DE69710659T2

DE69710659T2 - Luftgeschwindigkeitsvorhersagefilter

Info

Publication number: DE69710659T2
Application number: DE69710659T
Authority: DE
Inventors: Andrew W. Houck; Melville D.W. Mcintyre
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1996-08-30
Filing date: 1997-07-17
Publication date: 2002-11-28
Anticipated expiration: 2017-07-18
Also published as: EP0827055B1; EP0827055A1; DE69710659D1; US5689251A

Description

Gebiet der Erfindung

Die vorliegende Erfindung betrifft ein verbessertes System zum Anzeigen bzw. Darstellen der Eigengeschwindigkeit eines Flugzeugs an einen Piloten.

Hintergrund der Erfindung

Für moderne kommerzielle Flugzeuge ist es wichtig, dass der Pilot eine genaue Anzeige der Eigengeschwindigkeit hat, insbesondere während des Startrollens. Bei einer spezifischen vorbestimmten Eigengeschwindigkeit muss der Pilot eine "Gehen, Nicht-Gehen"-Entscheidung treffen. Diese Geschwindigkeit wird als die Abhebe- bzw. Startentscheidungsgeschwindigkeit oder V1 bezeichnet. Sie wird basierend auf dem Flugzeuggewicht, der Schubeinstellung, der Startbahnlänge und Neigung, Höhe, Klappeneinstellung sowie anderer Faktoren, welche die Fähigkeit beeinflussen, ein Flugzeug sicher zu stoppen, bevor es das Ende der Startbahn erreicht, berechnet.
Die in dem Flughandbuch des Flugzeugs abgedruckten V1-Berechnungen gehen von der Annahme aus, dass die dem Piloten angezeigte gegenwärtige Eigengeschwindigkeit genau und keiner Zeitverzögerung unterworfen ist. Wenn die angezeigte Eigengeschwindigkeit hinter der aktuellen Eigengeschwindigkeit zurückbleibt, erfordert es eine längere Strecke, das Flugzeug aus der erkannten V1-Geschwindigkeit heraus zu stoppen. Um die Nutzlast zu maximieren, ist die Genauigkeit und zeitliche Koordinierung der Eigengeschwindigkeitsanzeige entscheidend. Andernfalls wird die Sicherheit einen "Leistungsfähigkeitsabzug" in Form von verminderter Nutzlast diktieren, um eine sichere Startabbrechungsentscheidung bei V1 sicherzustellen.
In älteren kommerziellen Flugzeugen wurde die Eigengeschwindigkeit auf mechanischen Rundskala-Instrumenten angezeigt. Eine Druckabfühlmembrane trieb eine sich drehende Nadel durch Verbindungsstangen und Präzisionszahnräder an. Die mechanische Trägheit der sich bewegenden Teile führte eine Glättungswirkung ein, und demgemäß würde die Nadel in turbulenten Luftzuständen kein bemerkbares Zittern aufweisen. Diese Glättungswirkung führte eine kleine Zeitverzögerung in die angezeigte Eigengeschwindigkeit ein, typischerweise einige Zehntel einer Sekunde, aber weil die Verzögerung klein war (oder richtiger, weil keiner ihre Wirkung bemerkte), wurde sie