DE3788580T2

DE3788580T2 - Erkennung der vertikalen Windscherung für ein Flugzeug.

Info

Publication number: DE3788580T2
Application number: DE3788580T
Authority: DE
Inventors: David Alan Johnson; Terry L Zweifel
Original assignee: Honeywell Inc
Current assignee: Honeywell Inc
Priority date: 1986-02-28
Filing date: 1987-02-05
Publication date: 1994-06-01
Anticipated expiration: 2007-02-06
Also published as: CA1255794A; BR8606173A; EP0235963B1; EP0235963A3; JPS62204115A; DE3788580D1; ES2047488T3; EP0235963A2; US4728951A

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Flugzeuginstrumente und insbesondere auf eine Anlage zum Feststellen vertikaler Windscherungszustände während der Start- und Landephase des Fluges, wobei zur Anzeige des Windscherungszustandes ein veränderbarer Detektorschwellwert vorgesehen ist.
Windscherungszustände sind wegen der zahlreichen, unmittelbar diesem Phänomen zuzuordnenden Unfälle ein Hauptproblem für die Flugzeugindustrie. Als Windscherung kann man eine plötzliche Änderung in der Größe oder Richtung des Windes bezeichnen, entsprechend der Differenz zwischen einer Luftmasse in der Umgebung des Flugzeuges und einer inertialen oder bodenbezogenen Bezugsgröße und speziell im Falle der Erfindung eine Änderung des vertikalen Scherwindes.
In der Vergangenheit wurden zahlreiche Versuche und Vorschläge gemacht, um den Piloten eines Flugzeuges während der Start- oder Landephase vor drohenden Scherwindzuständen zu warnen. Die meisten dieser Versuche umfassen Einrichtungen zum Feststellen von Änderungen der Geschwindigkeit über Grund unter Verwendung einer am Grund angeordneten Bezugseinrichtung, beispielsweise einer Entfernungsmeßvorrichtung (DME), oder durch Verwendung eines Fluggeschwindigkeitsumsetzers und Messung der Änderungsgeschwindigkeit seines Ausgangssignals, unterstützt durch die Längsbeschleunigung, um eine auf die Erde bezogene inertiale Komponente zu erzeugen. Andere Vorschläge verwenden zusätzliche Vertikalbeschleunigungsmesser, um ein Maß für die durch Scherwindeffekte erzeugte Vertikalbewegung des Flugzeugs zu erzeugen, oder sie benutzten ein Eingangssignal entsprechend dem Abwärtsdriftwinkel des Flugzeuges gegenüber dem gewünschten Flugweg.
Ein wesentlicher Nachteil bekannter Scherwinddetektoren, welche entweder die angezeigte Fluggeschwindigkeit (IAS) oder eine normierte Fluggeschwindigkeit (CAS) benutzen, besteht darin, daß sie Änderungen der Dichte der Luftmasse in Abhängigkeit von Temperatur und Höhe nicht korrigieren, wodurch erhebliche Fehler in der Windgeschwindigkeitsmessung auftreten.
Es ist wichtig, daß die Feststellung einer Windscherung so schnell und zuverlässig wie möglich erfolgt, um Fehleranzeigen zu vermeiden. Bekannte Scherwinderfassungssysteme verwenden einen vorgegebenen Schwellwert der für die Anzeige einer Windscherung erforderlichen Windänderung. Der Nachteil dieser Regel liegt daran, daß einige gefährliche vertikale Windscherungen nicht festgestellt werden, während einige Scherwindanzeigen gar nicht auf gefährliche Zustände zurückzuführen sind.
In EP-A 0 125 087 und GB-A 2 094 006 sind Scherwind-Detektions- und Warnsysteme beschrieben, welche ein zusammengesetztes Signal liefern, das eine Funktion sowohl der vertikalen als auch der Längskomponenten einer Windscherung ist, und welche die obenerwähnten Nachteile aufweisen.
Die vorliegende Erfindung ist in den unabhängigen Ansprüchen 1 und 10 gekennzeichnet und liefert eine schnelle und zuverlässige Feststellung von Vertikalwindscherung während der Start- und Landephasen des Fluges. Die Erfindung sieht einen durch die Größe der Windscherung gesteuerten veränderbaren Schwellwert vor. In den bekannten Systemen war auch die für die Feststellung einer Windscherung erforderliche Zeit länger als bei der vorliegenden Erfindung, weil ein hoher Schwellwertpegel Fehlalarme vermeiden mußte. Die in den meisten Flugzeugen vorhandene Standardinstrumentierung wird zum Feststellen und Berechnen der Abwärtsbeschleunigung und deren Auswirkung auf die verbleibende Flugfähigkeit des Flugzeugs ausgenutzt. Die Erfindung verwendet Sensoren für die Vertikalbeschleunigung, die Eigengeschwindigkeit, den Längsneigungswinkel sowie den Anstellwinkel. Die Änderungsgeschwindigkeit des Vertikalwindes (Abwärtsbeschleunigung) wird zur Bestimmung der Grenze zwischen der gegenwärtigen Leistungsfähigkeit des Flugzeuges und der Leistungsfähigkeit bei der Steuerknüppel-Rüttelgeschwindigkeit (minimale Sicherheitsgeschwindigkeit) ausgewertet und zwar mit dem Leistungs/Gewichtsverhältnis als Leistungsfähigkeitskriterium. Durch Fortschalten eines Zeitgebers bei einen vorgegebenen Pegel überschreitender Abwärtsbeschleunigung und Vergleichen dieser Zeit mit der bis zum Erreichen der auf der vorhandenen Windbeschleunigung basierenden Minimalleistungsfähigkeit wird eine Echtzeitdetektion von Windscherungszuständen erzielt.
