DE102010031780A1

DE102010031780A1 - Verfahren und Flugführungsmodul zum Führen eines Flugzeuges

Info

Publication number: DE102010031780A1
Application number: DE102010031780A
Authority: DE
Inventors: Anmelder Gleich
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2010-07-21
Filing date: 2010-07-21
Publication date: 2012-01-26

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Führen eines Flugzeuges (1) mittels eines Flugführungsmoduls (2) sowie ein solches Flugführungsmodul (2). Im Flugführungsmodul (2) sind flugmechanische Parameter des Flugzeuges (1) abgespeichert und der augenblickliche Flugzustand (3) erfasst. Das Flugführungsmodul (2) ermittelt verschiedene mögliche Flugtrajektorien zu einem vom augenblicklichen Flugzustand (3) abweichenden Flugzustand (4), und bewertet diese anhand der abgespeicherten flugmechanische Parameter des Flugzeuges (1) mittels eines Bewertungskriteriums. Aus den verschiedenen möglichen Flugtrajektorien wird anhand des Bewertungskriteriums eine optimale Flugtrajektorie (6) ermittelt und die Angaben hierzu dem Piloten zur Kenntnis gegeben.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Führen eines Flugzeuges mittels eines Flugführungsmoduls sowie ein solches Flugführungsmodul.
Während des Fluges hat der Pilot die Aufgabe, das Flugzeug sicher entlang der vorgesehenen Route zu steuern und ans Ziel zu bringen. Dabei hat der Pilot insbesondere darauf zu achten, die zulässigen, konstruktiv durch das Flugzeug vorgegebenen Betriebsgrenzen nicht zu überschreiten. Innerhalb der zulässigen Grenzen besteht darüber hinaus beispielsweise beim Personentransport die Aufgabe, gewisse manöverbedingte Komfortgrenzen nicht zu überschreiten.
Zur Erfüllung seiner Aufgaben stehen dem Piloten verschiedene Hilfsmittel in Form von Flugführungshilfen und eines Autopiloten zur Verfügung. Als Beispiele hierfür seien optisch, akustisch bzw. haptisch wahrnehmbare Warnsignale beim Über- bzw. Unterschreiten bestimmter Grenzgeschwindigkeiten (Overspeed Warning, Stall Warning, Stick Shaker) genannt. Weitere Hilfsmittel können ein Warnsystem für die Gefahr einer Grundberührung (EGPWS = Enhanced Ground Proximity Warning System) und/oder ein Kollisionswarnsystem (TCAS = Traffic Alert and Collision Avoidance System) sein. Ein sogenannter ”Flight Director” als Flugführungshilfe kann den Piloten beim Abfliegen einer bestimmten Flugtrajektorie durch entsprechende Anzeigemittel führen. Ein weiteres Hilfsmittel zur Einhaltung der zulässigen Betriebsgrenzen kann eine Begrenzung des möglichen Nick- und Rollwinkels sein.
Solche beispielhaft genannten, aber auch andere bekannte Hilfsmittel können nicht mit letzter Sicherheit verhindern, dass das Flugzeug in einen unerwünschten Flugzustand gerät.
Vorbekannte Autopiloten sind dazu ausgelegt, innerhalb eines eng bemessenen Regelbereichs abschnittsweise vorgegebene Sollwerte einer Flugtrajektorie einzuhalten. Hierbei wird das Flugzeug mit geringen Steuerausschlägen auf seiner vorgesehenen Trajektorie gehalten, wobei von den zulässigen Betriebsgrenzen des Flugzeuges nur ein sehr geringer Anteil ausgenutzt wird. Für den normalen Flug ist dies so gewünscht und auch vollkommen ausreichend. In bestimmten Flugsituationen, beispielsweise bei sehr böigem Wetter oder beim Aussteuern des Flugzeuges aus einer ungewollten Fluglage ist der gewöhnliche Autopilot jedoch überfordert, so dass der Pilot von Hand steuern muss.
Trotz der vorstehend genannten Warnmittel und anderer Hilfsmittel kann es vorkommen, dass der Pilot die Situation nicht richtig einschätzt und Fehlentscheidungen fällt. In Stresssituationen, ggf. verschärft durch schlechte Wetterbedingungen bei unzulänglicher Sicht im Instrumentenflug kann es vorkommen, dass das Flugzeug eine unerwünschte Fluglage einnimmt, aus der es unter Beachtung der zulässigen Betriebsgrenzen heraus in die Normalfluglage überführt werden muss.
Eine solche Situation stellt an das Können des Piloten hohe Anforderungen, wobei die vorgenannten Hilfsmittel nicht immer ausreichend, ggf. sogar hinderlich sind. Beispielsweise kann die vorstehend genannte Begrenzung des Roll- und Nickwinkels den Piloten darin beeinträchtigen, das Flugzeug aus einer Extremlage heraus in geeigneter Weise abzufangen. Bei Ausweich- und Abfangmanövern besteht trotz aller Hilfsmittel die Möglichkeit, das Flugzeug jenseits seiner zulässigen Betriebsgrenzen durch ein zu hohes Lastvielfaches oder durch Überschreitung der Geschwindigkeitsgrenzen zu überlasten.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zum Führen eines Flugzeuges anzugeben, mittels dessen ein erweitertes Spektrum von Flugsituationen unter Einhaltung der zulässigen Betriebsgrenzen aussteuerbar ist.
Diese Aufgabe wird durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
Der Erfindung liegt des Weiteren die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung anzugeben, die das Aussteuern verschiedener Flugzustände innerhalb erweiterter Grenzen ermöglicht.
Diese Aufgabe wird durch ein Flugführungsmodul mit den Merkmalen des Anspruchs 6 gelöst.