vernachlässigt, als die V1-Geschwindigkeiten berechnet wurden. In modernen Flugzeugen werden andererseits Festkörperdrucksensoren dazu benutzt, die Eigengeschwindigkeit für die Darstellung auf großen elektronischen Displays zu berechnen. Sie stellen die Eigengeschwindigkeit in einem Vertikalbandformat dar. Eine Charakteristik dieses Formats besteht darin, dass die Eigengeschwindigkeit mit einer viel feineren Auflösung angezeigt wird, als das auf den alten Rundskalainstrumenten geschah. Infolgedessen ist viel mehr Glättung erforderlich, um ein zu beanstandendes Zittern zu vermeiden. Die Glättung wird in Software unter Verwendung eines Digitalfilters ausgeführt.
Die Fig. 1 veranschaulicht ein Blockdiagramm eines modernen Luftfahrtelektronikdisplays, das einen Eigengeschwindigkeitssensor 10 hat, welcher einen digitalen Datenstrom x(n) am Ausgang liefert. Der Luftdatencomputer 12 beinhaltet ein Digitalfilter 14 der in Fig. 2 gezeigten Art, um die Daten genügend zu glätten, so dass inakzeptables Zittern nicht auftritt. Die Filtergleichung ist wie folgt:
y(n) = b·x(n) + a·y(n-1) (1)
Spezieller ist es so, dass die geglättete Eigengeschwindigkeitsanzeige y(n) für jeden Abfrage- bzw. Momentwert n durch Multiplizieren des hereinkommenden Abfrage- bzw. Momentwerts x(n) mit einer Konstanten b und Hinzufügen des Produkts zu einer Konstanten a, multipliziert durch die für einen vorhergehenden Abfrage- bzw. Momentwert y(n-1) erhaltene Anzeige erhalten wird. Die Summe der Konstanten b und a sollte 1 sein. Je höher der Wert von b ist, umso reaktiver ist das Filter auf den augenblicklichen Abfrage- bzw. Momentwert, aber umso weniger ist das Filter zum Entfernen von Zittern wirksam. In einer repräsentativen Ausführungsform bei einer Iterationsrate von 20 Hz sind b = 0,05 und a = 0,95. Demgemäß ist die y(n)-Ausgangsgröße die Summe von 5% des gegenwärtigen Abfrage- bzw. Momentwerts und von 95% des vorhergehenden Werts.
Die durch das Filter eingeführte Zeitverzögerung kann, wenn sie sich zu anderen berechnungsmäßigen Verzögerungen in dem System addiert, gut mehr als eine Sekunde betragen, was zuviel ist, um ignoriert zu werden. Die zusätzliche Strecke, die erforderlich ist, um das Flugzeug aus der angezeigten V1- Geschwindigkeit heraus zu stoppen, kann soviel wie 400 Fuß mehr sein als die Strecke, die von der aktuellen V1-Geschwindigkeit heraus erforderlich ist. Hersteller von kommerziellen Flugzeugen haben erst kürzlich die Auswirkungen bemerkt, die diese Verzögerung auf die Startleistungsfähigkeit hat, und es müssen Maßnahmen unternommen werden, entweder die Verzögerung zu entfernen oder signifikante Leistungsfähigkeitsabzüge zu machen.

