DE102012001268A1 - Verfahren zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs, Computerprogrammprodukt, Medium mit einem darauf gespeicherten Landeanflugplan sowie Vorrichtung zur Planung eines Landeanflugs - Google Patents

Verfahren zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs, Computerprogrammprodukt, Medium mit einem darauf gespeicherten Landeanflugplan sowie Vorrichtung zur Planung eines Landeanflugs Download PDF

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Abstract

Verfahren zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs ausgehend von einer Ist-Position oder ersten Soll-Position des Flugzeugs bei dem Anflug zur Landung auf einer Landebahn, wobei das Verfahren die folgenden Schritte aufweist: – Bereitstellung eines als Höhenprofil vorgegebenen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) zwischen einer Ist-Position oder einer ersten Soll-Position des Flugzeugs (F) und einem Stabilisierungsbereich (610) und/oder einem Stabilisierungspunkt (S, S') mit einer an wenigstens einer Konfigurationsänderungs-Stelle in dem Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) vorgesehenen Konfigurationsänderungs-Maßnahme mit einer Veränderung der Gesamtprofil-Konfiguration der Tragflügel mit einem vorbestimmten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs, – Überprüfung oder Veränderung der Position der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Maßnahme mit einer Veränderung und/oder Hinzufügung einer weiteren Konfigurationsänderungs-Maßnahme in dem Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) und dadurch Veränderung eines Geschwindigkeitsverlaufs entlang des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) derart, dass das Flugzeug in dem Stabilisierungsbereich (610) oder an dem Stabilisierungspunkt (S, S') den vorbestimmten Endanflug-Flugzustand erreicht, sowie Computerprogrammprodukt, das auf einer programmgesteuerten Einrichtung die Durchführung des Verfahrens veranlasst, Medium mit einem darauf gespeicherten Landeanflugplan und Vorrichtung zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs.

Description

  • Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs sowie ein Computerprogrammprodukt, das auf einer programmgesteuerten Einrichtung die Durchführung des Verfahrens veranlasst, Medium mit einem darauf gespeicherten Landeanflugplan und Vorrichtung zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs.
  • Aus der WO 2009/040102 A1 ist eine Vorrichtung zur Einstellung von Auftriebskörpern eines Hochauftriebssystems eines Flugzeugs und eine Klappensteuerungsvorrichtung bekannt, die zur Ansteuerung von Stellvorrichtungen zur Verstellung der Auftriebskörper vorgesehen ist. Die Klappensteuerungsvorrichtung ist derart ausgeführt, dass kommandierende Befehle zur Verstellung der Auftriebskörper und zur Vornahme von Änderungen der Konfiguration aus Hauptflügel und Auftriebskörper in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit automatisch erzeugt werden.
  • Aufgabe der Erfindung ist, ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs bereitzustellen, mit dem bzw. mit der ein wirtschaftlich optimales Anflugverfahren für das Flugzeug möglich ist. Insbesondere ist die Aufgabe der Erfindung, bestehende Verfahren und Vorrichtungen zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs weiter zu entwickeln und eine technische Lösung bereit zu stellen, mit der sowohl mit einfachen Mitteln eine Anpassung eines geplanten Landeanflugs wie auch eine Optimierung eines geplanten Landeanflugs nach einem vorbestimmten Optimierungsziel und vorbestimmten Randbedingungen möglich ist.
  • Diese Aufgabe wird mit den Merkmalen der unabhängigen Patentansprüche gelöst. Weitere Ausführungsformen sind in den auf diese rückbezogenen Unteransprüchen angegeben.
  • Nach der Erfindung ist insbesondere ein Verfahren zur Erstellung eines Landeanflugplans für ein Flugzeug vorgesehen mit: einem Definieren mindestens einer Konfigurationsänderungs-Bedingung und einer dieser zugeordneten Konfigurationsänderungs-Maßnahme auf einem bereitgestellten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt des Flugzeugs, wobei die Konfigurationsänderungs-Maßnahme eine Maßnahme ist, mit der eine aerodynamische Gesamtprofil-Konfiguration geändert wird. Weiterhin ist insbesondere vorgesehen, dass die Soll-Flugbahn zwischen einer Soll-Ausgangsposition und einem Stabilisierungsbereich und/oder den Stabilisierungspunkt verläuft, an dem das Flugzeug einen Endanflug-Flugzustand haben muss, wobei bei Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt des Flugzeugs mindestens eine Konfigurationsänderungsbedingung durchgeführt wird, wobei durch eine veränderte Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration von Tragflügeln des Flugzeugs eine Einstellung eines Widerstands-Auftriebsverhältnisses der Tragflügel erfolgt.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens kann insbesondere als weiterer Schritt vorgesehen sein: Veränderung, Löschung oder zusätzliche Definition mindestens eines aus der Gruppe bestehend aus Konfigurationsänderungsbedingung und Konfigurationsänderungsmaßnahme, wenn der Endanflug-Flugzustand an dem Stabilisierungsbereich und/oder den Stabilisierungspunkt nicht erfüllt ist.