Nach der Erfindung wird ein Verfahren zum Führen eines Flugzeuges mittels eines Flugführungsmoduls sowie ein solches Flugführungsmodul vorgeschlagen, wobei im Flugführungsmodul flugmechanische Parameter des Flugzeuges abgespeichert und der augenblickliche Flugzustand erfasst ist. Das Flugführungsmodul erfasst anhand des augenblicklichen Flugzustandes die vorausliegende Flugbahn. Das Flugführungsmodul ermittelt laufend verschiedene mögliche Flugtrajektoren zur Erreichung des abweichenden Flugzustandes. Die verschiedenen möglichen Flugtrajektoren werden jeweils anhand der abgespeicherten flugmechanischen Parameter mittels je eines Bewertungskriteriums bewertet. Aus den verschiedenen möglichen Flugtrajektoren wird anhand des zugehörigen Bewertungskriteriums eine optimale Flugtrajektorie ermittelt. Angaben über die optimale Flugtrajektorie und/oder das der optimale Flugtrajektorie zugeordnete optimale Bewertungskriterium werden dem Piloten zur Kenntnis gegeben.
Das jeweils ermittelte optimale Bewertungskriterium kann eine abstrakte mathematische Größe sein und ist bevorzugt eine skalare, numerische Größe, der auch beispielsweise eine farbliche Codierung zugeordnet werden kann. Beispielsweise kann die Farbe Grün dem Piloten signalisieren, dass auf absehbare Zeit kein Handlungsbedarf gegeben ist. Dennoch hat der Pilot die Möglichkeit, vorausschauend eine Korrektur der Fluglage vorzunehmen, um langfristig einen ungestörten Flugablauf sicherzustellen. Durch das laufend durchgeführte Verfahren werden aber auch solche Situationen erfasst, in denen ein baldiger Handlungsbedarf gegeben ist, und wozu auch die zugehörige optimale Flugtrajektorie samt ihres zugehörigen optimalen Bewertungskriteriums ermittelt wird. Dieser Flugtrajektorie ist ein abweichendes optimales Bewertungskriterium zugeordnet, welches den Piloten beispielsweise in Form eines Zahlenwertes und/oder mit der Farbe Gelb oder Rot signalisiert werden kann. Hierdurch wird dem Piloten deutlich, dass er selbst, ggf. unter Zuhilfenahme einer Flugführungshilfe (Flight Director) oder der Autopilot die als optimal ermittelte Flugtrajektorie innerhalb der zulässigen Betriebsgrenzen des Flugzeuges abzufliegen hat.
Mit dem erfindungsgemäßen Verfahren können beliebige Ausweich- oder Abfangmanöver, aber auch andere Manöver wie allgemeine Kursänderungen oder dergleichen im dreidimensionalen Raum einschließlich Kurvenanteilen durchgeführt werden, ohne dass die zulässigen Betriebsgrenzen des Flugzeuges überschritten werden. Der Pilot ist erheblich entlastet, da er mittels des erfindungsgemäßen Verfahrens bzw. durch das Flugführungsmodul laufend über anstehende Änderungen des Flugzustandes informiert wird, wobei diese Information immer so rechtzeitig ist, dass kritische Flugsituationen vermieden werden. Selbst wenn eine kritische Flugsituation eintritt, kann diese gefahrlos anhand der als optimal ermittelten Flugtrajektorie ausgesteuert werden. Auf die sonst bei Großflugzeugen übliche Beschränkung des Roll- und Nickwinkels kann ersatzlos verzichtet werden. Dieser Umstand kommt insbesondere den Piloten entgegen, die derartige Beschränkungen als Einschränkungen ihrer eigenen Entscheidungsfreiheit empfinden. Außerdem ist das erfindungsgemäße Verfahren bzw. das erfindungsgemäße Flugführungsmodul ohne Weiteres mit vorhandenen Hilfsmitteln wie Autopilot, EGPWS und TCAS kombinierbar bzw. darin integrierbar.
In einer zweckmäßigen Ausführungsform der Erfindung wird für das optimale Bewertungskriterium ein erster Grenzwert festgelegt, unterhalb dessen die voraus liegende Flugbahn als optimale Flugtrajektorie mit dem zugeordneten optimalen Bewertungskriterium abgeflogen wird. Solange also der erste Grenzwert noch nicht überschritten ist, wird keine Änderung der aktuellen und voraus liegenden Flugbahn herbeigeführt. Es entsteht ein Toleranzbereich, innerhalb dessen sich das Flugzeug frei bewegen kann, wodurch allzu frühzeitige Änderungen des Flugzustandes vermieden werden. Erst bei Erreichen oder oberhalb des ersten Grenzwertes wird das System insoweit aktiv, dass eine Änderung des Flugzustandes zumindest angeregt wird.
In bevorzugter Weiterbildung wird für das optimale Bewertungskriterium ein zweiter Grenzwert festgelegt, bei dessen Überschreiten eine noch nicht aktivierte Flugführungshilfe (Flight Director) aktiviert wird, die den Piloten beim Abfliegen der optimalen Flugtrajektorie mit dem zugeordneten optimalen Bewertungskriterium führt. Während des gewöhnlichen Flugbetriebes, also beispielsweise im den stationären und horizontalen Geradeausflug beschreibenden Normalflugzustand oder bei überschrittenem ersten Grenzwert kann der Pilot nach Belieben manuell mit oder ohne Flight Director steuern oder auch das Flugzeug dem Autopiloten anvertrauen. Sofern aber eine Entscheidung über die Änderung des Flugzustandes so lange hinausgezögert wird, dass das Bewertungskriterium der zugehörigen Flugtrajektorie den genannten zweiten Grenzwert überschreitet, wird die Flugführungshilfe – sofern sie nicht bereits schon aktiviert ist – mittels des Flugführungsmoduls aktiviert. Die nun abzufliegende Flugtrajektorie stellt gegenüber dem Normalflug oder dem Flug bei überschrittenem erstem Grenzwert einen erhöhten Schwierigkeitsgrad dar. Der Pilot kann diesen erhöhten Schwierigkeitsgrad jedoch ohne Weiteres meistern, da er mit Hilfe der Flugführungshilfe die als optimal ermittelte und innerhalb der zulässigen Betriebsgrenzen des Flugzeugs liegende Flugtrajektorie nachverfolgen bzw. nachfliegen kann.
