DE3878322T2 - Vorrichtung zur ermittlung eines scherwind-alarmsignals an bord eines fluggeraetes. - Google Patents

Description

• Diese Erfindung betrifft ein System zur Erzeugung eines Warnsignals an Bord eines Luftfahrzeugs im Fall eines Minitornados.
• Unter "Minitornados" versteht man die meteorologischen Störungen, die im Luftfahrtwesen allgemein mit den angelsächsischen Ausdrücken "windshear", "downburst" oder "microburst" bezeichnet werden.
• Solche Minitornados bestehen hauptsächlich aus heftigen wirbelnden und absteigenden Luftströmen, deren Geschwindigkeit 10 m/s übersteigen kann und die horizontale Geschwindigkeitskomponenten aufweisen.
• Obwohl die Wahrscheinlichkeit, daß ein Luftfahrzeug einen solchen Minitornado beim Start oder bei der Landung antrifft,gering ist, besteht dennoch die Gefahr, daß ein Luftfahrzeug während dieser Flugphasen, bei welchen sein Sicherheitsfaktor ziemlich empfindlich ist, von einem Minitornado auf den Boden gedrückt wird. So nimmt man an, daß während der letzten zwanzig Jahre die Minitornados für etwa dreißig Unfälle bei Start und Landung, welche mehr als 600 Tote gefordert hat, verantwortlich sind.
• Die meteorologische Erscheinung der Minitornados ist selbstverständlich am Boden erfaßbar, und man hat bereits daran gedacht,die Flughäfen mit entsprechenden Detektoren auszustatten, aber die Erfahrung hat leider gezeigt, daß die Erfassung der Minitornados am Boden, selbst mit komplexen Mitteln, zur Zeit eine Warnung nicht in einer so kurzen Frist auszulösen vermag, um jegliche Gefahr auszuschalten.
• Man hat bereits ebenfalls daran gedacht an Bord der Luftfahrzeuge Systeme zur Erfassung von Minitornados vorzusehen, welche ein Warnsignal erzeugen, wenn die Kraft der Minitornados eine vorbestimmte Grenze übersteigt.
• Wie man nachstehend sehen wird, sind die vertikalen und horizontalen Komponenten der Windgeschwindigkeit eines Minitornados in jedem Punkt leicht zu berechnen von den Trägheits-, Windgeschwindigkeits- und Trimmlageninformationen aus, die von den speziellen Ausrüstungen an Bord der modernen Luftfahrzeugen ausgegeben werden. Mit den bekannten obengenannten Systemen wertet man so die besagten vertikalen und horizontalen Geschwindigkeitskomponenten aus. Es ergeben sich jedoch daraus viele unpassende Warnungen. Diese bekannten Systeme können in der Tat die Energie des Luftfahrzeugs, die insbesondere durch die Geschwindigkeit desselben bedingt ist, im Augenblick der Messung der besagten Windströmungskomponenten nicht berücksichtigen. Ob das Luftfahrzeug sich langsam oder schnell bewegt, lösen sich demnach die Warnsysteme bei den gleichen Werten dieser Komponenten aus. Jedoch besteht, selbst wenn die Auslösungswerte dieser Komponenten überschritten sind, überhaupt keine Gefahr für das Luftfahrzeug, wenn dieses eine hohe Energie erreicht hat.
• Gegenstand dieser Erfindung ist;diesen Nachteil der bekannten Erfassungsysteme auszuschalten. Sie betrifft ein System, das eine sehr große Empfindlichkeit bei der Auslösung der Warnung aufweist, aber unangepaßte Warnungen vermeidet.
• Zu diesem Zweck ist das erfindungsgemäße System zur Erzeugung eines Warnsignals an Bord eines Luftfahrzeuges im Fall eines Minitornados, mit einer Rechnervorrichtung zum Bilden von für die horizontale und vertikale Windgeschwindigkeit, denen das Luftfahrzeug ausgesetzt ist, repräsentativen Signalen, ausgehend von den von Bordausrüstungen des besagten Luftfahrzeuges gelieferten Geschwindigkeits-, Trimmlagen- und Anstellwinkelinformationen, dadurch bemerkenswert, daß es folgendes umfaßt:
• - Ableitungsmittel zum Berechnen der zeitabhängigen Derivativa des für die besagte horizontale Windgeschwindigkeit repräsentativen Signals;
• - erste Mittel zum Bilden eines ersten für die positiven Werte der besagten Ableitung repräsentativen Signals;
• - zweite Mittel zum Bilden eines zweiten für die negativen Werte der besagten Ableitung repräsentativen Signals;
• - erste Summiermittel zum Liefern eines dritten Signals aus der Addition des besagten für die besagte vertikale Windgeschwindigkeit und den besagten ersten und zweiten Signalen und aus der Subtraktion des für die mittlere horizontale Windgeschwindigkeit repräsentativen Signals während einer vor den von dem besagten System ausgeführten Arbeitsgängen liegenden Zeitdauer;
• - zweite Summiermittel zum Bilden der Summe der besagten Anstellwinkelinformation und des besagten dritten Signals;
• - Mittel zum Vergleichen der besagten Summe und einer vorgegebenen Schwelle, wodurch eine minimale Sicherheitsenergie des Luftfahrzeugs garantiert wird; und
• - Warnmittel zum Ausgeben eines Warnsignals, wenn die besagte Summe größer als die vorgegebene Schwelle für den Anstellwinkel ist.
