DE60127250T2

DE60127250T2 - Verfahren, vorrichtung und computerprogrammprodukt zur geländeanzeige in drehflügelflugzeugen

Info

Publication number: DE60127250T2
Application number: DE60127250T
Authority: DE
Inventors: Yasuo Kirkland ISHIHARA
Original assignee: Honeywell International Inc
Current assignee: Honeywell International Inc
Priority date: 2000-05-26
Filing date: 2001-05-25
Publication date: 2007-12-06
Anticipated expiration: 2021-05-26
Also published as: ATE356972T1; DE60138015D1; WO2001090693A2; WO2001092823A2; JP2003534987A; WO2001090693A3; WO2001090694A2; EP1290407A2; EP1285228B1; EP1290407B1; EP1285227A2; ATE426145T1; DE60127250D1; EP1285228A2; WO2001090694A3; ATE426144T1; EP1285227B1; DE60138017D1; WO2001092823A3

Description

ALLGEMEINER STAND DER TECHNIK
Die vorliegende Erfindung liefert ein Bodennähewarnsystem und ein Verfahren für Drehflügelflugzeuge wie etwa Hubschrauber, Tragschrauber und Kipprotormaschinen und insbesondere Logik und Displays, die in einem erweiterten Bodennähewarnsystem oder EGPWS für Hubschrauber nützlich sind.
Bodennähewarnsysteme oder GPWS geben akustische und visuelle Warnungen über Bedingungen, wenn sich das Flugzeug in potentiell gefährlicher Nähe zu Gelände und/oder in einer Flugbedingung befindet, die anscheinend bei gegebener Position des Flugzeugs relativ zum Gelände nicht geeignet ist. Bodennähewarnsysteme früherer Generationen erkannten eine gefährliche Annäherung an Gelände durch Verwendung eines Radarhöhenmessers zur Erfassung der Höhe über dem Boden. Die Geschwindigkeit, mit der sich die Höhe über dem Boden ändert, wird mit einer vordefinierten Enveloppe bzw. vordefinierten Enveloppen verglichen, um zu bestimmen, ob eine gefährliche Bedingung besteht. Klassische GPWS-Systeme enthalten außerdem als "Moden" bezeichnete zusätzliche Warnfunktionen, die auf der Basis des Flugregimes auf andere potentiell gefährliche Bedingungen hinweisen. Beispiele für GPWS-Einrichtungen findet man in den folgenden US-Patenten: 3,715,718; 3,936,796; 3,958,218; 3,944,968; 3,947,808; 3,947,810; 3,934,221; 3,958,219; 3,925,751; 3,934,222; 4,060,793; 4,030,065; 4,215,334 und 4,319,218.
Als EGPWS-Einrichtungen oder Geländebewußtheitssysteme (TAWS) bezeichnete GPWS-Einrichtungen späterer Generationen enthalten eine gespeicherte Geländedatenbank, die die Position des Flugzeugs im dreidimensionalen Raum mit den gespeicherten Geländeinformationen vergleicht, um potentielle Konflikte zu identifizieren. EGPWS-Einrichtungen können auch alle Funktionalität und Moden der klassischen GPWS-Einrichtungen enthalten. Zu Beispielen für Einrichtungen des EGPWS-Typs gehören die US-Patente: 4,646,244; 5,839,080; 5,414,631; 5,448,563; 5,661,486; 4,224,669; 6,088,634; 6,092,009; 6,122,570 und 6,138,060.
Bei bestimmten EGPWS-Entwürfen kann die Position des Geländes relativ zu dem Flugzeug auf einem Display im Cockpit gezeigt werden. In bestimmten Displays wird das Gelände gemäß dem Gefahrengrad farbcodiert. Zum Beispiel wird durch grün gefärbtes Gelände gewöhnlich ungefährliches Gelände unter dem Flugzeug abgebildet. Gelb gefärbtes Gelände bildet gewöhnlich ein Gelände ab, das sich in der Nähe des Flugzeugs befindet und/oder das bewirken kann, daß das Bodennähesystem eine Vorsichtswarnung erzeugt. Rot gefärbtes Gelände bildet gewöhnlich Gelände auf oder über der Flugzeughöhe ab oder wofür das Bodennähewarnsystem eine Warnung ausgeben wird, aus der Ausweichmaßnahmen getroffen werden müssen. Die US-Patente 5,839,080 und 6,138,060 beschreiben bestimmte Gelände-Cockpitdisplays. Das US-Patent Nr. 5,936,522 beschreibt ein Geländedisplay mit vertikalen und planen Ansichten.
Die oben erwähnten Systeme wurden hauptsächlich für Feehflügelflugzeuge entwickelt. Drehflügelflugzeuge und Flugzeuge mit der Fähigkeit zum Schweben stellen für Bodennähewarnung aufgrund der verschiedenen geflogenen Flugprofile und der einzigartigen Fähigkeiten von Drehflügelflugzeugen Probleme dar. Im Gegensatz zu Festflügelflugzeugen können Drehflügelflugzeuge zum Beispiel jegliche Vorwärtsbewegung anhalten und immer noch in der Luft bleiben. Außerdem können Drehflügelflugzeuge von einem Schwebezustand aus gerade nach unten absteigen, um auf allen möglichen Arten von Gelände zu landen und benötigen keinen allmählichen Abstieg und Anflug zum Landen wie im Fall von Festflügelflugzeugen.
Die US-Patente Nr. 5,781,126 mit dem Titel "Ground Proximity Warning System and Methods for Rotary Wing Aircraft"; 5,666,110 mit dem Titel "Helicopter Enhanced Descent After Take-off Warning for GPWS"; und 6,043,759 mit dem Titel "Air Ground Logic System and Method for Rotary Wing Aircraft" und die gleichzeitig anhängige Anmeldung mit der laufenden Nummer 08/844,116 mit dem Titel "Systems and Methods for Generating Altitude Callouts for Rotary Wing Aircraft" behandeln jeweils verschiedene Probleme beim Anwenden von Bodennähewarntechnologie auf Drehflügelflugzeuge und werden hiermit ausdrücklich erwähnt. Diese Patente gelten sowohl für herkömmliche als auch für erweiterte Bodennähewarnentwürfe zur Verwendung in Hubschraubern, diese Patente behandeln aber nicht die Eigenheiten des Modifizierens verschiedener der "Moden" zur Verwendung in Hubschraubern. Genauer gesagt umfaßt das US-Patent Nr. 5,781,126 einen barometrischen Höhenratendetektor mit einer Steuerung zum Justieren dieses Ratendetektors zur Berücksichtigung von Fallwind des Drehflügels. Das US-Patent Nr. 5,666,110 beschreibt eine Schutzenveloppe für Abstieg nach dem Abheben. Das US-Patent Nr. 6,043,759 beschreibt ein Logikverfahren und eine Einrichtung zum Bestimmen, wann sich der Hubschrauber in der Luft oder am Boden befindet, was dabei hilft, störende Alarme während der Autorotation des Hubschraubers zu verhindern. Aus der laufenden Nummer 08/844,116 ist eine Einrichtung und ein Verfahren zum Erzeugen von Höhen-Callouts während Hubschrauber-Landeoperationen bekannt.
Keine der oben erwähnten Patente berücksichtigen das Modifizieren der Geländevorausschaulogik oder der assoziierten Geländeanzeige einer Einrichtung des EGPWS-Typs zur Berücksichtigung der einzigartigen Flugleistung von Hubschraubern und anderer Drehflügler.
Aus FR-A-2781199 ist ein Hubschrauberdisplaysystem bekannt. Aus US-A-4980684 ist ein für einen Hubschrauber ausgelegtes GPWS-System bekannt.
Die vorliegende Erfindung erkennt die Probleme bei erweiterter Bodennähewarnung für Drehflügelflugzeuge wie zum Beispiel Hubschrauber, Tragschrauber und Kipprotormaschinen, wenn sie sich im Rotormodus befinden, die im folgenden generisch und wechselbar als "Hubschrauber" oder "Drehflügelflugzeuge" bezeichnet werden. Insbesondere erkennt die vorliegende Erfindung, daß bestimmte Flugzeugkategorien wie zum Beispiel Drehflügelflugzeuge und Luftschiffe in der Lage sind, ein Ausweichmanöver auszuführen, indem sie schwebend zum Halt kommen. Die vorliegende Erfindung erkennt ferner, daß Geländebedrohungen, die auf dem Display abgebildet werden, vorzugsweise auch modifiziert werden sollten, um die einzigartigen und doch normalen Betriebsfähigkeiten eines solchen Flugzeugs zu berücksichtigen. Zusätzlich erkennt die vorliegende Erfindung die einzigartigen Landeeigenschaften von Drehflügelflugzeugen.