In zweckmäßiger Weiterbildung wird für das optimale Bewertungskriterium ein dritter Grenzwert festgelegt, bei dessen Überschreiten ein noch nicht aktivierter Autopilot aktiviert wird, der das Flugzeug entlang der optimalen Flugtrajektorie mit dem zugeordneten optimalen Bewertungskriterium steuert. Dieser Fall tritt dann ein, wenn der Schwierigkeitsgrad der erforderlich gewordenen Flugtrajektorie so weit erhöht ist, dass eine manuelle Steuerung die Gefahr mit sich bringt, das Flugzeug außerhalb seiner zulässigen Betriebsgrenzen zu belasten. Der insbesondere dreiachsig steuernde Autopilot vermag jedoch bei entsprechender Auslegung ein genaues Abfliegen der als optimal ermittelten Flugtrajektorie, um das Flugzeug in den gewünschten Flugzustand zu bringen, und ohne dabei die zulässigen Betriebsgrenzen zu überschreiten. Je nach Auslegungsphilosophie kann es aber wünschenswert sein, den hierfür aktivierten Autopiloten abschaltbar zu gestalten, um ggf. eine manuelle Übersteuerung seitens des Piloten zu erlauben.
Vorteilhaft ist im Flugführungsmodul ein insbesondere den stationären und horizontalen Geradeausflug beschreibender Normalflugzustand definiert, wobei das Flugzeug über die ermittelte optimale Flugtrajektorie in den Normalflugzustand überführt wird. In Verbindung mit den vorgenannten Grenzwerten entsteht eine Hysterese, demnach zwar erst bei Überschreiten eines der genannten Grenzwertes eine Änderung des Flugzustandes herbeigeführt wird. Diese Änderung beschränkt sich aber nicht darauf, eine Flugtrajektorie zu finden, die unterhalb des zugeordneten Grenzwertes führt. Vielmehr überführt sie das Flugzeug in den Normalflugzustand. Der Normalflugzustand kann neben dem stationären und horizontalen Geradeausflug auch andere Flugzustände wie beispielsweise einen bestimmten Kurvenflugzustand umfassen.
Das flugmechanische Verhalten eines Flugzeuges wird durch eine Vielzahl von flugmechanischen Parametern bestimmt, die untereinander in komplexen physikalischen Wechselwirkungen stehen. Dennoch sind die meisten der flugmechanischen Parameter und auch ihre physikalischen Wechselwirkungen für jedes Flugzeug hinreichend genau bekannt und werden unter Anderem auch für die Programmierung entsprechender Flugsimulatoren eingesetzt. Es hat sich jedoch überraschend gezeigt, dass für die allermeisten Flugsituationen und deren Aussteuerung nach dem erfindungsgemäßen Verfahren nur sehr wenige flugmechanische Parameter berücksichtigt werden müssen. In einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung ist deshalb zur Bildung der flugmechanischen Parameter das v-n-Diagramm des Flugzeuges im Flugführungsmodul abgespeichert, wobei die optimale Flugtrajektorie und das zugeordnete optimale Bewertungskriterium anhand des v-n-Diagramms ermittelt werden. Hierdurch ist der Daten- und Rechenaufwand innerhalb des Flugführungsmoduls auf das notwendige Minimum reduziert. Trotz dieser deutlichen Reduktion lassen sich jedoch nahezu alle denkbaren Flugsituationen hiermit beschreiben und in einer Weise auswerten, dass geeignete Flugtrajektorien unter Einhaltung der zulässigen Betriebsgrenzen ermittelt werden können.
In zweckmäßiger Weiterbildung ist im v-n-Diagramm ein den stationären und horizontalen Geradeausflug beschreibender Normalflugzustand abgelegt. Die Bewertungskriterien sind als den Normalflugzustand und sich gegenseitig einhüllende Rahmenbedingungen innerhalb der Grenzen des v-n-Diagramms abgelegt. Hierdurch werden die Bewertungskriterien und ihre Grenzwerte allein mittels zweier Parameter, nämlich mittels des Lastvielfachen der Erdbeschleunigung sowie der Fluggeschwindigkeit ermittelt und verarbeitet. Modellbildung, Speicherplatz und Datenverarbeitung sind in einer Weise minimiert, dass das Verfahren bzw. das Flugführungsmodul kostengünstig an unterschiedliche Flugzeugtypen angepasst werden kann und dennoch ein zuverlässiges praxistaugliches Ergebnis liefert.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachfolgend anhand der Zeichnung näher beschrieben. Es zeigen:
1 in schematischer Seitenansicht ein Flugzeug mit einem erfindungsgemäßen Flugführungsmodul auf seiner Flugbahn in Richtung zu einem Hindernis und mit einer ersten Flugtrajektorie zur Überwindung dieses Hindernisses;
2 das v-n-Diagramm des Flugzeuges nach 1 mit darin eingetragenen verschiedenen Flugzuständen nach 1 samt zugehöriger Bewertungskriterien und Grenzwerte;
3 die Anordnung nach 1 zu einem späteren Zeitpunkt bei zunächst noch unveränderter Flugbahn und der sich daraus ergebenden, zur Überwindung des Hindernisses erforderlichen Flugtrajektorie;
4 das v-n-Diagramm nach 2 mit geänderten Flugzuständen nach 3;
5 die Anordnung nach den 1 und 3 zu einem späteren, kritischen Zeitpunkt und zunächst noch unveränderter Flugbahn sowie der sich daraus ergebenden, zur Überwindung des Hindernisses erforderlich gewordenen Flugtrajektorie;
6 das v-n-Diagramm nach den 2 und 4 mit den darin eingetragenen Flugzuständen nach 5.
