im Verhältnis zu der verfügbaren Höhe noch sicher ausfliegen läßt, man vergl. auch Fig. 1.

Im Fall 3 nimmt die Geschwindigkeit über Grund bei 20 kn Rückenwind (1 000 Fuß Höhe) auf 170 kn zu. Bei weiterem Absinken des Flugzeugs nimmt der Rückenwind ab, und wenn die Geschwindigkeit über Grund unter die Linie 43 abfällt, erlöscht die Lampe 48. Das Ausgangssignal des Fluggeschwindigkeitskomparators 29 beeinflußt weiter die Schnell/Langsam-Anzeige, bis die wahre Geschwindigkeit über Grund auf den Einstellwert 134 Knoten abgefallen ist. Dann übernimmt das Ausgangssignal des Bodengeschwindigkeitskomparators die Betätigung der Schnell/- Langsam-Anzeige, und die tatsächliche Geschwindigkeit über Grund bleibt bei 134 Knoten, da der Pilot die Leistungszufuhr so nachstellt, daß sie dort bleibt, d. h. daß die Schnell/Langsam-Anzeige auf Null bleibt. Die angezeigte Fluggeschwindigkeit steigt bei 41 b, bis sie bei Bodenberührung 156 Knoten erreicht.

Fall 4

Auf Meeresniveau liegt kein Wind vor, so daß beide Einstellwerte gleich sind, d. h. 150 Knoten. Bei 2 000 Fuß weht ein Rückenwind von 20 Knoten, so daß die Linie 40 der aktuellen Geschwindigkeit über Grund sich auf 170 Knoten befindet. Die angezeigte Fluggeschwindigkeit ist 150 Knoten und bestimmt die Schnell/Langsam-Anzeige. Die Rückenwind-Warnlampe 48 ist eingeschaltet. Herrschen diese Bedingungen bis 1 000 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.

Fall 5

Die Schnell/Langsam-Anzeige wird von dem Ausgangssignal des Bodengeschwindigkeitskomparators betätigt. Der Pilot reduziert mit abnehmendem Gegenwind die Motorleistung und landet sicher. Der Pilot hat eine Fluggeschwindigkeitsanzeige von 170 kn, weiß aber, daß seine Geschwindigkeit gegenüber der Landebahn normale 150 Knoten beträgt, so daß er den Anflug sicher fortsetzen kann. Weiterhin weiß er, daß er zwischen seiner aktuellen Position und der Landebahn auf Windscherung treffen wird. Er erhält zudem eine sofortige Anzeige dieses Zusammentreffens, nämlich wenn die angezeigte Fluggeschwindigkeit abzunehmen beginnt. Bis zum Aufsetzen wird die Schnell/Langsam-Anzeige von der Bodengeschwindigkeitsanzeige bestimmt.