Gemäß einem Aspekt der vorliegenden Erfindung wird ein Verfahren zum Anzeigen von Geländedaten für einen Piloten eines Drehflügelflugzeugs mit den folgenden Schritten bereitgestellt:

(a) Darstellen der Geländedaten in einer ersten Farbe, wenn das Gelände um mehr als einen vorbestimmten Betrag relativ zu einer aktuellen Höhe des Flugzeugs von dem Flugzeug entfernt ist;
(b) Darstellen der Geländedaten in einer zweiten Farbe, wenn das Gelände um weniger als den vorbestimmten Betrag relativ zu einer aktuellen Höhe des Flugzeugs von dem Flugzeug entfernt ist; und
(c) Definieren des vorbestimmten Betrags als für eine Marschflugphase einen ersten Wert und für eine An flugphase und eine Landeflugphase einen zweiten Wert aufweisend.

Gemäß einem weiteren Aspekt der vorliegenden Erfindung wird ein Computerprogrammprodukt zum Anzeigen von Geländedaten für einen Piloten eines Drehflügelflugzeugs bereitgestellt, umfassend:
ein computerlesbares Speichermedium mit in dem Medium realisierten computerlesbaren Programmcodemitteln, wobei die computerlesbaren Codemittel folgendes umfassen:
ein erstes Computeranweisungsmittel zum Darstellen der Geländedaten in einer ersten Farbe, wenn das Gelände um mehr als einen vorbestimmten Betrag relativ zu einer aktuellen Höhe des Flugzeugs von dem Flugzeug entfernt ist;
ein zweites Computeranweisungsmittel zum Darstellen der Geländedaten in einer zweiten Farbe, wenn das Gelände um weniger als den vorbestimmten Betrag relativ zu einer aktuellen Höhe des Flugzeugs von dem Flugzeug entfernt ist; und
ein drittes Computeranweisungsmittel zum Definieren des vorbestimmten Betrags als für eine Marschflugphase einen ersten Wert und für eine Anflugphase und eine Landeflugphase einen zweiten Wert aufweisend.
Gemäß einem weiteren Aspekt der vorliegenden Erfindung wird ein Display zum Anzeigen von Geländedaten für einen Piloten eines Drehflügelflugzeugs bereitgestellt, umfassend:
einen Anzeigeschirm für folgendes:
ein Mittel zum Darstellen der Geländedaten in einer ersten Farbe, wenn das Gelände um mehr als einen vorbestimmten Betrag relativ zu einer aktuellen Höhe des Flugzeugs von dem Flugzeug entfernt ist;
ein Mittel zum Darstellen der Geländedaten in einer zweiten Farbe, wenn das Gelände um weniger als den vorbestimmten Betrag relativ zu einer aktuellen Höhe des Flugzeugs von dem Flugzeug entfernt ist; und
wobei der vorbestimmte Betrag für eine Marschflugphase einen ersten Wert und für eine Anflugphase und eine Landeflugphase einen zweiten Wert aufweist.
Die vorliegende Erfindung erkennt, daß eine Anzeigefarbe, die dafür codiert ist, Piloten von Festflügelflugzeugen auf potentielle Gefahren hinzuweisen, zu der Anzeige von ungefährlichem Gelände als gefährlich für Piloten von Drehflügelflugzeugen führen kann. Die EGPWS- und GPWS-Displays der vorliegenden Erfindung farbcodieren Gelände auf der Basis von Flugregimes, die mit für Drehflügelflugzeuge typischen Betriebsarten assoziiert sind.
Weitere Einzelheiten und die Funktionsweise der vorliegenden Erfindung werden nachfolgend mit Bezug auf die Zeichnungen beschrieben.
1A-1B sind ein Blockschaltbild auf oberster Ebene eines EGPWS-Computers zur Verwendung auf Hubschraubern gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
2 ein Funktionsblockschaltbild eines EGPWS-Computers gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
3 zeigt als Diagramm sechs grundlegende Warnmoden für ein Hubschrauber-Bodennähewarnsystem gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
4 ist eine Seitenansicht von Geländevorsichts- und Warnenveloppen gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
5 ist eine perspektivische Ansicht von Geländevorsichts- und Warnenveloppen gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
6 zeigt eine Vorausschaudistanz zur Verwendung bei der Bestimmung von Geländevorsichts- und Warnenveloppen für zum Schweben fähige Flugzeuge gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
7 trägt eine Funktion auf, die zum Erhalten des Geländegrunds ΔH für Landungen auf Flughäfen gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung nützlich ist;
8 trägt eine Funktion auf, die zum Erhalten des Geländegrunds ΔH für Hubschrauber gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung nützlich ist;
9 ist eine grafische Darstellung einer Sichtfeldwinkel-Korrekturgrenze für einen Zustand des Flugs auf konstanter Höhe gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
10 ist eine grafische Darstellung einer Sichtfeldwinkel-Korrekturgrenze für einen Zustand, in dem der Flugwegwinkel des Flugzeugs größer als eine vordefinierte Referenz oder ein vordefiniertes Datenelement ist, gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
11 ist 9 ähnlich, aber für einen Zustand, in dem der Flugwegwinkel des Flugzeugs kleiner als eine vordefinierte Referenzebene oder ein vordefiniertes Referenzdatenelement ist, und zeigt außerdem eine BETA- Sinkratenerweiterungsgrenze gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
12 ist eine grafische Darstellung einer Cutoff-Höhengrenze gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
13 zeigt Geländevorsichts- und Warnenveloppen für einen Zustand, in dem das Flugzeug absteigt, gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
14 zeigt Geländevorsichts- und warnenveloppen für einen Zustand, in dem das Flugzeug ansteigt, gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
15 zeigt eine Vorausschauvorsichts- und Warnenveloppe für einen Zustand zum Erkennen von abschüssigem Gelände vor dem Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
16 ist ein Funktionsblockschaltbild für ein System das zum Setzen eines Signals nützlich ist, das Höhenverluste aufgrund der Pilotenreaktionszeit ALPT repräsentiert, sowie Höhenverlust aufgrund eines Hochziehmanövers ALPU gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
17 ist ein Funktionsblockschaltbild eines Geländeanzeigesystems gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
18 ist ein Blockschaltbild eines Anzeigesystems gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
19 zeigt die Abbildung von Hintergrundgelände auf einem Display gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
20 zeigt eine Hintergrundgeländeanzeigefarbe und Punktmusterdichten gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung; und
21 zeigt eine alternative Hintergrundgeländeanzeigefarbe und Punktmusterdichten gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORMEN
Systemübersicht
Das hiermit ausdrücklich erwähnte US-Patent Nr. 5,839,080 beschreibt eine von Honeywell International Inc. hergestellte EGPWS-Einrichtung, die sich für die Verwendung mit der vorliegenden Erfindung eignet. Zusätzliche für Drehflügelflugzeuge geltende EGPWS-Merkmale werden in den folgenden US-Patenten beschrieben: 6,138,060; 6,122,570; 6,092,009; 6,088,634; sowie in den gleichzeitig anhängigen Anmeldungsnummern: 09/099,822; 09/074,953; 09/103,349; 09/255,670 und 09/496,297. 1A und 1B zeigen eine Beschreibung auf oberster Ebene eines solchen Systems in Form eines Blockschaltbilds. Das Geländebewußtheitssystem 20 verwendet Navigationsinformationen aus einem globalen Positionsbestimmungssystem 22 und/oder einem Flugleitsystem (FMS) und/oder einem Trägheitsnavigationssystem. Navigationsinformationen können auch von anderen Flugnavigationssystemen empfangen werden, wie zum Beispiel DME/DME, VOR/DME, RNAV und LORAN-Systeme. Das System 20 enthält ferner eine Gelände- bzw. Hindernisdatenbank 24 und/oder eine Flughafendatenbank 26 (kollektiv "Gelände") und ein korrigiertes barometrisches Höhensignal, das aus einem Flugdatencomputer oder barometrischen Höhenmesser 28 erhalten werden kann. Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung kann man Höhenmessungsinformationen gemäß den Techniken erhalten, die in der gleichzeitig anhängigen Anmeldung Nr. 09/255,670 mit dem Tite1 "Method and Apparatus for Determining Altitude" und/oder in der gleichzeitig anhängenden Anmeldung Nr. (Aktenzeichen Nr. 543-00-001) mit dem Titel "Device, Method and Computer Program Product for Altimetry System", eingereicht am 2.2.2001, beschrieben werden.
Höhe und Breite der aktuellen Flugzeugposition werden an einen Flughafen- und Geländesuchalgorithmus angelegt, der durch einen Block 29 dargestellt ist und Positionssuchlogik zur Bestimmung der Geländedaten sowie der das Flugzeug umgebenden Flughafendaten enthält. Beispielhafte Suchlogik wird in den eigenen US-Patenten Nr. 4,675,823 und 4,914,436 beschrieben, sowie in dem US-Patent Nr. 5,839,080. Die Navigations-Positionsdaten werden zusammen mit den Gelände- und Flughafendaten einer Gefahrenbewertungsfunktion 30 zugeführt, die auf der Basis der Position und des Flugwegvektors des Flugzeugs sowohl Geländeratschlags- als auch Geländewarnsignale bereitstellt. Die Funktion 30 kann akustische und/oder visuelle Warnungen bereitstellen, wenn angenommen wird, daß ein gefährlicher Zustand besteht. Akustische Warnungen können durch den Sprachgenerator 32 und den Lautsprecher 34 gegeben werden. Visuelle Warnungen können durch eine bewegliche Karte oder ein Display 36 gegeben werden. Das Display 36 kann ein beliebiges Cockpit-Display umfassen, wie zum Beispiel ein Wetterradar-Display, ein TCAS-Display, ein Display des elektronischen Fluginstrumentensystems (EFIS) oder ein UDI-Display von Honeywell. Das Gelände und die Hindernisse, die auf dem Display 36 abgebildet sind, können auf eine später ausführlich zu beschreibende Weise gemäß dem Gefahrengrad gefärbt werden.