In ihrer allgemeinsten Form stellt die Erfindung einen Windscherungsdetektor für Flugzeuge zur Verfügung und umfaßt Mittel zum Erzeugen eines Signals entsprechend der Größe eines vertikalen Scherwindes, auf das Vertikal-Windscherungssignal ansprechende Mittel zur Erzeugung eines für die Dauer der vertikalen Windscherung kennzeichnenden Signals sowie Mittel zum Kombinieren der Größe und der Dauer der vertikalen Windscherung entsprechender Signale, um eine Anzeige zu gewinnen, daß Größe und Dauer vorgegebene Grenzwerte überschritten haben.
Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel umfaßt die Erfindung:
eine Vorrichtung zum Erzeugen eines der Eigengeschwindigkeit entsprechenden Signals;
eine Vorrichtung zur Erzeugung eines dem Längsneigungswinkel des Flugzeugs entsprechenden Signals;
eine Vorrichtung zum Erzeugen eines dem Anstellwinkel des Flugzeugs entsprechenden Signals;
eine Vorrichtung zum Erzeugen eines der Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs entsprechenden Signals;
eine Vorrichtung zum Kombinieren des Längsneigungswinkelsignals und des Anstellwinkelsignals zwecks Erzeugung eines dem Bahnneigungswinkel entsprechenden Signals;
eine Vorrichtung zum Ableiten eines der Änderungsgeschwindigkeit der Fluggeschwindigkeit entsprechenden Signals aus dem Eigengeschwindigkeitssignal;
eine auf das Fluggeschwindigkeitsänderungssignal und das Bahnneigungswinkelsignal ansprechende Vorrichtung zur Erzeugung eines Produktsignals dieser beiden Größen;
eine auf das Längsneigungswinkelsignal und das Anstellwinkelsignal ansprechende Vorrichtung zur Ableitung eines der Änderungsgeschwindigkeit des Bahnneigungswinkelsignals entsprechenden Signals;
eine auf das Eigengeschwindigkeitssignal und das Bahnneigungswinkel- Änderungssignal ansprechende Vorrichtung zum Erzeugen eines weiteren Produktsignals;
eine auf die vorgenannten Produktsignale ansprechende Vorrichtung zum Erzeugen eines weiteren kombinierten Signals entsprechend der Vertikalbeschleunigung gegenüber einer das Flugzeug umgebenden Luftmasse;
eine Vorrichtung zum algebraischen Subtrahieren des weiteren Kombinationssignals von dem Vertikalbeschleunigungsänderungssignal, um ein der Vertikalkomponente der Vertikalwindscherung entsprechendes Signal zu erzeugen;
eine auf das der Vertikalkomponente der Windscherung entsprechende Signal ansprechende Vorrichtung zur Erzeugung eines ersten Zeitsignals entsprechend einer aktuellen Dauer dieses Signals beim Überschreiten eines vorgegebenen Beschleunigungswertes;
eine Vorrichtung zum Erzeugen eines einen vorgegebenen Wert eines Flugzeugparameters entsprechenden Signals;
eine auf das Flugzeugparametersignal sowie auf die Vertikalkomponente des Windscherungssignals ansprechende Vorrichtung zur Erzeugung eines zweiten Zeitsignals; und
eine Vorrichtung zum algebraischen Subtrahieren des zweiten Zeitsignals vom ersten Zeitsignal, um ein Steuersignal abzuleiten, welches die Feststellung eines Vertikalwindscherungszustandes anzeigt.
Eine Vertikal-Windscherungs-Meldevorrichtung für Flugzeuge gemäß der Erfindung wird als Beispiel im einzelnen unter Bezug auf die beiliegenden Zeichnungen beschrieben. Darin zeigt:
Fig. 1 eine typische Einhüllende einer Abwärts-Windböen-Windscherung bezogen auf die Startbahn und den Flugweg des Flugzeugs mit Darstellung der horizontalen und vertikalen Windkomponenten an verschiedenen Punkten;
Fig. 2 die Formaldefinition des Längsneigungswinkels (R), des Flugbahnwinkels (γ), und des Anstellwinkels (α);
Fig. 3 ein Blockschaltbild einer Ausführungsform der Windscherungs- Meldevorrichtung gemäß der Erfindung; und
Fig. 4 ein Zeitdiagramm der Arbeitsweise der Erfindung.
Der gefährlichste Typ eines Scherwindes ist eine Abwärtsböe, die bei niedriger Flughöhe während des Starts oder der Landung des Flugzeuges auftritt, wo das Flugzeug für solche Situationen besonders empfindlich ist. Fig. 1 zeigt eine typische Abwärtsböe in bezug auf den Flugweg eines Flugzeugs und eine Landebahn. Die horizontalen und vertikalen Windkomponenten AV und AH sind an verschiedenen Punkten eingetragen. Es zeigt sich, daß im Zentrum der Abwärtsböe der Wind fast ausschließlich vertikal weht. Ein Bordcomputer kann zur Feststellung von Scherwindzuständen benutzt werden, indem er bestimmte gemessene Sensorparameter überwacht. Sobald ein Windscherungszustand festgestellt ist, kann der Pilot auf diese Tatsache aufmerksam gemacht werden, so daß er geeignete Maßnahmen ergreifen kann, um das Flugzeug sicher zu fliegen.