  • Nach der Erfindung ist weiterhin insbesondere ein Verfahren zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs ausgehend von einer Ist-Position oder ersten Soll-Position des Flugzeugs bei dessen Anflug zur Landung auf einer Landebahn vorgesehen, wobei das Verfahren die folgenden Schritte aufweist:
    • – Bereitstellung eines Stabilisierungsbereichs und/oder eines Stabilisierungspunkts in Bezug auf die Landung des Flugzeugs, eines für den Stabilisierungsbereich und/oder den Stabilisierungspunkt geforderten Endanflug-Flugzustands des Flugzeugs, eines wenigstens als Höhenprofil vorgegebenen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts, der zwischen einer Ist-Position oder einer ersten Soll-Position des Flugzeugs und dem Stabilisierungsbereich und/oder dem Stabilisierungspunkt verläuft,
    • – Bereitstellung oder Festsetzung wenigstens einer Konfigurationsänderungs-Bedingung, die bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts mit dem Flugzeug erfüllt werden kann, und jeweils einer der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Bedingung zugeordneten Konfigurationsänderungs-Maßnahme, bei der durch eine veränderte Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration von Tragflügeln des Flugzeugs eine Einstellung eines Widerstands-Auftriebsverhältnisses der Tragflügel erfolgt,
  • Nach der Erfindung kann insbesondere anschließend vorgesehen sein, dass dem Flugplan des Flugzeugs zugeordnet wird die Kombination aus dem vorgegebenen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt und die Konfigurationsänderungs-Bedingung mit der wenigstens einen jeweils dieser zugeordneten Konfigurationsänderungs-Maßnahme, die bei Erreichen der jeweiligen Konfigurationsänderungs-Bedingung bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts mit dem Flugzeug an diesem durchgeführt wird.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die Zuordnung der Kombination aus dem vorgegebenen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt und der Konfigurationsänderungs-Bedingung mit der wenigstens einen jeweils dieser zugeordneten Konfigurationsänderungs-Maßnahme dem Flugplan des Flugzeugs durch die folgenden Schritte erfolgt:
    • – Ermittlung eines voraussichtlichen Endanflug-Flugzustands des Flugzeugs bei einem Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts, den das Flugzeug bei Erreichen des vorgegebenen Stabilisierungsbereichs oder Stabilisierungspunkts einnimmt,
    • – für den Fall, dass der ermittelte Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs nur innerhalb einer vorbestimmten Grenze von dem geforderten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs abweicht, Zuordnung der Kombination aus dem vorgegebenen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt und der Konfigurationsänderungs-Bedingung mit der wenigstens einen jeweils dieser zugeordneten Konfigurationsänderungs-Maßnahme, die bei Erreichen der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Bedingung bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts mit dem Flugzeug an diesem durchgeführt wird, dem Flugplan des Flugzeugs,
    • – für den Fall, dass der ermittelte Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs über eine vorbestimmten Grenze hinaus von dem geforderten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs abweicht, Veränderung eines Geschwindigkeitsverlaufs für ein Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts durch Veränderung der wenigstens einen dem bereitgestellten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt zugeordneten Konfigurationsänderungs-Bedingung und/oder der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Maßnahme bei Erfüllung einer jeweiligen Konfigurationsänderungs-Bedingung und/oder Hinzufügung wenigstens einer weiteren Konfigurationsänderungs-Bedingung mit einer Konfigurationsänderungs-Maßnahme bei Erfüllung derselben derart, dass das Flugzeug in dem Stabilisierungsbereich oder an dem Stabilisierungspunkt den geforderten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs innerhalb der vorbestimmten Grenze erreicht, und Zuordnung der Kombination aus dem dadurch ermittelten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt und der wenigstens einen ermittelten Konfigurationsänderungs-Bedingung mit der wenigstens einen jeweils dieser zugeordneten Konfigurationsänderungs-Maßnahme dem Flugplan des Flugzeugs.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die Konfigurationsänderungs-Bedingung für ein Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts mit dem Flugzeug definiert ist durch:
    • – das Erreichen einer Konfigurationsänderungs-Stelle auf dem jeweiligen bereitgestellten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt und/oder
    • – das Erreichen wenigstens eines Konfigurationsänderungs-Flugzustands bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts und/oder
    • – das Erreichen wenigstens eines Konfigurationsänderungs-Zeitpunktes bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass der Endanflug-Flugzustand definiert ist durch eine Geschwindigkeit des Flugzeugs.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist dabei vorgesehen, dass der Endanflug-Flugzustand zusätzlich definiert ist durch wenigstens das Vorliegen wenigstens einer der folgenden Angaben:
    • – ein Verstellzustand der Tragflügel und insbesondere ein Verstellzustand von wenigstens einer aerodynamischen Hochauftriebshilfe an einem Hauptflügel der Tragflügel, bei dem die weingstens eine aerodynamischen Hochauftriebshilfe in einer vorgegebenen Landestellung ist,
    • – ein Zustand des Fahrwerks, bei dem dieses ausgefahren ist,
    • – ein Zustand, dass bestimmte Abweichungen von Vorgabegrößen nicht überschritten werden, insbesondere die Abweichung des Flugzeugs von einem Landekurs und einem Gleitpfad,
    • – die Einnahme einer bestimmten Triebwerksdrehzahl größer als Leerlauf-Zustand des Triebwerks.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die Veränderung der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Bedingung und/oder Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration der Tragflügel des Flugzeugs durch Durchführung einer vorbestimmten Konfigurationsänderungs-Maßnahme und/oder die Hinzufügung wenigstens einer weiteren Konfigurationsänderungs-Maßnahme mit Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration der Tragflügel in dem Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt aufgrund einer oder mehrerer Optimierungsziele erfolgt:
    • – das Flugzeug benötigt bei seinem Flug mit optimierter Durchführung des Landeanflugs zwischen der ersten Soll-Position und dem Stabilisierungsbereich und/oder dem Stabilisierungspunkt eine möglichst kurze Flugzeit,
    • – das Flugzeug hält bei seinem Flug mit optimierter Durchführung des Landeanflugs zwischen der ersten Soll-Position und dem Stabilisierungsbereich und/oder Stabilisierungspunkt eine zuvor geeignet festgelegte Flugdauer innerhalb vorgegebener Grenzen ein,
    • – die Triebwerke des Flugzeugs erzeugen bei seinem Flug mit optimierter Durchführung des Landeanflugs zwischen der ersten Soll-Position und dem Stabilisierungsbereich und/oder dem Stabilisierungspunkt insgesamt möglichst geringen Schub oder einen möglichst geringen maximal auftretenden Schub,
    • – das Flugzeug verbraucht bei seinem Flug mit optimierter Durchführung des Landeanflugs zwischen der ersten Soll-Position und dem Stabilisierungsbereich und/oder dem Stabilisierungspunkt möglichst geringe Kraftstoffmenge.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die Ermittlung einer Konfigurationsänderungs-Maßnahme an einer Konfigurationsänderungs-Bedingung und/oder einer Veränderung der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Bedingung zur Durchführung einer Konfigurationsänderungs-Maßnahme durch die folgenden Schritte erfolgt:
    • – auf der Basis der Flugplanungsdaten Änderung und/oder Festlegung wenigstens einer Konfigurationsänderungs-Bedingung zur Durchführung einer vorbestimmten Konfigurationsänderungs-Maßnahme in einem Verzögerungsprädiktor und durch diesen Bestimmung eines sich aufgrund der Änderung und/oder Festlegung der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Bedingung ergebenden Bereichs des jeweils ermittelten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts, in dem der geforderte Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs erreicht ist,
    • – auf der Basis eines Optimierungsziels solange Wiederholung der Änderung und/oder Festlegung wenigstens einer Konfigurationsänderungs-Bedingung zur Durchführung einer vorbestimmten Konfigurationsänderungs-Maßnahme in dem Verzögerungsprädiktor bis das Erreichen des geforderten Endanflug-Flugzustands des Flugzeugs in dem Stabilisierungsbereich oder innerhalb vorgegebener Grenzen an dem Stabilisierungspunkt gegeben ist.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass wenigstens eine maximale Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs bereitgestellt wird, von der jeweils eine maximale Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs jeder der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Bedingung als zu erfüllende Randbedingung für die Zulässigkeit der Durchführung einer Konfigurationsänderungs-Maßnahme bei Erfüllung der jeweiligen Konfigurationsänderungs-Bedingung innerhalb des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts und/oder einer Hinzufügung einer weiteren Konfigurationsänderungs-Bedingung zugeordnet ist, dass die wenigstens eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme bei Erfüllung einer Konfigurationsänderungs-Bedingung beim planmäßigen Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts nur dann durchgeführt wird, wenn die Geschwindigkeit des Flugzeugs, die als Geschwindigkeit des Flugzeugs bei einer jeweils zu überprüfenden oder vorgesehenen Veränderung der Konfigurationsänderungs-Maßnahme und/oder Veränderung der Konfigurationsänderungs-Bedingung und/oder Hinzufügung wenigstens einer weiteren Konfigurationsänderungs-Maßnahme angenommen wird, unterhalb einer Maximal-Fluggeschwindigkeit und insbesondere unterhalb einer für eine Konfiguration der Tragflügel vorgegebenen Maximal-Geschwindigkeit gelegen ist.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die Konfigurationsänderungs-Maßnahme bei Erfüllung einer Konfigurationsänderungs-Bedingung und/oder einer Veränderung der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Bedingung zur Durchführung einer Konfigurationsänderungs-Maßnahme und/oder Hinzufügung wenigstens einer weiteren Konfigurationsänderungs-Maßnahme derart vorgesehen sind, dass die Geschwindigkeit des Flugzeugs (F) nicht unterhalb einer für eine Konfiguration der Tragflügel vorgegebenen Minimal-Geschwindigkeit sinkt, die als Rand-Bedingung für die Durchführung der jeweils nächsten Konfigurationsänderungs-Maßnahme gegeben ist.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die Konfigurationsänderungs-Maßnahme definiert ist durch: jeweils wenigstens eine vorbestimmte Veränderung der Konfiguration der Tragflügel und insbesondere zur Veränderung eines Verformungszustands des Hauptflügels des Flugzeugs und/oder eines Verstellzustands zumindest einer Vorderkanten-Hochauftriebshilfe und insbesondere des Verstellwinkels desselben relativ zum Hauptflügel und/oder eines Verstellzustands des zumindest einer Hinterkanten-Hochauftriebshilfe und insbesondere des Verstellwinkels derselben relativ zum Hauptflügel, und/oder eines Verformungszustands zumindest einer Vorderkanten-Hochauftriebshilfe und/oder Hinterkanten-Hochauftriebshilfe.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die Konfigurationsänderungs-Stelle einer Konfigurationsänderungs-Maßnahme durch einen Bahnpunkt und/oder eine Zeitangabe innerhalb der Flugbahn und/oder durch das Erreichen eines definierten Flugzustandes des Flugzeugs festgelegt ist.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die Vorgabe eines Stabilisierungsbereichs und/oder eines Stabilisierungspunkts aufgrund einer Piloten-Eingabe erfolgt oder von einem Flugzeug-System bereitgestellt wird.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen,
    • – dass auf der Basis des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts eine Soll-Flugbahn bis zum Erreichen einer Restflughöhe vor der Landung des Flugzeugs ermittelt wird und als Vorgabe für die Ermittlung der Soll-Flugbahn (ein in seinem Höhenprofil vorbestimmter Endanflug-Sollbahnabschnitt verwendet wird und der Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt in den Endanflug-Sollbahnabschnitt übergeht,
    • – dass der Endanflug-Sollbahnabschnitt zwischen dem Stabilisierungsbereich und/oder dem Stabilisierungspunkt S und einem in Bezug auf Positionsdaten der Landebahn stehenden und zwischen dem Stabilisierungsbereich und/oder dem Stabilisierungspunkt S und der Landebahn gelegenen Landungs-Referenzpunkt verläuft, der insbesondere ein geplanter Aufsetzpunkt auf der Landebahn ist,