2 enthält ein ausführlicheres Funktionsblockschaltbild des EGPWS-Computers 20 der vorliegenden Erfindung. Der in 1A-1B und in 2 gezeigte EGPWS-Computer 20 kann als ausführbarer Code, eine analoge oder digitale elektronische Schaltung, auf einer PCMCIA-Karte, als programmierbare Logik und/oder als Vielzweckprozessor implementiert werden. Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird der Warncomputer 20 als einen Mikroprozessor enthaltende LRU (line replaceable unit) implementiert. Die Datenbank 24 ist auf einer PCMCIA-Karte enthalten, die in die LRU geladen werden kann, und die auch zur Bereitstellung periodischer Systemaktualisierungen benutzt wird.
Bei der Ausführungsform von 2 empfängt die Lokalgelände-Verarbeitungsfunktion 29 als Eingabe die Flugzeugposition und die Kursdaten und ruft aus der Datenbank bzw. den Datenbanken 24 und 26 die Gelände-, Hindernis- und/oder Runway-Daten in der Umgebung des Flugzeugs ab. Wie in dem US-Patent Nr. 5,839,080 beschrieben wird, extrahiert und formatiert die Geländeverarbeitungsfunktion 29 die lokalen topographischen Daten und Geländemerkmale, um eine Menge von Höhenmatrix-Overlays zu erzeugen, die mit Bezug auf den aktuellen Flugzeugort positioniert werden. Jedes Matrixelement enthält als Daten die höchste Geländehöhe mit Bezug auf den Meeresspiegel, die in dem Bereich dieses Elements enthalten ist. Wahlweise ruft die Geländeverarbeitungsfunktion 29 etwaige mit den Matrixelementen assoziierte Hindernisdaten ab, sowie Daten für die Runway, die dem aktuellen Ort des Flugzeugs am nächsten ist. Runway-Daten umfassen die Runway-Endpunktorte und können verarbeitet werden, um die Mittelposition der nächsten Runway, die Schwellenposition der nächsten Runway und die Höhe der nächsten Runway zu umfassen.
Die Gefahrenerkennungs- und Geländeanzeigeverarbeitungsfunktion 30 empfängt als Eingabe die durch die Funktion 29 verarbeiteten Geländedaten sowie aktuelle Flugzeugposition, Höhe, Lage, Geschwindigkeit und Bahninformationen. Wenn eine potentielle Gefahr für das Flugzeug besteht, steuert die Funktion 30 die Ausgabe einer Warnung, die eine akustische Warnung, das Auf leuchtenlassen einer Lampe und/oder die Abbildung der Gefahr auf dem Display 36 umfassen kann. Ergebnisse des Gefahrendetektionsprozesses werden mit Hintergrundgeländedaten bzw. Hindernismatrixdaten und Daten für die nächste Runway kombiniert und zu einer passenden Menge von Display-Matrixoverlays zur Anzeige auf dem Display 36 formatiert. Ein Display-Ausgangsprozessor 50 empfängt die Menge von Display-Matrixoverlays von der Funktion 30 sowie die Flugzeugpositions- und Richtungsinformationen zur Ansteuerung des Displays 36. Eine Displaysteuerlogik 52 steuert den Anzeigebereich und die Aktivierung der Anzeige von Geländedaten auf dem gewählten Display. In der Ausführungsform von 2 steuert die Displaysteuerlogik 52 einen externen Schalter 54, mit dem man eine Wetterradaranzeige aus der Anzeige des Wetters zur Anzeige von Gelände umschalten kann.
3 zeigt die sechs grundlegenden Warnbetriebsarten für das Hubschrauber-Bodennähewarnsystem der vorliegenden Erfindung. Die verschiedenen Betriebsarten stellen akustische und visuelle Hinweise und Warnungen bereit, darunter Warnungen für folgendes: unsichere Nähe zu Gelände, Abweichung unterhalb der ILS-Gleitsteigung, zu großer Querneigungswinkel, Beginn von starkem Scherwind, Höhenbewußtheit. Zum Beispiel gibt Betriebsart 1 Piloten Hinweise/Warnungen für große Abstiegsraten im Gelände. In dieser Betriebsart vergleicht eine Warneinrichtung die Höhe über dem Boden des Flugzeugs mit der Abstiegsrate (vorzugsweise barometrische Abstiegsrate) und gibt eine Warnung aus, wenn die Abstiegsrate für die Höhe, auf der das Flugzeug fliegt, zu groß ist. Eine vollständigere Beschreibung einer beispielhaften Warneinrichtung zur Anzeige einer zu großen Abstiegsrate findet sich in dem US-Patent Nr. 4,551,723. Betriebsart 2 gibt Warnungen für zu große Schlußraten zu Gelände mit Bezug auf Höhe (AGL), Flugphase und Geschwindigkeit. Betriebsart 3 gibt Warnungen für signifikanten Höhenverlust nach dem Abheben oder go around auf niedriger Höhe, wie in dem US-Patent Nr. 5,666,110 beschrieben. Eine vollständige Beschreibung des Systems findet sich in dem US-Patent Nr. 4,818,992.
Betriebsart 4 gibt Hinweise und Warnungen für zu wenig Geländeabstand in bezug auf Flugphase und Geschwindigkeit. Betriebsart 5 gibt Gleitsteigungswarnungen, wenn sich das Flugzeug unter 1000 Fuß AGL mit ausgefahrenem Fahrwerk befindet und die Gleitwegabweichung eine Schwellenanzahl von Punkten unter dem ILS-Gleitweg übersteigt. Betriebsart 6 liefert Callouts für Abstieg durch vordefinierte Höhen (AGL). Insbesondere wird die Betriebsart 6 während der Autorotation verwendet, wenn das Flugzeug alle oder teilweise Triebwerkleistung verloren hat. Jede der verschiedenen Warnbetriebsarten gibt mindestens eine akustische Warnung für eine bestimmte Gefahr wie gezeigt.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung enthält Betriebsart 6 eine Fähigkeit zum Hinweisen des Piloten eines Hubschraubers auf einen möglichen Heckleitwerk-Anschlagzustand. Einzelheiten der Heckleitwerk-Anschlagwarnung der Betriebsart 6 sind in der gleichzeitig anhängigen US-Anmeldung mit der laufenden Nummer ___ (Aktenzeichen H0001552), eingereicht am selben Tag wie die vorliegende Anmeldung, enthalten.
Geländevorsichts- und Warnenveloppen
Zusätzlich zu den in 3 abgebildeten Warnbetriebsarten, die oben in Verbindung mit 1A-1B und 2 beschrieben wurden, verwendet die EGPWS-Einrichtung der vorliegenden Erfindung mehrere Vorsichts- und Warnenveloppen zum Warnen vor potentiellen Geländegefahren. Wenn das Flugzeug in die Vorsichtsenveloppengrenze eindringt, wird die akustische Nachricht "Vorsicht Gelände, Vorsicht Gelände" erzeugt und Warn-Discretes zur Aktivierung visueller Ansageelemente bereitgestellt. Gelände, das sich in der vorsichtsenveloppe befindet, wird in Vollgelb auf dem Display 36 gezeigt.
Wenn das Gelände in der Nähe des Flugzeugs in die Vorsichtsenveloppengrenze eindringt, wird die akustische Nachricht "Warnung Gelände" erzeugt und es werden Warn-Discretes zur Aktivierung visueller Ansageelemente bereitgestellt. Gelände, das sich in der Warnenveloppe befindet, wird in Vollrot auf dem Display 36 gezeigt.
Die Vorsichts- und Warnenveloppen werden unter Verwendung eines Geländegrundwerts und einer "Vorausschau-Distanz" erhalten, um ein Volumen zu definieren, das als Funktion der Bodengeschwindigkeit und des Flugwegwinkels berechnet wird. 4 zeigt eine vereinfachte Seitenansicht der Vorsichts- und Warnenveloppen 100 und 101 gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. 5 zeigt eine perspektivische Ansicht der Vorsichts- und Warnenveloppen.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung kann Gelände- und Vorsichtswarnung sowohl für eine "normale" als auch für ein "Niederhöhe-" Betriebsart bereitgestellt werden. Die Niederhöhe-Betriebsart gilt für Flug auf niedriger Höhe unter Tageslicht-VFR-Bedingungen. Die Verwendung der Niederhöhe-Vorsichts- und Warnlogik ist durch den Piloten wählbar und verringert störende Warnungen durch Berücksichtigung der einzigartigen Niederhöhenoperationen von Drehflügelflugzeugen. Die Normalbetriebsart umfaßt den Vorgabezustand und dient für Marsch-, Nacht- und Instrumentenflugregeloperationen. Der Pilot kann zwischen den Vorsichts- und Warnenveloppen der Normalbetriebsart und den Warnenveloppen und/oder der Anzeige der Niederhöhenbetriebsart über einen Cockpitschalter oder einen Display-Berührungsschirm auswählen.