Es ist erwünscht, unnötige oder falsche Scherwindwarnungen an die Flugzeugbesatzung zu minimieren oder auszuschalten. Die wichtigen Merkmale einer Windscherung sind sowohl die Größe als auch die Dauer der Scherung. Beispielsweise können übliche Turbulenzen eine Änderung der Windgeschwindigkeit erzeugen, welche ausreicht, um eine erhebliche Abweichung hinsichtlich der Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs zu erzeugen, wobei aber die Dauer der Änderung so kurz ist, daß sie keine ernsthafte Bedrohung eines sicheren Fluges darstellt. Umgekehrt kann eine Windscherung nicht nur starke Fluggeschwindigkeitsänderungen verursachen, sondern kann auch genügend lange andauern, um das Flugzeug zu gefährden. Folglich ist es bei der Windscherungsdetektion wichtig, sowohl die Größe als auch die Zeitspanne der Windscherung in Betracht zu ziehen.
Die Änderungsgeschwindigkeit eines vertikalen Scherwindes kann unter Verwendung der bekannten Definition des Flugbahnwinkels y berechnet werden:
γ = R - α (1),
wobei R die Längsneigung des Flugzeugs und α der Anstellwinkel gegenüber der Luftmasse ist. Fig. 2 zeigt die Beziehung zwischen den Winkeln α, γ und R. Der Winkel O stellt die Längsneigung des Flugzeugs dar, der Winkel α den Anstellwinkel des Flugzeugs und der Winkel y den Flugbahnwinkel oder Steigungsgradienten des Flugzeugs. Eine andere Definition des Flugbahnwinkels ist durch die bekannte Beziehung:
γ = sin&supmin;¹ ( /VT) (2),
gegeben, wobei h die Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs (Steigungsrate) bezogen auf die Luftmasse ist und VT die Eigengeschwindigkeit darstellt. Der Anstellwinkel beträgt bei normalen Landevorgängen weniger als 15%. Unter Anwendung der trigonometrischen Annäherungen für kleine Winkel, wonach der Sinus eines Winkels etwa dem Winkel selbst im Bogenmaß entspricht, und unter Gleichsetzung der Gleichungen (1) und (2) erhält man:
R - α = /VT (3).
Löst man diese nach auf und bildet hiervon die zeitliche Ableitung, wobei h bedeutet dh/dt, = dv/dt, usw., so erhält man:
= VT d/dt (R - α) + (R - α) d/dt VT (4),
dabei ist die Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs gegenüber der Luftmasse. Die vertikale Scherwindgeschwindigkeit kann hiernach wie folgt bestimmt werden:
(5).
Dabei ist die Anzeige eines Sensors, beispielsweise eines an Bord des Flugzeugs vorhandenen Beschleunigungsmessers, welche um die Roll- und Längsneigung korrigiert ist, und wird aus der Gleichung (4) unter Verwendung von Eingangsgrößen herkömmlicher Sensoren berechnet.
Sobald das Flugzeug in einen vertikalen Scherwind eintritt, ist es einer vertikalen Windgeschwindigkeit (Abwärtsbeschleunigung) ausgesetzt, die durch die Gleichung (5) bestimmt wird. Die Wirkung einer Vertikalwindgeschwindigkeit besteht in der Verringerung des potentiellen Leistungs-/Luftverhältnisses des Flugzeugs bezogen auf die Luftmasse, was einen Verlust an verfügbarer Energie darstellt. Das Leistungs/Gewichtsverhältnis (P/W) ist als die Differenz zwischen dem Schub und dem Luftwiderstand des Flugzeugs, geteilt durch das Flugzeuggewicht, und der Quotient multipliziert mit der Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs:
VT (T - D)/W = Leistungs/Gewichts-Verhältnis = P/W (6).
Das minimal zulässige Leistungs-/Gewichtsverhältnis (P/W) für einen sicheren Flug des Flugzeugs bei maximalem Schub tritt bei der Steuerknüppel-Rüttelgeschwindigkeit auf Folglich kann die Abweichung der Höhenänderung zwischen dem potentiellen und dem minimalen Leistungs-/Gewichtsverhältnis geschrieben werden mit:
VT(T-D)/W-VSS(T-D)/W= - (7).
Auf der linken Seite der Gleichung steht die Differenz ΔP/W der Leistungs/Gewichtsverhältnisse und auf der rechten Seite die Differenz der Steiggeschwindigkeiten zwischen den beiden Zuständen ohne Längsbeschleunigung:
ΔP/W = (8).
Die für den Übergang zwischen den beiden Zuständen erforderliche Zeit tT ergibt sich zu:
tT = (9).
Folglich wird ein Maß für die zur Verringerung des Leistungs-/Gewichtsverhältnisses des Flugzeugs auf den minimal zulässigen Wert erforderlichen Zeit bestimmt durch:
tT = ΔP/W/ (10).
Der Wert tT stellt ein Maß für die Zeit dar, über welche der vorhandene Wert der Vertikalgeschwindigkeit aufrechterhalten werden kann, ehe bei der gemessenen Vertikalbeschleunigung das minimale Leistungs-/Gewichtsverhältnis erreicht wird. Somit kann man tT als Vorhersagewert für die Zeitspanne verwenden, über die eine Vertikalwindgeschwindigkeit überstanden werden kann, und dies ermöglicht eine unmittelbarere Feststellung eines Vertikalwindes als die Windgröße selbst.
