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Die
vorliegende Erfindung betrifft eine Steuerungsanzeige zum Steuern
eines Luftfahrzeugs im Bodenfolgeflug.
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Eine
derartige Steuerungsanzeige ist spezifischer für ein Flugzeug geeignet, insbesondere
ein militärisches
Transportflugzeug, das ein niedriges Schub-Gewichtsverhältnis und
eine große
Trägheit
aufweist und dessen Manövrierzeiten
verhältnismäßig langsam
sind.
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Ganz
besonders, wenn auch nicht ausschließlich, betrifft die vorliegende
Erfindung einen Flug in niedriger Höhe. Unter "Flug in niedriger Höhe" versteht man den Flug entlang einer
Flugbahn (in niedriger Höhe), die
es einem Flugzeug ermöglicht,
dem überflogenen
Gelände
möglichst
nahe zu folgen, um insbesondere zu vermeiden, geortet zu werden.
Eine derartige Flugbahn in niedriger Höhe liegt daher in einer vorgegebenen Geländehöhe, beispielsweise
500 Fuß (oder
150 Meter).
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Ein
Flug in niedriger Höhe
setzt daher voraus, dass man in Tälern so tief wie möglich fliegt,
um von einer effektiven Abschirmung durch das umgebende Relief zu
profitieren und dass man gleichzeitig selbstverständlich immer
noch in der Lage ist, die höchsten
Gebirgskämme
zu überfliegen,
die vor dem Flugzeug erscheinen. Wenn das Flugzeug von dem Piloten
manuell gesteuert wird, das heißt
ohne eingeschalteten Autopiloten oder eingeschaltete Flugleitanlage,
trägt der
Pilot die ganze Last der Flugsteuerung in niedriger Höhe.
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In
einer derartigen Situation verfügt
der Pilot im Allgemeinen ausschließlich über ein Bodenkollisionsvermeidungssystem
des Typs GCAS (Englisch: "Ground
Collision Avoidance System"),
um eine Kollision mit dem Boden zu vermeiden. Wenn ein Manöver es nicht
zulässt,
das Gelände
vor dem Flugzeug unter Beibehaltung definierter Flugbedingungen
zu überfliegen,
liefert dieses übliche
System ein Warnsignal. Dieses System verwendet theoretische Steigmodelle,
die durch ein nominales, das heißt nicht beeinträchtigtes
Flugzeug festgelegt werden. Wenn das Flugzeug Schäden erlitten
hat, die seine Steigfähigkeiten
beeinträchtigen,
liefert das System folglich Informationen, die bezogen auf die aktuelle
Situation fehlerhaft sind. Dieses bekannte System liefert daher
keine Angabe über
die tatsächlichen
maximalen Steigleistungen des Flugzeugs.
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Daher
verfügt
der Pilot über
keine spezifischen und genauen (auf dem aktuellen Zustand des Flugzeugs
basierenden) Informationen bezüglich
der maximalen Leistungsfähigkeit
des Flugzeugs zum Überfliegen
eines in Flugrichtung liegenden Gebirgskamms. Bekanntlich würde aber
die Kenntnis der maximalen Steigfähigkeit des Flugzeugs dem Piloten
die Möglichkeit
geben, in Tälern
so tief wie möglich
herunterzugehen, bis zu der Grenze, von der er noch wieder aufsteigen
und den vor ihm liegenden Gebirgskamm überwinden kann, wodurch die
Abschirmung des Flugzeugs durch das Gelände erhöht würde.
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Durch
das Dokument
US-6 262 674 ist
im Übrigen
eine Steuerungsanzeige bekannt, die geeignet ist, auf einem Anzeigebildschirm
ein Schubpotential der Motoren darzustellen. Diese Steuerungsanzeige
umfasst:
- – eine
Gruppe von Informationsquellen
- – eine
Recheneinheit, die mit der Gruppe von Informationsquellen verbunden
ist und die aus Informationen, die von der Gruppe von Informationsquellen
bereitgestellt werden, mindestens eine maximale Gesamtsteigung des
Flugzeugs bestimmt, die dem an den Motoren verfügbaren Maximalschub entspricht
und
- – eine
Anzeigeeinrichtung, beispielsweise des in Kopfhöhe angebrachten Typs, die einen
mit der Recheneinheit verbundenen Anzeigebildschirm umfasst und
die auf dem Anzeigebildschirm mindestens ein Anzeigemittel aufweist,
welches die maximale Gesamtsteigung anzeigt.