    • – dass insbesondere der Stabilisierungs-Fugbahnabschnitt) und der vorbestimmte Endanflug-Sollbahnabschnitt jeweils durch ein ortsabhängiges oder zeitabhängiges Höhenprofil definiert ist, wobei bei dem Endanflug-Sollbahnabschnitt das Flugzeug bis zu einer Restflughöhe einen Sinkflug mit konstantem Bahnwinkel und/oder mit konstanter Geschwindigkeit durchführt.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass der Stabilisierungspunkt oder Sicherheits-Stabilisierungspunkt im Stabilisierungsbereich derart festgelegt wird, dass dieser am Anfang des vorbestimmten Endanflug-Sollbahnabschnitts gelegen ist, welcher insbesondere durch ein Höhenprofil und ein Geschwindigkeitsprofil bestimmt ist.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass das Verfahren die folgenden Schritte aufweist:
    • – Ermittlung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts durch Definition eines Flugbahnabschnitts von dem Stabilisierungspunkt oder Stabilisierungsbereich aus zurück in Richtung zu der aktuellen Ist-Position des Flugzeugs bei wenigstens einer vorgegebenen, in dem Flugbahnabschnitt gelegenen Konfigurationsänderungs-Maßnahme, so dass sich ein Anfangspunkt des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts und ein Verlauf des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts ergibt, der zumindest definiert ist durch einen in seiner Position fixen Anfangspunkt und ein Höhenprofil,
    • – Durchführung eines Folgeflugs entlang des ermittelten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts mit automatischer Bahnführung oder Anzeige von Steuerungskommandos zur Durchführung eines manuellen Bahnfolgeflugs für einen Piloten auf einem Fluginstrument und insbesondere auf einem Flight Director, wobei bei Passieren der Konfigurationsänderungs-Stelle und/oder bei Erreichen des Konfigurationsänderungs-Flugzustands und/oder bei Erreichen des Konfigurationsänderungs-Zeitpunktes die wenigstens eine Maßnahme zur Veränderung der Konfiguration der Tragflügel automatisch oder von dem Piloten durchgeführt wird.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass bei der Ermittlung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts ein Soll- und/oder Ist-Flugzustand des Flugzeugs als Anfangspunkt des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts verwendet wird und dass die Ermittlung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts unter Variierung von mindestens einer Konfigurationsänderungs-Maßnahme und/oder Steuerungsvorgaben wie insbesondere eine über den Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt veränderliche Flug-Geschwindigkeit oder den über den Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt veränderlichen Antriebsschub bei einem vorgegebenen Bahnverlauf in der horizontalen Ebene erfolgt.
  • Generell kann nach der Erfindung vorgesehen sein, dass der Landungs-Referenzpunkt in Bezug auf die Landebahn ein geplanter Aufsetzpunkt des Flugzeugs auf der Landebahn ist.
  • Generell kann nach der Erfindung auch vorgesehen sein, dass zusätzlich mit der Festlegung eines Stabilisierungspunkts ein Stabilisierungs-Zeitpunkt vorgegeben wird.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass das Geschwindigkeitsprofil des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts eine Verlaufsänderung an Zeitpunkten erfährt, an denen die wenigstens eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme vorgesehen ist.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die wenigstens eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme in Abhängigkeit eines vorgegebenen Konfigurationsänderungs-Flugzustands festgelegt wird.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass der wenigstens eine Konfigurationsänderungs-Flugzustand eine Fluggeschwindigkeit ist und dass die Maßnahme zur Konfigurationsänderung die Änderung eines Verstellzustands von wenigstens einer aerodynamischen Vorderkanten-Hochauftriebshilfe und/oder wenigstens einer aerodynamischen Hinterkanten-Hochauftriebshilfe ist.
  • Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist eine Vorrichtung zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs mit einer Funktion zur Bahnführung eines Flugzeugs ausgehend von einer Ist-Position oder ersten Soll-Position des Flugzeugs bei dem Anflug zur Landung auf einer Landebahn vorgesehen, wobei die Funktion aufweist:
    • – eine Schnittstelle zum Empfang eines als Höhenprofil vorgegebenen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts zwischen einer Ist-Position oder einer ersten Soll-Position des Flugzeugs und einem Stabilisierungsbereich und/oder einem Stabilisierungspunkt mit wenigstens einer Konfigurationsänderungs-Stelle in dem Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt vorgesehenen Konfigurationsänderungs-Maßnahme mit einer Veränderung der Gesamtprofil-Konfiguration der Tragflügel an dieser Konfigurationsänderungs-Stelle mit einem für diesen Stabilisierungsbereich oder Stabilisierungspunkt vorbestimmten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs,
    • – ein Funktionsmodul zur Überprüfung oder Veränderung der Position, an der die wenigstens eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme mit einer Veränderung innerhalb des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts und/oder Hinzufügung einer weiteren Konfigurationsänderungs-Maßnahme in dem Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt erfolgt, und dadurch Veränderung eines Geschwindigkeitsverlaufs entlang des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts derart, dass das Flugzeug in dem Stabilisierungsbereich oder an dem Stabilisierungspunkt den vorbestimmten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs wenigstens innerhalb vorbestimmter Grenzen erreicht.
  • Nach einer Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung ist vorgesehen, dass die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung ein Funktionsmodul aufweist zur Überprüfung von Eingangs- und Vorgabedaten wie dem als Höhenprofil vorgegebenen Verzögerungs-Flugbahnabschnitt sowie weiterer Daten über die Position und den Flugzustand des Flugzeugs, das die Eingangs- und Vorgabedaten auf Verfügbarkeit und/oder Korrektheit überprüft und bei Nichterfülltsein der Verfügbarkeit und/oder Korrektheit entscheidet, dass die Durchführung des optimierten Landeanflugs nicht erfolgen kann.
  • Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Computerprogrammprodukt vorgesehen, das auf einer programmgesteuerten Einrichtung die Durchführung einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens veranlasst.
  • Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Medium mit einem darauf gespeicherten Landeanflugplan vorgesehen, der nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens erstellt wurde.
