DE3620636A1

DE3620636A1 - Verfahren zum erkennen von luftturbulenz in der flugbahn eines flugzeuges

Info

Publication number: DE3620636A1
Application number: DE19863620636
Authority: DE
Inventors: Robert Zincone; Evan A Fradenburgh
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1985-06-26
Filing date: 1986-06-20
Publication date: 1987-01-02
Also published as: FR2584191A1; GB2176965A; FR2584191B1; IT1204863B; IT8620871A0; JPS623665A; GB2176965B; GB8613398D0; US4652122A

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Verfahren zum Erkennen von Böen und Windscherung vor einem Flugzeug.

Turbulenz in wolkenfreier Luft kann entweder auf natürliche Weise oder infolge des Vorbeifluges eines Flugzeuges auftreten, das Wirbelschleppen und Abwindmuster zurückläßt. Wenn ein hochempfindliches Flugzeug auf solche Erscheinungen trifft, können diese unerwünschtes Schütteln, Lastfaktorprobleme, usw. hervorrufen, und zwar trotz des Vorhandenseins von Stabilitätserhöhungssystemen (Stability Augmentation Systems oder SAS). Dieser unvorhersagbare Verhalten eines Flugzeuges ist nicht nur für den Piloten und die Passagiere beunruhigend, sondern kann bei einem Militärflugzeug auch die Ziel- und Treffsicherheit der Waffen nachteilig beeinflussen.

Es ist deshalb Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren zum Erkennen von Turbulenz in wolkenfreier Luft zu schaffen, um dadurch die Sicherheit, den ruhigen Flug und die Stabilität eines Flugzeuges zu verbessern.

Gemäß der Erfindung wird Luftturbulenz vor einem Flugzeug bestimmt, indem der Strahl einer Laserfluggeschwindigkeitseinheit mit variabler Brennweite nahe bei dem Flugzeug abgetastet wird, um die Flugzeugfluggeschwindigkeit und den Anstellwinkel zu bestimmen, und indem der Strahl in Entfernungen weiter weg von dem Flugzeug abgetastet und die Fluggeschwindigkeit gemessen wird. Diskrepanzen zwischen der Nahmessung und der Messung weiter weg sind quantisierbare Angaben über die Luftturbulenz.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 ein Schema, das die Grundelemente des bei dem erfindungsgemäßen Verfahren verwendeten Böenerkennungssystems zeigt, das einen Abtaststrahl aussendet,

Fig. 2 ein Schema des in der Höhe abtastenden Strahls,

Fig. 3 ein Vektordiagramm des in der Höhe abtastenden Strahls,

Fig. 4 ein Schema des konisch unter einem festen Scheitelwinkel in verschiedenen Entfernungen vor dem System abtastenden Strahls,

Fig. 5 ein Schema des konisch unter einem veränderlichen Scheitelwinkel in verschiedenen Entfernungen vor dem System abtastenden Strahls,

Fig. 6 ein Schema des in einem kreuzförmigen Muster in verschiedenen Entfernungen vor dem System abtastenden Strahls,

Fig. 7 ein Schema des nur in der Höhe in verschiedenen Entfernungen vor dem System abtastenden Strahls,

Fig. 8 eine graphische Darstellung und ein Schema der gemessenen Geschwindigkeitskomponenten für eine kontinuierliche vertikale Abtastung bei ruhiger Luft oder nahe bei dem System,

Fig. 9 in gleicher Darstellung die Bedingungen nach Fig. 8 aber unter Verwendung eines anderen Bezugssystems,

Fig 10 eine graphische Darstellung und ein Schema von zwei Abtastungen, einer Nahabtastung und einer weiter entfernten Abtastung in einem Gebiet, wo es eine gleichfömige Steigbö gibt,

Fig 11 eine graphische Darstellung und ein Schema von zwei Abtastungen, einer Nahabtastung und einer weiter entfernten Abtastung in einem Gebiet, wo es eine gleichfömige Gegenbö gibt,

Fig. 12 eine graphische Darstellung und ein Schema von drei Abtastungen, einer Nahabtastung und zwei weiter entfernten Abtastungen in einem Gebiet, wo es einen Wirbel gibt, wobei eine weitere graphische Darstellung das Wirbelgeschwindigkeitsprofil zeigt,

Fig. 13 in Draufsicht ein Schema der Strahlabtastung in verschiedenen Vertikalebenen unter verschiedenen Azimuts, und

Fig. 14 ein Erläuterungsblockdiagramm für den allgemeinen Betriebsfall des Böenerkennungsverfahrens nach der Erfindung.

