DE3434758C2 - Landehilfe für Hubschrauber - Google Patents

Abstract

Landehilfe für Hubschrauber, um bei simulierten oder realen Autorotationslandungen dem Piloten akustische und optische Anweisungen zu geben, um zum richtigen, hubschrauberspezifischen Zeitpunkt den Flare einzuleiten und zu beenden. Dadurch soll ein normales Aufsetzen sichergestellt werden, um vor allem eine gefährliche Boden- oder Wasserberührung des Heckrotors zu vermeiden. Dabei wird ein Meßsystem verwendet, das mit einem Radarsensor am Hecksporn Höhe und Sinkgeschwindigkeit des Hubschraubers und dabei speziell den lotrechten Abstand des Heckrotors zum Untergrund bestimmt und einer Rechnersteuerung zuführt. Diese ermittelt aus den Meßwerten den optimalen Zeitpunkt, wann an den Piloten Anweisungen abgegeben werden. Durch Verwendung eines breiten Radarstrahls mit schräg nach hinten/unten gerichteter Hauptstrahlrichtung wird sichergestellt, daß in allen Flarelagen stets der lotrechte Abstand zum Untergrund oder Wasser mit hoher Genauigkeit gemessen wird. Die Anordnung der Meßeinheit am Heck macht den Einsatz einer hohen Radarträgerfrequenz notwendig, bedingt durch Volumen und Gewicht. t auf wenigstens 50°C unterhalb jener Temperatur, bei der Umwandlung in Ferrit

Description

Die Erfindung betrifft eine Landehilfe für einen Hubschrauber mit Heckrotor die es dem Piloten ermöglicht bei simulierten oder realen Autorotationslandungen zum richtigen Zeitpunkt den Flare einzuleiten. Ein zweites Signal gibt dem Piloten an, wann er den Flare zu beenden hat, um ein normales Aufsetzen sicherzustellen, um somit vor allem eine gefährliche Bodenberührung des Heckrotors zu vermeiden.

Die Landehilfe setzt sich im wesentlichen aus einem Meßsystem das Höhe und Geschwindigkeit des Hubschraubers und dabei speziell den lotrechten Abstand des Heckrotors vom Boden bzw. Wasser bestimmt und einer Rechnersteuerung die aus diesen Meßwerten den Zeitpunkt ermittelt, wann an den Piloten Anweisungen abgegeben werden, zusammen.

Im Gegensatz zu bereits bekannten Lande- und Warnvorrichtungen für zu großes Sinken oder drohende Bodenberührung, die aufgrund des Istzustandes den Piloten lediglich warnen, sollen die Signale der beschriebenen Landehilfe den Piloten anleiten, mit der Absicht, ein sicheres Landemanöver durchzuführen. Wesentliches Merkmal der Erfindung ist, daß der Signalzeitpunkt entscheidend ist. der durch die Rechnersteuerung aufgrund des Verlaufs der vorangegangenen Flugmeßwerte wie Höhe und Geschwindigkeit bestimmt wird.

