EP1797488B1 - Ausweichverfahren und -system für ein flugzeug - Google Patents

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EP1797488B1
EP1797488B1 EP05804225A EP05804225A EP1797488B1 EP 1797488 B1 EP1797488 B1 EP 1797488B1 EP 05804225 A EP05804225 A EP 05804225A EP 05804225 A EP05804225 A EP 05804225A EP 1797488 B1 EP1797488 B1 EP 1797488B1
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EP
European Patent Office
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avoidance
mode
alarm
aircraft
pilot
Prior art date
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Expired - Lifetime
Application number
EP05804225A
Other languages
English (en)
French (fr)
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EP1797488A1 (de
Inventor
Fabien Daveze
Vincent Foucart
Paule Botargues
Didier Averseng
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations SAS
Original Assignee
Airbus Operations SAS
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Filing date
Publication date
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    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft
    • G08G5/80—Anti-collision systems
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08G—TRAFFIC CONTROL SYSTEMS
    • G08G5/00—Traffic control systems for aircraft
    • G08G5/20—Arrangements for acquiring, generating, sharing or displaying traffic information
    • G08G5/21—Arrangements for acquiring, generating, sharing or displaying traffic information located onboard the aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a method and an avoidance system for an aircraft, in particular a transport aircraft.
  • an anti-collision system in particular of the TCAS (Traffic Alert and Collision Avoidance System) type, makes it possible to monitor the trajectories of the aircraft in the vicinity of the aircraft in question and to represent their respective positions on a display screen, by example ND type ("Navigation Display" in English, namely navigation screen).
  • TCAS Traffic Alert and Collision Avoidance System
  • This anti-collision system relies on an exchange of information via transponders. Using altitude and distance, exchanged for example every second, said anticollision system calculates the trajectory of any intruder aircraft. He then estimates the potential danger and calculates an appropriate maneuver to avoid it. This maneuver is executed only in the vertical plane.
  • the pilot In the event of a corrective alarm, the pilot is asked to disengage the autopilot if necessary and to perform the evasive maneuver manually. To do this, it must operate the control stick to set the vertical speed in the green safety zone mentioned above. In practice, pilots are asked to follow the limit vertical speed between the red zone and the green zone.
  • the manual avoidance implemented in this case remains very dynamic and does not fill all the aforementioned problems (in particular because the pitch or trim indications are calculated with a relatively high gain to encourage the pilot to achieve a quick avoidance maneuver).
  • Document US3530465A describes an anti-collision system that is capable of detecting a risk of collision with an intruder aircraft and performs a collision avoidance maneuver based on the load factor.
  • the present invention aims to overcome these disadvantages. It relates to an avoidance method making it possible to prevent sudden changes in load factor during the flight avoidance of an intruder aircraft, by performing an optimal maneuver and a precise control over the appropriate setpoint value.
  • the avoidance method is described in claim 1.
  • step b) these NZcom instructions are automatically transmitted to a flight director who implements a display mode making it possible to display said charge factor setpoints NZcom.
  • the avoidance instructions are automatically transmitted to an automatic guidance device of the aircraft, which is capable of implementing a guidance mode for automatically guiding the aircraft. aircraft according to received avoidance instructions, when an autopilot is engaged and said guidance mode is triggered.
  • the present invention thus makes it possible to avoid abrupt changes in load factor, by performing an optimal maneuver and a precise control over the setpoint. This translates into better comfort for the passengers, a greater margin of safety vis-à-vis the flight envelope, a minimal distance from the set altitude and therefore a reduced disruption of air traffic.
  • an automatic guiding device provides excellent performance for all captures and all maintenance instructions and better reproducibility than the drivers. Also, the maneuver performed by an automatic guidance device is more comfortable and closer to the setpoint than that performed manually by a pilot.
  • an automatic maneuver makes it possible to offload the pilot of a steering task (avoidance maneuver) that has been done manually so far, which in particular allows him more time to identify the aircraft or intruders during this situation with high stress.
  • said guidance mode when transmitting an alarm, if the autopilot is previously engaged, said guidance mode is triggered automatically by the issuance of this alarm. This makes it possible to offload the pilot of this trigger and thus of the whole procedure of avoidance.
  • said guide mode is capable of being stopped by the pilot, by the actuation of a suitable actuating means provided for this purpose.