Die Bestimmung der verbleibenden Leistungsfähigkeit ΔP/W des Flugzeugs wird aus der klassischen Flugzeugleistungsgleichung abgeleitet:
V(T - D)W = V/g + (11),
wobei:
V = Eigengeschwindigkeit (ft/sec)
T = Gesamtschub des Triebwerks (Pfund)
D = Gesamtluftwiderstand des Flugzeugs (Pfund)
g = Erdbeschleunigung (ft/sec²)
= Vertikalgeschwindigkeit (ft/sec)
W = Flugzeuggewicht (Pfund)
= Änderungsrate der Eigengeschwindigkeit (ft/sec²).
Bei einer ausschließlich vertikalen Windscherung (keine horizontale Scherung) gilt:
V(T-D)/W = (12).
Wird in der Gleichung (12) der Gesamtschub benutzt, so bestimmt die linke Seite der Gleichung das gegenwärtige potentielle Leistungs-/Gewichtsverhältnis. Das minimal zulässige Leistungs-/Gewichtsverhältnis tritt bei der Steuerknüppel-Rüttelgeschwindigkeit (SS) auf, d. h.
VSS(T-D)/W = (13).
Zieht man die Gleichung (13) von der Gleichung (12) ab, so erhält man die Abweichung der Flughöhenänderung zwischen dem gegenwärtigen Flugzustand und der Geschwindigkeit beim Schütteln des Steuerknüppels:
V(T-D)/W-VSS(T-D)/W= - (14).
Auf der linken Seite der Gleichung (14) steht die Differenz der Leistungs/Gewichtsverhältnisse ΔP/W, während auf der rechten Seite die Differenz der Steigfähigkeit Δh auftritt. Somit gilt:
ΔP/W= (15).
Die erforderliche Übergangszeit zwischen der Steigfähigkeit beim gerade vorhandenen Leistungs-/Gewichtsverhältnis und der Steigfähigkeit beim minimalen Leistungs/Gewichtsverhältnis hängt von der durch die Windscherung verursachten Vertikalbeschleunigung ab. Es gilt:
tT= (16),
wobei die auf den Scherwind zurückzuführende Vertikalbeschleunigung ist.
Setzt man die Gleichung (15) in die Gleichung (16) ein, so erhält man:
tT=(Δ/W) (17).
Da Starts und Landungen angenähert bei konstanten Geschwindigkeiten durchgeführt werden, kann man davon ausgehen, daß das Verhältnis ΔP/W konstant ist. Durch Auswahl des minimalen ΔP/W-Verhältnisses erhält man die am vorsichtigsten ermittelte Konfiguration. Benutzt man beispielsweise ein minimales ΔP/W-Verhältnis von 0,237g-sec, welches für ein Flugzeug Boeing 737 zutrifft, so ergibt sich:
tT= 0.237/ (18).
Der Wert tT stellt ein Maß für die Zeit dar, über welche die gegenwärtige Vertikalwindgeschwindigkeit ausgehalten werden kann, ehe das minimal zulässige Leistungs-/Gewichtsverhältnis erreicht wird, und ist somit ein Maß für die Gefährlichkeit der Windscherung.
Die Erfindung kann unter Verwendung herkömmlicher Analogschaltkreise und Rechentechniken oder von durchweg digitalen Techniken oder auch durch eine Kombination herkömmlicher hybrider Digital-Analog-Techniken realisiert werden. Beispielsweise können die Summlerer, Multiplizierer, Dividierer und Verstärker durch geeignet konfigurierte Operationsverstärker verwirklicht werden, während die logischen und mathematischen Funktionen in einem Digitalrechner oder äquivalenter Hardware ausgeführt sein können. Da die durch die verschiedenen Blöcke dargestellten Funktionseinheiten durch irgendeine der zahlreichen, für entsprechende Funktionen im Stand der Technik bekannte Baugruppen realisiert werden können, erscheint es nicht nötig, die Schaltung im einzelnen wiederzugeben. Der Klarheit wegen und für das Verständnis der Erfindung wird ein im allgemeinen analoges Format dargestellt, wobei ersichtlich ist, daß das gleiche analoge Format auch das Programm eines programmierbaren Digitalrechners darstellen kann, wenn die verschiedenen analogen Eingangssignale für die digitale Signalverarbeitung in Digitalsignale umgesetzt werden und die verschiedenen digitalen Ausgangssignale schließlich in Analogsignale umgewandelt werden.
Fig. 3 zeigt die Anwendung der Erfindung in Form eines Blockschaltbildes der Detektionsanordnung. Ein herkömmlicher Luftdatenrechner 14 liefert aus einem im Flugzeug normalerweise vorhandenen Luftgeschwindigkeitsumsetzern ein der Eigengeschwindigkeit VT entsprechendes Ausgangssignal. Eine Differenzierschaltung 20 liefert auf der Leitung 23 ein der Änderung der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs entsprechendes Ausgangssignal VT, welches durch Differenzieren des Ausgangssignals des Rechners 14 abgeleitet werden kann. Eine Längswinkelmeßgröße (R) wird von einem geeigneten Sensor 10, beispielsweise einem Vertikalkreisel, zur Verfügung gestellt und auf einer Leitung 1 einem Filter 2 zugeführt, welches auf der Leitung 3 ein Ausgangssignal abgibt, das durch Filterung von Hochfrequenzrauschen befreit ist und das Längsneigungssignal (R) darstellt. Ein Anstellwinkelsignal (α) wird von einem herkömmlichen