1 zeigt in einer schematischen Seitenansicht ein Flugzeug 1, welches beispielhaft im Normalflugzustand, hier im stationären, horizontalen Geradeausflug entlang einer Flugbahn 5 fliegt. Der Normalflugzustand kann aber auch beispielsweise ein stationärer Kurvenflug oder dgl. sein. Das Flugzeug 1 ist mit einem erfindungsgemäßen, weiter unten näher beschriebenen Flugführungsmodul 2 sowie mit einer optionalen Flugführungshilfe 9 und einem optionalen Autopiloten 10 ausgestattet.
Die wesentlichen und für das erfindungsgemäße Verfahren ausreichenden flugmechanischen Parameter des Flugzeuges 1 lassen sich in einem sogenannten v-n-Diagramm zusammentragen, wie es im Flugzeugbau üblich und beispielhaft in 2 dargestellt ist. Darin sind die vertikalen Lastvielfachen n der Erdbeschleunigung g über der Fluggeschwindigkeit v des Flugzeuges 1 aufgetragen. Das v-n-Diagramm ist für jedes Flugzeug 1 bekannt und kann daher ohne Weiteres als Datensatz im Flugführungsmodul 2 abgespeichert werden. Das v-n-Diagramm beschreibt die zulässigen Betriebsgrenzen des Flugzeuges 1, wobei hier der besseren Übersichtlichkeit halber nur positive Lastvielfache n dargestellt sind.
Der maximal mögliche Auftrieb des Flugzeuges 1 steigt quadratisch mit der Geschwindigkeit v und ist deshalb als Parabelabschnitt im v-n-Diagramm eingetragen. Für den Fall des horizontalen, stationären Geradeausflugs bei maximal möglichem Auftrieb ergibt sich die geringstmögliche fliegbare Fluggeschwindigkeit, nämlich die Überziehgeschwindigkeit v_s. Das Flugzeug 1 ist strukturell für ein bestimmtes maximales Lastvielfaches n ausgelegt, welches hier beispielhaft mit n = 4 dargestellt ist. Um dieses maximale Lastvielfache n = 4 mit maximalem Flügelauftrieb beispielsweise in einem Abfangbogen oder im Kurvenflug erreichen zu können, ist mit einer Manövergeschwindigkeit v_a zu fliegen. Unterhalb der Manövergeschwindigkeit v_a darf der Pilot vollen Ruderausschlag geben, da der Maximalauftrieb des Flugzeuges 1 nicht ausreicht, das strukturell zulässige maximale Lastvielfache n = 4 zu überschreiten und damit das Flugzeug 1 zu schädigen. Oberhalb der Manövergeschwindigkeit v_a muss aber aktiv darauf geachtet werden, das maximale Lastvielfache von n = 4 nicht zu überschreiten, weshalb volle Ruderausschläge nicht mehr erlaubt sind. Eine weitere Grenze des v-n-Diagrammes ist noch die maximal zulässige, niemals zu überschreitende Geschwindigkeit v_ne. Insgesamt sind damit die zulässige Betriebsgrenzen des Flugzeuges 1 hinsichtlich der Fluggeschwindigkeiten v und der Lastvielfachen n vorgegeben.
Das vorstehend beschriebene v-n-Diagrammm ist der besseren Übersichtlichkeit halber vereinfacht dargestellt, ohne dass negative Lastvielfache, Böenlinien oder der Einfluss von Landeklappen berücksichtigt waren. Gleichwohl können diese und andere zusätzliche Parameter noch in das v-n-Diagramm zur Ausführung des erfindungsgemäßen Verfahrens aufgenommen werden.
Aus der Zusammenschau der 1 und 2 ergibt sich, dass sich das Flugzeug 1 auf seiner stationären, horizontalen und geradlinigen Flugbahn 5 in einem Normalflugzustand N befindet, der in das v-n-Diagramm nach 2 eingetragen ist. Im Normalflugzustand N fliegt das Flugzeug 1 mit n = 1, wobei seine Geschwindigkeit v innerhalb gewisser Grenzen variiert werden kann. Allerdings sind bei der Geschwindigkeit v Sicherheitsabstände zu den Grenzen des v-n-Diagramms einzuhalten, weshalb die den Normalflugzustand N (2) beschreibende Gerade kürzer ist als der Abstand zwischen der Überziehgeschwindigkeit v_s und der Maximalgeschwindigkeit v_ne und dabei innerhalb der Grenzen des v-n-Diagramms liegt. An dem Ort, an dem sich das Flugzeug 1 nach 1 befindet, weist diesen einen augenblicklichen Flugzustand 3 auf, der auch im v-n-Diagramm nach 2 innerhalb der Grenzen des Normalflugzustandes Z eingetragen ist.