  • the instructions are automatically transmitted.
  • a flight director which implements a display mode for displaying information representative of said avoidance instructions, when engaged and said display mode is triggered.
  • said information represents load factor instructions.
  • this second embodiment is used as an alternative to said first embodiment, the pilot is provided with information enabling him to to perform a manual avoidance, following the instructions posted.
  • this second embodiment can also be used in addition to said first embodiment.
  • the avoidance maneuver is performed automatically by means of said automatic guidance device, but the pilot can monitor and decide at any time to resume this maneuver manually, while enjoying a continuity of display on the director flight when changing the driving mode.
  • the pilot clears the autopilot, it leaves the guiding mode previously triggered and triggers a display mode on a flight director or is kept engaged if it was already.
  • a specific mode is engaged guiding towards a target value of vertical speed.
  • an automatic thrust control system of the aircraft engines is engaged in a speed-keeping mode, and this whatever the initial state said automatic thrust control system.
  • the maneuver is reset.
  • a mode of avoidance is presented to the pilot as armed, and this according to a first presentation.
  • a mode of avoidance is presented to the pilot as engaged, and this according to a second particular presentation.
  • the present invention also relates to an avoidance system for an aircraft, in particular a civil transport aircraft.
  • the avoidance system is described in claim 32.
  • Said calculation means further comprise means for converting these first instructions into corresponding instructions expressed in terms of load factor so as to form said avoidance instructions.
  • Said avoidance aid means comprises a flight director which implements a display mode for displaying information representative of avoidance instructions received from said calculation means.
  • the avoidance system may further include an actuating means that can be actuated by the pilot and, when actuated, to trigger the display mode implemented by the director flight.
  • the avoidance system further comprises a display means for displaying, during the transmission of an alarm, a message warning a pilot of the alarm.
  • said avoidance assistance means comprises an automatic guiding device which is capable of implementing a guiding mode for automatically guiding the aircraft in accordance with avoidance instructions received from said means. Calculation.
  • the avoidance system may further include an actuating means that can be actuated by the pilot and, when actuated, to trigger the guide mode implemented by the control device. automatic guidance.
  • the system 1 according to the invention and schematically represented on the figure 1 is embarked on an aircraft A, in particular a transport aircraft, and is intended to implement an avoidance in flight of an intruder aircraft 2, as represented on the figure 2 .
  • This maneuver is carried out in particular in the vertical plane in the manner specified below, between a starting position of avoidance maneuvering P1 and a position P2 end of avoidance maneuver, along an avoidance trajectory T.
  • the avoidance system 1 is thus formed so as to make an avoidance along said trajectory T.
  • said avoidance system 1 also makes it possible to provide lateral avoidance.
  • said avoidance assistance device comprises an automatic guiding device 6 which is capable of implementing an (automatic) guiding mode for automatically guiding the aircraft A in accordance with instructions for use. avoidance received from said calculation means 4, when on the one hand said calculation means 4 (autopilot) are engaged and on the other hand said guidance mode is triggered.
  • said automatic guiding device 6 determines steering commands according to said avoidance instructions (expressed in terms of load factor) and transmits them to usual conventional control surface actuators, in particular the elevators, of the aircraft A. In a particular variant, these steering commands can also be determined directly by said calculating means 4.
  • an automatic guiding device 6 provides excellent performance for all captures and all maintenance instructions and better reproducibility than a pilot. Also, the maneuver performed by said automatic guiding device 6 is more comfortable and closer to the setpoint than that performed manually by a pilot.
  • an automatic maneuver makes it possible to unload the pilot from a piloting task (which has been done manually so far), which leaves him more time notably to identify the aircraft or intruders 2 during this situation (d). intrusion and avoidance) with high stress.
  • the avoidance system 1 thus makes it possible to prevent sudden variations in load factor, by performing an optimal maneuver and a precise control over the setpoint. This is reflected in particular at the level of the aircraft A by a better comfort for the passengers, a greater margin of safety vis-à-vis the flight envelope, a minimal distance from the set altitude and therefore reduced disruption of air traffic.
  • said avoidance system 1 makes it possible to forward to the aircraft A the information delivered by the collision avoidance system 3, while remaining as close as possible to the prescribed altitude and generally keeping track of the plane. lateral flight.
