DE602004001077T2

DE602004001077T2 - Verfahren und Vorrichtung zum Anzeigen von Geschwindigkeitsbereichen in einem Luftfahrzeug

Info

Publication number: DE602004001077T2
Application number: DE602004001077T
Authority: DE
Inventors: Pascal Vialleton; Martin Delporte; Jean-Christophe Reinmuth; Jacques Rosay
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2003-03-20
Filing date: 2004-03-01
Publication date: 2006-11-30
Anticipated expiration: 2024-03-02
Also published as: EP1460385B1; CA2460608C; US20040183699A1; ATE329231T1; FR2852689B1; CA2460608A1; DE602004001077D1; EP1460385A1; FR2852689A1; US6982655B2

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Anzeigevorrichtung zum Anzeigen von Informationen, welche Geschwindigkeitsspielräume in einem Flugzeug darstellen.
Es ist bekannt, dass eine Anzeigeeinrichtung, die Geschwindigkeitsspielräume auf einem Sichtschirm, insbesondere auf einem Sichtschirm für primäre Flugparameter (Geschwindigkeit, Höhe, Trimmung, ...) des Typs PFD ("Primary Flight Display") anzeigt, welche im allgemeinen, insbesondere für die Geschwindigkeit, Messungen verwendet, die durch wenigstens einen Druckfühler durchgeführt werden. So kommt es, dass wenn ein solcher Druckfühler ausfällt, wenigstens die Information über den Geschwindigkeitsspielraum nicht mehr verfügbar ist und nicht mehr angezeigt werden kann. Der Pilot hat dann auf diese wichtige Information keinen Zugriff mehr, was sehr nachteilige Folgen für die Steuerung des Flugzeugs haben kann, mit insbesondere dem Risiko eines Fluges in einem nicht zulässigen Geschwindigkeitsspielraum.
Die vorliegende Erfindung hat zur Aufgabe, diese Nachteile zu vermeiden. Sie betrifft ein Verfahren zum Anzeigen von Informationen, welche Geschwindigkeitsspielräume in einem Flugzeug darstellen, ohne die Messungen eines Druckfühlers zu verwenden. Ein solches Verfahren und eine solche Vorrichtung sind bereits aus WO 00/65423 bekannt.
Zu diesem Zweck ist das Verfahren gemäß der Erfindung durch Anspruch 1 definiert.
So ist man aufgrund der Erfindung mit nur einer Messung des Anstellwinkels und einer geeigneten Längeneinteilung in der Lage, eine Information zu liefern, welche die Geschwindigkeit ersetzt, sich wie eine Geschwindigkeit regulieren lässt und erlaubt, die Sicherheit des Flugzeugs in Kenntnis einer anderen Fluglageregelung als durch Steuerung der Geschwindigkeit zu gewährleisten.
Im Rahmen der vorliegenden Erfindung versteht man mit der aerodynamischen Konfiguration des Flugzeugs die Position der Flügelspitze und der Flügelklappen des Tragwerks des Flugzeugs.
In vorteilhafter Weise wird in einem ersten Schritt eine Mehrzahl von repräsentativen Längseinteilungen von jeweils unterschiedlichen aerodynamischen Konfigurationen des Flugzeugs definiert, und im Schritt b):

• wird die tatsächliche aerodynamische Konfiguration des Flugzeugs bestimmt; und
• wird aus der Mehrzahl von Längseinteilungen diejenige ausgewählt, welche die tatsächli che aerodynamische Konfiguration des Flugzeugs repräsentiert.