Es ist bekannt, die Turbulenz in wolkenfreier Luft (clear air turbulence oder CAT) in der Flugbahn eines Flugzeuges zu überwachen, indem ein Laserstrahl in der Flugbahn des Flugzeuges projiziert und die von atmosphärischen Aerosolen zurückgestreute Strahlung erfaßt wird. Die US-PS 43 59 640 zeigt ein solches System, das aber auf die Verwendung von zwei Impulslasern zum Erzeugen von zwei kohärenten Strahlen beschränkt ist, die in einem Punkt vor der Flugbahn des Flugzeuges konvergieren (vgl. Anspruch 1 dieser US-Patentschrift).

Die US-PS 43 40 299 zeigt einen Laser einer ersten Frequenz, dessen Strahl auf einer Oberfläche aus einer erhöhten Position konisch abgelenkt wird, wobei der Strahl durch die Oberfläche zerstreut wird. Der Rückstrahl wird aus diesem Streustrahl gebildet und mit einem Strahl eines Einseitenband-Lasers mit unterdrücktem Träger mit einer Offset- oder Absetzfrequenz vermischt, wodurch ein elektrisches Signal erzeugt wird,dessen Frequenz sich von der Absetzfrequenz im Verhältnis zu der Geschwindigkeit relativ zu der Oberfläche verschiebt. Diese Verschiebung ist eine Funktion der Abtastposition und der Richtung der Bewegung. Die Geschwindigkeitskomponenten des Signals, das die Driftgeschwindigkeit und die Kursgeschwindigkeit wiedergibt, werden aus diesem Signal gewonnen, indem es auf die Abtastposition in den Drift- und Kurspositionen bezogen wird. Die Signalkomponente, die die Höhengeschwindigkeit wiedergibt, wird gewonnen, indem die abtastungsabhängigen Komponenten unterdrückt werden. Das Abtastsystem und die Signalverarbeitungsverfahren gemäß dieser US-Patentschrift sind für die vorliegende Erfindung besonders gut geeignet.

Fig. 1 zeigt die Grundkonfiguration für das bei dem Verfahren nach der Erfindung verwendete Böenerkennungssystem 10.

Eine Laserfluggeschwindigkeitseinheit 11 projiziert einen Laserstrahl 12 durch eine Zerstreuungslinse 14 auf einen Abtastspiegel 16. Der Abtastspiegel 16 wird durch nicht dargestellte Vorrichtungen betätigt, die den Spiegel in den durch Pfeile 18 und 20 dargestellten Richtungen um die Flugzeugnickachse 22 für die Höhenabtastung und um die Flugzeuggierachse 24 für die Azimutabtastung neigen. Eine Fokussierlinse 26 ist längs einer optischen Achse 28 mittels einer nicht dargestellten Vorrichtung bewegbar, um den Strahl 12 in einem Punkt P in einer gewünschten Entfernung vor dem Flugzeug konvergieren zu lassen, beispielsweise in einer Entfernung zwischen 10 und 100 m.

Es ist vorzuziehen, einen Impulslaser statt eines Dauerstrichlasers in der Laserfluggeschwindigkeitseinheit 11 zu verwenden. Ein Impulslaser ermöglicht ein geringes Gewicht und eine niedrigere Leistung, und die Entfernung zu den reflektierenden Aerosolen ist einfach eine Frage des Messens der Zeitverzögerung zwischen einem gesendeten und einem anschliessend reflektierten Impuls. Bei beiden Lasertypen wird die Dopplerverschiebung des reflektierten Strahls direkt in die Flugzeuggeschwindigkeit relativ zu dem Aerosol-"Ziel" umgewandelt. Die Laserfluggeschwindigkeitseinheit 11 enthält die notwendige Schaltungsanordnung zum Auflösen der Entfernung und der Relativgeschwindigkeit auf bekannte Weise.

Zum Bestimmen des resultierenden Geschwindigkeitsvektors zwischen dem Flugzeug und dem Aerosol-Ziel ist es notwendig, den Strahl sowohl in der Höhe als auch im Azimut abzulenken. Fig. 2 zeigt, wie der Strahl in zwei aufeinanderfolgende Höhen gerichtet werden könnte: einem Winkel R ₁ oberhalb der optischen Achse 28, wobei der Strahl in einem Punkt p″ konvergiert, und einem Winkel R ₂ unterhalb der optischen Achse 28, wobei der Strahl in einem Punkt p″ konvergiert. Das ergibt zwei Geschwindigkeitskomponenten V ₁, gemessen parallel zu dem oberen Strahl, und V ₂, gemessen parallel zu dem unteren Strahl.