  • Im Folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung an Hand der beigefügten Figuren beschrieben, die zeigen:
  • 1 eine Darstellung eines Flugzeugs mit zu einem Hochauftriebsystem gehörenden Vorderkanten-Auftriebskörpern und Hinterkanten-Auftriebskörpern,
  • 2 eine funktionale Darstellung einer Ausführungsform eines Hochauftriebssystems nach der Erfindung,
  • 3 eine funktionale Darstellung der Ansteuerung von Vorderkanten-Auftriebskörpern und Hinterkanten-Auftriebskörpern in funktionaler Verbindung mit einer Flugsteuerungsvorrichtung,
  • 4 eine Darstellung von Vorderkanten-Auftriebskörpern und Hinterkanten-Auftriebskörpern an einem Flügelprofil und Bezeichnung der Ausschlagwinkel,
  • 5 ein Ablaufschema zur Umschaltung zwischen Flugbetriebsarten des Flugzeuges (Flugphasen-Identifikationsfunktion),
  • 6 eine funktionale Darstellung einer nach einem Aspekt der Erfindung vorgesehenen Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung für ein Hochauftriebssystem mit Funktionsmodulen, in denen jeweils eine Landeverfahren-Betriebsart realisiert ist, und mit einem Funktionsmodul zur Landeverfahren-Betriebsartenauswahl,
  • 7 eine Darstellung von Konfigurationswechseln in Abhängigkeit von Konfigurationswechsel-Geschwindigkeiten für eine Basis-Betriebsart eines erfindungsgemäßen Landeverfahrens,
  • 8 eine Darstellung von Widerstandspolaren von Tragflügeln und von in Abhängigkeit derselben vorgesehenen Konfigurationswechseln in Abhängigkeit von Konfigurationswechsel-Geschwindigkeiten für eine Fortgeschritten-Betriebsart eines erfindungsgemäßen Landeverfahrens,
  • 9 eine funktionale Darstellung der Veränderung von Konfigurationswechsel-Geschwindigkeiten bei der Fortgeschritten-Betriebsart,
  • 10 die Darstellung eines nach der Erfindung vorgesehenen Stabilisierungspunkts und Stabilisierungsbereichs,
  • 11 einen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt und ein Geschwindigkeitsprofil des Landeanflugs eines Flugzeugs mit eingetragenen Konfigurationsänderungs-Geschwindigkeiten,
  • 12 eine Ausführungsform einer Optimierungsfunktion einer erfindungsgemäßen Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung, die als Teilfunktionen einen Konfigurationsplaner und einen Verzögerungsprädiktor aufweist,
  • 13 ein Ablaufdiagramm der in der 12 gezeigten Optimierungsfunktion,
  • 14 bis 16 verschiedene Schritte eines erfindungsgemäßen Verfahrens, bei dem eine Sollflugbahn für die Landung angepasst wird.
  • Die 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines geregelten Flugzeugs F mit zwei Tragflügeln 10a, 10b. Die Tragflügel 10a, 10b weisen insbesondere auf: jeweils zumindest eine von einer Neutralstellung nach zwei Richtungen verstellbare Stellklappen A in Form jeweils eines Querruders 11a bzw. 11b und jeweils eine Mehrzahl von Spoilern 12a bzw. 12b. Weiterhin sind an dem dargestellten Flugzeug aerodynamische Vorderkanten-Auftriebshilfen oder Vorderkanten-Auftriebskörper 13a, 13b z. B. in der Form von Vorflügeln und aerodynamische Hinterkanten-Auftriebshilfen oder Hinterkanten-Auftriebskörper 14a, 14b z. B. in der Form von Hinterkantenklappen, ein Seitenleitwerk 20 mit einem Seitenruder 21, ein Höhenleitwerk 24 mit jeweils zumindest einem Höhenruder 25 erkennbar. In der 1 ist ein auf das Flugzeug F bezogenes Koordinatensystem mit einer Flugzeug-Längsachse X, einer Flugzeug-Querachse Y und einer Flugzeug-Hochachse Z eingetragen.
  • Das erfindungsgemäße Flugzeug F kann auch eine andere Form als das in der 1 dargestellte Flugzeug F haben. Beispielsweise kann es sich bei dem erfindungsgemäßen Flugzeug auch um einen Hochdecker oder einen Nurflügler handeln. Auch kann das Flugzeug ein Flugzeug sein, das statt eines Höhenleitwerks Canards aufweist.
  • Das Hochauftriebssystem des Flugzeugs nach der 1 weist aerodynamische Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b und aerodynamische Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b und generell Auftriebskörper auf, die in der 2 auch mit dem Bezugszeichen K versehen sind. Diese sind mittels eines Führungsmechanismus an dem jeweiligen Hauptflügel gelagert und gegenüber dem Hauptflügel verstellbar und sind insbesondere ein- und ausfahrbar. Diese Ausführungsform ist jedoch nur beispielartig zu verstehen. Als Hochauftriebshilfen werden Vorderkantenklappen und/oder Hinterkantenklappen und/oder Mechanismen zur Flügelverwindung und/oder Flügelverformung und/oder aktive und/oder passive Methoden der Strömungsbeeinflussung an dem Tragflügel eines Luftfahrzeuges verstanden, die bei ihrer Verstellung zu einer Veränderung des maximalen Auftriebsbeiwerts und/oder des Verhältnisses aus Widerstand und Auftrieb des Flugzeugs führen. Die Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b und Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b müssen also nicht als eigene Körper, also z. B. als Klappen oder Vorflügel ausgeführt, sondern können auch in anderer Weise und dabei insbesondere als kontinuierlich in ihrer Krümmung veränderbare flexible Flügelbereiche an der Vorderkante bzw. Hinterkante des Hauptflügels oder in einer sonstigen geeigneten Weise, z. B. als passive oder aktive Maßnahmen zur Strömungskontrolle, gestaltet sein. Auch kann das Hochauftriebssystem des Flugzeugs nach der Erfindung wenigstens eine Hinterkanten-Auftriebshilfe und keine Vorderkanten-Auftriebshilfen aufweisen.