Windfahnensensor 11 auf der Leitung 4 einem Filter 5 zugeleitet. Das Ausgangssignal des Filters 5 gelangt an eine Leitung 6 und stellt ein von Hochfrequenzstörungen befreites Anstellwinkelsignal zur Verfügung. Das Signal auf der Leitung 6 wird mit Hilfe einer herkömmlichen Summierschaltung 7 algebraisch vom Signal auf der Leitung 3 subtrahiert, wodurch ein abgeleitetes Flugbahnwinkelsignal (γ) auf der Leitung 8 entsteht, welches vorzugsweise im Bogenmaß angegeben ist. Ein der Änderungsgeschwindigkeit ( ) der Längsneigung entsprechendes Signal auf der Leitung 12 kann aus dem gefilterten Längsneigungssignal auf der Leitung 3 unter Verwendung einer Differzierschaltung 9 abgeleitet werden, welche das Längsneigungssignal zeitlich differenziert. Das gefilterte Anstellwinkelsignal auf der Leitung 6 wird ebenfalls einer Differenzierschaltung 13 zugeführt, die ein der tatsächlichen Anstellwinkeländerungsgeschwindigkeit entsprechendes Signal ( ) auf der Leitung 16 abgibt. Das Anstellwinkel-Änderungssignal ( ) auf der Leitung 16 wird vom Längsneigungsänderungssignal ( ) auf der Leitung 12 unter Benutzung einer herkömmlichen Summlerschaltung 17 subtrahiert und erzeugt ein Bahnneigungs- Änderungssignal ( ) auf der Leitung 18, gemessen in Radialen pro Sekunde. Das der Eigengeschwindigkeit (VT) entsprechende Signal des Luftdatenrechners 14 wird über die Leitung 19 der Differenzierschaltung 20 zugeleitet, die ein Eigengeschwindigkeits- Änderungssignal ( ) erzeugt, das in Schwerkrafteinheiten (g = 32 ft/sec/sec) auf der Leitung 23 abgibt. Dieses Eigengeschwindigkeitsänderungssignal auf der Leitung 23 und das Bahnneigungswinkelsignal auf der Leitung 8 werden in einem Multiplizierer 24 miteinander multipliziert und erzeugen ein Produktsignal auf der Leitung 25. Das Bahnneigungswinkeländerungssignal auf der Leitung 18 wird mit dem Eigengeschwindigkeitssignal VT auf der Leitung 19 in einem herkömmlichen Multiplizierer 26 multipliziert und liefert ein entsprechendes Produktsignal auf einer Leitung 27. Ein Verstärker 28 mit einem Verstärkungsgrad K&sub1; empfängt das Produktsignal auf der Leitung 27 und normalisiert dessen Wert von Knoten pro Sekunde in Schwerkrafteinheiten gemessen in "g" in Form eines normierten Signals auf der Leitung 29. Die Signale auf den Leitungen 25 und 29 werden nachfolgend in einer herkömmlichen Summlerschaltung 30 addiert. Dies ergibt gemäß den Gleichungen (1) und (5) die Vertikalbeschleunigung bezogen auf die Luftmasse in Form eines Signals auf der Leitung 31. Wie man sieht, wird das Vertikalbeschleunigungssignal zur Erzeugung eines variablen Scherwinddetektions- Schwellwerts benutzt, der immer dann auftritt, wenn die Vertikalkomponente des Scherwindes eine vorgegebene Größe überschreitet.
Mit Bezug auf Gleichung (5) zeigt sich, daß eine Vertikalbeschleunigungsmessung, welche die inertiale Beschleunigung wiedergibt, von einem Beschleunigungsmesser 15 durchgeführt werden kann, der in bezug auf die Roll- und Längsneigung des Flugzeugs korrigiert ist. Das Signal erscheint auf der Leitung 32. Dieses Beschleunigungssignal gelangt zu einem Filter 33 und wird dort von Hochfrequenzstörungen befreit, um auf der Leitung 34 ein gefiltertes Vertikalbeschleunigungssignal zu liefern. Das Beschleunigungssignal auf der Leitung 31 wird vom Vertikalbeschleunigungssignal auf der Leitung 34 unter Verwendung eines herkömmlichen algebraischen Summierers 35 subtrahiert und liefert ein Differenzsignal entsprechend der vertikalen Scherwindgeschwindigkeit hWIND auf der Leitung 36. Dieses Signal wird durch einen Verwaschungs-Filterschaltkreis 37 geleitet, der ein Vorlauf-/Verzögerungsfilter aufweisen kann und jeglichen Beschleunigungsversatz oder -vorspannung beseitigt und ein bandpaß-gefiltertes Vertikalscherwindbeschleunigungssignal auf der Leitung 38 zur Verfügung stellt. Dieses Signal gelangt zu einem Dividierer 40, dem ferner an der Klemme 39 ein Bezugssignal ΔP/W zugeführt wird. Der Leistungs-/Gewichts- Verhältnisgrenzwert ΔP/W, z. B. 0,237 für ein Flugzeug vom Typ Boeing 737-200, steht auf einer Leitung 39 und kann von einem geeigneten Digitalspeicher vorgegeben werden. Das Signal auf der Leitung 39 wird mit Hilfe einer herkömmlichen Teilerschaltung 40 durch das Signal auf der Leitung 38 dividiert und ergibt einen Wert von 0,237/hWIND auf der Leitung 41, von dem man aus der Gleichung 17 weiß, daß dieses das Signal tT ist. Da die Größe der Zeit (tT) immer positiv sein muß, wird der Wert des Signals 41 mit Hilfe eines Absolutwertbildners 42 erzeugt, der das Signal tT auf der Leitung 43 abliefert. Das Signal auf der Leitung 38 wird einem