• Erfindungsgemäß werden so die horizontalen und vertikalen Stromgeschwindigkeitskomponenten eines Minitornados für die Bestimmung der horizontalen und der vertikalen Windgeschwindigkeit berücksichtigt, um, wie es später noch näher erklärt werden wird, einen Ausgleichsanstellwinkel (das besagte dritte Signal) festzulegen,welcher, der Messung des augenblicklichen Anstellwinkels hinzugefügt, mit einer Warnschwelle verglichen wird. Dank der Erfindung kann man also die feste Relation, welche für ein bestimmtes Luftfahrzeug mit einer bestimmten Konfiguration, den Auftriebskoeffizienten und den Anstellwinkel verbindet, nutzbar machen. Diese Relation gestattet den Abkippanstellwinkel dieses Luftfahrzeugs, Abkippanstellwinkel,mit welchem eine Abkippgeschwindigkeit verbunden ist, festzulegen. Diese Erfindung ist auf folgende Feststellungen begründet:
• - ein hoher Anstieg des Windes von vorn ist ein Vorzeichen eines Minitornados;
• - wenn ein Flugzeug auf einen Minitornado trifft, ist die Wirkung desselben zunächst tragend, bevor sie abtreibend wird;
• - die Anstellwinkelschwankungen, sowohl die positiven wie die negativen, welchen das Luftfahrzeug bei einem Minitornado unterworfen ist, hängen direkt von den Schwankungen der horizontalen und vertikalen Geschwindigkeitskomponenten der Luftströme des Minitornados ab, so daß die Schwankungen dieser Komponenten repräsentativ sind für die Anstellwinkelschwankungen und demnach Maße für den Anstellwinkel darstellen;
• - die besagte vertikale Geschwindigkeitskomponente immer nach unten gerichtet ist und demnach immer eine abtreibende Wirkung hat, so daß ihre Wirkung schon allein wegen ihrer Amplitude erfaßt werden muß;
• - die besagte horizontale Geschwindigkeitskomponente hingegen entspricht zunächst einem Gegenwind,dann einem Rückenwind, wobei diese Winde durch Extreme verlaufen. Um seine Wirkung zu untersuchen, ist es also nötig gleichzeitig seine Stärke und sein Vorzeichen zu erfassen, was bei dem erfindungsgemäßen System durch die Derivativa geschieht. Zu bemerken ist, daß diese Derivativa gemäß dem oben gesagten einem Anstellwinkelgradienten entspricht. Dieser Anstellwinkelgradient ist tragend, wenn die besagte Derivativa positiv ist und abtreibend, wenn die besagte Derivativa negativ ist.
• Man sieht also, daß erfindungsgemäß das besagte dritte Signal ein Anstellwinkelkompensationssignal ist,bestehend aus der Summe eines vom Tragegradienten der besagten horizontalen Komponente abhängigen Anstellwinkeläquivalenten (das erste Signal), eines vom Abtreibgradienten der besagten horizontalen Komponente abhängigen Anstellwinkeläquivalenten (das zweite Signal) und eines von der besagten vertikalen Komponente abhängigen Anstellwinkeläquivalenten, Summe von der ein dem Gegenwind, der das Luftfahrzeug vor der Messung erreichte, entsprechender Anstellwinkeläquivalent abgezogen wird. In der Tat muß der von der Rechnervorrichtung berechnete Horizontalwind, um für das Vorhandensein eines Minitornados kennzeichnend zu sein, vom Durchschnittsvorderwind befreit sein, das heißt, man muß diesen vom Signal der Anstellwinkelkompensation abziehen, um unangepaßte Warnungen zu vermeiden. Damit diese Korrektur durch Ausschalten des Durchschnittsvorderwindes so genau wie möglich sei, enthält das erfindungsgemäße System vorzugsweise Mittel zur Übergabe des Durchschnittswertes über mehrere Zehntelsekunden der Geschwindigkeit des besagten Horizontalwindes an die ersten Summiermittel.
• Außerdem enthält, aus Sicherheitsgründen, das besagte System Begrenzungsmittel, welche die Subtraktion des Mittelwertes von der Geschwindigkeit des Horizontalwindes in dem besagten dritten Signal nur dann gestatten, wenn der Absolutwert der Geschwindigkeit geringer ist als der besagte Mittelwert der positiven Werte der besagten Derivativa.
• Andererseits sieht man, um die Auslösung der Warnung für eine augenblickliche Schwankung der besagten horizontalen Komponente empfindlicher zu gestalten, vorzugsweise vor, daß das erste von den besagten ersten Mitteln ausgegebene Signal dem Mittelwert über mehrere Sekunden positiver Werte der besagten Derivativa entspricht, wobei der besagte Mittelwert sich mit einer kleineren Zeitkonstante als der seiner Löschung einstellt.
• Um ungelegene Wirkungen des erfindungsgemäßen Systems während Flugphasen,wo dies nicht wünschenswert ist zu vermeiden, enthält das besagte System zwischen dem besagten Rechnersystem einerseits und den besagten Ableitungsmitteln, den besagten ersten und zweiten Mitteln und den besagten Summiermitteln andererseits, angesteuerte Unterbrechungsmittel, die geöffnet sind, wenn das besagte Luftfahrzeug sich nicht in der Start- oder Landephase befindet. Damit die Kompensation des Anstellwinkels, die vom erfindungsgemäßen System bewirkt wird, von der Dringlichkeit der Gefahr, die der Minitornado für das Luftfahrzeug bedeutet, abhängig wird, kann ein Verstärker, dessen Verstärkung gemäß der Höhe der Luftfahrzeugs veränderlich ist, zwischen den besagten ersten und zweiten Summiermitteln angeordnet werden.