Abriss der Erfindung

Die vorliegende Erfindung stellt ein verbessertes System zum Anzeigen bzw. Darstellen der Eigengeschwindigkeit an einen Piloten eines kommerziellen Flugzeugs zur Verfügung, das ein rechnergestütztes elektronisches Displaysystem hat. In der bevorzugten Ausführungsform fragt ein rekursives Eingangsfilter zweiter Ordnung bzw. ein Eingangsfilter zweiter Ordnung mit Signalrückführung (IIR-Filter) den von einem Luftdatencomputer ankommenden Eigengeschwindigkeitsdatenstrom (x(n)) ab. Die resultierenden geglätteten Eigengeschwindigkeitsdaten (y(n)) werden dann mit einem Korrekturfaktor kombiniert, um die aktuelle Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs in dem Augenblick vorauszusagen, in dem sie dem Piloten angezeigt wird. Vorzugsweise wird der Korrekturfaktor allein aus der Änderungsrate der gefilterten Eigengeschwindigkeit bestimmt. Spezieller wird der Korrekturfaktor durch Berechnen der mittleren Änderungsrate der Eigengeschwindigkeit während eines festen Zeitintervalls (eines sich bewegenden Zeitfensters) vor der gegenwärtigen Zeit bestimmt. Diese mittlere Änderungsrate wird mit der Gesamtzeitverzögerung in dem ursprünglichen Eigengeschwindigkeitssignal multipliziert und dann zu jenem Signal hinzugefügt, um es auf die gegenwärtige Zeit nach vorwärts zu projizieren. Demgemäß wird die Wirkung der Zeitverzögerung genau kompensiert. Das Ergebnis ist eine akzeptabel geglättete Anzeige der Eigengeschwindigkeit, welche in einem viel engeren Verhältnis zu der aktuellen Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs steht. Als eine Vorsichtsmaßnahme können eine obere und untere Grenze für den Korrekturfaktor, entsprechend der für das Flugzeug zu erwartenden maximalen Beschleunigung und Verzögerung, festgesetzt werden.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Die vorstehenden Aspekte und viele der begleitenden Vorteile dieser Erfindung werden leichter erkennbar, wenn dieselbe besser durch Bezugnahme auf die folgende detaillierte Beschreibung verstanden wird, wenn diese in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen genommen wird, worin:
Fig. 1 ein Blockdiagramm eines modernen Eigengeschwindigkeitsanzeigesystems, das Computerluftfahrtelektronik verwendet, ist;
Fig. 2 ein Diagramm eines Filters ist, welches in einem Luftfahrtelektroniksystem des Standes der Technik verwendet wird;
Fig. 3 ein Diagramm eines Eigengeschwindigkeitsvorhersagefilters gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
Fig. 4 eine Kurvendarstellung ist, welche die aktuelle Eigengeschwindigkeit während eines Startrollens, die Eigengeschwindigkeit, wie sie mittels eines typischen computergestützten elektronischen Displaysystems angezeigt wird, und die Eigengeschwindigkeit, wie sie durch ein System angezeigt wird, das ein Eigengeschwindigkeitsvorhersagefilter gemäß der vorliegenden Erfindung benutzt, veranschaulicht;
Fig. 5 ein Blockdiagramm des bevorzugten Eigengeschwindigkeitsvorhersagefilters gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
Fig. 6 ein Blockdiagramm einer anderen Ausführungsform eines Eigengeschwindigkeitsvorhersagefilters gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
Fig. 7 ein Blockdiagramm eines weiteren Eigengeschwindigkeitsvorhersagefilters gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
Fig. 8 ein Blockdiagramm einer noch anderen Ausführungsform eines Eigengeschwindigkeitsvorhersagefilters gemäß der vorliegenden Erfindung ist; und
Fig. 9 ein Blockdiagramm einer immer noch anderen Ausführungsform eines Eigengeschwindigkeitsvorhersagefilters gemäß der vorliegenden Erfindung ist.