  • said calculation means 4 also determine (from avoidance information received from said collision avoidance system 3) auxiliary avoidance instructions making it possible to avoid a lateral plane, and they transmit also these auxiliary avoidance instructions to said avoidance assistance device 6, 21.
  • the guide mode implemented by the automatic guiding device 6 can be triggered in different ways.
  • the figure 3 illustrates the variation of the vertical speed V as a function of time t in an example relating to said first particular embodiment mentioned above.
  • the vertical speed of the aircraft A is illustrated by a curve VS.
  • a prohibited zone Z1 corresponding to the emission of a corrective alarm and defined by vertical speeds V1, V2 and V3.
  • the autopilot 4 is assumed to be engaged beforehand and it guides the aircraft A at an initial speed Vi.
  • a corrective alarm is issued by the collision avoidance system 3 and the display means 11 emits a warning message.
  • the pilot actuates the actuating means 14A and thus triggers the guide mode implemented by the automatic guiding device 6, which causes an automatic modification of the vertical speed which is brought to the limit of the forbidden zone Z1 (speed V3 reached at a time t3).
  • the aircraft A is automatically driven at this speed V3 until a time t4 when the collision avoidance system 3 emits an end of alarm signal.
  • the automatic guidance mode is then stopped, and the aircraft A is brought to a zero vertical speed (reached at a time t5).
  • said autopilot 4 and said automatic guiding device 6 are formed such that said guiding mode is triggered automatically when an alarm is transmitted by said collision avoidance system 3 if said autopilot 4 is previously engaged.
  • said guide mode is capable in this case of being stopped by the pilot, by the actuation of a suitable actuating means 14B provided for this purpose (and forming part of the assembly 14), in particular case of nuisance tripping.
  • FIG. 4 there is shown a forbidden zone Z2 defined by vertical speeds V4, V5 and V6, and the aircraft A initially has a vertical speed Vi.
  • Autopilot 4 is not engaged.
  • the aircraft A enters the zone Z2, and a corrective alarm is issued.
  • the guidance mode is not triggered as long as the autopilot 4 remains disengaged.
  • the pilot engages the pilot 4, which automatically triggers the guidance mode implemented by the automatic guiding device 6.
  • the vertical speed then passes from Vi to V6 between t7 and t8.
  • an alarm end signal is emitted and the vertical speed is brought to a zero speed (reached at a time t10).
  • the autopilot 4 if the autopilot 4 is not engaged, it automatically engages and said guidance mode is triggered automatically when an alarm is transmitted.
  • the information B1, B2, VS, Vinf and Vsup can be displayed on a vertical speed scale 16 arranged vertically and associated with a usual display 17 which notably comprises a symbol 18 of the aircraft A and a horizon line 19. as represented on the Figures 5B, 6B , 7B and 8B .
  • This display 17 and the associated vertical speed scale 16 may be presented on a usual control screen 20, for example using the display means 11.
  • B2 indication of the Figure 5B is associated with a forbidden zone Z3 of the Figure 5A
  • the indication B2 of the Figure 6B is associated with the forbidden zone Z4 of the Figure 6A .
  • the indications B1 and B2 of the Figure 7B are respectively associated with forbidden zones Z5A and Z5B of the Figure 7A
  • the indications B1 and B2 of the Figure 8B are respectively associated with forbidden zones Z6A and Z6B of the figure 8A
  • a symbol 23 illustrating the flight director, comprising a horizontal line and a vertical line, and corresponding to the position towards which it is necessary to bring the symbol of the aircraft to follow the instruction.
  • the Figures 9A, 9B and 9C illustrate a second example corresponding to the case in which the first instructions are determined so as to to minimize the difference between the avoidance trajectory T of the aircraft A and the initial trajectory, in the preferred embodiment in which the guidance mode is triggered automatically by the emission of an alarm if the autopilot 4 is engaged beforehand.
  • the Figure 9A is similar to Figures 5A, 6A , 7A and 8A .
  • the Figures 9B and 9C are similar to Figures 5B, 6B , 7B and 8B .
  • the Figure 9A illustrates the variation of the vertical speed V as a function of time t.
  • the vertical speed of the aircraft A is illustrated by a curve VS.
