DE60114911T2

DE60114911T2 - Verfahren zur Bestimmung einer Minimalsteuergeschwindigkeit eines Flugzeugs

Info

Publication number: DE60114911T2
Application number: DE60114911T
Authority: DE
Inventors: David Burson
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2000-03-23
Filing date: 2001-03-06
Publication date: 2006-06-29
Anticipated expiration: 2021-03-07
Also published as: CA2341953A1; FR2806791B1; BR0101568A; EP1139190A9; US20010032039A1; ES2253336T3; FR2806791A1; EP1139190B1; US6453221B2; EP1139190A1; DE60114911D1; CA2341953C

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Bestimmung einer Mindeststeuergeschwindigkeit eines mehrmotorigen Flugzeuges bei Ausfall von mindestens einem Motor.
Im Rahmen der vorliegenden Erfindung versteht man unter Mindeststeuergeschwindigkeit die Mindestgeschwindigkeit, bei der es möglich ist, das Flugzeug, beispielsweise ein Flugzeug für den Ziviltransport, auf einem konstanten Kurs zu halten, mit gleichzeitig:

– mindestens einem ausgeschalteten Motor, beispielsweise ein Motor mit einer Panne oder ein Motor, der absichtlich ausgeschaltet wurde;
– dem Seitenruder auf Anschlag; und
– einer Querneigung des Flugzeuges, die kleiner oder gleich fünf Grad ist.

Es ist bekannt, dass die Mindeststeuergeschwindigkeiten (VMC) zu Einschränkungen des Flugzeuges führen können, insbesondere der typischen zulässigen Startgeschwindigkeiten, und somit der Leistungen des Flugzeuges. Aus Sicherheitsgründen ist es nämlich insbesondere nötig:

– dass die Drehzahl Vr beim Start größer oder gleich 1,05.VMCA ist, wobei die Geschwindigkeit VMCA die Mindeststeuergeschwindigkeit beim Start ist;
– dass die Mindestgeschwindigkeit V2 des zweiten Segments größer oder gleich 1,1.VMCA ist; und
– dass die Mindestgeschwindigkeit Vref beim Anflug größer oder gleich VMCL ist, wobei die Geschwindigkeit VMCL die Mindeststeuergeschwindigkeit beim Anflug ist.

Selbstverständlich hängen typische Mindeststeuergeschwindigkeiten vom jeweiligen Flugzeugtyp ab. Um die erforderliche Sicherheit zu gewährleisten, ohne dabei eine Strafe auferlegt zu bekommen, weil man den Spielraum in Bezug zum Istwert zu groß wählt, ist es folglich nötig, diese Mindeststeuergeschwindigkeit so genau wie möglich zu bestimmen.
Es ist ein Verfahren bekannt, das es erlaubt, die Mindeststeuergeschwindigkeit eines mehrmotorigen Flugzeuges mit mindestens einem ausgefallenen Motor zu bestimmen. Gemäß diesem bekannten Verfahren:

a) misst man während mehrerer Flüge des Flugzeuges (sogenannte Testflüge) die Werte des Schiebewinkels β, der Querkraft Cy und des Giermoments Cnf;
b) bestimmt man anhand der Messergebnisse und mindestens eines vordefinierten Zulassungswertes einen Zulassungswert Cnfcertif des Giermoments cnf, das durch das Ausschalten des Motors erzeugt wird;
c) berechnet man anhand des Zulassungswertes Cnfcertif den Wert eines Parameters K, der es erlaubt, eine Beziehung Δfn = K.Vc2 zu bilden, in der: – Δfn die Asymmetrie des Schubs darstellt, die durch das Ausschalten des Motors bedingt ist; und – Vc die Geschwindigkeit des Flugzeuges darstellt; und
d) bestimmt man anhand der Beziehung und der Schubkurven der Motoren die Mindeststeuergeschwindigkeit.