• Um die Größe der Anstellwinkelkompensation zu erkennen und um diese Information eventuell bei der Bearbeitung des Warnsignals zu benutzen, kann man Mittel zum Vergleich der besagten Anstellwinkelinformation und des besagten dritten Signals vorsehen.
• Vorzugsweise entspricht die besagte vorgegebene Schwelle einer Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs, die um wenigstens 10 % größer ist als die Abkippgeschwindigkeit des Flugzeugs, und der Wert der besagten vorgegebenen Schwelle für den Anstellwinkel hängt von der Konfiguration der beweglichen aerodynamischen Flächen des Luftfahrzeugs ab.
• Diese Schwelle ist zum Beispiel gleich 1,1 mal die Abkippgeschwindigkeit in der Startkonfiguration und 1,2 mal die besagte Abkippgeschwindigkeit in der Landekonfiguration. Da ein Luftfahrzeug bei der Landung empfindlicher ist als beim Start, wird der Wert der besagten Schwelle größer gewählt für die Landung als für den Start. Das erfindungsgemäße System ist vorteilhafterweise in einem Rechner an Bord des Luftfahrzeugs eingebaut,und seine Funktion ist sequentiell, so daß der Kompensationsanstellwinkel stets den augenblicklichen Flugbedingungen des Luftfahrzeugs angeglichen wird.
• Erfindungsgemäß geschieht also folgendes:
• - man bestimmt eine Warnschwelle für Minitornados in Abhängigkeit des augenblicklichen Anstellwinkels des Flugfahrzeugs, der um die den augenblicklichen und vorhergehenden Winden und den augenblicklichen und vorhergehenden Windschwankungen entsprechenden Anstellwinkeläquivalenten inkrementiert oder dekrementiert wird;
• und
• - die Minitornadowarnung wird ausgelöst, wenn der augenblickliche kompensierte Anstellwinkel eine kritische Schwelle übersteigt unter Berücksichtigung der Konfiguration des Luftfahrzeugs.
• Die Figuren der beigefügten Zeichnung machen verständlich wie die Erfindung verwirklicht werden kann. Auf diesen Figuren bezeichnen gleiche Bezugspunkte identische Elemente.
• Die Figur 1 stellt schematisch einen Minitornado in verschiedenen Stadien seiner Entwicklung in der Nähe des Bodens dar.
• Die Figuren 2a, 2b und 2c veranschaulichen schematisch die vertikalen und horizontalen Komponenten der Geschwindigkeit der Luftströme entlang der Flugbahn eines einen Minitornado durchquerenden Flugzeugs.
• Die Figuren 3a, 3b und 3c zeigen Diagramme der Geschwindigkeiten eines Flugzeuges vor und nach dem Durchqueren eines Minitornados.
• Die Figur 4 ist ein Übersichtsschema einer Ausführungsart des erfindungsgemäßen Systems.
• Die Figur 5 ist ein Diagramm, das die Bildung eines erfindungsgemäßen Anstellwinkelkompensationssignals veranschaulicht.
• Die Figur 6 zeigt ein Beispiel der dem Anstellwinkelkompensationssignal in Abhängigkeit der Höhe des Flugzeugs angesetzte Verstärkungsschwankung.
• Die Figur 7 ist das Übersichtsschema einer Ausführungsart der Vorrichtung zur Bearbeitung des Warnsignals.
• Die Figur 8 ist ein Diagramm, das das Auswahlverfahren der Anstellwinkelschwellen veranschaulicht.
• Auf der Figur 1 hat man schematisch einen Minitornado 1 bei fünf Stadien S0 bis S4 seiner Entwicklung, welchen das erfindungsgemäße System aufspüren soll, dargestellt.
• Auf dem Schema der Figur 1 sind die Achsen OX und OZ jeweils horizontal und vertikal, wobei die Achse OX sich auf der Höhe des Bodens G befindet. Um mehr Klarheit auf der Zeichnung zu schaffen, wurden die fünf Entwicklungsstadien des Minitornados 1 abgestuft entlang der horizontalen Achse OX dargestellt, aber selbstverständlich ist diese Anordnung willkürlich und könnte auch andersartig sein. Auf den Achsen OX und OY hat man hingegen Striche mit einem gleichen Abstand von 1 km angegeben, um den Maßstab des Vorgangs anzugeben. Ein solcher Minitornado 1 besteht aus absteigenden Strömen, welche, nach dem ersten Bildungsstadium SO, unter Wirbeln in Richtung des Bodens divergieren, bis sie denselben erreichen. Die schraffierten Teile dieser Ströme entsprechen Geschwindigkeiten die höher liegen als 10 m/s. Wenn man den Augenblick wo das Stadium S2 eintritt, wenn der Minitornado 1 den Boden erreicht, mit T2 bezeichnet, können die Stadien S0 und S1 jeweils den Augenblicken T2 - 5mn und T2 - 2mn entsprechen, während die Stadien S3 und S4 jeweils den Augenblicken T2 + 5 mn und T2 + 10 mn entsprechen können.
• Man sieht somit, daß besonders in den Stadien S2 und S3 ein Flugzeug, das einen Minitornado 1 durchquert, Gefahr läuft, ganz heftig an den Boden G gedrückt zu werden.