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Gegenstand
der vorliegenden Erfindung ist eine Steuerungsanzeige für Flugzeuge,
die es ermöglicht, die
oben genannten Nachteile zu beheben.
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Die
Steuerungsanzeige des Typs umfassend:
- – eine Gruppe
von Informationsquellen
- – eine
Recheneinheit, die mit der Gruppe von Informationsquellen verbunden
ist und die aus Informationen, die von der Gruppe von Informationsquellen
bereitgestellt werden, mindestens eine maximale Gesamtsteigung des
Flugzeugs bestimmt, die dem an den Motoren verfügbaren Maximalschub entspricht
und die aus der Messung der aktuellen Leistung des Flugzeugs ermittelt
wird und
- – eine
Anzeigeeinrichtung in Kopfhöhe,
die mit der Recheneinheit verbunden ist, die einen Anzeigebildschirm
umfasst, und die auf dem Anzeigebildschirm mindestens ein Anzeigemittel
darstellt, welches die maximale Gesamtsteigung anzeigt,
zeichnet
sich zu diesem Zweck gemäß der Erfindung
dadurch aus, dass die
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Anzeigeeinrichtung
in Kopfhöhe
das Anzeigemittel auf dem Anzeigebildschirm so darstellt, dass es dem
Relief des Geländes,
das vor dem Flugzeug existiert und auf dem Anzeigebildschirm durch
Einblendung sichtbar ist, so zugeordnet ist, dass, wenn das Anzeigemittel
oberhalb des sichtbaren Reliefs angeordnet ist, angezeigt werden
kann, dass das Flugzeug das Relief des Geländes überfliegen kann, wenn es gemäß der maximalen
Gesamtsteigung fliegt.
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Vorteilhafterweise
liefert die Gruppe von Informationsquellen der Recheneinheit mindestens
einige der folgenden Informationen: den aktuellen kinetischen Zustand,
den aktuellen Atmosphärenzustand,
die aktuelle Höhe
und eine aerodynamische Polare des Flugzeugs.
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In
einer bevorzugten Ausführungsform
bestimmt die Recheneinheit die maximale Gesamtsteigung als die Steigung,
die das Flugzeug hätte,
wenn es mit einer optimalen Steiggeschwindigkeit fliegen würde (mit
dem maximal an den Motoren verfügbaren
Schub), die das Erreichen des größten Steigwinkels
ermöglicht,
und das diese maximale Gesamtsteigung anzeigende Anzeigemittel ist
dem eingeblendet auf dem Anzeigebildschirm sichtbaren Relief des
Geländes
zugeordnet und ermöglicht
es, anzuzeigen, ob das Flugzeug das Relief des Geländes überfliegen
kann, wenn es mit der optimalen Geschwindigkeit (mit bester Steigung)
fliegt.
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Folglich
verfügt
der Pilot dank der Erfindung über
eine Information bezüglich
der maximalen Gesamtsteigung, mit der das Flugzeug fliegen kann,
wenn er seine Geschwindigkeit an die optimale Geschwindigkeit anpasst
(im Allgemeinen, wenn er sie reduziert). Im Unterschied zu dem oben
genannten Bodenkollisionsvermeidungssystem bestimmt die erfindungsgemäße Steuerungsanzeige
die bestmögliche
Steigfähigkeit
bei der optimalen Geschwindigkeit aus der Messung des aktuellen
Zustands des Flugzeugs. Auf diese Weise hat der Pilot Kenntnis von
den tatsächlichen
Maximalleistungen des Flugzeugs bezüglich des Steigwinkels und
folglich von Informationen über
die beste Fähigkeit
des Flugzeugs zum Überfliegen
des Reliefs (Gebirgskämme
etc.) des umgebenden Geländes.