  • a forbidden zone Z7A corresponding to the emission in a first time of a preventive alarm, defined by a vertical speed V1
  • a prohibited zone Z7B corresponding to the emission of a corrective alarm, defined by a vertical speed V2, consecutive to said preventive alarm.
  • the Figure 9B illustrates the corresponding representation on the primary PFD display screen ("Primary Flight Display").
  • the current speed VS of the aircraft A at this time is outside the forbidden zone B2. For this reason, the autopilot 4 does not modify the trajectory of the aircraft A and remains in its current operating mode, and indicates the arming of the avoidance mode by an inscription "TCAS" in blue in the second line of a usual mode indicator (not shown).
  • a corrective alarm is emitted by the anti-collision system 3.
  • the autopilot 4 engages in the avoidance mode, which is indicated by a "TCAS" inscription of green color in the first line on the aforementioned mode indicator.
  • the autopilot 4 calculates a VS setpoint speed higher than the information avoidance given by the anti-collision system 3, represented by the forbidden zone Z7B on the Figure 9A . It will modify the trajectory of the aircraft A to bring it to this set speed, which is illustrated on the Figure 9C on the speed indicator 16 where this speed VS is positioned above the forbidden zone B2.
  • the anti-collision system 3 transmits an end of alarm information.
  • the autopilot 4 exits the avoidance mode to automatically engage a mode that allows it to join the initial trajectory.
  • the vertical speed VS decreases to a negative value at which it is maintained until the aircraft A captures the initial altitude level at time t4.
  • said avoidance aid means comprises a flight director 21 which is connected by a link 22 to the calculation means 4 (autopilot) and which implements a display mode for displaying information representative of the avoidance instructions received from said calculation means 4, when it is engaged and that said display mode is triggered.
  • said information represents load factor instructions.
  • the flight director 21 provides the pilot with information enabling him to perform a manual avoidance, following the instructions displayed.
  • this second embodiment can also be used in addition to said first embodiment.
  • the avoidance maneuver is performed automatically with the aid of the automatic guidance device 6 (as mentioned above), but the pilot can monitor it and decide at any time to resume this evasive maneuver manually, while benefiting a continuity of display on the flight director 21 during the change of control mode (automatic to manual).
  • the system of avoidance 1 may include in particular actuating means 14C and 14D which are similar to the aforementioned actuating means 14A and 14B and which are also part of the assembly 14.
  • the present invention also has the following characteristics (specified below at points A to H) and comprises means for implementing these characteristics.
  • the current lateral guidance mode is maintained. Thus, if the aircraft A is cornering at the time of the alarm, this turn is maintained.
  • said automatic thrust control system (at the moment of the alarm) is engaged in a speed keeping mode.
  • the target speed used by this speed hold mode is the current speed at the time of the alarm.
  • a specific "TCAS" mode is presented to the pilot as armed (for example by being displayed in blue in the second line of a "Flight Mode Annunciator” zone of a primary piloting screen).
  • TCAS Transmission Mode Annunciator

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Claims (38)

  1. Ausweichverfahren für ein Flugzeug (A) mit einem Antikollisionssystem (3), das geeignet ist, die Gefahr einer Kollision mit mindestens einem eindringenden Flugzeug (2) zu detektieren, wobei bei dem Verfahren:
    a) automatisch zumindest Ausweich-Sollwerte bestimmt werden, die es ermöglichen, wenn sie auf das Flugzeug (A) angewandt werden, jegliche Kollision zu vermeiden und
    b) diese Ausweich-Sollwerte automatisch an mindestens ein Ausweich-Hilfsmittel (6, 21) übertragen werden,
    dadurch gekennzeichnet, dass:
    - das Antikollisionssystem (3), wenn es die Gefahr einer Kollision detektiert, einen Alarm abgibt und Ausweich-Informationen, die zumindest einen Grenzwert der Vertikalgeschwindigkeit umfassen, bestimmt und
    - beim Abgeben eines Alarms:
    • in Schritt a):
    * zumindest ausgehend von dem Grenzwert der Vertikalgeschwindigkeit, erste Sollwerte VZZiel bestimmt werden, die als Vertikalgeschwindigkeit ausgedrückt werden und die es ermöglichen, eine Kollision zu vermeiden und
    * diese ersten Sollwerte VZZiel in Sollwerte NZEinst transformiert werden, die als Lastvielfaches ausgedrückt werden, unter Verwendung des folgenden Ausdrucks:
    NZEinst = K.(VZaktuell - VZZiel)
    in dem:
    ° VZaktuell der Wert der aktuellen Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs (A) ist und
    ° K eine von der aktuellen Geschwindigkeit des Flugzeugs (A) abhängige Variable ist und
    • in Schritt b) diese Sollwerte NZEinst automatisch an eine Flugleitanlage (21) übertragen werden, die einen Anzeigemodus ausführt, der es ermöglicht, die Sollwerte NZEinst des Lastvielfachen anzuzeigen.