• Die Diagramme der Figuren 2a, 2b und 2c gestatten die Auswirkungen eines Minitornados 1 auf ein Flugzeug 2, dessen Flugbahn 3 diesen durchquert, besser zu verstehen. Auf diesen Figuren wird angenommen, daß das Flugzeug 2 sich von links nach rechts bewegt. An allen Stellen A oder B des Minitornados 1 ist das Flugzeug 2 durch diesen der Wirkung von Luftströmen 4, 5, die eine Geschwindigkeit W aufweisen, unterworfen, wobei die Richtung tangential zu den besagten Luftströmen 4 oder 5, welche durch diesen Punkt A oder B verlaufen, ist, wobei die besagte Geschwindigkeit W gegen den Boden G gerichtet ist, aber in Bezug auf den besagten Boden nach außerhalb des besagten Minitornados 1 geneigt ist. Diese Neigung der Geschwindigkeit W nach außerhalb des Minitornados 1 ist bedingt durch die abweichende Struktur der Luftströme des Letzteren. Wenn danach die Geschwindigkeit W in eine horizontale Komponente WX und in eine vertikale Komponente WZ aufgeteilt wird, sind diese Komponenten permanent jeweils nach außerhalb des Minitornados und gegen den Boden gerichtet.
• Es folgt daraus, daß, wenn sich das Flugzeug 2 von außerhalb des Mintornados gegen das Innere C desselben bewegt, sich die horizontale Komponente WX als Gegenwind verhält, während, wenn sich das Flugzeug 2 vom Zentrum C des Minitornados nach außen desselben bewegt, sich diese horizontale Komponente WX als Rückenwind verhält. Im Zentrum C des Minitornados wird die Komponete WX außer Kraft gesetzt, um die Umkehrung zu gestatten. Außerdem ist zwischen der Peripherie des Minitornados 1 und den Zentrum desselben die Amplitude der horizontalen Komponente WX zuerst steigend und dann absteigend. Danach erhält man, wenn man die Entwicklung der Komponenten WX in Bezug auf das Flugzeug 2 zu schematisch darstellt, indem man diese Komponente als positiv oder negativ betrachtet, beziehungsweise wenn sie einem Rückenwind entspricht, eine Kurve wie die auf der Figur 2b mit (K) bezeichnete.
• Wenn das Flugzeug 2 in den Minitornados 1 eintritt (Augenblick t1), beginnt die Komponente WX, die von vorn kommt, zuzunehmen (Teil K1 der Kurve (K)), dann, nach einem gewissen Eintritt in das Innere des besagten Tornados, einem Punkt 6 entsprechend (Augenblick t2), nimmt sie ab, obwohl immer noch von vorn kommend (Teil K2 der Kurve (K)). Wenn das Flugzeug 2 die Nähe des Zentrums C des Minitornados 1 (Augenblick t3) erreicht, hebt sich die Amplitude der Komponente WX auf. Dann, wenn sich das Flugzeug von diesem Zentrum C aus nach außerhalb des Minitornados 1 bewegt, nimmt die Komponente WX, die das Vorzeichen geändert hat, um zum Rückenwind zu werden, eine steigende negative Amplitude an (Teil K3 der Kurve (K)). Bei einer bestimmten Annäherung von der Peripherie des Minitornados 1, dem Punkt 7 (Augenblick t4) entsprechend, nimmt die negative Amplitude der Komponente WX, die sich immer noch als Rückenwind verhält, ab (Teil K4 der Kurve (K)), bis sie außerhalb des Minitornados 1 zu Null wird (Augenblick t5).
• Man sieht also, daß die Durchquerung des Minitornados 1 des Flugzeugs 2 in drei Zonen aufgeteilt werden kann (siehe die Figur 2b), das heißt:
• - eine Zone (I), die dem Teil K1 der Kurve (K) entspricht, in welcher der Gegenwind zunimmt, was einen Trageeffekt bewirkt;
• - eine Zone (II), die den Teilen K2 und K3 der Kurve (K) entsprischt, in welchen der Gegenwind abnimmt, dann zum ansteigenden Rückenwind wird, was in beiden Fällen einen Abtreibeffekt bewirkt; und
• - eine Zone (III), die dem Teil K4 der Kurve (K) entspricht, in welcher der Rückenwind abnimmt, was einen Trageeffekt bewirkt.
• Wenn man, auf ähnliche Weise wie oben schematisch für die horizontale Komponente WX der Geschwindigkeit W getan, die Entwicklung der vertikalen Komponente WZ dieser Geschwindigkeit längs der Flugbahn 3 des Flugzeugs 2 in dem Minitornado 1 aufzeichnet, erhält man die Kurve (L) der Figur 2c. Diese Kurve (L) besteht aus zwei Endteilen L1 und L2, die jeweils der Zunahme und der Abnahme der negativen Amplitude von WZ an der Peripherie des Minitornados entsprechen,und einem Mittelteil L3, das dem größten Teil der Durchquerung des Minitornados entspricht und in welchem die negative Amplitude von WZ merklich konstant ist.
• Der Teil L1 der Kurve, das heißt die Zunahme der negativen Amplitude der Komponente WZ, beginnt in einem Augenblick t6, mit Verzögerung auf den Augenblick t1. Desgleichen endet der Teil L2 der Kurve, das heißt die Abnahme der negativen Komponente WZ in einem Augenblick t9, der zeitlich vor dem Augenblick t5 liegt. Man kann die Augenblicke, welche den Teilen L1 und L3 sowie den Teilen L3 und L2 zugeordnet sind, jeweils mit t7 und t8 bezeichnen.
• Aus Einfachheits- und Schematisierungsgründen hat man die Teile K1 bis K4 der Kurve (K) und die Teile L1 bis L3 der Kurve (L) in Form von Segmenten von rechts auf den Figuren 2b und 2c dargestellt.
• Auf der Figur 3a hat das Diagramm die im Schwerpunkt 8 des Flugzeugs 2 vor seinem Begegnen mit dem Tornado 1 bestehenden Geschwindigkeiten dargestellt. Auf dieser Figur 3a ist die Längsachse 9 des Flugzeugs 2 um den Trimmwinkel θ gegenüber der Horizontlinie 10 geneigt (parallel zur Achse 0X) und hat gegenüber der Luftgeschwindigkeit VTAS den Anstellwinkel α, welcher seinerseits um die aerodynamische Schräge γa gegenüber der Horizontlinie 10 geneigt ist. In diesem Fall ist die Geschwindigkeit VSOL des Flugzeugs 2 gegenüber dem Boden G gleich der Luftgeschwindigkeit VTAS.