Die Vorausschaudistanz der Vorsichts- und warngeländeschutzenveloppen wird in einer Richtung entlang des Bodenweges des Flugzeugs genommen. Um störende Warnungen zu verringern, kann die Vorausschaudistanz einen Maximalwert aufweisen. Andernfalls könnte potentiell gefährliches Gelände auf dem aktuellen Flugweg des Flugzeugs, das relativ weit von der aktuellen Position entfernt ist, störende Warnungen produzieren. Es werden zwei verschiedene Vorausschaudistanzen (LAD) benutzt. Die erste LAD wird für ein Geländevorsichtssignal verwendet. Eine zweite LAD wird für Geländewarnsignale verwendet, die unmittelbare Ausweichmaßnahmen erfordern.
Bei nicht zum Schweben fähigen Flugzeugen und in der Normalbetriebsart wird die LAD für einen Geländeratschlagszustand zuerst bei der Bestimmung der LAD betrachtet, weil angenommen wird, daß der Pilot zu einem beliebigen Zeitpunkt eine Wendung mit einem Wenderadius R durchführen könnte. Wie vollständig in dem US-Patent Nr. 5,839,080 beschrieben wird, ist für ein Festflügelflugzeug die Gesamtvorausschauzeit gleich der Summe der Vorausschauzeit T₁ einer einzigen Wendung des Radius R; der Vorausschauzeit T₂ für Geländeabstand an der obersten Position der Wendung plus einer vorbestimmten Reaktionszeit T₃. Bei einem Hubschrauber oder anderen zum Schweben unter Verwendung der Niederhöhe-Betriebsart fähigen Flugzeugen kann die Vorausschaudistanz jedoch stattdessen auf der Distanz basieren, die erforderlich ist, um das Flugzeug zu einem Halt oder Schweben zu bringen, plus der während einer nominalen Reaktionszeit abgedeckten Distanz. Im Fall eines Hubschraubers kann man die Distanz verwenden, die für einen Übergang vom Marschflug zum Schweben erforderlich ist, wobei zum Beispiel eine Neigung von 10° aufwärts bei konstanter Höhe verwendet werden kann. 6 zeigt die Vorausschaudistanz für den Hubschrauber gemäß der vorliegenden Erfindung.
Die LAD kann folgendermaßen ausgedrückt werden: LAD = Übergangsdistanz zum Schweben + Reaktionszeit-Distanz Gl.(1)
Vorausgesetzt, daß das Flugzeug zu einem Halt kommt, genügt die beim Übergang zum Schweben abgedeckte Gesamtdistanz der folgenden Standardgleichung:
mit

s: = Distanz zum Halt
a: = Abbremsung
t: = zeit.

Die mittlere Geschwindigkeit während des Abbremsungsintervalls t ist:
mit

GS: = Bodengeschwindigkeit.

Die abgedeckte Distanz kann dann folgendermaßen geschrieben werden:
Wiedereinsetzen von Gl.(4) in Gl.(2) und Auflösen nach der Zeit t ergibt:
Gl.5 kann dann auch zur Entwicklung eines Ausdrucks für die Anhaltdistanz gemäß der nachfolgenden Gl.(6) verwendet werden:
For eine nominale Neigung aufwärts von 10° kann man mit der folgenden Gleichung nach a auflösen: ma = mg(tan 10°) Gl.(7)oder
Die obigen Ableitungen haben den Vorteil, daß die Berechnung der LAD von der Flugzeugmasse und daher vom Flugzeugtyp unabhängig wird.
Für eine vorbestimmte Reaktionszeit T₃ von zum Beispiel zehn Sekunden kann man die Vorauschaudistanz LAD in Seemeilen für ein Geländeratschlagsignal bestimmen, indem man einfach die Bodengeschwindigkeit des Flugzeugs (V) mit der Reaktionszeit T₃ multipliziert und diesen Wert zu der Anhaltdistanz wie in Gl.(9) gezeigt addiert.
Tabelle I zeigt die resultierende LAD für einen 10°-Konstanthöhenübergang zum Schweben und eine Reaktionszeit von fünf Sekunden: Tabelle I: LAD für 10° Neigung, Konstanthöhenschweben und fünf Sekunden Reaktionszeit
Die LAD kann wahlweise durch eine Obergrenze und eine Untergrenze beschränkt werden. Die Untergrenze kann ein konfigurierbarer Betrag sein, zum Beispiel entweder 0,35, 1 oder 1½ Seemeilen bei relativ niedrigen Geschwindigkeiten, z. B. Geschwindigkeiten von weniger als 40 Knoten, und vier Seemeilen bei höheren Geschwindigkeiten, zum Beispiel mehr als 250 Knoten. Die LAD kann auch ungeachtet der Geschwindigkeit auf einen festen Betrag begrenzt werden, wenn die Distanz zu der nächsten Runway kleiner als ein vorbestimmter Betrag von zum Beispiel zwei Seemeilen ist, außer wenn die Flugzeughöhe relativ zur Runway größer als 500 Fuß ist.
Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird die LAD für ein Geländewarnsignal als ½ des Geländevorsichtsignal-LAD genommen. Wahlweise und wie ausführlicher in dem US-Patent Nr. 5,839,080 beschrieben wird, kann die Geländewarn-LAD durch die nachfolgende Gleichung (10) gegeben werden.
LAD = k1·LAD (Geländevorsicht), k2·LAD (Geländewarnung), k3·LAD (Geländeheraufschau-Ratschlag) Gl.(10)mit k₁ = 1,5, außer wenn die LAD auf ihre Untergrenze begrenzt ist, wobei in diesem Fall k₁ = 1, k₃ = 1 und wobei k₂ = 0,5, k₃ = 2 gilt.
Wie in 4 und 5 gezeigt, werden die Vorsichts- und Ratschlagenveloppen zusätzlich durch eine Geländegrundwertgrenze definiert. Bei einem Festflügelflugzeug betrifft der Geländegrundwert eine Distanz ΔH unter dem Flugzeug und ist proportional zu der Distanz zu der nächsten Runway, um störende Warnungen zu verhindern, wenn das Flugzeug abhebt und landet, während in anderen Betriebsarten ein angemessener Schutz bereitgestellt wird. 7 zeigt den Geländegrundwert ΔH, der für Flughafenlandungen verwendet wird. Die Geländegrundwertgrenze unter dem Flugzeug basiert im wesentlichen auf der Bereitstellung von 100 Fuß Abstand pro Seemeile von der Runway, identifiziert durch den Runway-Mittelpunkt 72 und den Endpunkt 80, begrenzt auf 150 Fuß. Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung beträgt die Distanz D von dem Runway-Mittelpunkt 72 12 nm.
Bei einem Flugzeug mit der Fähigkeit, sicher außerhalb eines Flughafens zu landen, wie zum Beispiel einem Hubschrauber, entstehen jedoch störende Alarme, wenn der Hubschrauber zum Beispiel an einem Ort neben einer Erhebung oder einem anderen sicheren, aber außerhalb eines Flughafens bzw. Helipad liegenden Ort landet. Aus diesem Grund verwendet die vorliegende Erfindung den Geländegrundwert ΔH von 8. In 8 repräsentiert die horizontale Achse die Bodengeschwindigkeit, während die vertikale Achse die ΔH-Geländegrundwertgrenze unter dem Flugzeug repräsentiert. Die Geländegrundwert-ΔH-Grenze unter dem Flugzeug wird so begrenzt, daß das am Punkt 78 anfangende Segment bei 0 Fuß beginnt und das Segment 82 niemals ein vorbestimmtes Maximum von zum Beispiel 150 Fuß übersteigt. Die Punkt 78 entsprechende Bodengeschwindigkeit ist vorzugsweise die Luftgeschwindigkeit entsprechend der Lande- oder Aufsetzgeschwindigkeit unter Bedingungen ohne Wind. Wie in 8 dargestellt, wird deshalb, solange der Pilot das Flugzeug während des Abstiegs kontinuierlich verlangsamt, keine Geländewarnung durch die vorliegende Erfindung gegeben. Solche Bedingungen zeigen einen Anflug zum Landen an und zeigen wahrscheinlich nicht einen gesteuerten Flug in ein Geländeunfall an.
Für Hubschrauber mit einfahrbarem Fahrwerk kann die Geländegrundwert-Δ-Höhenfunktion von 8 zusätzlich an Logik angekoppelt werden, die erkennt, wann das Fahrwerk verwendet wird. Wenn das Fahrwerk nicht verwendet wird, kann man die Kurve von 8 sperren und die ΔH-Kurve von 7 verwenden. Außerdem ertönt die Warnung "Zu niedriges Fahrwerk" der Betriebsart 4.