Neben den flugmechanischen Parametern in Form des v-n-Diagramms nach den 2, 4 und 6 sind auch der augenblickliche Flugzustand 3 und die sich daraus ergebende voraus liegende Flugbahn 5 im Flugführungsmodul 2 erfasst bzw. abgespeichert. Es können aber auch zusätzliche flugmechanische Parameter in Betracht gezogen, abgespeichert und verarbeitet werden. Durch geeignete, hier nicht näher beschriebene Navigationsinstrumente und Hilfsmittel wie GPS (Global Positioning System), EGPWS (Enhanced Ground Proximity Warning System), TCAS (Traffic Alert and Collision Avoidance System) und/oder dergleichen wird anhand der voraus liegenden Flugbahn 5 laufend, d. h. kontinuierlich oder in bestimmten Zeitintervallen ermittelt, ob bzw. unter welchen Umständen die Einnahme eines vom augenblicklichen Flugzustand 3 abweichenden Flugzustandes 4 durch Änderung der Flugbahn 5 erforderlich wird. Hierzu wird beispielhaft mittels der vorgenannten Einrichtungen ein Hindernis 13 erkannt, welches hier beispielhaft durch einen Berg gebildet ist. Anstelle eines Berges kann auch ein anderes, auf Kollisionskurs befindliches Flugzeug oder dergleichen herangezogen werden. Aus dem augenblicklichen Flugzustand 3, der voraus liegenden Flugbahn 5 und der Lage des Hindernisses 13 errechnet das Flugführungsmodul 2 eine voraus liegende Kollision, woraus sich die Notwendigkeit ergibt, einen abweichenden, hier oberhalb des Hindernisses 13 liegenden Flugzustand 4 einzunehmen.
Anfänglich ist das Hindernis 13 noch sehr weit entfernt, so dass noch kein Handlungsbedarf besteht. Dennoch ermittelt das Flugführungsmodul 2 laufend verschiedene mögliche Flugtrajektorien zur Überführung des Flugzeuges 1 in den späteren Flugzustand 4, und bewertet diese anhand der abgespeicherten flugmechanischen Parameter des Flugzeuges 1 mittels eines Bewertungskriteriums in unten näher beschriebener Weise. Für das genannte Bewertungskriterium sind ein erster Grenzwert X, ein zweiter Grenzwert Y und ein dritter Grenzwert Z festgelegt, im Flugführungsmodul abgespeichert und beispielhaft im v-n-Diagramm nach 2 eingetragen.
Mit der Annäherung des Flugzeuges 1 an das Hindernis 13 wird eine Änderung des augenblicklichen Flugzustandes 3 hin zum späteren, hiervon abweichenden Flugzustand 4 erforderlich. Das Flugführungsmodul 2 ermittelt laufend bzw. in bestimmten Zeitintervallen selbsttätig verschiedene mögliche Flugtrajektorien, um ausgehend vom Flugzustand 3 den geänderten Flugzustand 4 innerhalb der Betriebsgrenzen des v-n-Diagramms nach 2 zu erreichen. Dies kann beispielsweise durch plötzliches Ziehen, gefolgt von einem steilen Steigflug und einem anschließenden plötzlichen Drücken in den erhöhten Horizontalflug erreicht werden. Dies bildet sich jedoch im v-n-Diagramm nach 2 durch betragsmäßig ausgeprägt vom Normalflugzustand N abweichende Lastvielfache n sowie durch einen erheblichen Verlust an Geschwindigkeit v ab, was nicht optimal ist. Vielmehr findet das Flugführungsmodul 2 aus einer Vielzahl von vorausberechneten möglichen Flugtrajektorien eine optimale, in 1 dargestellte Flugtrajektorie 6, wobei es angestrebt ist, der optimalen Flugtrajektorie 6 zur Erreichung des späteren Flugzustandes 4 und damit zum Überfliegen des Hindernisses 13 zu folgen.
Zur Ermittlung der optimalen Flugtrajektorie 6 wird erneut auf das v-n-Diagramm nach 2 Bezug genommen: Hierin sind verschiedene Bewertungskriterien als den Normalflugzustand N und sich gegenseitig einhüllende Rahmenbedingungen innerhalb der Grenzen des v-n-Diagramms abgelegt und eingetragen. Den Bewertungskriterien können abstrakte mathematische Größen wie Matrizen, Tensoren oder dergleichen zugeordnet sein. Bevorzugt werden skalare, numerische Größen eingesetzt, wobei hier dem Normalflugzustand N beispielhaft ein Bewertungskriterium d = 1 zugeordnet ist. Das Bewertungskriterium d = 1 trifft somit auf den augenblicklichen Flugzustand 3 zu.
Nach 1 wird zum Folgen der als optimal ermittelten Flugtrajektorie 6 das Flugzug zunächst sanft in einen Steigflug hochgezogen, wodurch sich ein Flugzustand 11 mit erhöhtem Lastvielfachen n und etwas gegenüber dem Flugzustand 3 leicht verringerter Fluggeschwindigkeit v einstellt. Im anschließenden Steigflug verringert sich bei hier beispielhaft angenommener konstanter Antriebsleistung die Fluggeschwindigkeit v, bis der Flugzustand 12 beim sanften Andrücken des Flugzeugs 1 in die horizontale Fluglage erreicht ist. Hierbei entsteht ein verringertes Lastvielfaches n mit zugehöriger verringerter Fluggeschwindigkeit v, wie es beim Flugzustand 12 im v-n-Diagramm nach 2 dargestellt ist. Im angestrebten Flugzustand 4 ist das Flugzeug 1 wieder in einem stationären und horizontalen Geradeausflug, allerdings hier beispielhaft mit gegenüber dem Ausgangszustand 3 verringerter Geschwindigkeit v. Es kann aber auch zweckmäßig sein, dass die beiden Flugzustände 3, 4 im v-n-Diagramm nach den 2, 4, 6 aufeinander liegen.