  2. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Sollwerte so bestimmt werden, dass sie unter gleichzeitiger Beachtung der Ausweich-Informationen einer Vertikalgeschwindigkeit von Null möglichst nahe kommen.
  3. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Sollwerte so bestimmt werden, dass die Abweichung zwischen der Ausweichflugbahn (T) des Flugzeugs (A) und der Anfangsflugbahn minimiert wird.
  4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass außerdem zusätzliche Ausweich-Sollwerte bestimmt und übertragen werden, die es ermöglichen, ein Ausweichen in einer seitlichen Ebene durchzuführen.
  5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass in Schritt b) automatisch die Ausweich-Sollwerte an eine Einrichtung (6) zur automatischen Führung des Flugzeugs (A) übertragen werden, die geeignet ist, einen Führungsmodus auszuführen, der es ermöglicht, das Flugzeug (A) nach Maßgabe empfangener Ausweich-Sollwerte automatisch zu führen, wenn ein Autopilot (4) eingeschaltet ist und der Führungsmodus ausgelöst wird.
  6. Verfahren nach Anspruch 5,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe eines Alarms, wenn der Autopilot (4) voreingeschaltet ist:
    - eine Nachricht anzeigt wird, um einem Piloten den Alarm zu melden und
    - der Führungsmodus ausgelöst wird, wenn der Pilot ein dafür vorgesehenes Betätigungsmittel betätigt.
  7. Verfahren nach Anspruch 5,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe eines Alarms, wenn der Autopilot (4) voreingeschaltet ist, der Führungsmodus durch das Abgeben dieses Alarms automatisch ausgelöst wird.
  8. Verfahren nach Anspruch 7,
    dadurch gekennzeichnet, dass der Führungsmodus durch das Betätigen eines Betätigungsmittels durch einen Piloten abschaltbar ist.
  9. Verfahren nach einem der Ansprüche 5 bis 8,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe eines Alarms, wenn der Autopilot (4) nicht eingeschaltet ist, der Führungsmodus automatisch ausgelöst wird, wenn ein Pilot den Autopiloten (4) einschaltet.
  10. Verfahren nach einem der Ansprüche 5 bis 8,
    dadurch gekennzeichnet, dass der Autopilot (4), wenn er nicht eingeschaltet ist, automatisch einschaltet wird und der Führungsmodus automatisch ausgelöst wird, bei Abgabe eines Alarms.
  11. Verfahren nach einem der Ansprüche 5 bis 10,
    dadurch gekennzeichnet, dass, wenn ein korrigierender Alarm durch eine Vorwarnung ersetzt wird, ein zuvor ausgelöster Führungsmodus in Funktion bleibt.
  12. Verfahren nach einem der Ansprüche 5 bis 11,
    dadurch gekennzeichnet, dass ein zuvor ausgelöster Führungsmodus automatisch abgeschaltet wird, wenn eine der folgenden Situationen auftritt:
    - der Pilot schaltet den Autopiloten (4) aus,
    - der Pilot löst einen anderen Führungsmodus aus,
    - das Antikollisionssystem (3) gibt ein Signal für das Ende des Alarmzustandes ab.
  13. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 12,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe eines Alarms, wenn die Flugleitanlage (21) voreingeschaltet ist:
    - eine Nachricht angezeigt wird, um einem Piloten den Alarm zu melden und
    - der Anzeigemodus ausgelöst wird, wenn der Pilot ein dafür vorgesehenes Betätigungsmittel betätigt.
  14. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 12,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe eines Alarms, wenn die Flugleitanlage (21) voreingeschaltet ist, der Führungsmodus durch das Abgeben dieses Alarms automatisch ausgelöst wird.