Um falsche Warnungen zu vermeiden, wenn das Flugzeug auf relativ niedrigen Höhen über eine Erhöhung fliegt, können die Geländeratschlags- und Warngrenzen zusätzlich Cutoff-Grenzen enthalten, wie zum Beispiel in 9, 10 und 11 dargestellt. Ohne die Cutoff-Grenzen würden Warnungen gegeben, obwohl das Gelände praktisch unter dem Flugzeug ist und nach vorne kein Gelände sichtbar ist. In 9 beginnt die Cutoff-Grenze 126 mit einem vorbestimmten Cutoff-Offset 128 unter dem Flugzeug und erstreckt sich in eine Richtung vor dem Flugzeug in einem vorbestimmten Enveloppen-Cutoff-Winkel 130. Der Enveloppen-Cutoff-Winkel 130 ist gleich dem Flugwegwinkel γ plus einem kongfigurierbaren vorbestimmten Cutoff-Winkel, der als 6° beschrieben und dargestellt ist. Für Flug auf konstanter Höhe, wie in 9 gezeigt, erstreckt sich die Cutoff-Grenze 126 von dem Cutoff-Offset 128 in der Richtung des Enveloppen-Cutoff-Winkels 130 vor das Flugzeug zu einem Punkt 132, an dem sie sich mit einer Geländevorsichtsgrenze oder Geländewarngrenze schneidet, die mit der Bezugszahl 124 identifiziert wird. Für Flug auf konstanter Höhe, wie in 9 gezeigt, ist der Flugwegwinkel γ null. Somit erstreckt sich die in 9 dargestellte Cutoff-Grenze 126 von dem Cutoff-Offset 128 entlang eines Winkels, der gleich dem Cutoff-Winkel ist.
Die Cutoff-Grenze 126 erstreckt sich von dem Cutoff-Offset 129 zu dem Punkt 132, an dem sie sich mit der Geländevorsichtsgrenze 134 schneidet. Die Warngrenze wird dann als die höhere der Geländevorsichtsgrenze 134 und der Enveloppen-Cutoff-Grenze 126 ausgewählt. Für das in 9 dargestellte Beispiel würde somit die Geländevorsichtsgrenze die Cutoff-Grenze 126 bis zum Punkt 132 enthalten, an dem sich die Enveloppen-Cutoff-Grenze 124 mit der Warnenveloppe 126 schneidet. Von dem Punkt 132 an wird die normale Geländevorsichtsgrenze 134 verwendet, die zum Beispiel einer THETA1-Steigung entspricht. Wenn also entweder eine Geländevorsichts- oder Geländewarngrenze unter der Cutoff-Grenze 126 liegt, wird die Cutoff-Grenze 126 zu der neuen Grenze für das Vorsichts- oder Warnsignal.
Die Cutoff-Grenze kann zusätzlich eine Cutoff-Höhe umfassen. Die Cutoff-Höhe ist eine Höhe relativ zu der nächsten Runway-Erhöhung; sie wird zum Beispiel auf 500 Fuß gesetzt. Höhen unter der Cutoff-Höhe werden von den Geländeratschlags- und Geländewarnberechnungen ignoriert. Ein Vorteil der Verwendung einer Cutoff-Höhe besteht darin, daß störende Warnungen beim Endanflug aufgrund von Höhenfehlern, der Geländedatenbankauflösung und Genauigkeitsfehlern minimiert werden.
Die Verwendung einer Cutoff-Höhe unter bestimmten Bedingungen, wie zum Beispiel beim Anflug an einen Flughafen auf einem Bluff (d. h. Paine-Feld) bei relativ niedriger Höhe oder sogar einer Höhe unter der Flughafenhöhe, kann die Systemleistungsfähigkeit kompromittieren. Genauer gesagt kann unter solchen Bedingungen die Verwendung einer Cutoff-Höhe verhindern, daß eine Geländewarnung erzeugt wird, weil sich das gefährliche Gelände unter der Cutoff-Höhe befindet. Um solche Situationen und die Fähigkeiten von Flugzeugen des Hubschraubertyps, sicher außerhalb des Flughafens zu landen, zu berücksichtigen, wählt das System die niedrigere von zwei Cutoff-Höhen; eine Nächste-Runway-Cutoff-Höhe (NRCR) und eine Cutoff-Höhe relativ zum Flugzeug (CARA). Die NRCA ist eine feste Cutoff-Höhe relativ zu der nächsten Runway. Die CARA ist eine Höhe, die um einen Betrag, der im wesentlichen der ΔH-Geländegrundwertgrenze von 7 oder 8, je nachdem, welche kleiner ist, entspricht, unter der momentanen Flugzeughöhe (ACA) liegt.
Die nachfolgenden Gleichungen (11) und (12) legen die NRCA und die CARA dar. Wie oben erwähnt ist die absolute Cutoff-Höhe (ACOA) die niedrigere von NRCA und CARA, wie in Gleichung (13) dargelegt. NRCA = COH + RE, Gl.(11) wobei COH die Cutoff-Höhe betrifft und ein fester konfigurierbarer Wert ist, der anfänglich zwischen 400 Fuß und 500 Fuß gesetzt wird; und RE gleich der Runway-Höhe ist. CARA = ACA – ΔH – DHO Gl.(12)wobei ACA die momentane Flugzeughöhe und ΔH der kleinere des Geländegrundwerts von 7 oder 8 und DHO ein konfigurierbarer Vorwert ist, der zum Beispiel auf 50 Fuß gesetzt wird. ACOA = kleinere von CARA, NRCA Gl.(13)
Für Landungen in der Umgebung einer in der Datenbank enthaltenen Flughafen-Runway existiert jedoch ein Punkt DH1, für den erzwungen wird, daß ACOA unabhängig von der Flugzeughöhe gleich NRCA ist. Der Punkt DH1 betrifft COH, ΔH und DHO, so daß bei einer nominalen Anflugsteigung von drei (3) Grad CARA gleich NRCA ist, wenn sich das Flugzeug in einer Distanz befindet, die gleich einer Distanz DH1 vom Flughafen ist, wie in Tabelle II nachfolgend dargestellt: Tabelle II: Beziehung zwischen COH, DH1 und Runway-Distanz
Der Punkt DH1 drängt die Cutoff-Höhe (COH) über die Runway immer dann, wenn sich das Flugzeug in der Nähe der Runway befindet, um Robustheit gegenüber störenden Warnungen sicherzustellen, die durch Höhenfehler und Geländedatenbank-Auflösungsmargins verursacht werden, um die Geländevorsichts- und Warnanzeigen zu sperren, wenn sich das Flugzeug im Flughafenbereich befindet. Es bestehen Kompromisse zwischen störenden Warnungen und gerechtfertigten Warnungen. Insbesondere werden die Vorsichts- und Warnanzeigen um so enger gegeben, je niedriger COH ist, wodurch das System mehr anfällig wird, zu stören. Wie bereits erwähnt, werden für ein COH von 400 Geländevorsichts- und Warnanzeigen effektiv gesperrt, wenn das Flugzeug einer Flughafen-Runway näher als 1,5 nm ist.
12 zeigt die Funktionsweise der alternativen Cutoff-Höhengrenzen. Insbesondere zeigt 12 einen Zustand, in dem COH auf 300 Fuß gesetzt ist, wobei DH1 gleich 50 Fuß ist. Die Cutoff-Höhe für einen Bereich von der Runway von zum Beispiel mehr als vier Seemeilen beträgt 300 Fuß, wie durch das Segment 278 angegeben, wenn der Gleitsteigungswinkel kleiner als ein vorbestimmter Winkel von zum Beispiel 3° ist. Während sich das Flugzeug der Runway nähert, wird COH wie durch das Segment 288 dargestellt verkleinert, bis sich das Flugzeug innerhalb von einer (1) Seemeile der Runway befindet, wobei an diesem Punkt COH zwangsweise auf 300 Fuß gesetzt wird, wodurch effektiv etwaige Geländevorsichts- und Warnanzeigen gesperrt werden, wenn das Flugzeug der Runway näher als eine (1) Seemeile ist, wie durch das Segment 282 repräsentiert. Während eines Zustands, in dem sich das Flugzeug zum Beispiel auf einem Gleitsteigungswinkel von 3° zu der Datenbank-Runway befindet, wird ACOA zwangsweise auf NRCA gesetzt. NRCA ist durch das Segment 282 von 12 dargestellt.
Die resultierenden Geländegefahren-Enveloppen sind in 13-15 dargestellt. Die Geländevorsichts- und Warnenveloppen können als zwei Teile enthaltend angesehen werden: eine Vorausschau/Herunterschaugrenze für die Erkennung von Gelände vor oder unter dem Flugzeug, wie in 13 und 14 gezeigt; und eine Vorausschaugrenze zur Erkennung von steilem hohem Gelände vor dem Flugzeug, dem man möglicherweise nur schwer ausweichen kann, wie in 15 gezeigt.