  • Dies wird im Folgenden durch die Bezeichnung „aerodynamische Auftriebshilfen” oder „Hochauftriebskörper” oder „Auftriebskörper” zum Ausdruck gebracht. Die Erfindung ist nicht beschränkt auf Hochauftriebssysteme, bei denen wenigstens eine Vorderkanten-Auftriebshilfe 13a, 13b und wenigstens eine Hinterkanten-Auftriebshilfe 14a, 14b an demselben der Tragflügel kombiniert sind.
  • Das Flugzeug F weist ein Flugzeugsystem mit einem Flugmanagementsystem oder Flight Management System FMS und mit einer Mensch-Maschine-Schnittstelle auf. Diese kann insbesondere aufweisen: eine Pilotenanzeige und eine im Cockpit des Flugzeugs angeordnete Flugmanagementsystem- und/oder Steuerungs-Eingabevorrichtung oder Vorgabevorrichtung 30 insbesondere zur Eingabe von Steuerungsvorgaben oder Soll-Vorgaben 30a zur Flugbahnsteuerung des Flugzeugs (nicht in den Figuren dargestellt), die insbesondere die Piloten-Eingabemittel wie einen Steuerknüppel und optional auch Pedale aufweisen kann.
  • Das Flugzeugsystem weist weiterhin ein Flugsteuerungsmodul 50 auf (3), das insbesondere funktionaler Bestandteil des Flight Management Systems FMS sein kann. Alternativ kann das Flugsteuerungsmodul 50 ein gegenüber dem Flugmanagementsystem FMS funktional eigenständiges Modul realisiert oder in einem anderen Flugzeugsystem (nicht dargestellt) integriert sein. Das Flugsteuerungsmodul 50 ist insbesondere zur Regelung und zur Flugbahnsteuerung des Flugzeugs F ausgeführt und steht mit der Steuerungs-Eingabevorrichtung 30 funktional in Verbindung.
  • Weiterhin weist ein nach der Erfindung realisiertes Flugzeug wenigstens eine Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C zur Steuerung oder Ansteuerung sowie Überwachung eines Hochauftriebssystems HAS des Flugzeugs F und insbesondere der aerodynamischen Konfiguration der Tragflügel, die durch das Hochauftriebssystems HAS bewerkstelligt wird, auf. Die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C kann in verschiedener Weise realisiert sein.
  • Diese kann als ein zentrales Computersystem mit einer zentralen Steuerungs- und Überwachungsfunktion des Hochauftriebssystems HAS realisiert sein, wie dies in der 2 dargestellt und mit dem Bezugszeichen „C” bezeichnet ist. Das zentrale Computersystem kann durch entsprechende Hardware- und Software-Realisierung insbesondere als für vorbestimmte Fehlerfälle rekonfigurierbares und ausfallsicheres System ausgeführt sein. In der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C bzw. dem Computersystem mit der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C ist insbesondere eine Steuerungs- und Überwachungsfunktion des Hochauftriebssystems HAS, die in der 3 mit dem Bezugszeichen „70” bezeichnet ist, implementiert. Die Steuerungs- und Überwachungsfunktion 70 für das gesamte Hochauftriebssystem HAS ist bei einem System nach der 2 in einer einzigen oder zentralen Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C eines zentral im Flugzeug angeordneten Computersystems implementiert. Alternativ kann das Hochauftriebssystem aus einer zentral im Flugzeug F angeordneten Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C sowie mehrerer weiterer lokaler Steuerungs- und Überwachungsvorrichtungen gebildet sein.
  • In 2 und 3 sind Ausführungsformen des Flugmanagementsystem FMS gezeigt, bei denen das Flugsteuerungsmodul 50 in dem Flugmanagementsystem FMS integriert ist. Das Flugmanagementsystem FMS kann gegenüber der Funktionalität des Flugsteuerungsmoduls 50 insbesondere Missionsplanungsfunktionen und insbesondere ein Missionsplanungsmodul mit Missionsplanungsfunktionen aufweisen, mit dem z. B. Soll-Flugbahnen für das Flugzeug F ermittelt oder wenigstens bereitgestellt werden. In einer alternativen Ausführungsform des Flugzeugs F ist das Flugsteuerungsmodul 50 auf der funktional derselben Ebene wie Funktionen des Flugmanagementsystem FMS angeordnet, die bei der Ausführungsform nach dem 2 und 3 nicht Bestandteil des Flugsteuerungsmoduls 50, jedoch Bestandteil des Flugmanagementsystems FMS sind.
  • Weiterhin weist das Flugzeug F eine Flugzustands-Sensorvorrichtung 40 auf, die insbesondere ausgeführt sein kann mit einer Luftdaten-Sensorvorrichtung 41 (Air Data System, ADS) sowie einer Fluglage-Sensorvorrichtung oder einer Inertialsensor-Vorrichtung 42 (Inertial Measurement Unit, IMU) zur Erfassung von Flugzustandsdaten des Flugzeugs F. Die Luftdaten-Sensorvorrichtung 41 weist Luftdaten-Sensoren zur Ermittlung des Flugzustands des Flugzeugs F und insbesondere des dynamischen Drucks, des statischen Drucks und der Temperatur der das Flugzeug F umströmenden Luft auf. Mit der Flugtage-Sensorvorrichtung 42 werden insbesondere Drehraten des Flugzeugs F einschließlich der Nickraten, Gierraten und der Rollraten des Flugzeugs zur Bestimmung der Fluglage desselben ermittelt sowie Beschleunigungen des Flugzeugs F einschließlich der horizontalen, lateralen und vertikalen Beschlenigungen zur Bestimmung der jeweiligen Geschwindigkeitskomponenten und der Position des Flugzeuges F.