Pegeldetektor 44 zugeführt, der Signalwerte oberhalb und unterhalb eines vorgegebenen Beschleunigungspegels auf der Leitung 38 abgibt, z. B. +/- 0,02g. Werden diese Werte überschritten, so erscheint ein Signal 1 auf der Leitung 45, andernfalls führt diese Leitung 45 ein Signal 0. Das Signal auf der Leitung 45 wird einem Zeitablaufgenerator 46 zugeleitet, der bei seiner Aktivierung ein der aktuellen Dauer (tACT) des Scherwindzustandes entsprechendes Signal auf der Leitung 47 abgibt, das dann einem Summlerer 48 zugeleitet wird. Ist das Signal auf der Leitung 45 gleich 1, so wird der Zeitgeber 46 fortgeschaltet. Ist das Signal hingegen 0, so wird der Zeitgeber 46 zurückgesetzt. Die Zeit tT auf der Leitung 43 wird mit Hilfe einer herkömmlichen algebraischen Summlerschaltung 48 von der aktuellen Zeit auf der Leitung 47 subtrahiert und einer Leitung 49 zugeführt. Das Signal auf der Leitung 49 zeigt die Anwesenheit und Dauer einer einen vorgegebenen Wert überschreitenden Windscherung an.
Das Signal auf der Leitung 49 gelangt zu einem Polaritätsdetektor 50, welcher derart arbeitet, daß auf der Leitung 51 ein Signal 1 erscheint, wenn das Echtzeitsignal auf der Leitung 47 dem berechneten Zeitsignal auf der Leitung 43 gleich ist oder dieses überschreitet. Erscheint ein Signal 1 auf der Leitung 51, so wird ein Windscherungs- Anzeigesignal eingeschaltet, und führt die Leitung 51 ein Signal 0, so wird das Anzeigesignal auf 0 zurückgesetzt. Dieses Signal kann zur Aktivierung eines sichtbaren und/oder hörbaren Alarms benutzt werden oder zur Aktivierung eines Windscherungs- Leitsystems dienen, wie es beispielsweise in EP-A 0 235 964 beschreiben ist.
Fig. 4 veranschaulicht die Arbeitsweise des Detektionssystems gemäß Fig. 3. Die Größe der Windgeschwindigkeit in Schwerkrafteinheiten g ist über der Ordinate 200 aufgetragen, und die Zeitdauer in Sekunden längs der Abszisse 202. Die Linie 208 gibt die parabolische Gleichung (18) für tT wieder, d. h. die berechnete Zeit bis zur Steuerknüppel- Rüttelgeschwindigkeit. Die ungleichmäßige Linie 204 zeigt typisch das Auftreten einer Scherwindabwärtsböe, wie sie in Fig. 1 dargestellt ist. Die vertikale Linie 206 veranschaulicht einen Windscherungszustand, bei dem der dem Pegeldetektor 44 zugeführte minimale Schwellwert der Windgeschwindigkeit (z. B. 0,02g) überschritten ist. Hält die Windgeschwindigkeit 204 mit einem Wert an, der die Einstellung des Schwellwertdetektors überschreitet, so nimmt die dem Summlerer 48 zugeführte ablaufende Zeit zu. Die fortlaufend berechnete Zeit 208, welche eine Funktion der Stärke der vom Summlerpunkt 35 abgeleiteten Windgeschwindigkeit und einem für das der Windscherung ausgesetzte Flugzeug angemessenen Verhältnisses ΔP/W ist, wird mit der tatsächlich abgelaufenen Zeit im Summlerer 48 verglichen. Überschreitet die abgelaufene Zeit die berechnete Zeit, wie dies durch den Punkt B dargestellt ist, so zeigt der Polaritätsdetektor 50 die Anwesenheit einer Scherwindstörung.
Man erkennt, daß Fig. 4 die folgenden Eigenschaften des Detektorsystems demonstriert:
1. Die Anzeige einer Windstörung hängt sowohl von der Größe als auch von der Dauer der Windgeschwindigkeit ab.
2. Bei hohen Windgeschwindigkeiten ist die zulässige Zeit vor einer Anzeige relativ kurz; umgekehrt tritt bei geringen Windgeschwindigkeiten oberhalb des Ansprechpegels die Anzeige nicht für eine wesentlich längere Zeit in Erscheinung.
3. Windgeschwindigkeiten oberhalb des Ansprechpegels, bei denen die abgelaufene Zeit kleiner ist als die berechnete zulässige Zeit, führen nicht zu einer Anzeige.
4. Windgeschwindigkeiten sehr großer Stärke, wie sie durch atmosphärische Turbulenzen verursacht werden und welche nicht über längere Zeitspannen andauern, führen zu keiner Falschanzeige, wenn sie die berechnete zulässige Zeit nicht überschreiten.
Es ist folglich möglich, einen Minimal-Grenzwert der Windgeschwindigkeitsstärke einzustellen, bei dem eine Windscherungswarnung auftritt. Folglich kann man Fehlalarme aufgrund von Windübergangszuständen auf ein Minimum verringern. Durch Fortschalten einer Zeit nach Überschreiten des Schwellwerts und durch Zurücksetzen der Zeit beim Abfallen der Windgeschwindigkeitsstärke unter den Schwellwert kann die gemessene Zeit mit der nach der Gleichung (18) berechneten zulässigen Zeit verglichen werden. Das Scherwindanzeigesignal wird ausgelöst, sobald die gemessene Zeit die berechnete zulässige Zeit erreicht oder überschreitet. Somit erhält man ein Detektionssignal, welches sowohl auf die Stärke als auch auf die Dauer des Scherwindzustandes anspricht und somit in Echtzeit wirksam wird.