  15. Verfahren nach Anspruch 14,
    dadurch gekennzeichnet, dass der Anzeigemodus durch das Betätigen eines Betätigungsmittels durch einen Piloten abschaltbar ist.
  16. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 15,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe eines Alarms, wenn die Flugleitanlage (21) nicht eingeschaltet ist, der Anzeigemodus automatisch ausgelöst wird, wenn ein Pilot die Flugleitanlage (21) einschaltet.
  17. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 15,
    dadurch gekennzeichnet, dass, wenn die Flugleitanlage (21) nicht eingeschaltet ist, diese automatisch einschaltet wird und der Anzeigemodus automatisch ausgelöst wird, bei Abgabe eines Alarms.
  18. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass, wenn ein korrigierender Alarm durch eine Vorwarnung ersetzt wird, ein zuvor ausgelöster Anzeigemodus in Funktion bleibt.
  19. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass, wenn der Pilot den Autopiloten (4) ausschaltet, der zuvor ausgelöste Führungsmodus verlassen wird und auf einer Flugleitanlage (21) ein Anzeigemodus ausgelöst wird oder, wenn er schon eingeschaltet war, weiterhin eingeschaltet beibehalten wird.
  20. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe einer Vorwarnung:
    - wenn man sich anfänglich in einem Führungsmodus befindet, der zur Veränderung der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs (A) geeignet ist, ein Haltemodus der Vertikalgeschwindigkeit einschaltet wird, der zu der aktuellen Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs (A) führt und
    - wenn man sich anfänglich in einem Führungsmodus befindet, der eine konstante Vertikalgeschwindigkeit gewährleistet, dieser Führungsmodus beibehalten wird.
  21. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe eines korrigierenden Alarms ein spezieller Modus einschaltet wird, der zu einem Zielwert der Vertikalgeschwindigkeit führt.
  22. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe eines Alarms:
    - wenn man sich anfänglich in einem Modus zur seitlichen Führung befindet, dieser Modus zur seitlichen Führung beibehalten wird und
    - wenn anfänglich kein Modus zur seitlichen Führung eingeschaltet ist, ein Modus zum Halten des aktuellen Steuerkurses einschaltet wird.
  23. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe eines Alarms ein System zur automatischen Schubregelung der Motoren des Flugzeugs (A) in einen Modus zum Halten der Geschwindigkeit eingeschaltet wird und zwar unabhängig von dem Ausgangszustand des Systems zur automatischen Schubregelung.
  24. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe einer Vorwarnung, wenn das Antikollisionssystem (3) ein Signal für das Ende des Alarmzustandes ausgibt, zum Verlassen eines Ausweichmanövers die bei diesem Ausweichmanöver verwendeten Führungsmodi beibehalten werden.
  25. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe eines korrigierenden Alarms, wenn das Antikollisionssystem (3) ein Signal für das Ende des Alarmzustandes ausgibt, zum Verlassen eines Ausweichmanövers ein Modus eingeschaltet wird, der es ermöglicht, die Anfangsflugbahn wieder zu erreichen.
  26. Verfahren nach Anspruch 25,
    dadurch gekennzeichnet, dass:
    - in Längsrichtung ein Modus zum Halten der Vertikalgeschwindigkeit einschaltet wird und ein Modus zum Erfassen der Höhe derart freigeschaltet wird, dass er eine Zielhöhe erfasst, wenn das Flugzeug (A) letztere erreicht, so dass die Anfangsflugbahn wieder erreicht wird und
    - in Querrichtung der aktuelle Führungsmodus beibehalten wird.
  27. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei einer Alarmänderung im Verlauf eines Ausweichmanövers das Manöver neu initialisiert wird.
  28. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe einer Vorwarnung, wenn ein Modus zum Erfassen der Höhe freigeschaltet ist, dieser freigeschaltet gehalten wird.
  29. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe eines korrigierenden Alarms, wenn ein Modus zum Erfassen der Höhe freigeschaltet ist:
    - wenn ein vorgegebener Wert nicht in einem verbotenen Bereich der Vertikalgeschwindigkeit liegt, der Modus zum Erfassen der Höhe freigeschaltet gehalten wird;
    - andernfalls dieser gesperrt wird.