Detaillierte Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform

Die vorliegende Erfindung stellt ein verbessertes System zum Anzeigen der Eigengeschwindigkeit an einen Piloten zur Verfügung. Spezieller zieht die vorliegende Erfindung die bekannte Verzögerung in Betracht, die durch ein computergestütztes elektronisches Displaysystem eingeführt wird und "sagt" die aktuelle Eigengeschwindigkeit in dem Augenblick der Anzeige an den Piloten "voraus".
Die erste Komponente des Filters 20 gemäß der vorliegenden Erfindung ist ein rekursives Eingangsfilter zweiter Ordnung bzw. ein Eingangsfilter zweiter Ordnung mit Signalrückführung 22, für welches die Filtergleichung wie folgt ist:
y(n) = b&sub0;·x(n) + b&sub1;·x(n-1) + b&sub2;·x(n-2) + a&sub1;·y(n-1) + a&sub2;·y(n-2) (2)
Die Ausgangsgröße y(n) wird hier als die "berechnete Eigengeschwindigkeit" bezeichnet. Sie wird durch Multiplizieren des von dem Luftdatencomputer abgefragten gegenwärtigen Abfragewerts x(n) mit einer Konstanten b&sub0; und Hinzufügen des Produkts zu den folgenden vier anderen Faktoren erhalten: dem vorhergehenden Abfragewert x(n-1) mal einer Konstanten b&sub1;; dem nächstfrüheren Abfragewert x(n-2) mal einer Konstanten b&sub2;; der berechneten Eigengeschwindigkeit, die für den vorhergehenden Abfragewert y(n-1) bestimmt worden ist, mal einer Konstanten a&sub1;; und der berechneten Eigengeschwindigkeit für den nächstfrüheren Abfragewert y(n-2) mal einer Konstanten a&sub2;. Die Konstanten b&sub0;, b&sub1;, b&sub2;, a&sub1; und a&sub2; werden so gewählt, dass die gewünschte Glättung der Filterausgangsgröße im Vergleich zu den Eingangsabfragewerten x(n) erhalten wird. Diese Werte können auch durch die Filterabfragerate beeinflusst werden, welche in der bevorzugten Ausführungsform 20 Hz ist, aber eine Abfragerate von 15 Hz oder höher würde akzeptabel sein. Bei einer Abfragerate von 20 Hz sind die bevorzugten Filterkoeffizienten wie folgt:
b&sub0; = 0,0126
b&sub1; = 0,0253
b&sub2; = 0,0126
a&sub1; = 1,6200
a&sub2; = -0,6705
Diese Werte führen zu einer digitalen Implementierung eines Butterworth-Filters zweiter Ordnung bzw. eines Potenzfilters zweiter Ordnung. Durch Benutzung eines IIR-Filters zweiter Ordnung kann, verglichen mit den vorher verwendeten Filtern, der gleiche Grad des Glättens des Eigengeschwindigkeitsdatenstroms von dem Luftdatencomputer mit geringerer Verarbeitungsverzögerung erhalten werden. In Tests, die für das Flugzeug Boeing 777-200 ausgeführt wurden, wurde gefunden, dass die Gesamtverarbeitungsverzögerung von der Sonde bis zum Cockpitdisplay von mehr als einer Sekunde auf etwa 0,7 Sekunden durch Wechsel von dem Filter des Standes der Technik zu einem IIR-Filter zweiter Ordnung der oben beschriebenen Art reduziert werden konnte.
Nichtsdestoweniger ist eine Verzögerung in der Verarbeitungszeit von 0,7 Sekunden hoch nicht insignifikant während des Startrollens des Flugzeugs. Infolgedessen wird gemäß der vorliegenden Erfindung ein Korrekturfaktor zu der berechneten Eigengeschwindigkeit y(n) hinzugefügt, um den angezeigten Eigengeschwindigkeitswert y'(n) zu erhalten. Im allgemeinen wird der Korrekturfaktor durch Abschätzen der Änderungsrate der berechneten Eigengeschwindigkeit y(n) über eine vorbestimmte Zeitdauer und Multiplizieren der Änderungsrate durch die bekannte Verzögerung erhalten. In der gegenwärtigen bevorzugten Ausführungsform wird die Änderungsrate für eine 2- Sekunden-Periode abgeschätzt (ein Bereich von 1 Sekunde bis 5 Sekunden oder mehr sollte akzeptable Ergebnisse vorsehen). Demgemäß ist es so, dass k in dem Kästen 24 der Fig. 3 die Größe von 40 hat, weil bei einer Abfragerate von 20 Hz eine 40-Abfragewerte-Verzögerung gleich 2 Sekunden sein wird. Die berechnete Eigengeschwindigkeit für den 40. vorhergehenden Abfragewert y(n-40) wird von der gegenwärtigen berechneten Eigengeschwindigkeit y(n) abgezogen. Dieser Wert wird mit dem Wert K multipliziert, der aus der folgenden Gleichung bestimmt wird:
K = r/2,0 (3)