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Alternativ
kann die Recheneinheit die maximale Gesamtsteigung als die Steigung
bestimmen, die das Flugzeug hätte,
wenn es unter Beibehaltung seiner aktuellen Geschwindigkeit und
unter Auswahl des maximalen, an den Motoren verfügbaren Schubs fliegen würde. In
diesem Fall hat der Pilot (dank der Erfindung) Kenntnis der tatsächlichen
Maximalsteigleistungen des Flugzeugs unter Beibehaltung der aktuellen Fluggeschwindigkeit.
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Da
das Anzeigemittel unmittelbar durch Einblendung über das Relief des Geländes dargestellt
wird, ist die erfindungsgemäße Steuerungsanzeige
außerdem
unter einem funktionellen Aspekt überaus vorteilhaft.
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Es
ist festzustellen, dass die Gesamtsteigung eine gegebene Größe ist,
welche die Gesamtenergie des Flugzeugs, das heißt die Summe der potentiellen
Energie und der kinetischen Energie repräsentiert. Das Anzeigemittel
zeigt auch die aktuelle Energieaufteilung des Flugzeugs zwischen
kinetischer Energie und potentieller Energie und den Zuwachs an
Steigleistungen, der erreicht werden kann, wenn eine vorgegebene Menge
kinetischer Energie in potentielle Energie umgewandelt wird, indem
die aktuelle Geschwindigkeit des Flugzeugs an die optimale Geschwindigkeit
anpasst (auf die optimale Geschwindigkeit reduziert) wird.
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Dank
der Erfindung kann daher der tatsächliche Steigwinkel, der erreicht
werden wird, wenn die maximale Drehzahl der Motoren für die optimale
Steiggeschwindigkeit (oder alternativ für die aktuelle Fluggeschwindigkeit)
gewählt
wird, ebenso visualisiert werden, wie der tatsächliche Steigwinkel, der erreicht
würde, wenn
bei der Wahl der optimalen Steiggeschwindigkeit (oder alternativ
unter Beibehaltung der aktuellen Geschwindigkeit) ein Motorausfall
auftreten würde,
während
die funktionstüchtig
bleibenden Motoren bei maximaler Drehzahl arbeiten. Diese Angaben
entsprechen auch im Falle eines beeinträchtigten Flugzeugs (beispielsweise
geöffnete
Tür, festgeklemmte
Klappe oder zunehmende Vereisung etc.) den tatsächlichen Leistungen des Flugzeugs.
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Die
Figuren der beigefügten
Zeichnung machen gut verständlich,
wie die Erfindung ausgeführt
werden kann. In diesen Figuren sind ähnliche Elemente mit gleichen
Bezugszeichen bezeichnet.
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1 ist
die schematische Übersichtsdarstellung
einer erfindungsgemäßen Steuerungsanzeige.
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2 stellt
eine von einer erfindungsgemäßen Steuerungsanzeige
bereitgestellte Visualisierung dar.
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Die 3 bis 5 stellen
spezielle Visualisierungen dar, die von einer erfindungsgemäßen Steuerungsanzeige
bereitgestellt werden können.
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Die
erfindungsgemäße und in 1 schematisch
dargestellte Steuerungsanzeige 1 ist dazu vorgesehen, einen
Piloten eines Luftfahrzeugs, insbesondere eines militärischen
Transportflugzeugs bei der Steuerung dieses Flugzeugs zu unterstützen.
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Hierfür umfasst
die im Flugzeug mitgeführte
Steuerungsanzeige 1:
- – eine Gruppe 2 von
Informationsquellen, die weiter unten erläutert werden
- – eine
Recheneinheit 3, die über
eine Verbindung 4 mit der Gruppe 2 von Informationsquellen
verbunden ist und
- – eine
Anzeigeeinrichtung 5, die über eine Verbindung 6 mit
der Recheneinheit 3 verbunden ist und die einen Anzeigebildschirm 7 aufweist.