Folglich werden, um jeden der Längseinteilungen zu definieren, einfach die korrespondierenden ersten bis vierten Fluggrenzwerte bestimmt, die für eine aerodynamische Konfiguration (Flügelspitzen/Flügelklappen) des Flugzeugs charakteristisch sind und die es erlauben, eine entsprechende Längseinteilung zu bilden.
Im Übrigen wird die Längseinteilung auf dem Sichtschirm vertikal dargestellt, und sie wird in der Weise gebildet, dass sie hohe Werte für den Anstellwinkel in Abwärtsrichtung und niedrige Werte für den Anstellwinkel in Aufwärtsrichtung umfasst.
So wird dem Piloten, wenn die Anstellung und die Geschwindigkeit eines Flugzeugs in entgegen gesetzten Richtungen variieren, ermöglicht, indem dieser die höheren Anstellwinkel nach unten setzt und die geringeren Anstellwinkel nach oben, das Verhalten einer gewöhnlichen Einteilung (für den Geschwindigkeitsspielraum) wiederzufinden, das er kennt, derart, dass, wenn er beschleunigt, sein Geschwindigkeitsmesser steigt und umgekehrt.
Ferner wird die Größe der Visualisierung (der Längseinteilung) in der Weise gewählt, dass sich diese in dynamischer Weise an das Verhalten der Geschwindigkeit annähert. Man kann zum Beispiel wählen, dass 1 cm einem Anstellwinkel von 2° entspricht.
So werden die Größe und der Variationsmodus (Richtung, Geschwindigkeit) der Anzeige in der Weise ausgelegt, dass sich diese an das übliche Verhalten einer Geschwindigkeitsanzeige annähert.
Im Übrigen wird in vorteilhafter Weise im Schritt a) der aktuelle Anstellwinkel gefiltert, wenn wenigstens eine der zwei folgenden Bedingungen verifiziert wurde: Die Außenluft ist ruhig und die Außenluft ist turbulent.
In einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird die Einteilung und das Kennzeichen auf dem Sichtschirm nur dann dargestellt, wenn eine Hauptanzeige ausfällt, insbesondere eine übliche Anzeige, welche Messungen wenigstens eines Druckfühlers verwendet. So ermöglicht die vorliegende Erfindung, die vorgenannten Nachteile zu beseitigen, die bei dem Ausfall eines Druckfühlers hinsichtlich der Anzeige von Geschwindigkeitsspielräumen auftreten.
Zu diesem Zweck und vorzugsweise gilt:

α) man überwacht wenigstens einen Druckfühler des Flugzeugs dauerhaft, deren
Messungen von der Hauptanzeige genutzt werden; Und
β) wenn ein Fehler des Druckfühlers erfasst wird, leitet man daraus ab, dass die Haupt
anzeige versagt.

Ferner wird die Einteilung und das Kennzeichen auf dem Sichtschirm nur dargestellt, wenn sich das Flugzeug im Flug befindet.
In einer speziellen Ausführungsform gilt:

• die Zonen der Längseinteilung werden mithilfe verschiedener Farben differenziert; und/oder
• das Kennzeichen ist ein Strich, der senkrecht zur Längsrichtung der Einteilung verläuft und der auf der Einteilung vorgesehen ist.

Im Übrigen wird zum Hinweis auf untersagte Geschwindigkeitsspielräume auf der Längseinteilung in vorteilhafter Weise vorgesehen:

• ein schriftlicher Hinweise zur Information über eine niedrige Geschwindigkeit des Flugzeugs in der Zone, die in Bezug zu dem untersagten ersten Flugbereich steht; und
• einen zweiter schriftlicher Hinweis, der über eine hohe Geschwindigkeit des Flugzeugs informiert, in der Zone, die in Bezug zu dem zweiten untersagten Flugbereich steht.

Die vorliegende Erfindung betrifft auch ein Anzeigeinstrument zur Steuerung eines Flugzeugs gemäß Anspruch 11.
In vorteilhafter Weise filtert die Zentraleinheit den durch das erste Mittel bestimmten gegenwärtigen Anstellwinkel wenigstens dann, wenn die Außenluft ruhig oder turbulent ist.
Ferner umfasst das Anzeigeinstrument zur Steuerung in vorteilhafter Weise ferner:

• ein zweites Mittel, um die aktuelle aerodynamische Konfiguration des Flugzeugs zu bestimmen; und/oder
• einer Erfassungsmittel, das dazu in der Lage ist, das Versagen einer Hauptanzeige zu erfassen und die Anzeigemittel stellen die Einteilung und das Kennzeichen auf dem Sichtschirm nur dann dar, wenn das Versagen der Hauptanzeige durch das Erfassungsmittel erfasst wird.