worin r die bekannte Verarbeitungsverzögerung ist. Der Nenner stellt die Zeitdauer dar, über welche die Änderungsrate gemessen wird. In der gegenwärtigen Ausführungsform ist die bekannte Verarbeitungsverzögerung 0,7 Sekunden. Etwas von dieser Verzögerung tritt in dem Luftdatencomputer selbst auf, und etwas hiervon tritt "stromabwärts" in dem Displaycomputer 16 auf. Die Wirkung der vorliegenden Erfindung besteht darin, zu der berechneten Eigengeschwindigkeit y(n) einen Betrag hinzuzufügen, der auf der vorigen Beschleunigung basiert. In der bevorzugten Ausführungsfomr wird die lineare Änderungsrate über die vorhergehende 2-Sekunden-Periode unter Verwendung von nur dem gegenwärtigen Wert y(n) und dem zwei Sekunden früher berechneten Wert y(n-40) angenommen. Berechnete Werte können in einem kontinuierlich aktualisierten Puffer gespeichert werden. Bei jener Änderungsrate wird der Korrekturfaktor für die bekannte Gesamtverarbeitungsverzögerung, 0,7 Sekunden in der veranschaulichten Ausführungsform, berechnet. Wie in dem Kästchen 26 in Fig. 3 dargestellt ist, ist der Maximalwert des Korrekturfaktors beschränkt. In der bevorzugten Ausführungsform kann der Korrekturfaktor nicht mehr als + 10 Knoten sein, weil dieses die maximal mögliche Korrektur während des Normalbetriebs des Flugzeugs darstellt.
Die Fig. 4 veranschaulicht die Ergebnisse des aktuellen Testens des bevorzugten Filters gemäß der vorliegenden Erfindung für das Startrollen eines Flugzeugs Boeing 777-200. Die Linie 30 veranschaulicht die aktuelle Eigengeschwindigkeit, wie sie durch den Datenstrom x(n) aus dem Luftdatencomputer angegeben bzw. angezeigt wird. Für die gegenwärtigen Displays sind die schnellen Fluktuationen ("Zittern") inakzeptabel und müssen geglättet werden. Die Linie 32 repräsentiert die verzögerte, geglättete Eigengeschwindigkeit, die durch Verwendung eines Filters der in Fig. 2 gezeigten Art erreicht wird. Die Linie 32 ist nicht nur glatter, sondern sie ist relativ zur Linie 30 wegen der Verarbeitungsverzögerung nach rechts verschoben.
Die Linie 34 zeigt die Ausgangsgröße des Eigengeschwindigkeitsvorhersagefilters gemäß der vorliegenden Erfindung. Die enge Korrespondenz zur aktuellen Eigengeschwindigkeit, jedoch mit der erforderlichen Glättung, ist ersichtlich. Kein "Leistungsfähigkeitsabzug" ist für den sicheren Betrieb des Flugzeugs erforderlich.
Ein Vorteil der bevorzugten Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass existierende computergestützte Luftfahrtelektroniken durch Softwareänderungen aktualisiert werden können, und solche Softwareänderungen beeinflussen nur die Eigengeschwindigkeitssignalverarbeitung und erfordern es nicht, dass andere Flugparameter bei der Änderung benutzt werden müssen. Andere mögliche Ausführungsformen mögen andere Flugparameter beinhalten, wie Geschwindigkeit über Grund oder Vorwärtsbeschleunigung. Zum Beispiel liefert in der Boeing 777-200 die existierende Air Data Inertial Reference Unit (ADIRU) (Luftdatenträgheitsbezugseinheit) eine Ausgangsgröße sowohl von der Geschwindigkeit über Grund als auch der Longitudinalbeschleunigung, die in anderen Aspekten der Luftfahrtelektroniksysteme benutzt werden. Entweder die Beschleunigungsausgangsgröße oder die Ausgangsgröße der Geschwindigkeit über Grund könnte dazu benutzt werden, den Korrekturfaktor zu berechnen.
Spezieller ist Fig. 5 eine andere Verkörperung der bevorzugten Ausführungsform, wo die hereinkommenden Eigengeschwindigkeitsdaten x(n) gefiltert werden (Block 40). Die gefilterten Daten y(n) = VCAS werden dazu benutzt, den Korrekturfaktor ΔVCAS durch Messen der Änderungsrate über eine vorhergehende Periode (Blöcke 42 und 44) und Multiplizieren mit der bekannten Verzögerung Δt (Block 46) zu berechnen. In der in Fig. 6 gezeigten Ausführungsform wird der Korrekturfaktor ΔVCAS in einer gleichartigen bzw. ähnlichen Art und Weise basierend auf dem hereinkommenden Signal VGND der Geschwindigkeit über Grund berechnet. Wiederum wird die Änderungsrate über eine vorhergehende Periode (Blöcke 52 und 54) gemessen und mit der bekannten Verzögerung (Block 56) multipliziert. In der in Fig. 7 gezeigten Ausführungsform wird der Korrekturfaktor ΔVCAS aus den Beschleunigungsdaten a(n) über eine vorhergehende Periode (Block 60) berechnet und mit der bekannten Verzögerung Δt (Block 62) multipliziert, dann zu dem gefilterten Eigengeschwindigkeitssignal addiert.