Die resultierende Geschwindigkeit R und ihr Anstellwinkel a gegen die optische Achse 28 werden durch das Vektordiagramm in Fig. 3 und folgende Gleichungen bestimmt.

Eine ähnliche Prozedur, die wenigstens zwei azimutale Positionen des Strahls erfordert, wird angewandt, um die Querkomponente der Geschwindigkeit zu ermitteln, die als ein Seitenrutschwinkel dargestellt werden kann. In der Praxis ist die Verwendung einer kontinuierlichen Ablenkung in der Höhe und im Azimut, wie beispielsweise eine konische Ablenkung, wahrscheinlicher als die Abtastung von diskreten Punkten.

Bei dem Vektordiagramm nach Fig. 3 wird davon ausgegangen, daß die Geschwindigkeitsvektoren V ₁ und V ₂ in zwei Punkten gemessen werden, die ausreichend nahe beieinander sind, so daß der wahre Gesamtgeschwindigkeitsvektor in jedem Punkt dieselbe Größe und Richtung hat. In ruhiger Luft (keine Turbulenz) wird das im allgemeinen gelten, aber in böiger Luft wird das im allgemeinen nicht gelten. Wenn die Luft ziemlich nahe bei dem Flugzeug (10 m) abgetastet wird, wird die Annahme derselben Gesamtgeschwindigkeit in den beiden Punkten oder über dem abgetasteten Gebiet für die meisten praktischen Zwecke Gültigkeit haben. Es ist daher ratsam, nahe bei dem Flugzeug abzutasten, um die wahre Fluggeschwindigkeit (Geschwindigkeit, Anstellwinkel und Seitenrutschwinkel) des Flugzeuges zu messen. Die Böeninformation wird dann erzielt, indem in unterschiedlichen Entfernungen weiter weg von dem Flugzeug abgetastet wird.

Viele Abtastmuster sind möglich; einige mögliche Muster sind in den Fig. 4-7 dargestellt.

Fig. 4 zeigt das Abtastmuster, das sich ergibt, wenn eine Fokussierlinse mit variabler Brennweite in einem Böenerkennungssystem benutzt wird, das einen festen konischen Ablenkwinkel hat. Der feste Scheitelwinkel b der konischen Ablenkung führt zu größeren Kreisen 30-32, wenn die Brennweite f ₁, f ₂, f ₃ vergrößert wird, was einen Nachteil darstellt, wenn es erwünscht ist, die Feinstruktur der Luftturbulenz in beträchtlicher Entfernung von dem Flugzeug zu erfassen.

Fig. 5 zeigt ein weiteres konisches Abtastmuster mit einem variablen Scheitelwinkel. Dieses Merkmal kann benutzt werden, um den Durchmesser der abgetasteten Kreise 34-36 mit der Entfernung konstantzuhalten oder um alternativ mehrere Ablenkungen mit unterschiedlichem Durchmesser bei gegebenen Brennweiten f ₁, f ₂, f ₃ ab dem Flugzeug zu machen.

Fig. 6 zeigt ein kreuzförmiges Abtastmuster, bei dem unabhängige Ablenkungen in Vertikal- und Horizontalebenen in jeder interessierenden Brennweite f ₁, f ₂, f ₃ gemacht werden.

Fig. 7 zeigt eine Abtastung nur in der Vertikalebene. Bei den meisten interessierenden Böensituationen spricht das Flugzeug hauptsächlich in der Nickachse oder Symmetrieebene an; das Ansprechen auf Querböen ist im allgemeinen geringer und deshalb von geringerem Interesse.

Die gemessenen Geschwindigkeitskomponenten für eine kontinuierliche vertikale Abtastung für verschiedene mögliche atmosphärische Bedingungen sind in den Fig. 8 bis 12 gezeigt. Es wird angenommen, daß die Quergeschwindigkeitskomponenten klein genug sind, um vernachlässigt werden zu können. Wenn die angegebene Geschwindigkeit V _i über dem Laserstrahlwinkel R, gemessen gegen die optische Achse 28, positiv nach oben aufgetragen wird, wird die Kurve insgesamt die in Fig. 8 gezeigte Form haben, wenn die Luft ruhig ist oder wenn die Abtastung nahe bei dem Flugzeug erfolgt. V _o ist die Größe des Scheitels der Kurve, der bei R = -a auftritt, wobei a der Anstellwinkel des Flugzeuges gegen die optische Achse 28 ist. Der Wert von V _i wird sich gemäß der Formel V _i = V _o cos (R+a) verändern. Der Scheitel der Kurve wird sich auf der linken Seite befinden, wenn der Anstellwinkel a gegen die optische Achse 28 positiv ist, d.h. nach oberhalb des Flugweges zielt.