Zwei kritische Flugphasen kennzeichnen eine simulierte bzw. reale Autorotationslandung. In einer für jeden Hubschraubertyp charakteristischen Höhe muß der Pilot bei hoher Sinkgeschwindigkeit den Flare einleiten um die Rotordrehzahl aufzubauen, die Vorwärtsfahrt abzubauen und die Sinkgeschwindigkeit zu verringern. Eine exakte Einleitung, abhängig von dem vorangegangenen Landeanflug ist eine Voraussetzung dafür, daß in unmittelbarer Bodennähe die Sink- und Vorwärtsgeschwindigkeit soweit reduziert ist, daß eine weiche Landung durchgeführt werden kann. Die optimale Höhe zur Einleitung des Flaremanövers abzuschätzen ist für den Piloten ebenso wie für den Fluglehrer äußerst schwierig, insbesondere bei Flügen über Wasser oder Schneeflächen oder bei schlechten Sichtverhältnissen. Ohne die beschriebene Landehilfe stehen den Piloten als Schätzhilfen nur der Landescheinwerfer und ein eventuell vorhandener Radarhöhenmesser zur Verfügung.
Die zweite kritische Flugphase ist der Endflare vor der unmittelbaren Landung, bei dem, wegen des geländebezogenen Anstellwinkels des Hubschraubers, vor allem eine äußerst gefährliche Bodenberührung des Heckrotors droht Das Flaremanöver muß somit genau dann beendet werden, wenn der Heckrotor eine charakteristische Höhe über der Oberfläche erreicht hat. Die Schwierigkeit einer solchen Landung ist die richtige Abschätzung der Heckrotorhöhe von der Kabine aus, bedenkt man den langen Hebelarm Kabine-Heckrotor. Ein Korrigieren mit der Triebwerksleistung ist in dieser Flugphase nicht mehr möglich. Sollte das Heck den Boden zu nahe kommen, schützt ein mechanischer Schutz den Heckrotor. Dies gilt jedoch nicht, wenn dieser Schutz in einen weichen Untergrund eintaucht, wie er im Regelfall für Autorotationslandungen bevorzugt wird. Bei Beschädigung des Heckrotors kann der Verlust des Gegendrehmoments fatale Folgen haben.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es deshalb, eine Landehilfe der eingangs erwähnten Art zu schaffen, die in der Lege ist den Piloten zu einer sicheren Autorotationslandung anzuleiten indem der Pilot zum optimalen Zeitpunkt zum Einleiten und Abschließen des Autorotationsflugmanövers akustisch und optisch angeleitet wird. Die Lösung dieser Aufgabe ist im Hauptanspruch gekennzeichnet.

Warngeräte und Landehilfen nach Stand der Technik gegen gefährliche Untergrundberührungen können die Signale für das oben beschriebene Endmanöver nicht übernehmen, da die exakte Bestimmung der Heckrotorhöhe, die von der gemessenen Kabinenhöhe wesentlich differieren kann, unmöglich ist. Verfahren, wie aus der DE-OS 25 49 884 bekannt, bei denen aus Kabinenhöhe und Fluglage die Heckrotorhöhe ermittelt werden kann, arbeiten, da die wesentliche Meßgröße nicht unmittelbar gewonnen wird, zu ungenau für die hier angesprochene Aufgabe, bei der die Heckrotorhöhe in extremer Bodennähe zwischen Null und wenigen Metern auf etwa ± 15 cm genau bestimmt werden muß. Im Gegensatz zu dieser Erfindung geben alle bisher bekannten Warngeräte und Landehilfen Signale ab in der Absicht den Piloten rechtzeitig, d. h. sofort nachdem der Flugistzustand bestimmte Grenzwerte überschritten hat, zu warnen, damit dem Pilot noch ausreichend Zeit zur Verfügung steht die Fluglage oder Sinkgeschwindigkeit zu beeinflussen. Solche Warneinrichtungen oder Landehilfen sprechen daher bei einer Autorotationslandung entweder zu früh oder gar nicht an, wodurch sie für diesen Anwendungsfall ungeeignet sind, da sie darüber hinaus nur normale Landungen mit der Möglichkeit sehr früher

Fluglagenkorrektur oder Leistungszuführung berücksichtigen. Ebenfalls ist kein Verfahren bekannt bei dem abhängig vom Verlauf des bisherigen Landeanflugs und den aktuellen Flugparametern wie Höhe über Boden oder Wasser und Sinkgeschwindigkeit dn Signal zur Einleitung einer Autorotationslandung abgegeben wird. Auch gegenüber DE-OS 32 28 557 stellt der Aspekt der Anleitung des Piloten in zwei Phasen der Autorotationslandung einen wesentlichen technischen Fortschritt dar.

Die erfindungsgemäße Meßeinheit der Landehilfe wird am Kick, vorzugsweise am Heckrotorsporn, befestigt, um eine unmittelbare Messung der Heckrotorhöhe mit der geforderten Genauigkeit zu ermöglichen. Da erst eine solche Landehilfe eine weitgehend ungefährliche Simulation von Autorotationslandungen zu Schulungs- oder lnübungshaltungszwecken ermöglicht, ist die Meßeinheit sinnvollerweise in einem Schutzgehäuse (10) einfach lösbar am Hubschrauberheck angebracht.