• Wenn das Flugzeug 2 einen vertikalen und einen horizontalen Wind erhält, weil es sich zum Beispiel in dem Minitornado 1 befindet, haben diese vertikalen und horizontalen Winde oder Komponente WX und WY eine Auswirkung und müssen mit VTAS und VSOL zusammengesetzt werden. Da die Konfiguration des Flugzeugs 2 nicht verändert ist, bleibt der Trimmwinkel θ konstant, während die Geschwindigkeit VSOL und seine Neigung γSOL gegenüber der Horizontlinie 10 unverändert bleiben. Es erfolgt daraus, daß der aerodynamische Anstellwinkel α und die aerodynamische Neigung γa sich verändern,und die Luftgeschwindigkeit VTAS ist nicht mehr gleich der VSOL.
• Wenn, wie auf Figur 3b dargestellt, sich die Komponente WX sich wie ein Gegenwind verhält, wird der aerodynamische Anstellwinkel α schwächer als im Fall von Figur 3a. Diese Figur 3b gestattet außerdem die Feststellung, daß wenn WX in Amplitude steigt, der aerodynamische Anstellwinkel α abnimmt und umgekehrt.
• Wenn demnach in der Zone (I) der Figur 2b WX sich weiter entwickelt gemäß dem ansteigenden Teil K1 der Kurve (K) mit einer positiven Derivativa dWX/dt, ergibt sich eine negative Änderung Δα des Anstellwinkels α (Trageeffekt). Wenn hingegen in der Zone (II) der Figur 2b WX dem Teil der absteigenden Kurve K2 mit einer negativen Derivativa dWX/dt folgt, ergibt sich eine positive Änderung Δα des Anstellwinkels α (Abtriebeffekt).
• Auf ähnliche Weise wie das vorher erwähnte stellt man fest, daß, wenn man die Geschwindigkeit VSOL, WX, WZ und VTAS im Fall, wo WX sich wie ein Rückenwind verhält (siehe die Figur 3c), gruppiert, und wenn WX in Amplitude steigt, der aerodynamische Anstellwinkel α zunimmt und umgekehrt.
• Wenn demnach in der Zone (II) der Figur 2b WX dem Teil der absteigenden Kurve K3 mit einer negativen Derivativa dWX/dt folgt, ergibt sich eine positive Änderung Δα des Anstellwinkels α (Abtriebeffekt). Wenn hingegen WX den ansteigenden Teil K4 der Kurve (K) folgt, ist die Derivativa dWX/dt positiv,und die Änderung Δα des Anstellwinkels α ist negativ (Trageeffekt).
• So stellt man in jedem Fall fest, daß,wenn dWX/dt positiv ist, Δα negativ ist und umgekehrt. Aus dem Vorhergehenden, und insbesondere aus dem Vergleich der Figuren 3a, 3b und 3c, geht hervor, daß das Zusammentreffen des Flugzeugs 2 mit einem Minitornado 1 zunächst eine Verringerung des aerodynamischen Anstellwinkels α des besagten Flugzeugs nach sich zieht, dem dann eine starke Zunahme des besagten Anstellwinkels folgt.
• Außerdem zeigen diese Figuren 3a bis 3c, daß WX gleich der Differenz zwischen den Projektionen auf die Horizontalachse (oder Horizontlinie 10) der Luftgeschwindigkeit VTAS und der Geschwindigkeit VSOL gegenüber dem Boden ist und daß gleichfalls WZ gleich dem Unterschied zwischen den Projektionen auf die Vertikalachse OZ der Geschwindigkeit VSOL und der Luftgeschwindigkeit VTAS ist. Mit VXSOL und VZSOL hat man jeweils die Projektionen von VSOL auf die Achse OX und die Achse OZ bezeichnet.
• Das auf der Figur 4 schematisch gezeigte erfindungsgemäße System enthält eine Rechnervorrichtung 11 zur stetigen Bestimmung der Geschwindigkeiten des vom Flugzeug 2 erhaltenen Horizontal- und Vertikalwindes und so der Komponenten WX und WZ, wenn das Flugzeug dem Tornado begegnet. Zu diesem Zweck erhält die Rechnervorrichtung 11 zum Beispiel:
• - die Luftgeschwindigkeit VTAS,die aus dem an Bord des Luftfahrzeugs 2 vorgesehene Anemometersystem 12 stammt;
• - die VXSOL- und VZSOL-Komponenten (wobei die letzte Komponente die baro-inertielle vertikale Geschwindigkeit ist) der Geschwindigkeit VSOL des Flugzeugs 2 in Bezug auf den Boden, welche von der Trägheitszentrale 13 an Bord ausgegeben werden;
• - die aerodynamische Neigung γa, die von einer Subtrahiervorrichtung 14 geliefert wird, die einerseits den von der Trägheitszentrale 13 ausgegebenen Trimmwinkel θ sowie, andererseits, den durch die Anstellwinkelfühler 15, welche an Bord des besagten Luftfahrzeugs 2 montiert sind, ausgegebenen aerodynamischen Anstellwinkel α erhält. Die Subtrahiervorrichtung 14 führt die Operation γa = θ - α durch.
• Wenn man sich auf die Diagramme der Figuren 3b und 3c bezieht, sieht man, daß die Rechnervorrichtung 11 leicht mit den Daten VTAS, VXSOL, VZSOL und γa, welche sie auf oben angegebene Weise erhält, die Komponenten WX und WZ bestimmen kann. Die Vorrichtung 11 gibt die Komponenten WX und WZ jeweils über ihre Ausgänge 16 und 17 aus.