Wenn die Kurve nach Fig. 8 statt dessen als V _i über (R+a) aufgetragen wird, wird die Kurve um die vertikale Achse des Diagramms symmetrisch, wie es in Fig. 9 gezeigt ist. Das stellt noch immer den Fall der ruhigen Luft oder den Fall einer Abtastung nahe bei dem Flugzeug an einem turbulenten Tag dar.

Fig. 10 zeigt die Ergebnisse von zwei vertikalen Abtastungen, wenn die entferntere Abtastung in einem Gebiet erfolgt, wo eine gleichförmige Steigbö eine Geschwindigkeit V _Bö hat. Die Abtastung 1 nahe dem Flugzeug erzeugt das gezeigte Geschwindigkeitsprofil, das im Chrakter mit dem in Fig. 9 gezeigten identisch ist, gemäß der Formel V _i = V _o cos (R+a). Die Abtastung 2, entfernt von dem Flugzeug, erzeugt ein Geschwindigkeitsprofil, das die gezeigte Geschwindigkeit für Strahlwinkel unterhalb der Flugbahn, d.h. (R+a) negativ, vergrößert und die gezeigte Geschwindigkeit für Strahlwinkel oberhalb der Flugbahn, d.h. (R+a) positiv, verkleinert, und zwar gemäß folgender Formel

Die inkrementelle Geschwindigkeit ist minus der Böengeschwindigkeit mal dem Sinus des Winkels (R+a).

Fig. 11 zeigt vergleichbare Ergebnisse für eine ankommende Gegenbö, die eine Geschwindigkeit V _Bö hat. Die Abtastung 1, nahe dem Flugzeug, wird gemäß folgender Formel bestimmt

und die Abtastung 2, entfernt von dem Flugzeug, wird gemäß folgender Formel bestimmt

In diesem Fall ist die Form des gezeigten Geschwindigkeitsprofils unverändert, aber die Größen sind um einen konstanten Prozentsatz größer.

Jede Situation einer gleichförmigen Bö kann als eine Kombination aus vertikalen und horizontalen Böen dargestellt werden, so daß die Gleichungen, die sich auf die Fig. 10 und 11 beziehen, benützt werden können, um die beiden Böengeschwindigkeitskomponenten zu ermitteln. In der Praxis werden die Daten streuen und den Idealprofilen nicht genau folgen. Standardkurveneinpaßmethoden können benutzt werden, um die Hauptböengeschwindigkeitskomponenten zu ermitteln, und die Größe der Streuung wird einer allgemeinen Turbulenz entsprechen, welche der Hauptbö überlagert ist.

Ein Typ von Abweichung von einer gleichförmigen Bö, der von besonderem Interesse ist, ist das Vorhandensein einer Wirbelschleppe oder abgehenden Wirbelbahn, die durch ein Flugzeug erzeugt wird, das in der Nähe vorbeigeflogen ist. Solche Wirbelschleppen, die üblicherweise in Paaren auftreten, sind durch eine relativ geringe Größe, hohe Geschwindigkeiten um den Kern und eine Lebensdauer bis zu mehreren Minuten, was von einer Anzahl von Faktoren abhängig ist, gekennzeichnet. Wegen ihrer Intensität können sie manchmal eine ernste Gefahr darstellen, die vermieden werden sollte. Sie zeigen auch den vorherigen Vorbeiflug eines anderen Flugzeuges und können so wichtige Nachrichteninformation bei einer militärischen Operation liefern.