Um die Messungen am Flugzeug vorzunehmen, bringt man ferner gemäß diesem bekannten Verfahren das Seitenruder auf Anschlag. Da der Wert des Einschlagwinkels δn des Seitenruders somit bekannt ist, führt man nun den oben genannten Schritt b) aus, indem man ein lineares Modell des Verhaltens des Flugzeuges auflöst.
Zu diesem Zweck kennt man zwei unterschiedliche Modelle:

beziehungsweise
sinΦ.Cz = A.Cnf + B

In diesen Modellen ist:

– Ny die seitliche Beschleunigung;
– Cz der Auftriebskoeffizient;
– Cnf das Giermoment, das durch das Abschalten des Motors erzeugt wird;
– Φ der Rollwinkel; und
– A und B sind zwei Koeffizienten, die mit Hilfe einer linearen Regressionsgeraden durch die gemessenen Werten festgelegt werden.

Dieses bekannte Verfahren weist mehrere Nachteile auf. Insbesondere:

– ist es nicht sehr genau;
– bedingt durch die Streuung der Messungen und die Schwierigkeit, vollkommen stabile Punkte zu erhalten, ist die Qualität der linearen Regression gering. Daher werden mehrere Testflüge benötigt, um anhand der ausgeführten Messungen eine ausreichende Anzahl an Punkten zu erhalten, die eine geeignete Wahl der Punkte erlaubt, mit dem Ziel, eine lineare Regression ausreichender Qualität zu erhalten; und
– ist dieses bekannte Verfahren nicht sehr zuverlässig. Aufgrund der geringen Qualität der linearen Regression erhält man nämlich manchmal bei unterschiedlichen Ausführungen des bekannten Verfahrens unterschiedliche Mindeststeuergeschwindigkeiten für dasselbe Flugzeug.

Die vorliegende Erfindung hat zum Ziel, diese Nachteile zu beseitigen. Sie betrifft ein zuverlässiges und wirksames Verfahren, um die Mindeststeuergeschwindigkeit eines mehrmotorigen Flugzeuges bei Ausfall von mindestens einem ausgefallenen Motor zu bestimmen, sei es, weil der Pilot den Motor absichtlich ausgeschaltet hat oder weil der Motor eine Panne hat.
Das bekannte Verfahren, demgemäß

a) man während mindestens einem Flug des Flugzeuges die Werte des Schiebewinkels β, der Querkraft Cy und des Giermoments Cnf misst;
b) man anhand der Messergebnisse und mindestens eines vordefinierten Zulassungswertes einen Zulassungswert Cnfcertif des Giermoments cnf bestimmt, das durch das Ausschalten des Motors erzeugt wird;
c) man anhand des Zulassungswertes Cnfcertif den Wert eines Parameters K berechnet, der es erlaubt, eine erste Beziehung Δfn = K.Vc2 zu bilden, in der: – Δfn die Asymmetrie des Schubs darstellt, die durch das Ausschalten des Motors bedingt ist; und – Vc die Geschwindigkeit des Flugzeuges darstellt; und
d) man anhand der ersten Beziehung und Schubkurven der Motoren die Mindeststeuergeschwindigkeit bestimmt,

– in Schritt b): b1) anhand von gleichzeitig gemessenen Werten des Schiebewinkels β beziehungsweise der Querkraft Cy eine zweite Beziehung zwischen dem Schiebewinkel β und der Querkraft Cy herleitet; b2) anhand der zweiten Beziehung und eines Zulassungswertes Cycertif der Querkraft Cy einen entsprechenden Zulassungswert ßcertif des Schiebewinkels β bestimmt; b3) anhand von gleichzeitig gemessenen Werten des Schiebewinkels β, der Querkraft Cy beziehungsweise des Giermoments Cnf eine dritte Beziehung zwischen dem Schiebewinkel β, der Querkraft Cy und dem Giermoment Cnf herleitet; und b4) anhand der dritten Beziehung und der Zulassungswerte Cycertif und ßcertif den Zulassungswert Cnfcertif bestimmt; und
– in Schritt c) anhand der Beziehung:
in der: – po die Luftdichte in einer Höhe von 0 Fuß Standardatmosphäre ist; – S die Referenzfläche des Tragwerkes ist; – L die durchschnittliche aerodynamische Flügeltiefe ist; und – y der Hebelarm des Motors ist den Parameter K berechnet.