Im Übrigen betrifft die vorliegende Erfindung auch eine Anzeigevorrichtung, die dazu bestimmtist, Geschwindigkeitsspielräume zu liefern, wobei die Anzeigevorrichtung eine Hauptanzeige umfasst, die in der Lage ist, Geschwindigkeitsspielräume auf einem Sichtschirm darzustellen.
Diese Anzeigevorrichtung ist gemäß der Erfindung dadurch gekennzeichnet, dass diese ferner eine Hilfsanzeige umfasst, die dazu bestimmt ist, Informationen über Geschwindigkeitsspielräume auf einem Sichtschirm darzustellen, wenn die Hauptanzeige versagt, und dadurch, dass die Hilfsanzeige dem vorgenannten Steuerungs-Anzeigeinstrument entspricht.
Die Figuren der beigefügten Zeichnungen werden verständlich machen, wie die Erfindung realisiert werden kann. In diesen Figuren bezeichnen identische Bezugszeichen ähnliche Elemente.
1 ist die schematische Darstellung eines Steuerungs-Anzeigeinstruments gemäß der Erfindung.
2 zeigt schematisch die Information, die durch ein Steuerungs-Anzeigeinstrument gemäß der Erfindung auf einem Sichtschirm dargestellt werden.
3 ist die schematische Darstellung einer Anzeigevorrichtung gemäß der Erfindung mit einem Steuerungs-Anzeigeinstrument, wie demjenigen, das in 1 dargestellt ist.
Das Steuerungs-Anzeigeinstrument 1 gemäß der Erfindung, und schematisch in 1 dargestellt, ist dazu bestimmt, Informationen zu liefern, welche Geschwindigkeitsspielräume eines Flugzeugs darstellen, insbesondere eines zivilen Transportflugzeugs. Dieses Steuerungs-Anzeigeinstrument 1 ist von der Bauart, die eine Zentraleinheit 2 und Anzeigemittel 3 umfasst, die mit einem Sichtschirm 4 versehen sind, insbesondere einem üblichen Schirm zur Visualisierung von primären Flugparametern (Geschwindigkeit, Höhe, Trimmung, ...) des Typs PFD ("Primary Flight Display").
Gemäß der Erfindung umfasst das Steuerungs-Anzeigeinstrument 1 ferner ein Mittel 5, das zum Bestimmen des aktuellen Anstellwinkels α des Flugzeugs genutzt wird, und wenigstens eine Datenbank 7 aufweist, die eine Mehrzahl von Längseinteilungen 10 umfasst, die von der aerodynamischen Konfiguration des Flugzeugs abhängig sind und die mehrere differenzierte Zonen Z1 bis Z5 umfassen:

• dargestellt in 2;
• begrenzt jeweils durch Linien 11 bis 14 (die jeweils wie unten präzisierte Fluggrenzwerte V1 bis V4 repräsentieren);
• ausgedrückt in Anstellwinkeln; und
• jeweils einem zulässigen Flugbereich DA, einem ersten und einem zweiten unerwünschten Flugbereich DD1, DD2 und einem ersten und einem zweiten untersagten Flugbereich D11, D12 entsprechen.

Ferner gilt gemäß der Erfindung, dass:

• die Zentraleinheit 2, die durch Leitungen 5A und 7A jeweils mit dem Mittel 5 und der Datenbank 7 verbunden ist, aus der Mehrzahl von Längseinteilungen diejenige auswählt, die für die aktuelle aerodynamische Konfiguration des Flugzeugs repräsentativ ist; und
• das Anzeigemittel 3 Informationen von der Zentraleinheit 2 über eine Leitung 9 erhält und auf den Sichtschirm 4 die ausgewählte Längseinteilung 10 darstellt, die in Längsrichtung beweglich ist, wie dies durch einen Doppelpfeil E dargestellt ist, so dass sie in der Lage ist, sich auf dem Sichtschirm 4 zu verschieben, und daher die Position auf dem Sichtschirm 4 in Abhängigkeit vom aktuellen Anstellwinkel α des Flugzeugs definiert wird, der durch ein Kennzeichen 15 dargestellt ist, welches auf dem Sichtschirm 4 an der Längseinteilung 10 festgelegt ist, wobei die bewegliche Längseinteilung 10 folglich an dem Kennzeichen 5 in Abhängigkeit von dem aktuellen Anstellwinkel α des Flugzeugs vorbei läuft.

In einer speziellen Ausführungsform umfasst das Steuerungs-Anzeigeinstrument 1 ferner ein Mittel 6, um die aktuelle aerodynamische Konfiguration des Flugszeugs zu bestimmen, und wählt die Zentraleinheit 2, die durch eine Leitung 6A mit diesem Mittel 6 verbunden ist, aus der Mehrzahl von Längseinteilungen diejenige aus, die für die durch das Mittel 6 bestimmte aktuelle aerodynamische Konfiguration repräsentativ ist.
So ist das Steuerungs-Anzeigeinstrument 1 dank der Erfindung mit nur der Messung eines Anstellwinkels α und einer geeigneten Längseinteilung 10 in der Lage, eine Information darzustellen, die sich wie eine Geschwindigkeit steuern lässt und erlaubt, die Sicherheit des Flugzeugs auch ohne Kenntnis darüber zu gewähren, dass eine andere Steuerung als über eine Geschwindigkeit erfolgt.
Im Übrigen wird die Längseinteilung 10 in vorteilhafter Weise auf dem Sichtschirm 4 vertikal dargestellt, und sie wird in der Weise gebildet, dass sie die hohen Werte des Anstellwinkels nach unten gerichtet und die niedrigen Werte der Anstellwinkel nach oben gerichtet umfasst.
Auf diese Weise wird, wenn der Anstellwinkel und die Geschwindigkeit eines Flugzeugs in entgegen gesetzten Richtungen variieren, indem die hohen Anstellwinkel nach unten und die niedrigen Anstellwinkel nach oben gesetzt werden, dem Piloten ermöglicht, das Verhalten der Einteilung wiederzufinden, das er kennt, nämlich, dass, wenn er beschleunigt, das Maß der Geschwindigkeit steigt und umgekehrt.
Darüber hinaus wird die Größe der Visualisierung der Einteilung 10 so gewählt, dass sich diese in dynamischer Weise dem Verhalten der Geschwindigkeit annähert. Man kann zum Beispiel wählen, dass 1 cm einem Anstellwinkel von 2° entspricht.
Auf diese Weise sind die Größe und der Variationsmodus (Richtungen, Geschwindigkeit) der Anzeige so ausgelegt, dass sie sich dem üblichen Verhalten einer Geschwindigkeitsanzeige annähern.
Ferner umfasst die Längseinteilung 10 in vorteilhafter Weise spezielle Werte von Anstellwinkeln, die jeweils entsprechen:

• einem ersten Flug-Grenzwert V1;
• einem zweiten Flug-Grenzwert V2, der größer als der erste Flug-Grenzwert V1 ist und der mit diesem den zulässigen Flugbereich DA definiert;
• einem dritten Flug-Grenzwert V3, der kleiner als der erste Flug-Grenzwert V1 ist, der zusammen mit dem letzten den ersten unerwünschten Flugbereich DD1 definiert und der den ersten untersagten Flugbereich D11 für den Bereich definiert, der unter dem dritten Flug-Grenzwert V3 liegt; und
• einem vierten Flug-Grenzwert V4, der größer als der zweite Flug-Grenzwert V2 ist, der mit diesem letzten den zweiten unerwünschten Flugbereich DD2 definiert und der den untersagten zweiten Flugbereich D12 für den Bereich definiert, der unter dem vierten Flug-Grenzwert V4 liegt.

Folglich werden, um eine der Längseinteilungen zu definieren, einfach die entsprechenden ersten bis vierten Flug-Grenzwerte V1 bis V4 bestimmt, die für eine spezielle aerodynamische (Flügelspitze/Flügelklappe) Konfiguration des Flugzeugs sind. Die Flug-Grenzwerte V1 bis V4 werden dann in der Datenbank 7 gespeichert.
In einer bevorzugten Ausführungsform:

• entspricht der erste Flug-Grenzwert V1 der kritischen Geschwindigkeit des Flugzeugs, erweitert um einen Spielraum, und stellt die wählbare Minimalgeschwindigkeit am Autopiloten dar;
• entspricht der zweite Flug-Grenzwert V2 der Maximalgeschwindigkeit, erweitert um einen Spielraum normaler Last, die das Flugzeug erreichen kann, wenn alle seine Flügelklappen ausgefahren sind, ohne dass eine Gefahr für seinen Innenaufbau besteht;
• entspricht der dritte Flug-Grenzwert V3 der kritischen Geschwindigkeit des Flugzeugs; und
• entspricht der vierte Flug-Grenzwert V4, erweitert um einen Spielraum reduzierter Last der Maximalgeschwindigkeit, die das Flugzeug erreichen kann, wenn alle seine Flügelklappen ausgefahren sind, ohne dass eine Gefahr für seinen Innenaufbau besteht.

Wie vorher angegeben wurde, hängen die Flug-Grenzwerte V1, V2, V3, V4 von der aerodynamischen Konfiguration des Flugzeugs ab, das heißt, von der Position der Flügelklappen und der Flügelspitzen auf den Tragflächen des Flugzeugs.
Es ist bekannt, dass die Flug-Grenzwerte, die durch den Anstellwinkel angegeben sind, für eine gegebene aerodynamische Konfiguration konstant sind, was auch immer das Gewicht und die Höhe des Flugzeugs sein mag. Im Gegensatz dazu hängen die entsprechenden Grenzwerte, die durch die Geschwindigkeit angegeben sind, von der aerodynamischen Konfiguration ab, aber auch von dem Gewicht und der Höhe des Flugzeugs. Sie werden erhalten, indem die Grenzwerte der Anstellwinkel in die Gleichung für den Auftrieb des Flugzeugs eingegeben werden. Für eine gegebene aerodynamische Konfiguration wählt die Erfindung wiederum vorbestimmte Grenzwerte des Anstellwinkels aus, wobei ermöglicht wird, zu garantieren, dass, welche Flugbedingungen für das Flugzeug (Gewicht, Höhe) für diese gegebene aerodynamische Konfiguration auch vorliegt, die zulässigen Grenzwerte für die Geschwindigkeit nicht überschritten werden (Vkritisch, Vbetriebsmax, ...). Daraus ergibt sich wiederum für die Praxis, dass ein Flugbereich für das Flugzeug ausgewählt werden kann, der viel eingeschränkter ist als der zulässige Flugbereich, und zwar innerhalb desjenigen, von dem man sicher ist, dass das Flugzeug diese Grenzwerte aushält.
Vorzugsweise wird der Übergang zwischen zwei aufeinander folgenden Zonen Z1 bis Z5 der Einteilung 10 durch die Zentraleinheit 2 abgeschwächt und gefiltert.
Zu diesem Zweck wird der verwendete Anstellwinkel in der Weise gefiltert, dass das Verhal ten der Einteilung 10 einer Geschwindigkeitseinstufung sehr stark angenähert wird, sowohl bei ruhiger Luft als auch bei Turbulenz. Und zwar gilt, dass:

• sich bei ruhiger Luft eine Wirkung auf den Steuerknüppel in Form einer schwingenden Variation des Anstellwinkels überträgt, bevor sich dieser auf den neuen stabilisiert hat. Auch die Geschwindigkeit variiert diesen auch, ohne Schwingungen. Das Ziel der Filterung besteht darin, die Schwankungen des Anstellwinkels zu vermeiden, derart, dass sich die Einteilung 10 wie eine Geschwindigkeitsabstufung verhält; und
• bei turbulenter Luft die Fühler für den Anstellwinkel gefiltert werden, um zu vermeiden, dass die Einteilung 10 vibriert, obwohl die Geschwindigkeit stabil ist.

Wie in 2 zu sehen ist:

• sind die Zonen Z1 bis Z5 der Längseinteilung 10 voneinander differenziert (wie dies durch Schraffierung in den mittleren Zonen Z2 und Z3 dargestellt ist), und zwar vorzugsweise mit Hilfe von unterschiedlichen Farben. Zum Beispiel kann die Zone Z1 (zulässiger Flugbereich DA) in Grün gehalten sein, können die Zonen Z2 und Z3 (unerwünschte Flugbereiche DD1 und DD2) bernsteinfarben gehalten sein und die Zonen Z4 und Z5 (untersagte Flugbereiche D11 und D12) können rot gehalten sein; und
• das Kennzeichen 15 ein Strich ist, zum Beispiel in Gelb, der senkrecht zur Längsrichtung der beweglichen Einteilung 10 verläuft und der auf der beweglichen Einteilung 10 vorgesehen ist und der mit einem Dreieck an einem Ende versehen sein kann.

Darüber hinaus wird, um den Hinweis auf untersagte Flugbereiche D11 und D12 besser auf der Längseinteilung 10 darzustellen, ferner die Farbe Rot vorgesehen, und zwar:

• in der Zone Z4 in Bezug zu dem ersten untersagten Flugbereich D11 für einen ersten Schreibhinweis 16[zum Beispiel "SLOW", was in englischer Sprache (der in der Fliegerei verwendeten Sprache) "langsam" bedeutet] und dadurch über eine geringe Geschwindigkeit des Flugzeugs informiert; und
• in der Zone Z5 in Bezug zu dem zweiten untersagten Flugbereich D12 für einen zweiten Schreibhinweis 17 (zum Beispiel "FAST", was "schnell" bedeutet) und über eine hohe Geschwindigkeit des Flugzeugs informiert.

Folglich muss der Pilot die Geschwindigkeit des Flugzeugs derart beherrschen, dass die Kennlinie 15 (entsprechend dem aktuellen Anstellwinkel α, der für die effektive Geschwindigkeit des Flugzeugs repräsentativ ist) vorzugsweise in der Zone Z1 (zulässiger Flugbereich DA) der Einteilung 10 und gegebenenfalls in einer der Zonen Z2 und Z3 (unerwünschte Flugbereiche DD1 und DD2) dieser Einteilung 10 liegt, ohne jedoch eine der Zonen Z4 und Z5 (untersagte Flugbereich D11 und D12) zu erreichen.
Ferner stellen die Anzeigemittel 3 die Einteilung 10 und das Kennzeichen 15 auf dem Sichtschirm 4 nur dann dar, wenn eine Hauptanzeige versagt.
Um so zu verfahren, umfasst das Steuerungs-Anzeigeinstrument 1 gemäß der Erfindung ferner ein Erfassungsmittel 18, das durch eine Leitung 19 mit der Zentraleinheit 2 verbunden ist und das in der Lage ist, das Versagen einer in 1 nicht dargestellten Hauptanzeige zu erfassen, und die Anzeigemittel 3 werden durch die Zentraleinheit 2 in der Weise gesteuert, dass die Einteilung 10 und das Kennzeichen 15 auf dem Sichtschirm 4 nur dargestellt werden, wenn das Versagen der Hauptanzeige durch das Erfassungsmittel 18 erfasst wird.
Zu diesem Zweck gilt in einer speziellen Ausführungsform, dass:

• das Erfassungsmittel 18 permanent wenigstens einen üblichen Druckfühler (nicht dargestellt) des Flugzeugs überwacht, dessen Messungen von der Hauptanzeige 22 (3) genutzt werden; und
• wenn das Erfassungsmittel 18 ein Fehler des Druckfühlers erfasst, dieses Erfassungsmittel 18 oder die Zentraleinheit 2 daraus ableitet, dass die Hauptanzeige 22 ausfällt.

So ist man aufgrund der Erfindung jederzeit in der Lage, Informationen anzuzeigen, welche Geschwindigkeitsspielräume darstellen, und dies selbst im Falle eines Versagens der üblichen Hauptanzeige 22, was eine größere Flugsicherheit mit sich bringt.
Im Übrigen stellen die Anzeigemittel 3 die Einteilung 10 und das Kennzeichen 15 auf dem Sichtschirm 4 vorzugsweise nur dann dar, wenn sich das Flugzeug im Fug befindet.
In einer in 3 dargestellten, speziellen Ausführungsform bilden das Steuerungs-Anzeigeinstrument 1 gemäß der Erfindung zusammen mit der Einheit 21 der Einrichtungen 2, 5, 6 und 18 in 1 sowie den Anzeigemitteln 3 einen Teil einer Informationseinrichtung 20, welche auch eine übliche Hauptanzeige 22 umfasst.
Diese Hauptanzeige 22 ist dazu bestimmt, vorzugsweise permanent die Geschwindigkeitsspielräume des Flugzeugs mit Hilfe einer Leitung 23, die in unterbrochenen Linien dargestellt ist, sei es auf einem spezifischen, nicht dargestellten Sichtschirm, oder sei es auf dem Sichtschirm 4 der Anzeigemittel 3, darzustellen. In diesem Fall ist das Steuerungs-Anzeigeinstrument 1 gemäß der Erfindung vorzugsweise eine Hilfsanzeige, welche die vorgenannten Informationen, über die Geschwindigkeitsspielräume nur dann darstellt, wenn das Erfassungsmittel 18 ein Versagen der Hauptanzeige 22 erfasst hat.