• Der Ausgang 16 der Rechnervorrichtung 11, an welcher die Horizontalkomponente WX erscheint, ist über einen gesteuerten Schalter 18 mit einer Klemme 19 verbunden. Dieser Schalter 18 wird über einen logischen Baustein 20 gesteuert, so daß er geöffnet wird, wenn die Geschwindigkeit des Flugzeugs 2 unterhalb einer schwachen Geschwindigkeitsschwelle liegt, zum Beispiel 180 km/h (das heißt,wenn das Flugzeug 2 auf dem Boden rollt) oder wenn die Höhe des Flugzeugs 2 eine Höhenschwelle übersteigt (zum Beispiel 400 Meter), was bezeichnend ist für die Tatsache, daß das Flugzeug sich weder in einer Landephase noch in einer Startphase befindet. Hingegen wird der Schalter 18 über den logischen Baustein 20 verschlossen gehalten, wenn diese beiden Bedingungen nicht erfüllt sind, das heißt, wenn sich das Flugzeug in der Nähe des Bodens befindet, aber diesen noch nicht berührt oder verlassen hat. Um funktionieren zu können, erhält das logische Baustein 20 über eine Verbindung 21 die vom Luftgeschwindigkeitsmesser 12 ausgegebenen Höheninformationen.
• Nach der Klemme 19 wird die Komponente WX an den Eingang eines Ableitungsgliedes 23 angeschlossen, welches an seinem Ausgang die Derivativa dWX/dt der besagten Komponenten WX in Bezug auf die Zeit t liefern kann. Diese Derivativa wird dann über einen Filter 24 ausgefiltert und über eine Vorrichtung 25 aufbereitet.
• Am Ausgang 26 der Aufbereitungsvorrichtung 25 wird die Derivativa dWX/dt, wenn sie negativ ist, über einen Verstärker 27 verstärkt, dann einem Begrenzungsglied 28 adressiert, welches die Extremwerte ausgrenzt, und anschließend an einen der Eingänge eines Addiergliedes 29.
• Wenn hingegen am Ausgang 26 der Aufbereitungsvorrichtung 25 die Derivativa dWX/dt positiv ist, wird sie über einen Verstärker 30 verstärkt, in ihren Extremwerten durch ein Begrenzungsglied 31 ausgegrenzt und über einen Filter 32 ausgefiltert, bevor sie an den positiven Eingang eines Subtrahiergliedes 33 adressiert wird. Die Zeitkonstante des Filters 32, zum Beispiel 13 s, wird mit einer Länge ausgewählt,die groß genug ist, damit das erreichte Filtrieren eine Speicherung des Wertes dWX/dt von einigen Sekunden gestattet.
• Außerdem ist die Klemme 19 mit einem Verstärker 34 verbunden, der die Komponente WX verstärken soll, welche dann über den Filter 35 ausgefiltert und anschließend in seinen Extremwerten durch das Begrenzungsglied 36 ausgegrenzt wird. Die Zeitkonstante des Filters 35, zum Beispiel 30 s, wird mit einer Länge ausgewählt,die groß genug ist, damit das erreichte Filtrieren eine Speicherung von WX von einigen Sekunden gestattet. Danach wird WX durch das Begrenzungsglied 36 an den negativen Eingang des Subtrahiergliedes 33 adressiert. Ein Begrenzungsglied 37, welches nur die positiven vom Subtrahierglied 33 erhaltenen Saldos der Subtraktionen durchläßt, adressiert diesen positiven Saldo an einen anderen positiven Eingang des Addiergliedes 29. Der Ausgang des Letzteren ist mit einem positiven Eingang eines anderen Addiergliedes 38 verbunden.
• Außerdem ist der Ausgang 17 der Rechnervorrichtung 11,an welchem die Vertikalkomponente WZ erscheint,über einen gesteuerten Schalter 39, einen Filter 40, eine Aufbereitungsvorrichtung 41, einen Verstärker 42 und ein Begrenzungsglied 43, mit einem anderen positiven Eingang des Addiergliedes 38 verbunden, welcher so die besagte gefilterte, aufbereitete, verstärkte und begrenzte Vertikalkomponente WZ erhalten kann. Der Schalter 39 wird über einen logischen Baustein 44 gesteuert, so daß er geöffnet wird, wenn das Fahrwerk des Flugzeugs 2 belastet ist (das heißt, wenn das Flugzeug sich in Bodenkontakt befindet) oder wenn die Höhe des Flugzeugs 2 eine Höhenschwelle übersteigt (zum Beispiel 400 m), was bedeutet, daß das Flugzeug 2 sich nicht in einer Start- oder Landephase befindet. Danach erhält der logische Baustein 44 über eine Verbindung 45 Druckinformationen, welche von den auf dem Fahrwerk des Flugzeuges 2 montierten Fühlern (nicht dargestellt) ausgegeben werden, sowie über eine Verbindung 46 (ähnlich der Verbindung 22 des logischen Bausteins 20) Höheninformationen vom Luftgeschwindigkeitsmesser 12.
• Das am Ausgang des Addiergliedes 38 erscheinende Signal wird über einen Verstärker 47 verstärkt, dann an einen positiven Eingang eines Addiergliedes 48 adressiert, wovon ein anderer positiver Eingang nach Ausfilterung durch einen Filter 49 den von den Anstellwinkelfühlern 15 gemessenen Anstellwinkelwert erhält. Außerdem wird in einem Komparator 50 das Ausgangssignal des Addiergliedes 38 mit dem vom Filter 49 ausgehenden Anstellwinkelsignal verglichen und in einem Verstärker 51 verstärkt.
• Das am Ausgang 52 des Addiergliedes 48 erscheinende Signal und eventuell das am Ausgang 53 des Komparators 50 erscheinende Signal werden einer Aufbereitungsvorrichtung des Warnsignals 54, welche an ihrem Ausgang 55 ein Warnsignal ausgeben kann, adressiert. Die Vorrichtung 54 erhält außerdem an einem Eingang 56 Informationen über den Zustand der Vorflügel und der Klappen des Tragwerks des Flugzeugs 2, welche entweder von Fühlern oder von einem Bordrechner (nicht dargestellt) ausgehen.
• Man wird nun die Funktion des Systems der Figur 4 mittels der oben in Bezug auf die Figuren 2a, 2b, 2c und 3a, 3b, 3c gemachten Kommentare erklären. Die Figur 5, worunter die Figuren 2a, 2b und 2c fallen, veranschaulichen die Funktion des besagten Systems der Figur 4.