Dank der Erfindung ist das Verfahren also besonders wirksam und zuverlässig. Erhält man nämlich die zweite und/oder dritte Beziehung vorteilhafterweise mit Hilfe von linearen Regressionen der am Flugzeug vorgenommenen Messungen, stellt man insbesondere fest, dass:

– die linearen Regressionen eine weitaus bessere Qualität aufweisen als die des oben genannten bekannten Verfahrens bei gleichen Messungen (Prüfpunkten);
– die Regressionsgeraden unabhängig von der Schubstufe des Flugzeuges sind und in Hinblick auf die Dynamik oder eine weniger strenge Auswahl der Prüfpunkte stabiler sind.

Man kann feststellen, dass die oben genannten Vorteile des erfindungsgemäßen Verfahrens im Vergleich zu herkömmlichen Verfahren auf eine bessere Modellierung des Verhaltens des Flugzeuges zurückzuführen sind (Einleitung des Schiebens, Wegfall des Einschlagwinkels δn). Schematisch gesehen kann man sagen, dass man mit den alten Verfahren die Wolke der Prüfpunkte in Hinblick auf die Modellierung unter dem schlechtesten Winkel (Cy/Cnf) betrachtete, während man mit dem erfindungsgemäßen Verfahren die Ebene bestimmt, in der sich diese Punktwolke befindet, und sie in eine Ebene (Cy/β) projiziert, in der die Punktwolke in einer sehr gestreckten Form erscheint, was für die linearen Regressionen vorteilhaft ist. Durch die bessere Modellierung verringert man die Streuung der Messung.
Man kann folglich dank der Erfindung:

– die Sicherheit bei Testflügen verbessern, das heißt bei Flügen, die in oben genanntem Schritt a) ausgeführt werden, da die Kurven der Prüfpunkte nicht mehr von der Asymmetrie des Schubs abhängen und die Testflüge somit nicht mehr mit ausgeschaltetem Motor gemacht werden müssen, sondern nur noch mit einem Motor im Leerlauf;
– die Anzahl der Testflüge aufgrund der folgenden Eigenschaften verringern: bessere Verwendung der Prüfpunkte, größere Auswahl, Unabhängigkeit der Konfiguration, der Schubstufe und der Masse, so dass es nicht nötig ist, die Testflüge für die unterschiedlichen Konfigurationen und Schubstufen zu wiederholen;
– die Ablaufdauer des Verfahrens verringern. Die Qualität der linearen Regressionen erlaubt es nämlich, die zahlreichen sehr langen Schleifen und Selektionen des bekannten Verfahrens wegfallen zu lassen; und
– man verringert aufgrund der größeren Zuverlässigkeit des erfindungsgemäßen Verfahrens das Risiko von Strafen, die von offiziellen Stellen verhängt werden können, wenn die Mindeststeuergeschwindigkeit zu niedrig angesetzt wird.

Außerdem gilt vorteilhafterweise:

– die zweite Beziehung zwischen der Querkraft Cy und dem Schiebewinkel β lautet: Cy = Cyβ.β + C,wobei Cyβ und C Koeffizienten sind, die in Schritt b1) anhand von am Flugzeug vorgenommenen Messungen bestimmt wurden; und/oder
– die dritte Beziehung zwischen der Querkraft Cy, dem Schiebewinkel β und dem Giermoment Cnf lautet: Cy = A.Cnf + B.β,wobei A und B Koeffizienten sind, die in Schritt b3) anhand von am Flugzeug vorgenommenen Messungen bestimmt wurden.