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Gemäß der Erfindung:
- – liefert
die Gruppe 2 von Informationsquellen der Recheneinheit
insbesondere einige der folgenden Informationen:
∎ die
aktuelle Geschwindigkeit des Flugzeugs
∎ die aktuelle
Motordrehzahl
∎ die maximale Motordrehzahl
∎ die
optimale Steiggeschwindigkeit
∎ die aktuelle Höhe des Flugzeugs
und
∎ eine aerodynamische Polare des Flugzeugs, die
es ermöglicht,
die Auswirkung der Geschwindigkeitsänderung auf die gemessene aktuelle
Geschwindigkeit bezüglich
einer optimalen Steiggeschwindigkeit, sowie die aerodynamische Beeinträchtigung
aufgrund eines Motorausfalls zu integrieren;
- – bestimmt
die Recheneinheit 3 aus mindestens den oben genannten Informationen,
die von der Gruppe 2 von Informationsquellen bereitgestellt
werden, den Wert mindestens einer maximalen Gesamtsteigung des Flugzeugs,
wie weiter unten erläutert
und
- – ist
die Anzeigeeinrichtung 5 eine Anzeigeeinrichtung in Kopfhöhe und weist
auf dem Anzeigebildschirm 7 mindestens ein Anzeigemittel 8, 9, 10 auf,
welches den Wert der maximalen Gesamtsteigung anzeigt und welches,
wie beispielsweise in 2 dargestellt, über das
vor dem Flugzeug existierende Gelände 12 eingeblendet
wird.
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In
der bevorzugten, in dieser 2 dargestellten
Ausführungsform
bestimmt die Recheneinheit 3 die maximale Gesamtsteigung
als die Steigung, die das Flugzeug hätte, wenn es mit einer optimalen
Geschwindigkeit fliegen würde,
die es ermöglicht,
den maximalen Steigwinkel zu erreichen und das diese maximale Gesamtsteigung
anzeigende Anzeigemittel 8 ist dem eingeblendet auf dem
Anzeigebildschirm 7 sichtbaren Relief 11 des Geländes 12 zugeordnet
und ermöglicht
es auf diese Weise, anzuzeigen, ob das Flugzeug das Relief 11 des
Geländes 12 überfliegen
kann, wenn es mit der optimalen Geschwindigkeit fliegt. Dies ist
in dem in 2 dargestellten Beispiel der
Fall, da das Anzeigemittel 8, das beispielsweise zwei Pfeile
umfasst, tatsächlich
oberhalb des Reliefs 11 des Geländes 12 angeordnet
ist. Das Beispiel der 2 zeigt an, dass das Flugzeug über das
Relief 11 fliegen kann, wenn der Pilot die maximale Motordrehzahl
wählt,
seine Geschwindigkeit reduziert (oder, in einer weiter unten erläuterten
Variante, seine aktuelle Geschwindigkeit beibehält) und das Flugzeug so steuert,
dass der Vektor der Geschwindigkeit über Grund (angezeigt durch
ein Anzeigemittel 16) das Niveau des diese maximale Gesamtsteigung
anzeigenden Anzeigemittels 8 erreicht.
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Folglich
verfügt
der Pilot dank der erfindungsgemäßen Steuerungsanzeige 1 über eine
Information bezüglich
der maximalen Gesamtsteigung, mit der das Flugzeug fliegen kann,
wenn er den vollen Schub wählt. Dadurch
hat der Pilot Kenntnis von den tatsächlichen Maximalleistungen
des Flugzeugs bezüglich
des Steigwinkels, die es ermöglichen,
das Relief 11 (Gebirgskämme
etc.) des Geländes 12 vor
dem Flugzeug zu überwinden.
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Alternativ
kann die Recheneinheit 3 die maximale Gesamtsteigung als
die Steigung bestimmen, die das Flugzeug hätte, wenn es unter Beibehaltung
seiner aktuellen Geschwindigkeit und unter Auswahl des maximalen,
an den Motoren verfügbaren
Schubs fliegen würde.
In dieser Variante hat der Pilot Kenntnis der tatsächlichen
Maximalsteigleistungen des Flugzeugs unter Beibehaltung der aktuellen
Fluggeschwindigkeit.