Claims

Verfahren zum Anzeigen von Informationen, welche Geschwindigkeitsspielräume in einem Flugzeug darstellen, gemäß welchen: a) der aktuelle Anstellwinkel des Flugzeugs bestimmt wird; b) eine Längseinteilung (10) definiert wird, die von der aktuellen aerodynamischen Konfiguration des Flugzeugs abhängig ist und die mehrere differenzierte Zonen (Z1 bis Z5) umfasst, welche für Anstellwinkel stehen und jeweils einem zulässigen Flugbereich (DA), einem ersten und einem zweiten unerwünschten Flugbereich (DD1, DD2) und einem ersten und einem zweiten untersagten Flugbereich (D11, D12) entsprechen, wobei die Längseinteilung (10) spezielle Werte für Anstellwinkel umfasst, und zwar entsprechend jeweils: • einem ersten Flug-Grenzwert (V1), welcher der kritischen Geschwindigkeit des Flugzeugs, erweitert um einen Spielraum, entspricht und die am Autopilot auswählbare Minimalgeschwindigkeit darstellt; • einem zweiten Flug-Grenzwert (V2), der größer als der erste Flug-Grenzwert (V1) ist und der mit diesem letzten den zulässigen Flugbereich (DA) definiert, wobei der zweite Flug-Grenzwert (V2) der Maximalgeschwindigkeit entspricht, erweitert um einen Spielraum bei normaler Last, die das Flugzeug ohne Gefahr für seinen inneren Aufbau annehmen kann, wenn alle seine Flügelklappen ausgefahren sind; • einem dritten Flug-Grenzwert (V3), der kleiner als der erste Flug-Grenzwert (V1) ist, der mit diesem letzten den unerwünschten ersten Flug-Bereich (DD1) definiert und der den untersagten ersten Flug-Bereich (D11) für den Wertebereich definiert, der kleiner als der dritte Flug-Grenzwert (V3) ist, wobei der dritte Flug-Grenzwert (V3) der kritischen Geschwindigkeit des Flugzeugs entspricht; und • einem vierten Flug-Grenzwert (V4), der größer als der zweite Flug-Grenzwert (V2) ist, der mit diesem letzten den zweiten unerwünschten Flug-Bereich (DD2) definiert und der den zweiten untersagten Flug-Bereich (D12) für den Wertebereich definiert, der größer als der vierte Flug-Grenzwert (V4) ist, wobei der vierte Flug-Grenzwert (V4) der Maximalgeschwindigkeit entspricht, erweitert um einen Spielraum bei reduzierter Last, die das Flugzeug ohne Gefahr für seinen inneren Aufbau einnehmen kann, wenn alle Flügelklappen ausgefahren sind; und c) auf einem Sichtschirm (4) die Längseinteilung (10) dargestellt wird, die in Längsrichtung beweglich ist, so dass sie in der Lage ist, auf dem Sichtschirm (4) zu laufen, und deren Position auf dem Sichtschirm (4) in Abhängigkeit von dem aktuellen Anstellwinkel des Flugzeugs definiert wird, der durch ein Kennzeichen (15) dargestellt ist, dass auf dem Sichtschirm (4) an der Längseinteilung (10) festgelegt ist, wobei die bewegliche Längseinteilung (10) an dem Kennzeichen (15) in Abhängigkeit von dem aktuellen Anstellwinkel des Flugzeugs vorbei läuft.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass in einem ersten Schritt eine Mehrzahl von repräsentativen Längseinteilungen definiert wird, die für jeweils unterschiedliche aerodynamische Konfigurationen des Flugzeugs repräsentativ sind, und dass am Schritt b): • die aktuelle aerodynamische Konfiguration des Flugzeugs bestimmt wird; und • aus der Mehrzahl von Längseinteilungen diejenige ausgewählt wird, die der aktuellen aerodynamischen Konfiguration des Flugzeugs repräsentativ ist.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Längseinteilung (10) auf dem Sichtschirm (4) vertikal dargestellt wird, und dass diese in der Weise gebildet wird, dass sie hohe Werte für den Anstellwinkel in Richtung nach unten und niedrige Werte für den Anstellwinkel in Richtung nach oben umfasst.
Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass am Schritt a) der aktuelle Anstellwinkel gefiltert wird, wenigstens dann, wenn die Außenluft ruhig ist oder wenn die Außenluft turbulent ist.
Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Einteilung (10) und das Kennzeichen (15) auf dem Sichtschirm (4) nur dann dargestellt werden, wenn eine Hauptanzeige (22) versagt.
Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass: α) permanent wenigstens ein Druckfühler des Flugzeugs überwacht wird, dessen Messungen von der Hauptanzeige (22) genutzt wird; und β) wenn ein Fehler des Druckfühlers erfasst wird, daraus abgeleitet wird, dass die Hauptanzeige (22) versagt.
Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Einteilung (10) und das Kennzeichen (15) auf dem Sichtschirm (4) nur dann dargestellt werden, wenn sich das Flugzeug im Flug befindet.
Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Zonen (Z1 bis Z5) der Längseinteilung (10) mit Hilfe von unterschiedlichen Farben differenziert werden.
Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Kennzeichen (15) ein Strich ist, der senkrecht zur Längsrichtung der Einteilung (10) verläuft und der auf der Einteilung (10) vorgesehen ist.
Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass auf der Längseinteilung (10) vorgesehen wird: • in der Zone (Z4) in Bezug zu dem ersten untersagten Flug-Bereich (D11), ein erster Schrifthinweis (16), der über eine geringe Geschwindigkeit des Flugzeugs informiert; und • in der Zone (Z5) in Bezug zu dem zweiten untersagten Flug-Bereich (D12) ein zweiter Schritthinweis (17), der über eine hohe Geschwindigkeit des Flugzeugs informiert.
Steuer-Anzeigeinstrument für ein Flugzeug, dazu bestimmt, Informationen zu liefern, die Geschwindigkeitsspielräume darstellen, wobei das Steuerungs-Anzeigeinstrument (1) umfasst: • ein erstes Mittel (5), um den tatsächlichen Anstellwinkel des Flugzeugs zu bestimmen; • wenigstens eine Datenbank (7), die eine Mehrzahl von Längseinteilungen (10) umfasst, welche abhängig sind von der aerodynamischen Konfiguration des Flugzeugs, und die mehrere differenzierte Zonen (Z1 bis Z5) umfasst, welche Anstellwinkel ausdrücken und jeweils einem zulässigen Flugbereich (DA), einem ersten und einem zweiten unerwünschten Flugbereich (DD1, DD2) und einem ersten und einem zweiten untersagten Flugbereich (D11, D12) entsprechen, wobei jede der Längseinteilungen (10) spezielle Werte von Anstellwinkeln umfassen, entsprechend jeweils: • einem ersten Flug-Grenzwert (V1), welcher der kritischen Geschwindigkeit des Flugzeugs entspricht, erweitert um einen Spielraum, und die am Autopilot auswählbare Minimalgeschwindigkeit darstellt; • einem zweiten Flug-Grenzwert (V2), der größer als der erste Flug-Grenzwert (V1) ist und der mit diesem letzten den zulässigen Flugbereich (DA) definiert, wobei der zweite Flug-Grenzwert (V2) der Maximalgeschwindigkeit entspricht, erweitert um einen Spielraum bei normaler Last, die das Flugzeug ohne Gefahr für seinen inneren Aufbau annehmen kann, wenn alle seine Flügelklappen ausgefahren sind; • einem dritten Flug-Grenzwert (V3), der kleiner als der erste Flug-Grenzwert (V1) ist, der mit diesem letzten den unerwünschten ersten Flug-Bereich (DD1) definiert und der den untersagten ersten Flug-Bereich (D11) für den Wertebereich definiert, der kleiner als der dritte Flug-Grenzwert (V3) ist, wobei der dritte Flug-Grenzwert (V3) der kritischen Geschwindigkeit des Flugzeugs entspricht; und • einem vierten Flug-Grenzwert (V4), der größer als der zweite Flug-Grenzwert (V2) ist, der mit diesem letzten den zweiten unerwünschten Flug-Bereich (DD2) definiert und der den zweiten untersagten Flug-Bereich (D12) für den Wertebereich definiert, der größer als der vierte Flug-Grenzwert (V4) ist, wobei der vierte Flug-Grenzwert (V4) der Maximalgeschwindigkeit entspricht, erweitert um einen Spielraum bei reduzierter Last, die das Flugzeug ohne Gefahr für seinen inneren Aufbau einnehmen kann, wenn alle Flügelklappen ausgefahren sind; • eine Zentraleinheit (2), die aus der Mehrzahl von Längsreinteilungen (10) diejenige auswählt, die für die aktuelle aerodynamische Konfiguration des Flugzeugs repräsentativ ist; und • Anzeigemittel (3), die auf einem Sichtschirm (4), die ausgewählten Längseinteilungen (10) darstellen, welche in Längsrichtung beweglich ist und dadurch in der Lage ist, auf dem Sichtschirm (4) zu laufen, und deren Position auf dem Sichtschirm (4) in Abhängigkeit von dem aktuellen Anstellwinkel des Flugzeugs definiert ist, der durch ein Kennzeichen (15) dargestellt ist, der auf dem Sichtschirm (4) an der Längseinteilung (10) festgelegt ist, wobei die bewegliche Längseinteilung (10) an dem Kennzeichen (15) in Abhängigkeit von dem aktuellen Anstellwinkel des Flugzeugs vorbei läuft.
Steuerungs-Anzeigeinstrument nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass dieses ferner ein zweites Mittel (6) umfasst, um die aktuelle aerodynamische Konfiguration des Flugzeugs zu erfassen.
Steuerungs- Anzeigeinstrument nach einem der Ansprüche 11 und 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Zentraleinheit (2) den durch das erste Mittel (5) bestimmten aktuellen Anstellwinkel wenigstens dann filtert, wenn die Außenluft ruhig oder turbulent ist.
Steuerungs-Anzeigeinstrument nach einem der Ansprüche 11 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass dieses ferner ein Erfassungsmittel (18) umfasst, das in der Lage ist, das Versagen einer Hauptanzeige (22) zu erfassen, und dadurch, dass die Anzeigemittel (3) die Einteilung (10) und das Kennzeichen (15) auf dem Sichtschirm (4) nur dann darstellen, wenn das Versagen der Hauptanzeige (22) von dem Erfassungsmittel (18) erfasst wird.
Anzeigevorrichtung zum Liefern von Informationen über Geschwindigkeitsspielräume, wobei die Anzeigevorrichtung (20) eine Hauptanzeige (22) umfasst, die in der Lage ist, Geschwindigkeitsspielräume auf einem Sichtschirm (4) darstellen, dadurch gekennzeichnet, dass diese ferner eine Hilfsanzeige (1) umfasst, die dazu bestimmt ist, Informationen über Geschwindigkeitsspielräume auf einem Sichtschirm (4) darzustellen, wenn die Hauptanzeige (22) versagt, und dadurch, dass die Hilfsanzeige (1) einem Steuerungs-Anzeigeinstrument gemäß einem der Ansprüche 11 und 14 entspricht.