Aus den Figuren der beifolgenden Zeichnungen ist ersichtlich, wie die Erfindung ausgeführt sein kann. Ähnliche Elemente sind in diesen Figuren mit gleichen Bezugszeichen bezeichnet.
1 zeigt schematisch eine Vorrichtung, um das erfindungsgemäße Verfahren auszuführen.
2 veranschaulicht das Blockdiagramm des erfindungsgemäßen Verfahrens.
Die Vorrichtung 1, die der Erfindung entspricht und schematisch in 1 dargestellt ist, ist dazu bestimmt, eine Mindeststeuergeschwindigkeit VMC eines mehrmotorigen, hier nicht abgebildeten Flugzeuges, insbesondere eines Flugzeuges für den Ziviltransport, zu bestimmen, wenn mindestens ein Motor ausgeschaltet ist (entweder absichtlich oder bedingt durch eine Panne).
Zu diesem Zweck weist die Vorrichtung 1 Folgendes auf:

– mehrere Sensoren 2 herkömmlichen Typs, die sich an Bord des Flugzeuges befinden und dazu bestimmt sind, bei mindestens einem Flug des Flugzeuges (einem sogenannten Testflug) die Werte von Parametern zu messen, die nachstehend genau angegeben werden;
– mindestens eine Speicher 3, der sich ebenfalls an Bord des Flugzeuges befindet, der durch Verbindungen 4 an die Sensoren 2 angeschlossen ist, und der dazu bestimmt ist, die von den Sensoren 2 gemessenen Werte zu speichern; und
– eine Rechnereinheit 5, die mit Hilfe von Verbindungen 6 bis 8 an den Speicher 2 beziehungsweise an die Speicher 9 und 10 angeschlossen ist, und die auf die nachstehend beschriebene Art und Weise anhand der im Speicher 3 gespeicherten Messwerte sowie der Zulassungswerte und Schubkurven PM1, PM2, PM3 der Motoren, die nachstehend genau angegeben werden und im Speicher 9 beziehungsweise 10 gespeichert sind, die Geschwindigkeit VMC bestimmt. Die Rechnereinheit 5, die sich entweder an Bord befindet oder am Boden installiert ist, kann die berechnete Geschwindigkeit VMC mit Hilfe einer Verbindung 12 an eine Benutzervorrichtung 11, insbesondere an einen Speicher, übertragen.

Das von der Vorrichtung 1 ausgeführte Verfahren weist neben einem vorbereitendem Schritt, in dem man während mindestens einem Testflug die Parameterwerte eines Flugzeuges misst, die im Speicher 3 gespeichert werden, Schritte E1 bis E4 auf, die in
2 dargestellt sind:

I. In den Schritten E1 und E2 bestimmt man anhand der Messwerte, die vom Speicher 3 empfangen werden, und des vordefinierten und vom Speicher 9 empfangenen Zulassungswertes einen Zulassungswert Cnfcertif des Giermoments cnf, das durch das Ausschalten des Motors erzeugt wird;
II. In Schritt E3 berechnet man anhand des Wertes Cnfcertif den Wert eines Parameters K, der es erlaubt, eine erste Beziehung R1 zu bilden: Δfn = K.Vc2 in der: – Δfn die Asymmetrie des Schubs darstellt, die durch das Ausschalten des Motors bedingt ist; und – Vc die Geschwindigkeit des Flugzeuges darstellt; und
III. In Schritt E4 bestimmt man auf herkömmliche Art und Weise anhand der ersten Beziehung, die in 2 durch eine Kurve PO dargestellt ist, und der Schubkurven PM1, PM2, PM3 der Motoren die Mindeststeuergeschwindigkeit VMC. Dazu werden die Schubkurven herkömmlichen Typs, die im Speicher 10 gespeichert sind, im Allgemeinen vom Flugzeugmotorenhersteller bereitgestellt.

Gemäß der Erfindung gilt für Schritt E1:

– als erstes leitet man anhand der gleichzeitig gemessenen Werte des Schiebewinkels β beziehungsweise der Querkraft Cy, die man vom Speicher 3 erhält, eine zweite, nachstehend genau angegebene Beziehung R2 zwischen dem Schiebewinkel β und der Querkraft Cy ab. Zu diesem Zweck bestimmt man durch eine gewöhnliche lineare Regression der Messpunkte eine Regressionsgerade DO zwischen dem Schiebewinkel β und der Querkraft Cy; und
– als zweites bestimmt man anhand der zweiten Beziehung R2 und damit der Regressionsgeraden DO sowie eines Zulassungswertes Cycertif der Querkraft Cy, der vom Speicher 9 empfangen wird, einen entsprechenden Zulassungswert ßcertif des Schiebewinkels β, wie durch die Pfeile f1 und f2 in 2 dargestellt.