Die Meßeinheit sendet über eine optische Übertragungsstrecke in schneller Folge die gemessenen Flugdaten an einen Empfänger (36), der an geeigneter Stelle in Kabinennähe angebracht ist und der per Kabel an den Steuerungsrechner (34) in der Kabine angeschlossen ist. Um die Meßeinheit völlig autonom zu gestalten wird sie durch eine Batterie gespeist Die Steuereinheit wird durch das Bordnetz gespeist und koppelt die Signale zu den Kopfhörersignalen (37) für die Piloten. Diese nicht permanent eingebaute Realisation der Erfindung eignet sich besonders für ein Autorotationstraining bei dem die Landehilfe einfach jeweils an verschiedene Hubschraubertypen montiert werden kann und keine weiteren, speziellen Bordgeräte vorausgesetzt werden müssen. Selbstverständlich ist ohne Änderung des Konzepts auch ein permanenter Einbau denkbar, wobei dann die Batteriespeisung und die Datenübertragung per Kabel erfolgen könnte. In allen Fällen muß sich die Entscheidungsfindung des Steuerrechners auf hubschrauberspey.ifische Kenngrößen beziehen, die in Form von Parametern das Steuerungsprogramm des Steuerrechners beeinflussen. Der optimale Zeitpunkt zum Einleiten und Abschließen des Autorotationsflugmanövers ist als Parameterfeld, abhängig von Sensorhöhe über Grund und Vertikalgeschwindigkeit, in tabellarischer Form im entscheidungsfindenden Mikroprozessorsystem auf einem austauschbaren Datenträger (z. B. EPROM) enthalten. Dieser Datenträger enthält ein hubschrauberspezifisches, zweidimensional Parameterfeld dessen Werte aus dem offizielJen Flughandbuch entnommen sind. Bereiche von Punkten in diesem Parameterfeid, gekennzeichnet durch Sensorhöhe und Vertikalgeschwindigkeit, lassen sich zu charakteristischen Flugsituationen zusammenfassen. Somit lassen sich Grenzlinien zwischen Parameterbereichen gleichbedeutend charakteristischen Flugsituationen festlegen bei deren Überschreitung in einer Richtung ein entsprechendes Ausgabcsignal gegeben wird. Randbedingungen, wie Pilotenreaktionszeit und Hubschrauberreaktionszeit nach erfolgter Steuerungseingabe werden in das Parameterfeld eingerechnet. Es besteht, anders als bei üblichen Warngeräten und Landehilfen keine Möglichkeit für den Piloten oder die Besatzung unmittelbar die Kenngrößen und somit die Signaleinsatzpunkte zu verändern. Somit ist eine Fehleinstellung, anders als bei Radarhöhenmessern unmöglich.

Da das Meßgerät am Heckrotor autonom angebracht ist muß es technisch besondere Anforderungen erfüllen, die mit dem heutigen Stand der Technik durchaus realisierbar sind, jedoch bei keiner bisher bekannten Warneinrichtung oder Landehilfe realisiert worden sind. Dadurch können wesentlich genauere Höhen- und Geschwindigkeitsmeßwerte gewonnen werden als mit herkömmlichen Geräten. Die Höhen- und Geschwindigkeitsmessung erfolgt durch ein Radarsystem mit einer besonders hohen Trägerfrequenz im Bereich von 26.5 GHz bis 40 GHz. Wie bei üblichen Radarhöhenmessern arbeitet das System mit einer bistatischen Antennenanordnung (26a und 26b). Bei extrem kurzen Meßentfernungen unter zwei Metern darf die Antennenbasis im allgemeinen nicht mehr vernachlässigt werden, um Triangulationsfehler zu vermeiden. Der hier diskutierte Radarhöhenmesser erreicht aufgrund der kurzen Wellenlänge eine Antennenbasis kleiner als 15 cm. Eine hohe Bandbreite ermöglicht präzise Entfernungsmessungen mit Genauigkeiten besser als ± 15 cm. Die Sinkgeschwindigkeit wird dabei, anders als bei gebräuchlichen Warngeräten und Landehilfen nicht durch Differentiation des Höhensignals sondern wesentlich exakter aus der Dopplerfrequenz ermittelt. Durch Verwendung eines breiten Radarstrahls (63), mit schräg nach unten/ hinten gerichteter Hauptstrahlrichtung (62) wird sichergestellt, daß in allen Flarelagen stets der lotrechte Abstand (61) zum Untergrund oder Wasser gemessen wird.