In 13 sind Vorsichts- und Warnenveloppen für einen Zustand dargestellt, in dem das Flugzeug absteigt (d. h. γ < 0). Während eines solchen Zustands entspricht das erste Segment der Geländevorsichtsenveloppe, das mit der Bezugszahl 300 identifiziert wird, der ΔH-Geländegrundwertgrenze. Um das untere Segment 302 der Geländevorsichtsenveloppe zu bestimmen, wird der Flugwegwinkel γ mit einem konfigurierbaren Datenelement THETA1 von zum Beispiel 0° verglichen. Während der Abstiegsbedingungen ist der Flugwegwinkel γ somit kleiner als THETA1. Somit erstreckt sich das Vorausschau-/Herunterschau-Geländeratschlagsgrenzsegment von dem ΔH-Geländegrundwertgrenzsegment 300 entlang des Winkels THETA1 zu der Vorausschaudistanz für einen Geländeratschlag (LAD). Das letzte Segment 304 erstreckt sich vertikal nach oben entlang der LAD von dem Segment 302.
Die Geländevorsichtsgrenze kann auch durch eine BETA-Absinkratenerweiterung modifiziert werden. Bei dieser Ausführungsform stellt die BETA-Absinkratenerweiterung sicher, daß einer Warnanzeige immer eine Ratschlagsanzeige vorausgeht, wenn das Flugzeug in oder über Gelände absteigt. Die BETA-Absinkratenerweiterung wird als Funktion des Flugwegwinkels γ und zweier (2) konfigurierbarer Konstanten KBETA und GBIAS bestimmt. Die BETA-Absinkratenerweiterung BETA1 für einen Vorausschau-/Herunterschau-Geländeratschlag wird in der nachfolgenden Gleichung (14) für einen Zustand angegeben, in dem das Flugzeug absteigt. Der Winkel BETA1 wird gegeben durch: BETA1 = KBETA·(γ-GBIAS), Gl.(14) wobei GBIAS eine konfigurierbare Konstante, die zum Beispiel gleich null (0) gewählt wird, und KBETA auch eine konfigurierbare Konstante ist, die zum Beispiel als 0,5 gewählt wird. Bei der in 13 gezeigten Ausführungsform gibt die BETA-Absinkratenerweiterung BETA1 für die Vorausschau-/Herunterschau-Geländeratschlagsgrenze eine Ratschlagswarnung in einer Distanz von 1/2 LAD. Die BETA-Absinkratenerweiterung BETA1 führt zu einem Segment 306, das sich von den ΔH-Geländegrundwertsegmenten 300 in einem Winkel gleich γ/2 bis zu 1/2 der LAD erstreckt. Über 1/2 LAD hinaus erstreckt sich ein Segment 308 in dem Winkel THETA1 zu einer Distanz gleich der LAD. Ein vertikales Segment 310 erstreckt sich entlang der LAD, um die Segmente 308 mit dem Segment 304 zu verbinden.
In 13 ist die Cutoff-Grenze mit der Bezugszahl 312 identifiziert. Die Cutoff-Grenze 312 erstreckt sich von einer vertikalen Distanz 314 unter dem Flugzeug entlang eines Cutoff-Winkels bis zu dem Schnittpunkt 316 mit der Geländeratschlagsgrenze. Für Distanzen von weniger als dem Schnittpunkt 316 bildet die Cutoff-Grenze 312 die Gelände-Vorsichtsenveloppengrenze. Für Distanzen über den Schnittpunkt 316 hinaus bilden die Grenzen 306 und 308 die Geländevorsichtsgrenzen.
Die Geländewarngrenze enthält das Segment 300, das sich von dem Flugzeug entlang des ΔH-Geländegrundwerts erstreckt. Ein unteres Segment 318 schließt an das Segment 300 an und erstreckt sich entlang eines BETA-Absinkratenerweiterungswinkels BETA2, wobei der Winkel BETA2 durch die folgende Gleichung gegeben wird: BETA2 = KBETA2·(γ-GBIAS), Gl.(15)wobei GBIAS eine zum Beispiel als 0 gewählte konfigurierbare Konstante und KBETA2 auch eine zum Beispiel als 0,25 gewählte konfigurierbare Konstante ist. Für solche Werte der Konstanten KBETA2 und GBIAS beträgt der BETA-Erweiterungswinkel KBETA2 1/4·γ. Somit erstreckt sich das Segment 318 von dem Segment 300 in einem Winkel gleich 1/4·γ bis zu 1/2 der LAD. Ein vertikales Segment 320 erstreckt sich entlang einer Distanz gleich 1/2·LAD von dem Segment 318, um die Geländewarngrenze zu definieren.
Die Geländewarngrenzen werden auch durch die Cutoff-Grenze 312 begrenzt. Somit bildet die Cutoff-Grenze 312 die Geländewarngrenze bis zu einem Punkt 322, an dem sich die Cutoff-Grenze 312 mit der unteren Geländewarngrenze 318 schneidet. In Distanzen über den Schnittpunkt 322 hinaus bildet das Segment 318 die untere Geländewarngrenze bis zu einer Distanz gleich 1/2 der LAD.
Die Geländeratschlags- und Geländewarngrenzen für einen Zustand, in dem das Flugzeug ansteigt (d. h. γ > 0) sind in 14 dargestellt. Während eines solchen Zustands werden die BETA-Absinkraten-Erweiterungswinkel BETA1 und BETA2 auf eine konfigurierbare Konstante von zum Beispiel null (0) gesetzt. Die Geländeratschlagsgrenze während des Anstiegszustands wird durch Verlängern eines vertikalen Segments 324 von dem Flugzeug für eine Distanz unter dem Flugzeug gleich dem ΔH-Geländegrundwert von 7 oder 8, je nachdem, welcher kleiner ist, gebildet. Ein Segment 326 erstreckt sich von dem Segment 324 zu der LAD in einem Winkel gleich dem Flugwegwinkel γ. An einem Punkt 328, an dem sich das Segment 326 mit einer Position gleich 1/2 der LAD schneidet, erstreckt sich ein vertikales Segment 330 herauf von dem Segment 326, wodurch eine erste vertikale Grenze für den Geländeratschlagszustand gebildet wird. Das Liniensegment 326 vom Punkt 328 zu der LAD bildet die untere Geländeratschlagsgrenze, während ein Liniensegment 332, das sich vertikal aufwärts von dem Liniensegment 326 entlang der LAD erstreckt, eine zweite Vertikalgrenze bildet.
Für den dargestellten beispielhaften Zustand schneidet eine Cutoff-Grenze 334 die Geländevorsichtsgrenzen nicht. Die Geländevorsichtsgrenzen für den dargestellten beispielhaften Zustand werden somit durch die Segmente 330 und 332 und den Teil des Liniensegments 326 zwischen den Liniensegmenten 330 und 332 gebildet.
Die Geländewarngrenzen für den Anstiegszustand von 14 umfassen das vertikale Segment 324, das sich von dem Flugzeug zu einer Vertikaldistanz gleich dem ΔH-Geländegrundwert von 7 oder 8, je nachdem, welcher kleiner ist, unter das Flugzeug erstreckt, wodurch eine erste vertikale Grenze gebildet wird. Für einen Zustand, in dem das Flugzeug ansteigt, erstreckt sich das Liniensegment 326 von dem Segment 324 in dem Flugwegwinkel γ, um die untere Geländewarngrenze zu bilden. Das vertikale Segment 330 in einer Distanz gleich 1/2 der LAD bildet die zweite vertikale Geländewarngrenze.
Die Cutoff-Grenze 334 begrenzt einen Teil der Geländewarngrenze. Insbesondere bildet die Cutoff-Grenze 334 die untere Geländewarngrenze bis zu einem Punkt 340 herauf, an dem die Cutoff-Grenze 334 das Liniensegment 326 schneidet. Über den Punkt 340 hinaus bildet ein Teil 342 des Liniensegments 340 das Gleichgewicht der unteren Geländewarngrenze bis zu einer Distanz gleich 1/2 der LAD herauf.
Vorausschaugeländeratschlags- und Geländewarngrenzen sind in 15 dargestellt und gelten für den Zustand, in dem sich das Flugzeug für eine Landung außerhalb des Flughafens nicht verlangsamt. Wie später ausführlicher besprochen werden wird, beginnen die Vorausschaugeländeratschlags- und Warngrenzen auf einer Höhe DHYEL2 bzw. DHRED2 unter dem Flugzeug. Diese Höhen DHYEL2 und DHRED2 werden durch die Momentanabsinkrate (d. h. Vertikalgeschwindigkeit HDOT des Flugzeugs) mo duliert. Der Modulationsgrad ist gleich dem geschätzten Höhenverlust für ein Heraufziehmanöver mit zum Beispiel 1/4 G (z. B. 8 Fuß/s²) bei der derzeitigen Absinkrate. Die Höhen DHRED2 und DHYEL2 sind von dem Höhenverlust während eines Heraufziehmanövers (ALPU) und dem Höhenverlust aufgrund der Reaktionszeit (ALRT) folgendermaßen abhängig: ALRT = HDOT·TR, Gl.(16)wobei HDOT gleich der Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs in Fuß/s und T_R gleich die gesamte Reaktionszeit des Piloten in Sekunden ist.
Unter der Annahme, daß ein Heraufziehmanöver zum Zeitpunkt T₁ eingeleitet wird, kann man den Höhenverlust aufgrund des Heraufziehmanövers ALPU bestimmen, indem man die Vertikalgeschwindigkeit HDOT wie nachfolgend angegeben nach der Zeit integriert. HDOT(t) = a·t + HDOT0 Gl.(17)wobei "a" die Heraufziehbeschleunigung und HDOT.₀ eine Konstante ist.