Ferner gilt gemäß der Erfindung für Schritt E2:

– als erstes leitet man anhand der gleichzeitig gemessenen Werte des Schiebewinkels β, der Querkraft Cy beziehungsweise des Giermoments Cnf, die man vom Speicher 3 erhält, eine dritte Beziehung R3 zwischen dem Schiebewinkel β, der Querkraft Cy und dem Giermoment Cnf ab. Zu diesem Zweck verwendet man ebenfalls eine gewöhnliche lineare Regression; und
– als zweites bestimmt man anhand der dritten Beziehung R3 und der Zulassungswerte Cycertif und ßcertif den Zulassungswert Cnfcertif, der in oben genanntem Schritt E3 verwendet wird.

Dank der Erfindung sind das Verfahren und die Vorrichtung 1 also besonders wirksam und zuverlässig.
Ferner, dank der Erfindung:

– weisen die oben genannten linearen Regressionen eine weitaus bessere Qualität auf als die des vorhergehenden bekannten Verfahrens bei gleichen Messungen beziehungsweise Prüfpunkten;
– sind die Regressionsgeraden, die man durch die erfindungsgemäßen linearen Regressionen erhält, unabhängig von der Konfiguration des Flugzeuges (Klappe, Fahrwerk); und des Weiteren
– sind die Regressionsgeraden unabhängig von der Schubstufe des Flugzeuges und in Hinblick auf die Dynamik oder eine weniger strenge Auswahl der Prüfpunkte stabiler.

Folglich kann man dank der Erfindung:

– die Sicherheit bei Testflügen verbessern, das heißt bei Flügen, die in oben genanntem vorbereitendem Schritt ausgeführt werden, da die Kurven der Prüfpunkte nicht mehr von der Asymmetrie des Schubs abhängen und die Testflüge somit nicht mehr mit ausgeschaltetem Motor gemacht werden müssen, sondern nur noch mit einem Motor im Leerlauf;
– die Anzahl der Testflüge aufgrund der folgenden Eigenschaften verringern: bessere Verwendung der Prüfpunkte, größere Auswahl, Unabhängigkeit der Konfiguration, der Schubstufe und der Masse, so dass es nicht nötig ist, die Testflüge für die unterschiedlichen Konfigurationen und Schubstufen zu wiederholen;
– die Ablaufdauer des Verfahrens verringern. Die Qualität der linearen Regressionen erlaubt es nämlich, die zahlreichen sehr langen Schleifen und Selektionen des bekannten Verfahrens wegfallen zu lassen; und
– man verringert aufgrund der größeren Zuverlässigkeit des erfindungsgemäßen Verfahrens das Risiko von Strafen, die von offiziellen Stellen verhängt werden können, wenn die Mindeststeuergeschwindigkeit zu niedrig angesetzt wird.

Außerdem lautet gemäß der Erfindung:

– die zweite Beziehung R2 zwischen der Querkraft Cy und dem Schiebewinkel β: Cy = cyβ.β + C,wobei Cyβ und C Koeffizienten sind, die in Schritt E1 anhand von am Flugzeug vorgenommenen Messungen mit Hilfe der oben genannten Regression bestimmt wurden;
– lautet die dritte Beziehung R3 zwischen der Querkraft Cy, dem Schiebewinkel β und dem Giermoment Cnf: Cy = A.Cnf + B.β,wobei A und B Koeffizienten sind, die in Schritt E2 anhand von am Flugzeug vorgenommenen Messungen mit Hilfe der oben genannten Regression bestimmt wurden; und
– berechnet man in Schritt E3 in Bezug auf die erste Beziehung R1 den Parameter K anhand des Ausdrucks:
in dem: – po die Luftdichte in einer Höhe von 0 Fuß Standardatmosphäre ist; – S die Referenzfläche des Tragwerkes ist; – L die durchschnittliche aerodynamische Flügeltiefe ist; und – y der Hebelarm des Motors ist.