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Daher
ist die vorliegende Erfindung besonders vorteilhaft bei einem Flug
in niedriger Höhe
und ermöglicht
es dem Piloten auf diese Weise, sein Flugzeug so tief wie möglich zu
fliegen (um die bestmögliche
Abschirmung durch das Gelände 12 zu
nutzen) und zeigt ihm gleichzeitig an, ob er immer noch in der Lage
ist, das Flugzeug über
die höchsten
Gebirgskämme
zu fliegen. Damit dies wirklich so ist, genügt es, dass das Anzeigemittel 8 sich
oberhalb des Reliefs 11 des Geländes 12 befindet.
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Da
das Anzeigemittel 8 unmittelbar durch Einblendung über das
Relief 11 des realen Geländes dargestellt wird, ist
die erfindungsgemäße Steuerungsanzeige 1 außerdem unter
einem funktionellen Aspekt überaus
vorteilhaft.
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In
einer bevorzugten Ausführungsform
berechnet die Recheneinheit 3 die maximale Gesamtsteigung yTmax
aus der Messung der aktuellen Gesamtsteigung im Flug korrigiert
durch:
- – die
Gesamtsteigungsänderung
aufgrund der Änderung
des Antriebsschubs und des Widerstands, verursacht durch die Wahl
des Maximalschubs bei der aktuellen Geschwindigkeit (ΔyTFN)
- – die
Gesamtsteigungsänderung
aufgrund der Änderung
des Antriebsschubs und des Widerstands, verursacht durch den antizipierten
Motorausfall bei der aktuellen Geschwindigkeit (ΔyTOEI) und
- – die
Gesamtsteigungsänderung
aufgrund der Änderung
des Antriebsschubs und des Widerstands durch die Geschwindigkeitsänderung
von der aktuellen Geschwindigkeit zu der optimalen Geschwindigkeit
mit bester Steigung (ΔyTDV).
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Auf
diese Weise erhält
man yTmax = yTS + ΔyTFN
+ ΔyTOEI
+ ΔyTDV
wobei yTS, die aktuelle Gesamtsteigung im Flug, aus dem kinetischen
Zustand und der Lage des Flugzeugs ermittelt wird, das heißt im Wesentlichen:
mit:
• g: der
Erdbeschleunigung
• yS:
der gemessenen Steigung des Flugzeugs über Grund und
• Vs: der
gemessenen Geschwindigkeit des Flugzeugs über Grund.
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Die
verschiedenen Messungen werden durch geeignete Mittel vorgenommen,
die zu der Gruppe 2 von Informationsquellen gehören.
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Die
Gesamtsteigungsänderung
aufgrund der Änderung
des Antriebsschubs mit allen Motoren in Betrieb bei der aktuellen
Geschwindigkeit lässt
sich durch folgende Beziehung ausdrücken:
in der:
- – neng die
Anzahl der Motoren ist, die in Betrieb sind
- – FN
der aktuelle, von jedem Motor erzeugte Antriebsschub ist, der aus
der Messung von Motorkenngrößen ermittelt
wird
- – Fnmax
der Maximalschub ist, den jeder Motor bei der aktuellen Geschwindigkeit
erzeugen kann. Er wird entweder durch die Motorsysteme ermittelt,
oder durch ein in die Gruppe 2 integriertes Modell
- – g
die Erdbeschleunigung ist
- – m
die Masse des Flugzeugs ist, die von den Systemen des Flugzeugs
geliefert wird und
- – ΔTFN die von
einem in die Gruppe 2 integrierten Modell ermittelte Veränderung
der Widerstandskraft aufgrund der Änderung des Antriebsschubs
(FNmax-FN) ist.
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Der
Gesamtsteigungsänderung
aufgrund des antizipierten Motorausfalls bei der aktuellen Geschwindigkeit
entspricht außerdem
die folgende Beziehung:
in der:
- – FNWML
der Restschub des fehlerhaften Motors ist und
- – ΔTOEI die
von einem in die Gruppe 2 integrierten Modell ermittelte
Veränderung
der Widerstandskraft aufgrund der aerodynamischen Ausbalancierung
des fehlerhaften Motors ist.