Fig. 12 zeigt angegebene Geschwindigkeitsprofile, die einen Wirbel darstellen, der unter der Flugbahn des abtastenden Flugzeuges kreuzt. Wie in den vorherigen Beispielen erfolgt die Abtastung 1 nahe bei dem Flugzeug. Die Abtastung 2 erfaßt das Vorhandensein eines Wirbels, der durch das charakteristische nichtlineare Abweichen von der angegebenen Geschwindigkeit aus dem Profil der Abtastung 1 entdeckt wird. Durch weiteres Einstellen der Strahlbrennweite ist es möglich, den Kern des Wirbels zu lokalisieren; das wird eine Abtastung mit der größten angegebenen Geschwindigkeitsabweichung von dem Profil der Abtastung 1 sein. Die Abtastung 3 nach Fig. 12 geht durch den Mittelpunkt des Wirbels und das angegebene Geschwindigkeitsprofil für die Abtastung 3 zeigt die große lokale Störung um den Wirbelkern, die um den Wirbelkern zentriert ist, welcher um die Höhe zentriert ist, in der das Geschwindigkeitsprofil das Profil der Abtastung 1 kreuzt.

Fig. 13 zeigt, wie die Möglichkeit, das Azimut des Abtaststrahls zu verändern, benutzt werden kann, um einen Wirbel in drei Dimensionen zu lokalisieren. Dargestellt ist ein Flugzeugt in Draufsicht, das am Anfang vertikal in der Symmetrieebene (in die Zeichenebene hinein und aus derselben heraus) abtastet. Nachdem ein Wirbel erfaßt worden ist, können zusätzliche Abtastungen in vertikalen Ebenen mit verschiedenen Azimutausrichtungen benutzt werden, um den Mittelpunkt des Wirbels als eine Linie im dreidimensionalen Raum zu lokalisieren. Die Arbeitsweise des Höhenerkennungssystems ist in Blockdiagrammform in Fig. 14 gezeigt. Die Arbeitsweise des Systems läßt sich für den allgemeinen Fall folgendermaßen beschreiben:

a) Ausführen einer kreis- oder kreuzförmigen Abtastung mit dem Laserfluggeschwindigkeitssensor nahe bei dem Flugzeug. Berechnen des Geschwindigkeitsvektors V _o relativ zu der Flugzeugbezugsachse, einschließlich des Anstellwinkels a und des Seitenrutschwinkels B.
b) (Wahlweise) Berechnen der Steiggeschwindigkeit durch Berechnen der Geschwindigkeitskomponente rechtwinkelig zu der Horizontalebene, die unter Bezugnahme auf Standardträgheitsfluglageregler bestimmt wird.
c) Berechnen der Nahflugbahntrajektorie aus Geschwindigkeits-, Anstellwinkel- und Seitenrutschmessungen und unabhängigen Messungen der Körperlinear- und -winkelbeschleunigung.
d) Einstellen des Mittelpunkts der Abtastung, so daß er mit der projizierten Flugbahn zusammenfällt; Vergrößern der Brennweite der Laserfluggeschwindigkeitseinheit, und Abtasten des gewünschten Musters in der vergrößerten Entfernung.
e) Vergleichen der Ergebnisse der neuen Abtastung mit der Anfangsabtastung nahe bei dem Flugzeug, und Berechnen der Böengeschwindigkeiten in der neuen Entfernung.
f) Wiederholen der Schritte d) und e) bei Bedarf, um eine vollständigere Information über das Luftvolumen zu erhalten, in das das Flugzeug fliegt.
g) Übertragen der ermittelten Böendaten zu einer Pilotenwarnanzeige und zu einem digitalen automatischen Flugregelsystem, wo gespeicherte Information über die dynamischen Eigenschaften des Flugzeuges benutzt wird, um die Flugzeugregelsystemverlagerungen zu bestimmen, die erforderlich sind, um die ankommende Bö zu neutralisieren.
h) Eingeben der Steuerverlagerungen, wenn das Flugzeug auf die Bö trifft, um die Störung zu minimieren.
i) (Wahlweise) Wenn ein angegebenes Geschwindigkeitsprofil aus irgendeiner Abtastung die Eigenschaften eines Wirbels aufgrund eines anderen Flugzeuges zeigt, Durchführen von zusätzlichen vertikalen Abtastungen in unterschiedlichen Brennweiten, um den Kern zu lokalisieren, und anschliessend Durchführen von ähnlichen vertikalen Abtastungen mit anderen Strahlazimutwinkeln gegen die Flugbahn, um den Wirbel in drei Dimensionen zu ermitteln.