Claims

1. Einrichtung zum Erzeugen eines Vertikalwindscherungswarnsignals in einem Flugzeug, wobei das Warnsignal als Funktion von Zeitdauer und Größe des Scherwindzustandes und in Abhängigkeit von vertikalen oder horizontalen Beschleunigungen des Flugzeugs erzeugt wird und wobei die Einrichtung umfaßt:

a) eine Vorrichtung (14) zum Erzeugen eines der Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs entsprechenden Signals (VT);

b) eine Vorrichtung (10) zur Erzeugung eines dem Längsneigungswinkel des Flugzeugs entsprechenden Signals (R);

c) eine Vorrichtung (11) zum Erzeugen eines dem Anstellwinkel des Flugzeugs entsprechenden Signals (α);

d) eine Vorrichtung (15) zur Erzeugung eines der Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs gegenüber dem Boden entsprechenden Signals ( );

e) eine Vorrichtung (7) zum Kombinieren des Längsneigungswinkelsignals und des Anstellwinkelsignals zwecks Erzeugung eines dem Bahnneigungswinkel des Flugzeugs entsprechenden Signals (γ);

f) eine Vorrichtung (20) zur Ableitung eines der Änderungsgeschwindigkeit der Fluggeschwindigkeit gegenüber der Eigengeschwindigkeit entsprechenden Signals ( );

g) eine Vorrichtung (9) zum Ableiten eines der Längsneigungswinkeländerung entsprechenden Signals ( ) aus dem Längsneigungswinkelsignal (R);

h) eine Vorrichtung (13) zur Ableitung eines der Änderung des Anstellwinkels entsprechenden Signals ( ) aus dem Anstellwinkelsignal (α);

i) eine auf das Fluggeschwindigkeitsänderungssignal sowie das Bahnneigungswinkelsignal ansprechende Vorrichtung (24) zur Erzeugung eines Produktsignals;

j) eine auf das Längsneigungsänderungssignal ( ) sowie das Anstellwinkeländerungssignal (α) ansprechende Vorrichtung (17) zur Ableitung eines der Änderung des Bahnneigungswinkels entsprechenden Signals ( );

k) eine auf das Eigengeschwindigkeitssignal sowie das Bahnneigungswinkeländerungssignal ansprechende Vorrichtung (26) zur Erzeugung eines weiteren Produktsignals;

l) eine auf das Produktsignal sowie das weitere Produktsignal ansprechende Vorrichtung (30) zum Erzeugen eines weiteren kombinierten Signals ( ) entsprechend der Vertikalbeschleunigung in bezug auf die das Flugzeug umgebende Luftmasse;

m) eine das weitere kombinierte Vertikalbeschleunigungssignal vom Vertikalbeschleunigungssignal subtrahierende Vorrichtung (35) zur Erzeugung eines einer Vertikalkomponente der Windscherung entsprechenden Signals ( );

n) eine auf das der Vertikalkomponente der Windscherung entsprechende Signal ansprechende Vorrichtung (46) zur Erzeugung eines ersten Zeitsignals (tACT) entsprechend einer aktuellen Dauer dieses Signals beim Überschreiten eines vorgegebenen Beschleunigungswertes;

o) eine Vorrichtung (39) zur Erzeugung eines Signals ΔP/W (z. B. 0,237) entsprechend einem vorgegebenen Wert eines Flugzeugparameters in Abhängigkeit von einem Leistungs/Gewichtsverhältnis;

p) eine auf das genannte Flugzeugparametersignal und das der vertikalen Scherwindkomponente entsprechende Signal ansprechende Vorrichtung (40, 42) zum Erzeugen eines zweiten Zeitsignals (tT) entsprechend dem Quotienten dieser Signale mit einem Wert, welcher einer berechneten Zeitspanne entspricht; und

g) eine Vorrichtung (48) zum algebraischen Kombinieren der ersten und zweiten Zeitsignale, um ein algebraisches Differenzsignal zu erzeugen, welches die Detektion einer einen vorgegebenen Wert überschreitenden Vertikalkomponente einer Windscherung anzeigt.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sie ferner eine auf die Größe und Polarität des algebraischen Differenzsignals ansprechende Detektorvorrichtung (50) umfaßt zur Erzeugung eines Scherwindankündigungssignals sobald das erste Zeitsignal einen Wert von mindestens der Länge des zweiten Zeitsignals aufweist.

3. Einrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zur Ableitung eines der Fluggeschwindigkeitsänderung entsprechenden Signals einen Luftdatenrechner (14) umfaßt, welcher ein Signal entsprechend der Eigengeschwindigkeit liefert, sowie eine Vorrichtung (20) zum Differenzieren des Rechnerausgangssignals.

4. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zur Erzeugung eines dem Anstellwinkel entsprechenden Signals einen Fühler (11) zur Erzeugung eines dem Anstellwinkel des Flugzeugs entsprechenden Signals umfaßt, sowie eine Vorrichtung (13) zum Differenzieren des dem Anstellwinkel entsprechenden Signals nach der Zeit.

5. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zur Ableitung eines der Änderungsgeschwindigkeit des Bahnneigungswinkels entsprechenden Signals umfaßt:

a) einen Vertikalkreisel (10) zum Erzeugen des der Längsneigung entsprechenden Signals;

b) eine Vorrichtung (9) zum Differenzieren des Längsneigungssignals; und

c) eine Vorrichtung (17) zum Kombinieren des differenzierten Längsneigungssignals mit dem Anstellwinkelsignal.

6. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zur Erzeugung eines der Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs entsprechenden Signals einen Vertikalbeschleunigungsmesser (15) aufweist.

7. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zur Erzeugung eines weiteren kombinierten Ausgangssignals entsprechend der Vertikalbeschleunigung ferner umfaßt:

a) eine Vorrichtung (7) zum algebraischen Subtrahieren des dem Anstellwinkel des Flugzeugs entsprechenden Signals von dem dem Längsneigungswinkel des Flugzeugs entsprechenden Signal um ein Differenzsignal dieser Signale zu erzeugen;

b) einen auf dieses Differenzsignal und das Luftgeschwindigkeitsänderungssignal ansprechenden ersten Multiplizierer (24) zum Erzeugen eines ersten Produktsignals;

c) einen auf das Bahnneigungswinkel-Änderungssignal sowie das Eigengeschwindigkeitssignal ansprechenden zweiten Multiplizierer (26) zur Erzeugung eines weiteren Produktsignals; und

d) eine auf das erste Produktsignal sowie das weitere Produktsignal ansprechende Vorrichtung (30) zum Erzeugen einer algebraischen Summe dieser Signale entsprechend dem Signal, welches der Vertikalbeschleunigung in bezug auf eine Luftmasse entspricht.

8. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zur Erzeugung eines Scherwindankündigungssignals ferner umfaßt:

a) eine auf die Größe der Vertikalkomponente der Windscherung ansprechende Vorrichtung (44) zum Erzeugen eines Signals, welches einen ersten Logikzustand aufweist, sobald ein vorgegebener Wert der Größe überschritten ist, und einen zweiten Logikzustand hat, wenn die Größe nicht überschritten ist;

b) eine auf das ein Zeitintervall entsprechend einer Zustandsänderung der ersten und zweiten Logikzustände anzeigendes Logiksignal ansprechende Vorrichtung (46); und

c) eine das vorgegebene Flugzeugparametersignal sowie das der Vertikalkomponente der Windscherung entsprechendes Signal empfangende Vorrichtung (40, 42) zum Erzeugen des zweiten Zeitsignals entsprechend dem Verhältnis dieser Größen, das die Zeitspanne anzeigt, über die eine Vertikalwindgeschwindigkeit in Anwesenheit eines Windscherungszustandes überstanden werden kann.

9. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das vorgegebene Flugzeugparametersignal ein Signal entsprechend dem Leistungs/Gewichtverhältnis des Flugzeugs umfaßt.

10. Detektoreinrichtung für vertikale Scherwindstörungen zum Erzeugen eines Scherwindwarnsignals in einem Flugzeug, wobei das Warnsignal als Funktion von Zeitdauer und Größe des Scherwindzustands und in Abhängigkeit von Beschleunigungskomponenten des Flugzeugs erzeugt wird und wobei die Einrichtung umfaßt:

a) Vorrichtungen (14, 20), 7, 17) zur Erzeugung von Signalen entsprechend der Fluggeschwindigkeit, der Fluggeschwindigkeitsänderung, dem Bahnneigungswinkel und der Bahnneigungswinkeländerung;

b) eine Vorrichtung zum Erzeugen einer algebraischen Summe des Produkts aus Fluggeschwindigkeitsänderung und Bahnneigungswinkel, sowie dem Produkt aus Fluggeschwindigkeit und Bahnneigungswinkeländerung;

c) eine Vorrichtung (15) zum Erzeugen eines der Vertikalbeschleunigung gegenüber Grund entsprechenden Signals;

d) eine Vorrichtung zum Erzeugen einer algebraischen Differenz zwischen dem vertikalen Inertialbeschleunigungssignal (HGRUND) und der zuvor erwähnten algebraischen Summe, wobei die Differenz ein Signal entsprechend einer Vertikalgeschwindigkeit einer Scherwindstörung liefert;

e) einen auf das Vertikalscherwindänderungssignal entsprechenden Pegeldetektor (44) zur Erzeugung eines Ausgangssignals, sobald das Änderungssignal einen vorgegebenen Schwellwert überschreitet;

f) einen auf das Ausgangssignal ansprechenden Zeitgeber (46) zur Erzeugung eines der Dauer des Signals entsprechenden Signals;

g) eine Vorrichtung (39) zum Erzeugen eines einer Änderung eines Flugzeugleistungsparameters entsprechenden Signals, wobei der Parameter dem Leistungs/Gewichtsverhältnis des Flugzeugs proportional ist;

h) eine auf das Vertikalscherwindänderungssignal sowie das Parametersignal ansprechende Dividiervorrichtung (40) zum Dividieren des Parametersignals durch das Vertikalscherwindänderungssignal, um ein Quotientensignal dieser Signale zu erzeugen;

i) eine auf das Quotientensignal ansprechende Vorrichtung (42) zur Erzeugung eines der absoluten Größe dieses Quotientensignals entsprechenden Signals;

j) eine Vorrichtung (48) zum Kombinieren des einer Zeitdauer entsprechenden Signals mit dem der absoluten Größe des Quotienten entsprechenden Signals, um eine algebraische Differenz hiervon zu erzeugen; und

k) eine auf die algebraische Differenz zwischen dem der Dauer entsprechenden Signal und dem der absoluten Größe entsprechenden Signal ansprechende Vorrichtung (50) zum Erzeugen eines die Polarität dieser Differenz anzeigenden Signals zwecks Anzeige der Anwesenheit eines Vertikalscherwindzustandes.

11. Einrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß sie ferner eine auf das Polaritätssignal ansprechende Vorrichtung zum Einschalten einer Anzeigeeinrichtung aufweist, sobald das Signal eine vorgegebene Polarität hat.

12. Einrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung das Signal erzeugt, sobald das erste Zeitsignal einen Wert von wenigstens gleich dem zweiten Zeitsignal hat.