• Wenn das Flugzeug 2 in den Minitornado 1 eintritt (Augenblick t1), begegnet es zunächst einer tragenden Komponente WX (Teil K1 der Kurve (K)) mit einer positiven Derivativa dWX/dt, welche während der Durchquerung der Region (I) andauern wird und die sich wie ein Tragegradient des Anstellwinkels verhält. Danach legt der Leitungszweig 24, 25, 26, 30, 31 und 32 an den positiven Eingang des Subtrahiergliedes 33 das auf der Figur 5 veranschaulichte Signal a an. Von diesem Signal a wird über das Subtrahierglied 33 die vom Filter 35 gespeicherte und auf der Figur 5 durch das Signal b dargestellte Komponente WX abgezogen. Danach erscheint am Ausgang des Subtrahiergliedes 33 und somit am entsprechenden Eingang des Addiergliedes 29 das Signal a-b. Wenn später (Augenblick t6) die Komponente WZ, die gemäß L1 ansteigt, erscheint, legt die Leitung 40 - 43 an dem entsprechenden positiven Eingang des Addiergliedes 38 ein Signal c an. Andererseits wird im Augenblick t2 die Derivativa dWX/dt negativ, und der Zweig 27 - 28 gibt an dem entsprechenden Eingang des Addiergliedes 29 ein Signal d aus.
• Demnach erscheint am Ausgang des Addiergliedes 38 ein Anstellwinkelkompensationssignal αw, das wie folgt zusammengesetzt ist (siehe die Figur 5):
• - das Signal a-b zwischen den Augenblicken t1 und t6;
• - das Signal a-b+c zwischen den Augenblicken t6 und t2; und
• - das Signal a-b+c+d nach dem Augenblick t2.
• Das Anstellwinkelkompensationssignal αw wird über den Verstärker 47 verstärkt. Die Verstärkung K des besagten Verstärkers 47 ist vorteilhafterweise abhängig von der Höhe des Flugzeuges 2, damit die Auslösung einer unpassenden Warnung vermieden wird, wenn das Flugzeug sich bereits in einer Höhe befindet,wo keine Gefahr mehr besteht, daß es durch den Minitornado 1 auf den Boden gedrückt wird. Auf der Figur 6 ist ein Änderungsbeispiel der Verstärkung des besagten Verstärkers 47 dargestellt: Diese Verstärkung ist konstant, zum Beispiel gleich 1 zwischen 0 und 300 m Höhe, und ändert sich linear von 1 bis 0 in einer Höhe zwischen 300 m und 400 m, und umgekehrt. Um dies zu bewerkstelligen, ist der Verstärker 47 regelbar,und die Verstärkung wird durch den Luftgeschwindigkeitsmesser 12 gesteuert.
• Auf der Figur 7 ist ein Ausführungsbeispiel der Signalaufbereitungsvorrichtung 54 dargestellt. In diesem Beispiel wird der Unterschied zwischen der Anstellwinkelinformation α und dem vom Komparator 50 gegebenen Anstellwinkelkompensationssignal aαw nicht berücksichtigt.
• Die Vorrichtung 54 der Figur 7 enthält einen gesteuerten Umschalter und einen gesteuerten Schalter 57 und 58, die in Serie montiert sind und mit einem Eingang 52, auf welchem das Signal α + αw erscheint, verbunden sind. Der Umschalter 57 ist über den Eingang 56 gesteuert, so daß er geöffnet wird, wenn alle Vorflügel und Klappen eingefahren sind (Längskonfiguration bei Marschflug),und geschlossen, wenn die Vorflügel und Klappen für den Start oder die Landung ausgefahren sind. Andererseits wird der Schalter 58 über den Eingang 56 gesteuert, so daß die Verbindung zwischen dem Eingang 52 und entweder Eingänge des Komparators 59, wenn die Konfiguration der Vorflügel und Klappen einer Landung des Flugzeugs 2 entspricht, oder den Eingängen eines Komparators 60, wenn die Konfiguration der Vorflügel und Klappen einem Start des Flugzeugs 2 entspricht, gewährleistet ist. Die anderen Eingänge der Komparatoren 59 und 60 erhalten jeweils eine Schwelle αS1 oder αS2, die jeweils einem vorbestimmten Abkippanstellwinkel im Fall eines Minitornados oder bei der Landung und Start entspricht. Die Ausgänge der Komparatoren 59 und 60 sind mit dem Ausgang 55 verbunden.
• Auf der Figur 8 ist die gut bekannte Kurve dargestellt, die für eine bestimmte Konfiguration eines bestimmten Flugzeugs den Tragekoeffizienten CZ in Bezug auf den Anstellwinkel α angibt. Bekannterweise gestattet diese Kurve den Anstellwinkel αS,bei welchem das Flugzeug 2 abkippt, zu bestimmen, wobei dieser Abkippanstellwinkel αS einer Abkippgeschwindigkeit VS entspricht.
• Zur Bestimmung der an die Komparatoren 59 und 60 angelegten Schwellen αS1 und αS2 beginnt man eine Grenzgeschwindigkeit VL, zum Beispiel gleich 1,1 VS oder 1,2 VS,bei welcher eine Abkippgefahr bei der Lande- oder Startkonfiguration besteht, in Abhängigkeit der Abkippgeschwindigkeit VS, festzulegen, und bestimmt anhand der Kurve der Figur 8 die entsprechenden an die Komparatoren 59 und 60 anzulegenden Anstellwinkelschwellen αS1 und αS2.
• Dann wird in Abhängigkeit der Lande- oder Startkonfiguration das Signal α + αw mit der Schwelle αS1 oder der Schwelle αS2 verglichen. Das am Ausgang 55 erscheinende Signal ist kennzeichnend für das Ergebnis dieses Vergleichs, und sobald das Signal α + αw jeweils gleich αS1 oder αS2 wird, bildet es das Warnsignal, das angibt, daß der Minitornado die Stabilität des Flugzeuges 2 in Gefahr bringt.