Der Darstellung nach 2 ist zu entnehmen, dass sich sämtliche für die optimale Flugtrajektorie 6 relevanten Flugzustände 3, 4, 11, 12 auf bzw. innerhalb eines gestrichelt dargestellten Rahmens befinden, der den Normalflugzustand N umschließt bzw. einhüllt, der aber innerhalb der zulässigen Betriebsgrenzen des v-n-Diagramms liegt. Diesem Rahmen ist ein optimales Bewertungskriterium a zugeordnet. Außerdem ist für das optimales Bewertungskriterium a ein erster Grenzwert X festgelegt und im Flugführungsmodul abgespeichert, wobei hier beispielhaft als erster Grenzwert X = 1,5 angenommen ist.
Die Flugzustände 11, 12 liegen in der Darstellung nach 2 auf dem Rahmen mit dem Grenzwert X = 1,5, während die Flugzustände 3, 4 innerhalb dieses Rahmens liegen. Für die gesamte optimale Flugtrajektorie 6 beträgt nach 2 das zugehörige optimale Bewertungskriterium a = 1,5 und ist damit gleich dem ersten Grenzwert X = 1,5.
Bei hinreichendem Abstand des Flugzeuges zum Hindernis 13 kann eine nicht dargestellte optimale Flugtrajektorie vom ersten Flugzustand 3 zum zweiten Flugzustand 4 gefunden werden, bei der sämtliche relevanten Flugzustände 3, 4, 11, 12 innerhalb des Rahmens mit dem Grenzwert X = 1,5 liegen. Für diese gesamte optimale Flugtrajektorie beträgt demnach das zugehörige optimale Bewertungskriterium a < 1,5 und ist damit kleiner als der ersten Grenzwert X = 1,5. Solange das optimale Bewertungskriterium a den ersten Grenzwert X nicht überschreitet, wird die voraus liegende Flugbahn 5 als optimale Flugtrajektorie mit dem zugeordneten optimalen Bewertungskriterium a < 1,5 weiter abgeflogen. Hierbei bleibt zumindest näherungsweise der Normalflugzustand N erhalten, wobei kleinere Abweichungen hiervon innerhalb der Grenzen des ersten Grenzwertes X zulässig sind.
Sobald sich aber das Flugzeug entlang seiner Flugbahn 5 auf eine bestimmte Distanz zum Hindernis 13 genähert hat, entsteht Handlungsbedarf. Es ist leicht zu erkennen, dass die eingangs beschriebene nicht optimale Bahntrajektorie zu höheren Lastvielfachen n oder zu größeren Abweichungen in der Geschwindigkeit v führt, wobei dann die zugehörigen Flugzustände im v-n-Diagramm auf einem Rahmen liegen würden, die den Normalflugzustand N mit größerem Abstand umgreifen, wobei diesem Rahmen dann ein größeres und damit schlechteres Bewertungskriterium von beispielsweise 2,0 oder 3,0 zuzuordnen wäre, wie dies beispielhaft in den 4, 6 dargestellt ist. Umgekehrt konnte ausgehend vom augenblicklichen Flugzustand 3 keine Trajektorie mehr zur Erreichung des Flugzustandes 4 mit einem Bewertungskriterium von einem geringerem Betrag als der erste Grenzwert X = 1,5 gefunden werden, weshalb die Flugtrajektorie 6 mit dem minimalen und damit optimalen Bewertungskriterium a als bestmögliche Flugtrajektorie ermittelt wurde. Zumindest ein Teil der relevanten Flugzustände 3, 4, 11, 12, hier die Flugzustände 11, 12 der Flugtrajektorie 6 liegen nach 2 auf oder außerhalb des Rahmens mit dem ersten Grenzwert X. Das auslösende Ereignis zur Veranlassung einer Änderung des augenblicklichen Flugzustandes 3 entlang der abweichenden Flugtrajektorie 6 ist demnach, dass das zur Flugtrajektorie 6 zugeordnete optimale Bewertungskriterium a ≥ dem ersten Grenzwert X = 1,5 ist.
Dies wird dem Piloten durch geeignete, nicht näher dargestellte Anzeigemittel zur Kenntnis gebracht. Dabei können dem Piloten entweder das optimale Bewertungskriterium a und/oder Angaben zum Abfliegen der optimalen Flugtrajektorie 6 und/oder eine Ersatzinformation (beispielsweise ”grün” = alles in Ordnung) angezeigt werden. Der Pilot hat dann nach eigenem Ermessen die Möglichkeit, die optimale Flugtrajektorie 6 abzufliegen oder aber situationsabhängig abweichende Entscheidungen zu fällen und beispielsweise der Flugbahn 5 weiter zu folgen.
Darüber hinaus sind im v-n-Diagramm nach den 2, 4 und 6 noch zweite und dritte Grenzwerte Y, Z für die rahmenförmig sich gegenseitig einhüllenden Bewertungskriterien eingetragen, deren Bedeutung sich aus der Zusammenschau der 3 bis 6 erschließt. Ausgehend von dem Flugzustand nach 1 hat der Pilot sich entschieden, nicht der optimalen Flugtrajektorie 6 zu folgen, sondern weiter auf seiner ursprünglichen Flugbahn 5 zu fliegen, bis er den augenblicklichen Flugzustand 3' nach 3 erreicht hat. Das Flugführungsmodul hat zwischenzeitlich laufend verschiedene mögliche Flugtrajektorien ermittelt, wobei jetzt zum augenblicklichen Flugzustand 3' nur noch die optimale Flugtrajektorie 7 mit höheren Abweichungen in den Lastvielfachen n und den Fluggeschwindigkeiten v zur Verfügung steht. Die neue optimale Flugtrajektorie 7 ist der besseren Übersichtlichkeit halber im Vergleich zur alten, hier gestrichelt dargestellten optimalen Flugtrajektorie 6 nach 1 in 3 aufgetragen.