Jedoch würde in den Ausführungsformen der Fig. 6 und 7 eine kritische Variable dazu benutzt, eine andere zu berechnen, so dass die Genauigkeit der angezeigten Eigengeschwindigkeit notwendigerweise auf zwei kritischen Variablen anstatt auf einer beruhen würde. Außerdem könnte die Benutzung der Beschleunigung oder der Geschwindigkeit über Grund zum Berechnen des Korrekturfaktors Fehler in dem Fall von Windscherung in der Form eines plötzlichen Rücken- bzw. Schiebewinds verursachen. In jenem Fall würde die Geschwindigkeit über Grund zunehmen, während die Eigengeschwindigkeit aktuell abnimmt, und dem Piloten könnte eine weniger genaue Anzeige gegeben werden. In Systemen des Standes der Technik ist die gleiche Verzögerung für eine Windscherungssituation vorhanden, wie für die üblichere, im wesentlichen konstante Beschleunigung vorhanden ist. Durch Verwendung der vorliegenden Erfindung wird eine reduzierte Eigengeschwindigkeit prompt nach einem kurzen "Überschießen" angezeigt.
Eine andere Möglichkeit, die in Fig. 8 dargestellt ist, besteht darin, den Korrekturfaktor (Block 60) zu berechnen und ihn vor dem Filtern zu den Eigengeschwindigkeitsdaten x(n) zu addieren. Wiederum kann der Korrekturfaktor durch Berechnen der Änderungsrate über eine vorhergehende Periode berechnet und mit der bekannten Verzögerung multipliziert werden. Der Korrekturfaktor wird dann zu dem Eigengeschwindigkeitdatenstrom x(n) vor dem Filtern der Daten zum Entfernen der Hochfrequenzkomponente zugeführt, was ein akzeptables Anzeigezittern verursachen würde. Die Ausführungsform der Fig. 3 wird gegenüber der in Fig. 8 gezeigten Methode bevorzugt, weil angenommen wird, dass die genaueste Anzeige erhalten wird, wenn die Hochfrequenzkomponente der hereinkommenden Daten x(n) vor dem Berechnen der Änderungsrate entfernt wird (d. h. die Daten geglättet werden).
Infolgedessen umfassen die Vorteile der bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung die folgenden:
1. Das System korrigiert vollständig den angezeigten Eigengeschwindigkeitsfehler aufgrund der bekannten Verzögerung von der Sonde bis zur Sichtwiedergabe;
2. das System benutzt nur den gegenwärtigen kalibrierten Eigengeschwindigkeitsparameter, was vorteilhaft für die Aufrechterhaltung der Systemintegrität, die Verminderung der Ausführungskosten und das Sicherstellen, dass zusätzliche Eigengeschwindigkeitsfehler nicht von einer anderen Quelle eingeführt werden, ist;
3. das System ist nicht nur genau, sondern die Ausgangsgröße ist genügend gefiltert, um zitterfrei und leicht lesbar zu sein, wenn sie dem Piloten angezeigt wird; und
4. das System erfordert nur Softwareänderungen, die auf allen kommerziellen Flugzeugen mit Eigengeschwindigkeitsfehlern dieser Art ausgeführt und nachgerüstet werden kann.
Eine andere Variation ist in Fig. 9 abgebildet. Diese Ausführungsform benutzt eine lineare komplementäre Filterimplementation. Das Eigengeschwindigkeitssignal x(n) aus dem Luftdatencomputer wird durch ein Tiefpassfilter 70 erster Ordnung hindurchgeführt, welches die gleiche digitale Ausführung haben mag, wie sie mit Bezug auf Fig. 2 beschrieben ist. Das Filter entfernt das unerwünschte Hochfrequenzzittern aus der Eigengeschwindigkeit. Um das geglättete (und verzögerte) Signal zu vervollständigen, wird die aus dem Eigengeschwindigkeitssignal entfernte Hochfrequenzkomponente durch eine Trägheitsvorwärtsbeschleunigung, multipliziert mit der Filterzeitkonstanten τ, ersetzt. Die Beschleunigung führt, weil sie trägheitsbasiert ist, kein Luftturbulenzrauschen (Zittern) wieder ein, sondern stellt die Hochfrequenzinformation wieder her und eliminiert die Zeitverzögerung.
Obwohl die bevorzugte Ausführungsform der Erfindung veranschaulicht und beschrieben worden ist, ist es ersichtlich, dass darin verschiedene Änderungen ausgeführt werden können, ohne den Geist und Bereich der Erfindung zu verlassen.