Claims (10)

1. System zur Erzeugung eines Alarmsignals an Bord eines Luftfahrzeugs im Fall eines Minitornados, mit einer Rechnervorrichtung (11) zum Bilden von für die horizontale und vertikale Windgeschwindigkeit, denen das Luftfahrzeug ausgesetzt ist, repräsentativen Signalen, ausgehend von den von Bordausrüstungen (12, 13, 15) des besagten Luftfahrzeugs gelieferten Geschwindigkeits-, Trimmlagen- und Anstellwinkelinformationen, dadurch gekennzeichnet, daß es umfaßt:

- Ableitungsmittel (23, 24, 25) zum Berechnen der zeitlichen Ableitung des für die besagte horizontale Windgeschwindigkeit repräsentativen Signals;

- erste Mittel (30, 31, 32) zum Bilden eines ersten, für die positiven Werte der besagten Ableitung repräsentativen Signals;

- zweite Mittel (27, 28) zum Bilden eines zweiten, für die negativen Werte der besagten Ableitung repräsentativen Signals;

- erste Summiermittel (29, 33, 38) zum Liefern eines dritten Signals aus der Addition des besagten für die besagte vertikale Windgeschwindigkeit und den besagten ersten und zweiten Signalen und aus der Subtraktion des für die mittlere horizontale Windgeschwindigkeit repräsentativen Signals während einer vor den von dem besagten System ausgeführten Arbeitsgängen liegenden Zeitdauer;

- zweite Summiermittel (48) zum Bilden der Summe der besagten Anstellwinkelinformation und des besagten dritten Signals;

- Mittel zum Vergleichen der besagten Summe und einer vorgegebenen Schwelle, wodurch eine minimale Sicherheitsenergie des Luftfahrzeugs garantiert wird; und

- Warnmittel zum Angeben eines Warnsignals, wenn die besagte Summe größer als die vorgegebene Schwelle für den Anstellwinkel ist.

2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß es Mittel (34, 35, 36) zum liefern des Mittelwertes über mehrere Zehn Sekunden der besagtem horizontalen Windgeschwindigkeit an die ersten Summiermittel (29, 33, 38) umfaßt.

3. System nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß es Begrenzungsmittel (37) umfaßt, die in dem besagten dritten Signal die Subtraktion des besagten Mittelwertes der horizontalen Windgeschwindigkeit erlauben, erst wenn deren absoluter Wert kleiner ist als der besagte Mittelwert der positiven Werte der besagten Ableitung.

4. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das besagte erste von den besagten ersten Mitteln gelieferte Signal dem Mittelwert über mehrere Sekunden der positiven Werte der besagten Ableitung entspricht, wobei der besagte Mittelwert sich mit einer kleineren Zeitkonstante als der seiner Löschung einstellt.

5. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß es zwischen der besagten Rechnervorrichtung (11) einerseits und den besagten Ableitungsmitteln, den besagten ersten und zweiten Mitteln und den besagten ersten Summiermitteln andererseits Mittel zur gesteuerten Unterbrechung aufweist, die offen sind, wenn sich das Luftfahrzeug nicht in der Start- oder Landephase befindet.

6. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß ein Verstärker, dessen Verstärkung variabel als Funktion der Höhe des Luftfahrzeugs (2) ist, zwischen den besagten ersten und zweiten Summiermitteln angeordnet ist.

7. System nach einem der Ansprüche 1 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß es Vergleichsmittel für die besagte Anstellwinkelinformation und das besagte dritte Signal umfaßt.

8. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Wert der vorgegebenen Schwelle für den Anstellwinkel einer Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs entspricht, der um wenigstens 10% größer ist als die Abkippgeschindigkeit des Luftfahrzeugs.

9. System nach einem der Ansprüche 1 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Wert besagten vorgegebenen Schwelle für den Anstellwinkel von der Konfiguration der beweglichen aerodynamischen Flächen des Luftfahrzeugs abhängt.

10. System nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Wert der besagten vorgegebenen Schwelle für den Anstellwinkel für die Landung größer gewählt wird als für den Start.