Integrieren beider Seiten von Gleichung (17) ergibt den Höhenverlust als Funktion der Zeit H(t) gemäß der nachfolgenden Gleichung (18).
Unter Annahme einer konstanten Beschleunigung während des Heraufziehmanövers wird die Zeit t bis die Vertikalgeschwindigkeit null erreicht, durch Gleichung (19) gegeben.
Einsetzen von Gleichung (19) in Gleichung (18) ergibt Gleichung (20).
Gleichung (20) repräsentiert also den Höhenverlust während des Heraufziehmanövers.
16 zeigt ein beispielhaftes Blockschaltbild zur Erzeugung der Signale ALRT und ALPU. Insbesondere ist ein die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs HDOT repräsentierendes Signal zum Beispiel aus einer (nicht gezeigten) barometrischen Höhenmesserratenschaltung verfügbar und wird an ein Filter 350 angelegt, um störende Warnungen aufgrund von Turbulenz zu verringern. Das Filter 350 kann mit einer Übertragungsfunktion von 1/(TAUDOT·S + 1) gewählt werden; wobei TAUDOT gleich einer Sekunde ist. Die Ausgabe des Filters 350 ist ein Signal HDOTf, das die gefilterte Momentanvertikalgeschwindigkeit repräsentiert; positiv während des Anstiegs und negativ während des Abstiegs.
Um den Höhenverlust aufgrund des Reaktionszeitsignals ALTR zu erhalten, wird das Signal HDOTf an einen Multiplizierer 352 angelegt. Unter der Annahme einer Pilotenreaktionszeit T_r von zum Beispiel fünf Sekunden wird an einen weiteren Eingang des Multiplizierers 352 eine Konstante 354 gleich fünf Sekunden angelegt. Die Ausgabe des Multiplizierers 352 repräsentiert das Signal ALTR, das positiv ist, wenn HDOTf negativ ist, und das null ist, wenn das Signal HDOTf positiv ist, wodurch ein Anstiegszustand repräsentiert wird. Genauer gesagt wird das Signal HDOTf an einen Komparator 356 angelegt und mit einem Referenzwert von zum Beispiel null verglichen. Wenn der Komparator 356 anzeigt, daß das Signal HDOTf negativ ist, wird das Siganl HDOTf an den Multiplizierer 352 angelegt. während Anstiegszu ständen ist das Signal HDOTf positiv. Während solcher Zustände legt der Komparator 356 eine Null an den Multiplizierer 352 an.
Der Höhenverlust aufgrund des Heraufziehmanöversignals ALPU wird durch eine Quadriereinrichtung 358, einen Dividierer 360 und einen Multiplizierer 362 entwickelt. Das gefilterte Momentanvertikalgeschwindigkeitssignal HDOTf wird an die Quadriereinrichtung 358 angelegt. Unter der Annahme einer konstanten Beschleunigung während des Heraufziehmanövers von zum Beispiel 8 Fuß/s² (0,25 g) wird eine Konstante an den Multiplizierer 362 angelegt, um das Signal 2a zu erzeugen. Dieses Signal 2a wird zusammen mit der Ausgabe der Quadriereinrichtung 350 an den Dividierer 360 angelegt. Die Ausgabe des Dividierers 360 ist ein Signal (HDOT f) 2/2a, das den Höhenverlust während eines Heraufziehmanöversignals ALPU repräsentiert.
Mit diesen Signalen ALRT und ALPU wird die Distanz unter dem Flugzeug moduliert, bei der die Geländeratschlags- und Geländewarngrenzen während einer Vorausschaubetriebsart beginnen. Genauer gesagt wird während einer solchen Betriebsart der Teil des ΔH-Geländegrundwertsegments der Geländevorsichtsenveloppe, der durch DHYEL2 beigetragen wird, durch die Signale ALRT und ALPU moduliert, während der ΔH-Geländegrundwert der Geländewarngrenze DHRED2 durch das Signal ALPU moduliert wird, wie in Gleichung (21) bzw. (22) angegeben. DHYEL2 = 3/4·ΔH + ALRT + ALPU Gl.(21) DHRED2 = 1/2·Δ + ALPU, Gl.(22)wobei ΔH wie oben besprochen den Geländegrundwert von 8? repräsentiert.
Somit beginnt in 15 die Vorausschaugeländevorsichtsgrenze an einem Punkt 364 unter dem Flugzeug; gleich DHYEL2. Wenn der Flugwegwinkel γ kleiner als ein konfigurierbares Datenelement THETA2 ist, erstreckt sich eine Geländeratschlagsgrenze 366 von dem Punkt 364 in einem Winkel gleich THETA2 zu der Ratschlags-LAD. Falls der Flugwegwinkel γ größer als THETA2 ist, erstreckt sich die mit der Bezugszahl 368 identifizierte untere Ratschlagsgrenze von dem Punkt 364 in einem Winkel gleich dem Flugwegwinkel γ.
Ähnlich beginnt die Vorausschaugeländewarngrenze an dem Punkt 370 unter dem Flugzeug; gleich DHRED2. Wenn der Flugwegwinkel γ kleiner als der Winkel THETA2 ist, erstreckt sich eine Warngrenze 372 von dem Punkt 370 in dem Winkel THETA2 zu der Warnungs-LAD. Falls der Flugwegwinkel γ größer als THETA2 ist, erstreckt sich eine Warngrenze 374 in einem Winkel gleich dem Flugwegwinkel γ zwischen dem Punkt 370 und der Warnungs-LAD.
Geländeanzeige
17 und 18 zeigen ein allgemein mit der Bezugszahl 400 identifiziertes Anzeigesystem. 17 enthält ein Funktionsdiagramm auf oberster Ebene der Warnungs-Computer/-Display-Schnittstelle, während 18 ein vereinfachtes Blockschaltbild für die Implementierung des Display-Systems 400 gemäß der vorliegenden Erfindung darstellt. Das Display-Systems 400 kann einen Mikroprozessor enthalten, zum Beispiel einen Intel-Typ 80486, einen Mikroprozessor des 25-MHz-Typ ("486") und einen digitalen Signalprozessor (DSP) des Typs Analog Devices. Der DSP dient primär zur Berechnung der RHO/THETA-Umsetzungen, um den 486-Mikroprozessor zu entlasten oder um die Anzeige von Gelände-Delta auf eine Display-Einrichtung zu ermöglichen, die typischerweise dazu verwendet wird, Wetterradardaten in einem RHO/THETA-Format anzuzeigen. Zusätzliche Einzelheiten der Konstruktion der Geländedatenanzeige-Overlaymatrizen, der Geländedaten-Dateien und der Anzeigetreiber finden sich in dem US-Patent Nr. 5,839,080.
Das Display-System 400 dient zur Bereitstellung einer visuellen Anzeige von Gelände, das in die Geländevorsichts- und Geländewarnenveloppen eindringt, sowie zur Anzeige von Gelände in der aktuellen Umgebung des Flugzeugs. Die Hintergrundgeländeinformationen können unter Verwendung von Punktmustern angezeigt werden, deren Dichte als Funktion der Höhe des Geländes relativ zu der Höhe des Flugzeugs variiert und die gemäß dem Gefahrengrad farbcodiert werden. Gelände, das sich in den Vorsichts- und Warnenveloppen befindet, kann in Vollfarben, wie zum Beispiel Gelb und Rot, angezeigt werden.
19 zeigt, wie die Geländeinformationen auf dem Display 36 gezeigt werden können. Wie nachfolgend ausführlicher erläutert werden wird, wird die Höhe des Geländes relativ zu der Höhe des Flugzeugs als eine Reihe farbiger Punktmuster gezeigt, deren Dichte als Funktion der Distanz zwischen dem Flugzeug und dem Gelände variiert. Die Farben dienen zur Unterscheidung zwischen Geländevorsichts- und Geländewarnanzeigen. Zum Beispiel kann man mit Rot eine Geländewarnanzeige darstellen, während Gelb oder Orange zur Darstellung einer Geländeratschlagsanzeige verwendet wird. Durch Verwendung farbiger Formen für Geländegefahrenanzeigen und von Punktmustern variabler Dichte für die Geländehintergrundinformationen bleibt das Display so übersichtlich wie möglich.
20 zeigt Farb- und Punktmusterdichten des Displays 36, die sich für die Verwendung mit Hubschraubern und anderen zum Landen außerhalb von Flughafen fähigen Flugzeugen eignen. Gelände, das sich mehr als 1500 Fuß unter dem Flugzeug befindet, wird nicht gezeigt. Gelände, das sich zwischen 500 und 1500 Fuß unter dem Flugzeug befindet, wird in Grün mit einer Punktmusterdichte von 16% gezeigt. Gelände, das sich weniger als 500 Fuß unter dem Flugzeug, aber mehr als einen vorbestimmten Betrag unter dem Flugzeug befindet, wird in Grün mit einer Punktmusterdichte von 50% gezeigt.