Wegen der exponierten Anordnung der Meßeinheit am Hecksporn (15) muß das Volumen und Gewicht so gering wie möglich gehalten werden. Auch diese Anforderungen machen den Einsatz einer hohen Radarträgerfrequenz notwendig.

B i 1 d 1 zeigt das teilweise geöffnete Schutzgehäuse (10) mit Befestigungsklammern (iOa) und den beiden eng angeordneten öffnungen (106 und \0c) für die Radarantennen. In dem Schutzgehäuse befinden sich als Untereinheiten das Radarsystem (U), eine Datenaufbereitung (12), der optische Sender und die Batteriespeisung (14). Eine schematische Übersichtsdarstellung der Einzelkomponenten zeigt B i 1 d 3. Über einen von außen zugänglichen Kontakt (21) kann die Batterie, deren Spannung auf die erforderlichen Werte umgeseizt und stabilisiert (20) wird, geladen werden. Ein Sensor (24) überwacht den Ladezustand der Batterie und übermittelt den Ladezustand an den Mikroprozessor der Meßeinheit. Das Radarsystem (11) besteht aus einem Signalgenerator der die notwendigen Ansteuersignale für den Mikrowellenradarkopf (25) erzeugt und einer Signalverarbeitung die die radarspezifischen Ausgangssignale des Radarkopfs aufbereitet. Eine Rückführung der gemessenen Daten zum Radarsignalgenerator (24) ermöglicht ein Verfolgen (Tracking) des nächsten Zieles und somit eine präzisere Messung. Ein Mikroprozessor (28) sammelt die Signale vom Radarsystem und Ladesensor und bereitet sie zur Übermittlung zum Steuerrechner vor. Ein Taktgenerator (23) synchronisiert die gesamte Meßeinheit. Über einen Monitorstecker (38) können zu Testzwecken alle Meßsignale abgenommen werden. Die Steuerrechnereinheit (34) beinhaltet den optischen Empfänger (36), ein Mikroprozessorsystem (31), das die eigentliche Entscheidungsfindung für die Flareeinleitung und Flarebeendigung realisiert und ein Sprachgenerator zur Umsetzung der M'kroprozessorsignale in akustische Signale für den Piloten. Als Option (51) können die Meßwerte und Flaresignale auch optisch angezeigt werden.

Hierzu 3 Blatt Zeichnungen

Claims (2)

Patentansprüche:

1. Landehilfe für Hubschrauber, die an die Piloten Signale abgibt, um die Piloten zu veranlassen ein Flarernanöver, insbesondere simulierte oder reale Autorotationslandungen, abhängig vom vorangehenden Landeanflug zum richtigen Zeitpunkt einzuleiten und zum richtigen Zeitpunkt abzuschließen, wobei eine auf Flughöhe und Sinkgeschwindigkeit des Hubschraubers ansprechende Einrichtung vorgesehen ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung ein mit äußeren Befestigungselementen versehenes, am Hubschrauber, insbesondere am besonders gefährdeten Hubschrauberheck, lösbar anbringbares Schutzgehäuse aufweist, in welchem selbständig batteriegespeist ein RadarmeSgerät bestehend aus Sender und Empfänger für einen hochfrequenten, nach schräg unten/hinten gerichteten elektromagnetischen Strahl und einer Signalauswertung, die aus den Signalen des Radarmeßgerätes in allen typischen Fluglagen fortlaufend die lotrechte Entfernung und Annäherungs- bzw. Entfernungsgeschwindigkeit des Radarmeßgerätes zum Untergrund oder Wasser bestimmt, einer drahtlosen Übertragungsstrecke für diese Daten zur Hubschrauberkabine, in der sich eine zweite Steuerungseinheit befindet, die mit einem Mikroprozessor aufgrund des bisherigen Flugverlaufs, den aktuellen Meßwerten und hubschraubertypspezifischen Daten den Zeitpunkt bestimmt, wann an die Piloten ein akustisches oder optisches Signal gegeben wird, um sicher zu landen.

2. Landehilfe nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Gesamtsystem fest eingebaut ist, wobei die Speisung vom Bordnetz des Hubschraubers, die Datenübertragung per Kabel erfolgt und die Pilotensignale in das Bordsignalnetz akustisch oder optisch integriert werden.