Es ergeben sich hieraus Flugzustände 3', 4, 11', 12', die im v-n-Diagramm nach 4 eingetragen sind, und denen ein optimales Bewertungskriterium b von beispielsweise 2,5 zugeordnet ist. Außerdem ist ein zweiter Grenzwert Y für die Bewertungskriterien mit dem beispielhaften Betrag von 2,0 festgelegt und als den ersten Grenzwert X und den Normalflugzustand N umgreifender Rahmen im v-n-Diagramm eingetragen ist. Es ist leicht zu erkennen, dass das optimale Bewertungskriterium b = 2,5 für die optimale Flugtrajektorie 7 den zweiten Grenzwert Y = 2,0 überschritten hat. Insbesondere die Flugzustände 11', 12' liegen damit näher an den zulässigen Betriebsgrenzen des v-n-Diagrammes nach 4. Der Pilot kann zwar der optimalen Flugtrajektorie 7 durch manuelles Steuern folgen. Allerdings steigt das Risiko, dabei die zulässigen Betriebsgrenzen zu überschreiten. Die Anforderungen an den Piloten sind erhöht. Es ist deshalb optional vorgesehen, mit Überschreiten des zweiten Grenzwertes Y die Flugführungshilfe 9, sofern sie nicht bereits zuvor aktiviert ist, nun insbesondere selbsttätig durch das Flugführungsmodul 2 zu aktivieren. Anhand der Flugführungshilfe 9 beispielsweise in Form eines ”Flight Directors” kann der Pilot nun mit erhöhter Sicherheit der optimalen Flugtrajektorie 7 zum Erreichen des gewünschten Flugzustandes 4 folgen. Durch selbsttätige Aktivierung der Flugführungshilfe 9, aber auch durch andere geeignete Anzeigemittel wird dem Piloten zur Kenntnis gegeben, dass nun sofortiger, zumindest aber baldiger Handlungsbedarf zum Erreichen des gewünschten Flugzustandes 4 gegeben ist.
In der Darstellung nach 5 hat sich aber der Pilot ausgehend von der Situation nach 3 dennoch entschieden, zunächst weiter seiner vorausliegenden Flugbahn 5' (3) zu folgen, bis er den augenblicklichen Flugzustand 3'' nach 5 erreicht hat. Ein weiteres Folgen der Flugbahn 5'' nach 5 würde zu einer unmittelbaren Kollision mit dem Hindernis 13 führen, weshalb unmittelbarer Handlungsbedarf zum Erreichen des gewünschten Flugzustandes 4 gegeben ist.
Wie auch zuvor hat das Flugführungsmodul 2 laufend verschiedene mögliche Flugtrajektorien zum Erreichen des Flugzustandes 4 ermittelt. Dabei wurde auch eine neue, optimale Flugtrajektorie 8 nach 5 ermittelt. Diese ist im Vergleich zu den früheren optimalen, hier gestrichelt dargestellten Flugtrajektorien 6, 7 nach den 1 und 3 dargestellt. Aus dem Vergleich ergibt sich, dass zum Abfliegen der optimalen Flugtrajektorie 8 weiter erhöhte Abweichungen im Lastvielfachen n und in der Geschwindigkeit v entsprechend dem v-n-Diagramm nach 6 erforderlich sind. Insbesondere in den Flugzuständen 11'', 12'' nähert sich dabei das Flugzeug 1 seinen durch das v-n-Diagramm (6) vorgegebenen Betriebsgrenzen in einer Weise, dass nur leichte Abweichungen von der optimalen Flugtrajektorie 8 zu einer Überschreitung der zulässigen Betriebsgrenzen führen können.
Diese Gefahr ist durch den dritten Grenzwert Z der Bewertungskriterien berücksichtigt, der hier beispielsweise mit dem Betrag 3,0 angenommen und als den ersten Grenzwert X, den zweiten Grenzwert Y und den Normalflugzustand Z umgreifender Rahmen im v-n-Diagramm eingetragen ist. Aus der Darstellung nach 6 ergibt sich, dass insbesondere die Flugzustände 11'', 12'' mit einem beispielhaft gewählten optimalen Bewertungskriterium c = 3,5 versehen sind, womit der dritte Grenzwert Z = 3,0 überschritten ist.
Hierzu ist nach der Erfindung optional vorgesehen, dass mit dem Überschreiten dieses zweiten Grenzwertes Y der Autopilot 10, sofern er nicht bereits zuvor aktiviert wurde, nun selbsttätig durch das Flugführungsmodul 2 aktiviert wird, und wobei der Autopilot 10 das Flugzeug 1 entlang der optimalen Flugtrajektorie 8 mit dem zugeordneten optimalen Bewertungskriterium c steuert. Hierdurch sind Abweichungen von der optimalen Flugtrajektorie 8 in einer Weise minimiert, dass die zulässigen Betriebsgrenzen des Flugzeuges 1 nicht überschritten werden. Auch dies wird dem Piloten durch entsprechende und vorstehend bereits beschriebene Anzeigemittel zur Kenntnis gegeben. Je nach Auslegungsphilosophie des Systems kann es aber auch zweckmäßig sein, auf die Zuschaltung des Autopiloten 10 zu verzichten oder aber ein Abschalten bzw. Übersteuern des selbsttätig zugeschalteten Autopiloten 10 seitens des Piloten zuzulassen.