Der vorbestimmte Betrag definiert die Grenze zwischen dem Zeigen von Gelände als Grün, wodurch ungefährliches Gelände angezeigt wird, und dem Zeigen von Gelände als Gelb, wodurch eine potentielle Gefahr angezeigt wird. Gemäß der vorliegenden Erfindung wird dieser vorbestimmte Wert als Funktion der Flugzeug-Flugphase bestimmt. Zum Beispiel befindet sich während des Marschflugs die Grenze von Gelb/Grün 250 Fuß unter dem Flugzeug. Die Marschflugphase kann durch Überwachen der Bodengeschwindigkeit des Flugzeugs identifiziert werden. Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird der Marschflug als ein Zustand identifiziert, in dem die Bodengeschwindigkeit größer oder gleich 90 kts ist. Während Anflugzuständen befindet sich die Grenze von Gelb/Grün auf der Flugzeughöhe. Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung zeigen Bodengeschwindigkeiten zwischen 40 und 90 kts den Anflugzustand an. Während Schwebe- oder Landezuständen befindet sich die Grenze von Gelb/Grün auf der derzeitigen Flugzeughöhe. Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird der Schwebezustand als eine Bodengeschwindigkeit von weniger als 40 kts definiert. Die Bodengeschwindigkeiten, die die Schwebe- und Marschflugzustände definieren, bilden vorzugsweise auch die Eckpunkte 78 und 82 der ΔH-Kurve von 8. In Gelb über der Gelb/Grün-Grenze abgebildetes Gelände wird mit einer Punktdichte von 25% gezeigt. Für Geländehöhen zwischen 250 Fuß und 500 Fuß über der aktuellen Flugzeughöhe wird das Hintergrundgelände gelb gefärbt und eine Punktdichte von 50% verwendet. Geländehöhen von mehr als 500 Fuß über der aktuellen Flugzeughöhe werden unter Verwendung einer Punktdichte von 50% rot gefärbt. Gelände, das sich in der Vorsichtsratschlagsenveloppe befindet, wird in Vollgelb dargestellt, während Gelände, das sich in der Warnenveloppe befindet, in Vollrot dargestellt wird. Wahlweise können auf Meeresspiegel befindliche Wasserkörper in Cyan oder einer anderen Blauschattierung dargestellt werden.
21 zeigt eine alternative Geländeanzeige, die sich für die Verwendung mit der vorliegenden Erfindung eignet.
Die vorliegende Erfindung ermöglicht also Flugzeugen mit der Fähigkeit zu routinemäßigen sicheren Landungen außerhalb des Flughafens, an einem von einem Flughafen verschiedenen Ort zu landen, ohne durch Gelände zu fliegen, das andernfalls auf einer Geländeanzeige für Festflügelflugzeuge als Gelb oder Rot abgebildet werden würde. Gelände zu überfliegen, das während Landungen außerhalb des Flughafens als Gelb oder Rot abgebildet wird, kann zu Gleichgültigkeit führen, und der Pilot kann im Glauben, daß ein sicherer Zustand besteht, wenn dies in der Realität nicht der Fall ist, eine solche Anzeige in der Zukunft ignorieren. Durch die vorliegende Erfindung kann die Hintergrundgeländeanzeige somit einen sicheren Anflug an eine Landung außerhalb des Flughafens widerspiegeln, indem die Anzeige von potentiell gefährlichem Gelände an die Flugphase angepaßt wird. Die vorliegende Erfindung erhält außerdem die Abbildung von Gelände als gefährlich aufrecht und hilft bei der Verhinderung von CFIT-Unfällen, wenn die Anflug- und Landezustände nicht bestehen und sich der Pilot in gefährlicher Nähe zu Gelände befindet.
Die Erfindung wurde nun mit Bezug auf die bevorzugten Ausführungsformen beschrieben. Fachleuten werden ohne weiteres Varianten und Modifikationen einfallen, der Schutzumfang wird jedoch durch die Ansprüche bestimmt.

Claims

Verfahren zum Anzeigen von Geländedaten für einen Piloten eines Drehflügelflugzeugs, mit den folgenden Schritten: (a) Darstellen der Geländedaten in einer ersten Farbe, wenn das Gelände um mehr als einen vorbestimmten Betrag relativ zu einer aktuellen Höhe des Flugzeugs von dem Flugzeug entfernt ist; (b) Darstellen der Geländedaten in einer zweiten Farbe, wenn das Gelände um weniger als den vorbestimmten Betrag relativ zu einer aktuellen Höhe des Flugzeugs von dem Flugzeug entfernt ist; und (c) Definieren des vorbestimmten Betrags als für eine Marschflugphase einen ersten Wert und für eine Anflugphase und eine Landeflugphase einen zweiten Wert aufweisend.
Verfahren nach Anspruch 1, ferner mit dem Schritt des Identifizierens der Marschflugphase, der Anflugphase und der Landeflugphase gemäß einer Geschwindigkeit des Flugzeugs.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei die zweite Farbe im wesentlichen aus Gelb besteht.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei der Schritt des Definierens eines vorbestimmten Betrags ferner die folgenden Schritte umfaßt: Definieren des ersten Werts als ungefähr 75 m (250 Fuß); und Definieren des zweiten Werts als ungefähr null.
Verfahren nach Anspruch 3, ferner mit den folgenden Schritten: (d) Darstellen der Geländedaten in der zweiten Farbe, wenn sich das Gelände zwischen einer ersten und zweiten Höhe über der aktuellen Höhe befindet; und (e) Darstellen der Geländedaten in einer dritten Farbe, wenn sich die Geländedaten über der zweiten Höhe befinden.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Schritte (a, b) ferner den Schritt des Anzeigens der ersten Farbe unter Verwendung einer ersten Punktmusterdichte und der zweiten Farbe unter Verwendung einer zweiten Punktmusterdichte umfassen.
Verfahren nach Anspruch 5, wobei die Schritte (d) und (e) jeweils ferner den Schritt des Anzeigens des Geländes unter Verwendung einer Punktmusterdichte von ungefähr gleich 50 Prozent umfassen.
Verfahren nach Anspruch 6, ferner mit dem folgenden Schritt: (d) Darstellen von Gelände, bei dem eine Vorsichtswarnung angezeigt ist, in der zweiten Farbe unter Verwendung einer Punktmusterdichte, die größer als eine im Schritt (b) verwendete Punktmusterdichte ist.
Ccmputerprogrammprodukt zum Anzeigen von Geländedaten für einen Piloten eines Drehflügelflugzeugs, umfassend: ein computerlesbares Speichermedium mit in dem Medium realisierten computerlesbaren Programmcode mitteln, wobei die computerlesbaren Codemittel folgendes umfassen: ein erstes Computeranweisungsmittel zum Darstellen der Geländedaten in einer ersten Farbe, wenn das Gelände um mehr als einen vorbestimmten Betrag relativ zu einer aktuellen Höhe des Flugzeugs von dem Flugzeug entfernt ist; ein zweites Computeranweisungsmittel zum Darstellen der Geländedaten in einer zweiten Farbe, wenn das Gelände um weniger als den vorbestimmten Betrag relativ zu einer aktuellen Höhe des Flugzeugs von dem Flugzeug entfernt ist; und ein drittes Computeranweisungsmittel zum Definieren des vorbestimmten Betrags als für eine Marschflugphase einen ersten Wert und für eine Anflugphase und eine Landeflugphase einen zweiten Wert aufweisend.
Computerprogrammprodukt nach Anspruch 9, ferner mit einem vierten Computeranweisungsmittel zum Identifizieren der Marschflugphase, der Anflugphase und der Landeflugphase gemäß einer Geschwindigkeit des Flugzeugs.
Display zum Anzeigen von Geländedaten für einen Piloten eines Drehflügelflugzeugs, umfassend: einen Anzeigeschirm; und ein Mittel zum Darstellen der Geländedaten in einer ersten Farbe, wenn das Gelände um mehr als einen vorbestimmten Betrag relativ zu einer aktuellen Höhe des Flugzeugs von dem Flugzeug entfernt ist; ein Mittel zum Darstellen der Geländedaten in einer zweiten Farbe, wenn das Gelände um weniger als den vorbestimmten Betrag relativ zu einer aktuellen Höhe des Flugzeugs von dem Flugzeug entfernt ist; und wobei der vorbestimmte Betrag für eine Marschflugphase einen ersten Wert und für eine Anflugphase und eine Landeflugphase einen zweiten Wert aufweist.
Display nach Anspruch 11, wobei die erste Farbe im wesentlichen aus Grün besteht.
Display nach Anspruch 11, wobei die zweite Farbe im wesentlichen aus Gelb besteht.
Display nach Anspruch 11, wobei der erste Wert ungefähr 75 m (250 Fuß) beträgt; und der zweite Wert ungefähr null beträgt.
Display nach Anspruch 14, ferner mit Mitteln dergestalt, daß der Anzeigeschirm ferner die Geländedaten in der zweiten Farbe anzeigt, wenn sich das Gelände zwischen einer ersten und zweiten Höhe über der aktuellen Höhe befindet; und die Geländedaten in einer dritten Farbe anzeigt, wenn sich die Geländedaten über der zweiten Höhe befinden.
Display nach Anspruch 15, wobei die dritte Farbe im wesentlichen aus Rot besteht.