Claims

1. Verfahren zum Anzeigen bzw. Darstellen der Eigengeschwindigkeit eines Flugzeugs an einen Piloten, welches Verfahren folgendes umfasst:

Messen der Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs;

Erzeugen eines Datenstroms, der für die gemessene Eigengeschwindigkeit bezeichnend ist; und

Verwenden des Datenstroms zum Steuern bzw. Regeln eines Cockpitdisplays der Eigengeschwindigkeit, worin eine Verzögerung zwischen der Messung und der Cockpitanzeige bzw. -darstellung der Eigengeschwindigkeit auftritt;

dadurch gekennzeichnet, dass es folgendes umfasst:

Berechnen eines Korrekturfaktors, der eine vorhergesagte Änderung in der Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs während der Verzögerung angibt;

Kombinieren des Korrekturfaktors mit dem Datenstrom der gemessenen Eigengeschwindigkeit zum Erhalten eines Signals der vorhergesagten Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs zur Zeit der Anzeige bzw. Darstellung; und

Verwenden des kombinierten Signals zum Anzeigen bzw. Darstellen der vorhergesagten Eigengeschwindigkeit an den Piloten.

2. Verfahren nach Anspruch 1, welches außerdem den Schritt des Filterns des für die gemessene Eigengeschwindigkeit bezeichnenden Datenstroms vor dem Kombinieren des Datenstroms mit dem Korrekturfaktor umfasst.

3. Verfahren nach Anspruch 1, welches außerdem den Schritt des Filterns des für die gemessene Eigengeschwindigkeit bezeichnenden Datenstroms mit einem rekursiven Eingangsfilter zweiter Ordnung bzw. einem Eingangsfilter zweiter Ordnung mit Signalrückführung bzw. einem Filter zweiter Ordnung mit unbegrenztem Ansprechen auf den Eingang vor dem Kombinieren des Datenstroms mit dem Korrekturfaktor umfasst.

4. Verfahren nach Anspruch 1, welches außerdem den Schritt des Berechnens des Korrekturfaktors allein basierend auf der Änderungsrate der gemessenen Eigengeschwindigkeit, wie sie durch den Datenstrom angegeben wird, umfasst.

5. Verfahren nach Anspruch 1, welches außerdem den Schritt des Berechnens des Korrekturfaktors basierend auf einer Messung der Beschleunigung des Flugzeugs umfasst.

6. Verfahren nach Anspruch 1, welches außerdem den Schritt des Berechnens des Korrekturfaktors basierend auf der Messung der Geschwindigkeit des Flugzeugs über Grund umfasst.

7. Verfahren nach Anspruch 1, welches außerdem den Schritt des Berechnens des Korrekturfaktors basierend allein auf einer Messung der Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs umfasst.

8. Verfahren nach Anspruch 7, welches außerdem den Schritt des Berechnens des Korrekturfaktors durch Vergleichen der gemessenen Eigengeschwindigkeit in einem Augenblick mit der gemessenen Eigengeschwindigkeit ein vorbestimmtes Intervall früher, des Berechnens der mittleren Änderungsrate der gemessenen Eigengeschwindigkeit während jenes Intervalls und des Multiplizierens der berechneten mittleren Änderungsrate durch die Verzögerung, derart, dass der Korrekturfaktor die vorhergesagte Änderung in der Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs angibt, umfasst.

9. Verfahren des Anzeigens bzw. Darstellens der Eigengeschwindigkeit eines Flugzeugs an einen Piloten, welches Verfahren das Messen der Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs, das Erzeugen eines für die gemessene Eigengeschwindigkeit bezeichnenden Datenstroms und die Benutzung des Datenstroms zur Steuerung bzw. Regelung eines Cockpitdisplays der Eigengeschwindigkeit umfasst, worin eine Verzögerung zwischen der Messung und der Cockpitanzeige bzw. -darstellung der Eigengeschwindigkeit auftritt, dadurch gekennzeichnet, dass es folgendes umfasst: Filtern des Datenstroms durch ein rekursives Eingangsfilter zweiter Ordnung bzw. durch ein Eingangsfilter zweiter Ordnung mit Signalrückführung bzw. durch ein Filter zweiter Ordnung mit unbegrenztem Ansprechen auf den Eingang, Berechnen der Änderungsrate der Eigengeschwindigkeit, wie sie durch den gefilterten Datenstrom angegeben wird, über ein vorbestimmtes Intervall, Multiplizieren der berechneten Änderungsrate mit der Verzögerung zum Erhalten einer Vorhersage der Änderung in der Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs zwischen der Zeit der Messung der Eigengeschwindigkeit und der Cockpitanzeige bzw. -darstellung, Kombinieren der vorhergesagten Änderung mit dem Datenstrom der gemessenen Eigengeschwindigkeit und Verwenden des kombinierten Datenstroms und der vorhergesagten Änderung zur Anzeige bzw. Darstellung der vorhergesagten Eigengeschwindigkeit an den Piloten.