Die Abtastfrequenz ist oben nicht erwähnt worden. Die geeignete Frequenz ist von der Fluggeschwindigkeit abhängig; ein Hochgeschwindigkeitsflugzeug wird in eine nahe Bö schneller fliegen als ein Hubschrauber, der langsam über der Erde fliegt. Es wird überlicherweise erwünscht sein, wenigstens eine Warnung von einer Sekunde zu haben, damit Berechnungszeit für einen Bordcomputer und Zeit zum Betätigen der Steuereinrichtungen zur Verfügung steht. Der Laserstrahl bewegt sich mit Lichtgeschwindigkeit, und die Berechnungen erfolgen sehr schnell. Die Abtastvorrichtung und die Brennweitenänderungen erfolgen mit relativ geringen Trägheiten; bei modernen Servostellantrieben sollte eine Abtastung in 1/20 s oder weniger möglich sein, und ein vollständiger Zyklus mit mehreren Brennweiten sollte in weniger als einer halben Sekunde möglich sein, und eine vollständige Aktualisierung sollte zweimal pro Sekunde oder schneller möglich sein.

Die Steuereingangssignale, die das Böenerkennungssystem liefert (vgl. Fig. 14), werden zweckmäßig an ein automatisches Stabilitätserhöhungssystem (SAS) abgegeben, das hohe Geschwindigkeiten und eine niedrige Ermächtigung (authority) hat. Typisch ist die Geschwindigkeit oder Verstärkung eines solchen Systems entweder fest oder wird mit der Fluggeschwindigkeit oder mittels eines adaptiven Reglers verändert. Das ist ausführlich in der US-PS 40 32 083 erläutert, die ein Verfahren zum automatischen Verändern der Verstärkung eines Stabilitätserhöhungssystems gemäß dem Gesamtfluggewicht und Abweichungen des Schwerpunkts des Flugzeuges beschreibt.

Zur Ausführung der Erfindung im Zusammenhang mit einem Stabilitätserhöhungssystem, wie es in der US-PS 40 32 083 beschrieben ist, können die Steuereingangssignale geliefert werden, um dort die Schalter 50, 54, 56 zu schließen, die die Verstärkung des Stabilitätserhöhungssystems schrittweise verändern.

In der US-PS 42 13 584 ist angegeben, die Eingangssignale des Stabilitätserhöhungssystems gemäß der Fluggeschwindigkeit zu verändern.

Es ist somit zu erkennen, daß es viele Möglichkeiten gibt für die Verwendung der Steuereingangssignale dieses Systems in Verbindung mit einem vorhandenen Stabilitätserhöhungssystems, so daß ankommende Böen rechtzeitig ermittelt und in ihrer Auswirkung gemildert werden können.

Claims

1. Verfahren zum Erkennen von Luftturbulenz in der Flugbahn eines Flugzeuges, gekennzeichnet durch folgende Schritte:
Vorsehen einer Laserfluggeschwindigkeit mit variabler Brennweite in dem Flugzeug, um einen Strahl mit verschiedenen Brennweiten vor das Flugzeug zu projizieren;
Messen der Fluggeschwindigkeit nahe bei dem Flugzeug in wenigstens zwei Punkten, um die Geschwindigkeit (V _o) und den Anstellwinkel (a) des Flugzeuges relativ zur ruhenden Luft zu ermitteln;
Messen der Fluggeschwindigkeit in einer Entfernung weiter weg von dem Flugzeug; und
Ermitteln des Vorhandenseins von Luftturbulenz in der Entfernung weiter weg von dem Flugzeug auf der Basis einer Diskrepanz zwischen der gemessenen Fluggeschwindigkeit nahe bei dem Flugzeug und der gemessenen Fluggeschwindigkeit in der Entfernung weiter weg von dem Flugzeug.

2. Verfahren nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Ablenken des Strahls in einem kreisförmigen Muster vor dem Flugzeug, um die Fluggeschwindigkeit zu messen, wobei der Durchmesser der Kreise mit der Entfernung von dem Flugzeug zunimmt.

3. Verfahren nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Ablenken des Strahls in einem kreisförmigen Muster vor dem Flugzeug, um die Fluggeschwindigkeit zu messen, wobei der Durchmesser der Kreise mit zunehmender Entfernung von dem Flugzeug derselbe bleibt.

4. Verfahren nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Ablenken des Strahls nur in der Höhe, um die Fluggeschwindigkeit zu messen.

5. Verfahren nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Ablenken des Strahls nur im Azimut, um die Fluggeschwindigkeit zu messen.

6. Verfahren nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Ablenken des Strahls in einem kreuzförmigen Muster vor dem Flugzeug, um die Fluggeschwindigkeit zu messen.