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

1. Der Pilot erhält Angaben zur Windkomponente und zur Differenz der Windkomponente im Vergleich zu derjenigen, die zu Beginn des Landeanflugs im Landegebiet herrscht.
2. Der Pilot kann während des gesamten Anflugs den Wert der Windscherung ständig überwachen.
3. Aufgrund der Erfindung weiß der Pilot, wann ein Anflug aus einer anderen Richtung sicherer ist.
4. Der Pilot wird während des Landeanflugs vor gefährlichen Windbedingungen gewarnt.
5. Der Pilot kann aus der Instrumentenanzeige zum Zeitpunkt der Warnung ersehen, welche Richtung für einen Anflug sicherer ist.
6. Aufgrund der Erfindung wird automatisch eine Fluggeschwindigkeit addiert, die ausreicht, um jeder plötzlichen Abnahme der Windkomponente während des Landeanflugs entgegenzuwirken.
7. Aufgrund der Erfindung wird die Aussicht verbessert, innerhalb eines sicheren Geschwindigkeitsbereiches in dem Landegebiet anzukommen.
8. Aufgrund der Erfindung wird eine Landung ohne übermäßige Geschwindigkeit und damit ohne Überschießen der Landebahn gewährleistet.
9. Die Erfindung liefert für den Landeanflug bzw. das Windscherproblem eine zusätzliche stetige Meßgröße, die es dem Piloten möglich macht, sicherere und genauere Landeanflüge durchzuführen.
10. Der Pilot verfügt über eine unabhängige und genaue Anzeige der während des Starts tatsächlich vorliegenden Windscherung.
11. Die Erfindung ist für den Einsatz als Standardverfahren bei jedem Anflug gedacht, so daß der Pilot bei deren Benutzung eine hohe Geschicklichkeit erreicht.
12. Aufgrund der Erfindung wird ein großer Teil der Unsicherheit eliminiert, die aus der Windscherung entsteht, und es wird dem Piloten ermöglicht, sich auf andere Gesichtspunkte zu konzentrieren, was einen genaueren Anflug ergibt.
13. Aufgrund der Erfindung ist der Pilot in der Lage, das Flugzeug im Voraus auf die erwarteten Bedingungen hin zu trimmen und damit in einem sichereren Flugzustand zu landen.
14. Aufgrund der Erfindung wird eine gleichmäßige wahre Geschwindigkeit während des gesamten Landeanflugs ermöglicht, so daß sich eine konstante Sinkgeschwindigkeit auf der Gleitbahn ergibt.
15. Schließlich liefert die Rückenwindwarneinrichtung dem Piloten Informationen, die ihn befähigen, wirkungsvoll auf den Rückenwind zu reagieren.

Claims

1. Verfahren zur Bestimmung der einem Flugzeugmotor während des Landeanfluges zuzuführenden Leistung, wobei die Abweichung der Fluggeschwindigkeit (IAS) vom Soll-Wert in die Steuerung der Triebwerksleistung eingeht, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich die Abweichung der aktuellen Geschwindigkeit über Grund (GS) vom vorgegebenen Soll-Wert ermittelt wird, wobei der gegenüber dem zugehörigen Soll-Wert langsamere Geschwindigkeitswert zur Steuerung der Triebwerksleistung verwendet wird, um die Landeanflugsgeschwindigkeit zu steuern.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß man die Abweichungen von den gewählten Soll-Werten sichtbar darstellt.

3. Anordnung zur Bestimmung der einem Flugzeugmotor während des Landeanfluges zuzuführenden Leistung, mit einer ersten Einrichtung (29) zur Überwachung der Abweichung der Fluggeschwindigkeit (IAS) von einem vorgegebenen Soll-Wert, wobei diese Abweichung in die Steuerung der Triebwerksleistung eingeht, gekennzeichnet durch eine zweite Einrichtung (28), die zusätzlich die Abweichung der aktuellen Geschwindigkeit über Grund (GS) von einem weiteren vorgegebenen Soll-Wert ermittelt, durch eine weitere Einrichtung (32), die die beiden vorgenannten Abweichungen vergleicht und ein Signal (33, 33 a) liefert, welches dem gegenüber dem zugehörigen Soll-Wert langsameren Geschwindigkeitswert entspricht und zur Steuerung der Triebwerksleistung verwendet wird.

4. Anordnung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß eine Schnell/Langsam-Anzeige (34) vorgesehen ist, die das Signal (33) sichtbar darstellt.

5. Anordnung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß ein an sich bekannter automatischer Leistungsregler (60) vorgesehen ist, auf den das Signal (33 a) gegeben wird.

6. Anordnung nach einem der Ansprüche 3 bis 5, gekennzeichnet durch einen Komparator (44), der die aktuelle Geschwindigkeit über Grund (GS) mit der (wahren) Fluggeschwindigkeit (TAS) vergleicht und ein Rückenwindwarnsignal (47, 48) aktiviert, wenn die Geschwindigkeit über Grund (GS) die (wahre) Fluggeschwindigkeit (TAS) um einen einstellbaren Betrag übersteigt.