In allen zuvor geschilderten Fällen nach den 1 bis 6 wird das Flugzeug 1 entlang der jeweiligen optimalen Flugtrajektorie 6, 7, 8 in den Flugzustand 4 überführt, dessen zugeordnetes Bewertungskriterium nicht nur kleiner als der dritte Grenzwert Z, der zweite Grenzwert Y oder sogar der erste Grenzwert X ist. Vielmehr ist im Flugführungsmodul 2 der insbesondere den stationären und horizontalen Geradeausflug beschreibende Normalflugzustand N definiert und abgespeichert, wobei der Flugzustand 4 dem Normalflugzustand N entspricht.
Vorstehend wurde das erfindungsgemäße Verfahren und das erfindungsgemäße Flugführungsmodul 2 an einem Bespiel erläutert, bei dem ein Hindernis 13 zu überfliegen ist. Die Erfindung kann aber auch in analoger Weise beim seitlichen Umfliegen eines Hindernisses 13 sowie bei einer Kombination von beidem eingesetzt werden. Außerdem ist die Erfindung nicht auf die gesteuerte Vermeidung einer Kollision beschränkt. Vielmehr kann sie in analoger Weise auch für abweichende Flugzustände eingesetzt werden, wie beispielsweise das Abfangen aus dem überzogenen oder trudelnden Flugzustand oder aus einer unerwünschten Rückenlage, wobei sich all diese und auch andere Flugzustände in gleicher Weise in den v-n-Diagrammen nach den 2, 4, 6 abbilden lassen, und wobei sich die daraus folgenden Verfahrensschritte in analoger Weise ableiten lassen.
Das erfindungsgemäße Verfahren arbeitet zuverlässig und kommt dabei mit der Verarbeitung von geringen Datenmengen aus. Das erfindungsgemäße Flugführungsmodul 2 kann deshalb sehr einfach gestaltet sein und lässt sich ohne Weiteres mit bereits vorhandenen Flugführungshilfen 9, Autopiloten 10 und anderen Hilfsmitteln wie EGPWS und TCAS kombinieren.
In jedem Falle ist mit einfachen und zuverlässigen Mitteln sichergestellt, dass das Flugzeug 1 aus einem nahezu beliebigen augenblicklichen Flugzustand 3 in einen abweichenden, gewünschten Flugzustand 4 entlang einer jeweils optimalen Flugtrajektorie 6, 7, 8 überführt wird, wobei die Belastungen des Flugzeuges 1, seiner Insassen bzw. der Fracht mittels der optimierten Bewertungskriterien a, b, c minimiert werden, und wobei eine Überschreitung der zulässigen Betriebsgrenzen des Flugzeuges 1 zuverlässig verhindert wird.

Claims

Verfahren zum Führen eines Flugzeuges (1) mittels eines Flugführungsmoduls (2), wobei im Flugführungsmodul (2) flugmechanische Parameter des Flugzeuges (1) abgespeichert und der augenblickliche Flugzustand (3) erfasst sind, umfassend folgende Verfahrensschritte: – Das Flugführungsmodul (2) erfasst anhand des augenblicklichen Flugzustands (3) die voraus liegende Flugbahn (5); – Das Flugführungsmodul (2) ermittelt laufend verschiedene mögliche Flugtrajektorien zu einem vom augenblicklichen Flugzustand (3) abweichenden Flugzustand (4) und bewertet diese anhand der abgespeicherten flugmechanischen Parameter des Flugzeuges (1) mittels eines Bewertungskriteriums; – Aus den verschiedenen möglichen Flugtrajektorien wird anhand des Bewertungskriteriums eine optimale Flugtrajektorie (6, 7, 8) ermittelt; – Angaben über die optimale Flugtrajektorie (6, 7, 8) und/oder das zugeordnete optimale Bewertungskriterium (a, b, c) werden dem Piloten zur Kenntnis gegeben.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass für das optimale Bewertungskriterium (a, b, c) ein erster Grenzwert (X) festgelegt wird, unterhalb dessen die voraus liegende Flugbahn (5) als optimale Flugtrajektorie mit dem zugeordneten optimalen Bewertungskriterium (a) abgeflogen wird.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass für das optimale Bewertungskriterium (a, b, c) ein zweiter Grenzwert (Y) festgelegt wird, bei dessen Überschreiten eine noch nicht aktivierte Flugführungshilfe (9) aktiviert wird, die den Piloten durch das Abfliegen der optimalen Flugtrajektorie (7) mit dem zugeordneten optimalen Bewertungskriterium (b) führt.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass für das optimale Bewertungskriterium (a, b, c) ein dritter Grenzwert (Z) festgelegt wird, bei dessen Überschreiten ein noch nicht aktivierter Autopilot (10) aktiviert wird, der das Flugzeug (1) entlang der optimalen Flugtrajektorie (8) mit dem zugeordneten optimalen Bewertungskriterium (c) steuert.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass im Flugführungsmodul (2) ein insbesondere den stationären und horizontalen Geradeausflug beschreibender Normalflugzustand (N) definiert ist, und dass das Flugzeug (1) über die optimale Flugtrajektorie (6, 7, 8) in den Normalflugzustand (N) überführt wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass zur Bildung der flugmechanischen Parameter das v-n-Diagramm des Flugzeuges (1) im Flugführungsmodul (2) abgespeichert ist, und dass die optimale Flugtrajektorie (6, 7, 8) und das zugeordnete optimale Bewertungskriterium (a, b, c) anhand des v-n-Diagrammes ermittelt werden.
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass im v-n-Diagramm ein den stationären und horizontalen Geradeausflug beschreibender Normalflugzustand (N) abgelegt ist, und dass die Bewertungskriterien als den Normalflugzustand (N) und sich gegenseitig einhüllende Rahmenbedingungen innerhalb der Grenzen des v-n-Diagrammes abgelegt sind.
Flugführungsmodul (2) zur Ausführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 7.