Im Folgenden werden die erfindungsgemäßen oben genannten Beziehungen R1, R2 und R3 erläutert.
Zu diesem Zweck werden die folgenden Parameter verwendet:

Vs1g:: Abrissgeschwindigkeit bei 1 g
KVs1g:: Beziehung zwischen Vs1g und der Mindeststeuergeschwindigkeit VMC (reglementarisch festgelegt)
Ny:: seitliche Beschleunigung
ΔFn:: Asymmetrie des Schubs
β:: Schiebewinkel
φ:: Rollwinkel
Vc:: Geschwindigkeit des Flugzeuges
δl:: Einschlagwinkel der Rollsteuerung
δn:: Einschlagwinkel des Seitenruders
po:: Luftdichte in einer Höhe von 0 Fuß Standardatmosphäre
m:: Masse des Flugzeuges
g:: Schwerkraftbeschleunigung
S:: Referenzfläche des Tragwerkes
y:: Hebelarm des Motors (das heißt der Abstand zwischen der Schubachse des Motors und der Symmetrieebene des Flugzeuges)
L:: Referenzlänge (das heißt die durchschnittliche aerodynamische Flügeltiefe)
Cz:: Auftriebskoeffizient
Cnf:: Giermoment, das durch das Abschalten des Motors erzeugt wird
Cyβ:: Ableitung des Koeffizienten der Querkraft nach β
Cyδn:: Ableitung des Koeffizienten der Querkraft nach δn
Cyδl:: Ableitung des Koeffizienten der Querkraft nach δl
Clβ:: Ableitung des Koeffizienten des Rollmoments nach β
Clδn:: Ableitung des Koeffizienten des Rollmoments nach δn
Clδl:: Ableitung des Koeffizienten des Rollmoments nach δl
Cnβ:: Ableitung des Koeffizienten des Giermoments nach β
Cnδn:: Ableitung des Koeffizienten des Giermoments nach δn
Cnδl:: Ableitung des Koeffizienten des Giermoments nach δl

Als Erstes wird in Bezug auf die Beziehung R3 gezeigt, dass: Cy = A.Cnf + B.β
Zu diesem Zweck erhält man anhand der Gleichungen:

– für die Querkraft: 12 .po.S.Vc2(Cyβ.β + Cyδn.δn + Cyδl.δl) + m.g.Ny = 0;
– für das Rollmoment: Clβ.β + Clδn.δn + Clδl.δl = 0; und
– für das Giermoment: 12 .po.S.L.Vc2(Cnβ.β + Cnδn.δn + Cnδl.δl) = ΔFn.y

Man löst dieses System bestehend aus drei Gleichungen und drei Unbekannten gemäß der sogenannten Cramerschen Regel. Die Determinante des Systems lautet:
Die vereinfachte Determinante lautet:
was entspricht:

(a) Δ.β = –Ny.Cz.(Clδn.Cnδl – Clδl.Cnδn) + Cnf.(Cyδn.Clδl – Cyδl.Clδn)

Cy = A.Cnf + B.β

Es sei darauf hingewiesen, dass man durch eine Regression der Prüfpunkte die Koeffizienten A und B erhält.
Als Zweites wird die Beziehung R2 erläutert.
Wie bekannt lautet das seitliche Gleichgewicht des Flugzeuges:

(b) 12 .po.S.Vc2(Cyβ.β + Cyδn.δn + Cyδl.δl) + m.g.Ny = 0

Der Ausdruck (b) kann auch geschrieben werden als:

Da dies nahe am Gleichgewicht ist, setzt man Cyδn.δn + Cyδl.δl = C, so dass der Ausdruck (c) lautet: (R2) Cyβ.β + C = Cy.
Durch eine lineare Regression der Prüfpunkte erhält man die Koeffizienten Cyβ und C dieser Beziehung R2.
Drittens, in Bezug auf die Beziehung R1, kann man die oben genannte Beziehung R3 bekanntermaßen auch wie folgt schreiben:

Um daraus die aerodynamische Leistung herleiten zu können, verwendet man Zulassungsbedingungen, das heißt:

(e) Nycertif = 0,087 = sin(ϕ = 5°)

Die Ausdrücke (d), (e) und (g) erlauben es, den Winkel β gemäß diesen Zulassungsbedingungen zu bestimmen:

Daraus folgt die aerodynamische Leistung [ausgehend von den Ausdrücken (d), (e), (f), (g) und (h)]:
was entspricht
Man erhält somit die Beziehung R1: ΔFn = K.Vc2

Claims

Verfahren zur Bestimmung einer Mindeststeuergeschwindigkeit eines mehrmotorigen Flugzeuges bei Ausfall von mindestens einem Motor, demgemäß: a) man während mindestens eines Fluges des Flugzeuges die Werte des Schiebewinkels β, der Querkraft Cy und des Giermoments Cnf misst; b) man anhand der Messergebnisse und mindestens eines vordefinierten Zulassungswertes einen Zulassungswert Cnfcertif des Giermoments cnf bestimmt, das durch das Ausschalten des Motors erzeugt wird; c) man anhand des Zulassungswertes Cnfcertif den Wert eines Parameters K berechnet, der es erlaubt, eine erste Beziehung Δfn = K.Vc2 zu bilden, in der: – Δfn die Asymmetrie des Schubs darstellt, die durch das Ausschalten des Motors bedingt ist; und – Vc die Geschwindigkeit des Flugzeuges darstellt; und d) man anhand der ersten Beziehung und Schubkurven der Motoren die Mindeststeuergeschwindigkeit bestimmt, wobei man: - in Schritt b): b1) anhand von gleichzeitig gemessenen Werten des Schiebewinkels β beziehungsweise der Querkraft Cy eine zweite Beziehung zwischen dem Schiebewinkel β und der Querkraft Cy herleitet; b2) anhand der zweiten Beziehung und eines Zulassungswertes Cycertif der Querkraft Cy einen entsprechenden Zulassungswert ßcertif des Schiebewinkels β bestimmt; b3) anhand von gleichzeitig gemessenen Werfen des Schiebewinkels β, der Querkraft Cy beziehungsweise des Giermoments Cnf eine dritte Beziehung zwischen dem Schiebewinkel β, der Querkraft Cy und dem Giermoment Cnf herleitet; und b4) anhand der dritten Beziehung und der Zulassungswerte Cycertif und ßcertif den Zulassungswert Cnfcertif bestimmt; und - in Schritt c) anhand der Beziehung:
in der: - po die Luftdichte in einer Höhe von 0 Fuß Standardatmosphäre ist; – S die Referenzfläche des Tragwerkes des Flugzeuges ist; – L die durchschnittliche aerodynamische Flügeltiefe ist; und – y der Hebelarm des Motors ist den Parameter K berechnet.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei die zweite Beziehung zwischen der Querkraft Cy und dem Schiebewinkel β lautet: Cy = Cyβ.β + C,wobei Cyβ und C Koeffizienten sind, die in Schritt b1) anhand von am Flugzeug vorgenommenen Messungen bestimmt wurden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 und 2, wobei die dritte Beziehung zwischen der Querkraft Cy, dem Schiebewinkel β und dem Giermoment Cnf lautet: Cy = A.Cnf + B.β,wobei A und B Koeffizienten sind, die in Schritt b3) anhand von am Flugzeug vorgenommenen Messungen bestimmt wurden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei man in Schritt b1) die zweite Beziehung mit Hilfe einer linearen Regression der am Flugzeug ausgeführten Messungen herleitet.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei man in Schritt b3) die dritte Beziehung mit Hilfe einer linearen Regression der am Flugzeug ausgeführten Messungen herleitet.