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Im Übrigen lässt sich
die Gesamtsteigungsänderung
aufgrund einer Geschwindigkeitsänderung
von der aktuellen Geschwindigkeit zu der optimalen Geschwindigkeit
mit bester Steigung durch folgende Beziehung ausdrücken:
in der:
- – Fnmax
der Maximalschub für
jeden Motor bei der aktuellen Geschwindigkeit ist
- – FnmaxGD
der Maximalschub für
jeden Motor bei der optimalen Geschwindigkeit mit bester Steigung
ist, der von einem in die Gruppe 2 integrierten Modell
ermittelt wird
- – neng
die Anzahl der Motoren ist, die in Betrieb sind und die entspricht:
∎ neng,
wenn alle Motoren in Betrieb sind und
∎ neng-1 zum
Antizipieren eines Motorausfalls und
- – ΔTDV die Veränderung
der Widerstandskraft aufgrund der Geschwindigkeitsänderung
von der aktuellen Geschwindigkeit zu der optimalen Geschwindigkeit
mit bester Steigung ist.
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Im Übrigen kann
die Anzeigeeinrichtung 5 zudem auf dem Anzeigebildschirm 7 mindestens
die folgenden, in 2 dargestellten Elemente anzeigen:
- – eine
Kursskala 13
- – eine
Neigungsskala 14
- – ein
Anzeigemittel 15, beispielsweise zwei Pfeilspitzen, welche
die aktuelle Gesamtsteigung des Flugzeugs anzeigen und
- – das
Anzeigemittel 16, das die Position des Vektors der Geschwindigkeit über Grund
anzeigt.
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In
einer besonderen Ausführungsform:
- – bestimmt
die Recheneinheit 3:
∎ eine erste Gesamtsteigung,
die einer maximalen Gesamtsteigung yTmaxAEO entspricht, wenn alle
Motoren des Flugzeugs in Betrieb sind, das heißt in einer AEO-Phase (Englisch: "All Engine Operative") bei Dauerleistung
der Motoren und
∎ eine zweite Gesamtsteigung, die
einer maximalen Gesamtsteigung yTmaxOEI entspricht, wenn ein Motor des
Flugzeugs fehlerhaft ist, das heißt in einer OEI-Phase (Englisch: "One Engine Inoperative") bei einer maximalen
Leistung an den anderen Motoren und
- – weist
die Anzeigeeinrichtung 5 auf dem Anzeigebildschirm 7 zwei
Anzeigemittel 9 und 10 auf, welche jeweils die
erste und zweite Gesamtsteigung anzeigen, wie in den 3 bis 5 dargestellt.
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In
diesem Fall visualisiert die Steuerungsanzeige 1 die tatsächliche
Leistung des Flugzeugs in der vertikalen Ebene.
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Zusätzlich zu
den oben genannten Elementen kann, wie in den 3 bis 5 dargestellt,
die Anzeigeeinrichtung 5 auf dem Anzeigebildschirm 7 auch
ein Anzeigemittel 17 darstellen, das eine Sollsteigung
anzeigt (das heißt
die Steigung, die zu fliegen der Flugplan vorgibt), die beispielsweise
durch ein Rechteck aus dünnen
Linien symbolisiert wird. Es ist festzustellen, dass das Anzeigemittel 17 auch
interessant ist, wenn das Flugzeug nicht automatisch geleitet wird
und der Pilot einer Flugplanung folgt.
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Außerdem:
- – umfasst
das Anzeigemittel 9 zwei ausgefüllte Pfeile, die auf beiden
Seiten des Anzeigebildschirms 7, der Neigungsskala 14 gegenüberliegend
angeordnet sind und
- – umfasst
das Anzeigemittel 10 zwei hohle Pfeile, die ebenfalls auf
beiden Seiten des Anzeigebildschirms 7, der Neigungsskala 14 gegenüberliegend
angeordnet sind.