  • Das Flugsteuerungsmodul 50 empfängt die Flugzustands-Sensorsignale 40a der von der Flugzustands-Sensorvorrichtung 40 erfassten Sensorwerte und dabei insbesondere der Luftdaten-Sensorsignale 41a der Luftdaten-Sensorvorrichtung 41 und die Fluglage-Sensordaten 42a von der Fluglage-Sensorvorrichtung oder Inertialsensor-Vorrichtung 42. Hierzu weist das Flugsteuerungsmodul 50 eine Empfangsvorrichtung zum Empfang der von der Sensorvorrichtung 40, 41, 42 erfassten und an das Flugmanagementsystem FMS oder die Flugsteuerungsvorrichtung übermittelten Sensorwerte auf. Weitere über geeignete Schnittstellen empfangene Daten können z. B. Satellitennavigationsdaten, gemessene und/oder gemeldete Winddaten, Daten von einer Datenverbindung mit der Flugsicherungsstellen und/oder einer anderen Bodenstation sowie Flugplanungsdaten inkl. der Höhe der anzufliegenden Landebahn sein.
  • Die Steuerungsfunktion des Flugsteuerungsmoduls 50 des Flugmanagementsystems FMS kann insbesondere derart ausgeführt sein, dass dieses von der Steuerungs-Eingabevorrichtung 30 Steuerungskommandos und von der Sensorvorrichtung 40 Sensorwerte 40a und insbesondere von dieser erfassten Drehraten empfängt. Die Steuerungsfunktion ist derart ausgeführt, dass diese in Abhängigkeit der Steuerungskommandos und der erfassten und empfangenden Drehraten Stellkommandos für die Stellantriebe erzeugt und an diese übermittelt, so dass durch Betätigung der Stellantriebe eine Steuerung des Flugzeugs F gemäß der Steuerungskommandos erfolgt. Die Stellantriebe oder Stellantriebsvorrichtungen oder die Antriebe der Spoiler 12a, 12b und/oder anderer Stellklappen (z. B. die Querruder 11a, 11b) können als hydraulische oder elektrische Antriebe ausgeführt sein, die ihre Eingangsleistung von einem entsprechenden Versorgungssystem zu Verfügung gestellt bekommen und aufgrund der von der Ansteuerungsvorrichtung erzeugten Stellkommandos oder Stellsignale betätigt werden, um die Spoiler 12a, 12b und/oder Klappen zu bewegen.
  • Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren oder mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs F wird eine solche Planung ausgehend von einer Ist-Position oder ersten Soll-Position P1 des Flugzeugs F bei dessen Anflug zur Landung auf einer Landebahn L vorgenommen (10, 11, 14, 15, 16). Das Verfahren setzt darauf auf, dass folgende Vorgaben für den Landeanflug vorliegen, also von einem Flugzeugsystem und insbesondere von Missionsplanungsfunktionen bereitgestellt werden:
    • – ein Stabilisierungsbereich 610 und/oder ein Stabilisierungspunkt S, S' in Bezug auf die Landung des Flugzeugs F,
    • – ein für den Stabilisierungsbereich 610 und/oder den Stabilisierungspunkt S, S' geforderter Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs F,
    • – einen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1, der wenigstens als Höhenprofil vorgegeben ist und der zwischen einer Ist-Position oder einer ersten Soll-Position P1 des Flugzeugs F und dem Stabilisierungsbereich 610 und/oder dem Stabilisierungspunkt S, S' verläuft,
    • – wenigstens eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme und wenigstens eine Konfigurationsänderungs-Bedingung, die bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 mit dem Flugzeug F erfüllt werden kann, wobei jeder Konfigurationsänderungs-Bedingung eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme zugeordnet ist, bei der durch eine veränderte Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration von Tragflügeln des Flugzeugs F eine Einstellung eines Widerstands-Auftriebsverhältnisses der Tragflügel erfolgt.
  • Das Flugzeugsystem kann derart ausgeführt sein, dass diese Vorgaben z. B. durch Missionsfunktionen und insbesondere aufgrund von Missionsvorgaben und/oder aufgrund aktueller Navigationsdaten sowie Vorgaben für die Landung für den jeweiligen Flug ermittelt und dem Hochauftriebssystem HAS bereit gestellt werden.
  • Der Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 kann dem erfindungsgemäßen Verfahren oder bei der erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs F z. B. als Datensatz mit Höhenangaben über einen Flugpfad über Grund angegeben sein. Dabei kann insbesondere vorgesehen sein, dass der Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 von einem Flugzeugsystem, wie einem Flugmanagementsystem (FMS), oder einem Autopiloten-System, bereitgestellt wird.
  • Ein Verstellzustand der Hochauftriebshilfen gegenüber dem Tragflügel, bestimmt durch einen Verformungszustand der Hochauftriebshilfe und/oder dem Winkel zwischen Hochauftriebshilfe und Tragflügel und/oder dem Abstand zwischen Hochauftriebshilfe und Tragflügel und/oder dem Einstellungszustand der passiven und/oder aktiven Maßnahme der Strömungsbeeinflussung ist eine Tragflügel-Konfiguration oder Konfiguration.
  • Nach der Erfindung bilden generell die Tragflügel zumindest zwei Konfigurationen, bei denen der zumindest eine Vorderkanten-Auftriebskörper 13a, 13b unterschiedliche Verstellzustände oder Verstellpositionen und insbesondere unterschiedliche Verstellwinkel oder Ausschlagwinkel δV relativ zum Hauptflügel hat und/oder bei denen der zumindest einen Hinterkanten-Auftriebshilfe 14a, 14b unterschiedliche Verstellzustände oder Verstellpositionen und insbesondere unterschiedliche Verstellwinkel oder Ausschlagwinkel δH relativ zum Hauptflügel hat. Die Winkel δV und δH sind in der 4 dargestellt.