  30. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass bei Abgabe einer Vorwarnung ein Ausweichmodus dem Piloten als freigeschaltet dargestellt wird, und zwar entsprechend einer ersten besonderen Darstellung.
  31. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet, dass beim Abgeben eines korrigierenden Alarms ein Ausweichmodus dem Piloten als freigeschaltet dargestellt wird, und zwar entsprechend einer zweiten besonderen Darstellung.
  32. Ausweichsystem für ein Flugzeug, wobei das Ausweichsystem (1) Folgendes umfasst:
    - ein Antikollisionssystem (3), das geeignet ist, die Gefahr einer Kollision mit mindestens einem eindringenden Flugzeug (2) zu detektieren;
    - Berechnungsmittel (4) um zumindest Ausweich-Sollwerte automatisch zu bestimmen, die es ermöglichen, jegliche Kollision zu vermeiden, wenn sie auf das Flugzeug (A) angewandt werden und
    - mindestens ein Ausweich-Hilfsmittel (6, 21), das mit den Berechnungsmitteln (4) verbunden ist,
    dadurch gekennzeichnet, dass:
    - das Antikollisionssystem (3) so ausgebildet ist, dass es einen Alarm abgibt und Ausweich-Informationen, die zumindest einen Grenzwert der Vertikalgeschwindigkeit umfassen, bestimmt, wenn es die Gefahr einer Kollision detektiert,
    - die Berechnungsmittel (4) Folgendes umfassen:
    • Mittel (8), um bei Abgabe eines Alarms zumindest ausgehend von dem Grenzwert der Vertikalgeschwindigkeit erste Sollwerte VZZiel zu bestimmen, die als Vertikalgeschwindigkeit ausgedrückt werden und die es ermöglichen, eine Kollision zu vermeiden und
    • Mittel (9), um diese ersten Sollwerte VZZiel in Sollwerte NZEinst zu transformieren, die als Lastvielfaches ausgedrückt werden unter Verwendung des folgenden Ausdrucks:
    NZEinst = K.(VZaktuell - VZZiel)
    in dem:
    ° VZaktuell der Wert der aktuellen Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs (A) ist und
    ° K eine von der aktuellen Geschwindigkeit aus Flugzeugs (A) abhängige Variable ist und
    - das Ausweich-Hilfsmittel eine Flugleitanlage (21) umfasst, die einen Anzeigemodus ausführt, der es ermöglicht, die Sollwerte NZEinst des Lastvielfachen anzuzeigen.
  33. Ausweichsystem nach Anspruch 32,
    dadurch gekennzeichnet, dass die Berechnungsmittel (4) Teil eines Autopiloten des Flugzeugs (A) sind.
  34. Ausweichsystem nach Anspruch 32 oder 33,
    dadurch gekennzeichnet, dass es zusätzlich ein Anzeigemittel (11) umfasst, um bei Abgabe eines Alarms eine Nachricht anzuzeigen, die dem Piloten den Alarm meldet.
  35. Ausweichsystem nach einem der Ansprüche 32 bis 34,
    dadurch gekennzeichnet, dass das Ausweich-Hilfsmittel eine Einrichtung (6) zur automatischen Führung umfasst, die geeignet ist, einen Führungsmodus auszuführen, der es ermöglicht, das Flugzeug (A) nach Maßgabe von Ausweich-Sollwerten aus den Berechnungsmitteln (4) automatisch zu führen.
  36. Ausweichsystem nach Anspruch 35,
    dadurch gekennzeichnet, dass es zusätzlich ein Betätigungsmittel umfasst, das von dem Piloten betätigbar ist und das es ermöglicht, bei seiner Betätigung den von der Einrichtung (6) zur automatischen Führung ausgeführten Führungsmodus auszulösen.
  37. Ausweichsystem nach einem der Ansprüche 32 bis 36,
    dadurch gekennzeichnet, dass es zusätzlich ein Betätigungsmittel umfasst, das von dem Piloten betätigbar ist und das es ermöglicht, bei seiner Betätigung den von der Flugleitanlage (21) ausgeführten Anzeigemodus auszulösen.
  38. Flugzeug,
    dadurch gekennzeichnet, dass es ein Ausweichsystem (1), wie das unter einem der Ansprüche 32 bis 37 spezifizierte umfasst.
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