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Es
ist festzustellen, dass das Flugzeug, wenn das Anzeigemittel 16,
das den Vektor der Geschwindigkeit über Grund anzeigt, zentral
in der Mitte des die Sollsteigung anzeigenden Anzeigemittels 17 angeordnet ist,
aktuell mit der Sollsteigung und der richtigen Geschwindigkeit fliegt.
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In
den Beispielen, die in den 3 bis 5 dargestellt
sind, wird davon ausgegangen, dass das Anzeigemittel 16 (Vektor
der Geschwindigkeit über
Grund) fluchtend mit dem Anzeigemittel 15 (aktuelle Gesamtsteigung)
ausgerichtet ist, was bedeutet, dass das Flugzeug eine konstante
Geschwindigkeit aufweist, also weder beschleunigt, noch langsamer
wird.
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In
dem in 3 dargestellten Beispiel befindet sich das Flugzeug
in dem Zustand, in dem die Einstellgröße dem Steigfluggrenzwert OEI
entspricht. Es fliegt entlang eines durch den Flugplan definierten
Flugbahnsegments mit konstanter Steigung. Die zweite Gesamtsteigung
OEI (Anzeigemittel 10) ist identisch mit der durch den
Flugplan definierten und die erste Gesamtsteigung (Anzeigemittel 9)
ist um etwa 7° größer als
sie. In diesem Beispiel ist das Flugzeug sogar beim Eintreten eines
Motorausfalls während
des Fluges, in der Lage, seinen Flug fortzusetzen und dabei sowohl
seine aktuelle Geschwindigkeit, als auch die aktuelle Steigung des durch
den Flugplan definierten Flugbahnsegments beizubehalten.
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Außerdem befindet
sich das Flugzeug im Beispiel der 4 in einem "konservativen" Zustand, da die zweite
Gesamtsteigung OEI (Anzeigemittel 10) geringfügig größer ist,
als die für
den Flug erforderliche Steigung (Anzeigemittel 17).
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In
diesem Beispiel ist das Flugzeug sogar beim Eintreten eines Motorausfalls
während
des Fluges, in der Lage, seinen Flug unter Beibehaltung der aktuellen
Steigung, wie sie durch den Flugplan definiert ist, fortzusetzen.
Das Flugzeug verfügt
sogar über
eine Energiereserve.
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Im Übrigen befindet
sich das Flugzeug in dem in 5 dargestellten
Beispiel in einem "kritischen" Zustand [denn] tatsächlich ist
die Steigung über
Grund (Anzeigemittel 16) kleiner als die für den Flug
erforderliche Steigung (Anzeigemittel 17). Außerdem ist
die zweite Gesamtsteigung OEI (Anzeigemittel 10) wesentlich
kleiner als die erforderliche Steigung.
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Da
die erforderliche Steigung oder Sollsteigung (Anzeigemittel 17)
größer ist,
als die zweite Gesamtsteigung (Anzeigemitte) 10), liegt
eine Steigungsberechnung vor, die für den Fall eines Motorausfalls
nicht auf den Flugplan adaptiert ist. Diese Situation kann aus einem
Fehler bei den Berechnungen zur Erzeugung der Einstellgröße (folglich
des Flugplans) resultieren, oder aus realen Witterungsbedingungen,
die sich stark von denen unterscheiden, die zur Erstellung des Flugplans
gedient haben, oder aus einem Flugzeug, dessen Zustand beeinträchtigt ist
gegenüber
dem Zustand, der für
die Modellierung verwendet wurde (aerodynamische Beeinträchtigung:
offen gebliebene Klappe, halbeingefahrenes Fahrwerk, zunehmende
Vereisung etc. oder Beeinträchtigung
des Motors, Einsetzen einer Störung,
beschädigter
Propeller etc.).
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Wenn
daher in diesem Beispiel in einem Motor des Flugzeugs während des
Fluges eine Störung
eintritt, wird das Flugzeug die erforderliche Steigung nicht halten
können.
Folglich besteht die Gefahr, dass es unterhalb des definierten vertikalen
Profils fliegt und sich dem Relief 11 des Geländes 12 gefährlich nähert.