  • Eine Veränderung der Konfiguration, d. h. der aerodynamischen Konfiguration der Tragflügel ist eine Änderung des Querschnittsprofils der Tragflügel insgesamt, mit dem eine Änderung des Widerstands-Auftriebs-Verhältnisses erreicht wird. Die Tragflügel können aus einem Hauptflügel und jeweils wenigstens einer daran verstellbar gegenüber diesem angeordneten aerodynamischen Hochauftriebshilfe wie einer Klappe und insbesondere einer Hochauftriebsklappe gebildet sein, so dass in diesem Fall eine Konfigurationsänderung zur Änderung des Widerstands-Auftriebs-Verhältnisses durch eine Änderung des Verstellzustands der zumindest einen aerodynamischen Hochauftriebshilfe gegenüber dem Tragflügel erfolgt. Bei dieser Ausführungsform des Tragflügels ist eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme insbesondere definiert durch: jeweils wenigstens eine vorbestimmte Veränderung der Konfiguration der Tragflügel und insbesondere zur Veränderung eines Verformungszustands des Hauptflügels des Flugzeugs und/oder eines Verstellzustands zumindest einer Vorderkanten-Hochauftriebshilfe 13a, 13b und insbesondere des Verstellwinkels δV desselben relativ zum Hauptflügel und/oder eines Verstellzustands des zumindest einer Hinterkanten-Hochauftriebshilfe 14a, 14b und insbesondere des Verstellwinkels δH derselben relativ zum Hauptflügel, und/oder eines Verformungszustands zumindest einer Vorderkanten-Hochauftriebshilfe 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Hochauftriebshilfe 14a, 14b.
  • Alternativ oder zusätzlich dazu können die Tragflügel jeweils aus einem formvariablen Hauptflügel gebildet sein, so dass in diesem Fall eine Konfigurationsänderung zu einer Änderung des Widerstands-Auftriebs-Verhältnisses des Tragflügels durch eine Veränderung der Form des Profilquerschnitts des jeweiligen Hauptflügels erfolgt. Bei dieser Ausführungsform der Tragflügels bzw. des Flugzeugs kann also vorgesehen sein, dass die Tragflügel keine aerodynamischen Hochauftriebshilfen im eigentlichen Sinne aufweisen. Ein formvariabler Hauptflügel kann zusätzlich aerodynamische Hochauftriebshilfen wie Klappen und insbesondere Hochauftriebsklappen aufweisen, die zur zusätzlichen Änderung des Widerstands-Auftriebs-Verhältnisses gegenüber dem Hauptflügel verstellbar angeordnet sein und/oder selbst ein formvariables Profil aufweisen können.
  • Eine erfindungsgemäß vorgesehene Konfigurationsänderungs-Maßnahme ist eine Maßnahme zur Änderung der Konfiguration der Hauptflügel des Flugzeugs und/oder von Hochauftriebshilfen, die an den Hauptflügeln optional jeweils angeordnet sind. Eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme ist erfindungsgemäß generell eine Maßnahme zur Änderung der Konfiguration des Tragflügels und dabei insbesondere eine oder mehrere der folgenden Optionen:
    • – eine Änderung der Profilform des jeweiligen Hauptflügels, insbesondere wenn dieser als formvariabler Flügel ausgebildet ist,
    • – eine Änderung des Verstellzustands des zumindest einen Vorderkanten-Auftriebskörpers 13a, 13b an dem jeweiligen Hauptflügel und insbesondere eine Änderung des Verstellwinkels δV desselben relativ zum Hauptflügel und/oder des Verstellzustands der zumindest einen Hinterkanten-Auftriebshilfe 14a, 14b und insbesondere des Verstellwinkels δH desselben relativ zum Hauptflügel,
    • – eine Änderung der Profilform des zumindest eine Vorderkanten-Auftriebshilfe 13a, 13b und/oder eine Änderung der Profilform der zumindest einen Hinterkanten-Auftriebshilfe 14a, 14b.
  • Die erfindungsgemäß vorgesehene Konfigurationsänderungs-Maßnahme ist also eine flugzeugseitig vorgesehene oder durchzuführende Maßnahme, die zur Änderung des Widerstands-Auftriebs-Verhältnisses durch Änderung der Konfiguration der Tragflügel führt. Eine solche Maßnahme ist insbesondere eine Maßnahme eines Flugzeug-Systems mit einer Erzeugung von Stellkommandos zur Kommandierung eines jeweils an einem Tragflügel oder Hauptflügel angebrachten Stellantriebs oder Stellantriebssystems, mit dem je nach Ausführungsform des Tragflügels die aerodynamische Konfiguration desselben verändert wird.
  • Die Konfigurationsänderungs-Bedingung für ein geplantes oder tatsächliches Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 mit dem Flugzeug F kann erfindungsgemäß insbesondere definiert ein durch:
    • – das Erreichen einer Konfigurationsänderungs-Stelle PK auf dem jeweiligen bereitgestellten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 und/oder
    • – das Erreichen wenigstens eines Konfigurationsänderungs-Flugzustands bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 und/oder
    • – das Erreichen wenigstens eines Konfigurationsänderungs-Zeitpunktes bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1.
  • Für die Beschreibung der Erfindung werden hiermit die folgenden Begriffe definiert:
    Der Ort im Raum (z. B. beschrieben durch die drei Koordinaten: Höhe über einer Referenzfläche, geographische Breite, geographische Länge), an dem die Konfigurationsänderungs-Maßnahme durchgeführt wird, ist eine Konfigurationsänderungs-Stelle PK.
  • Die Erfindung betrifft den Landeanflug eines Flugzeugs entlang einer vorgegebenen Flugbahn von einem Punkt P1 zu einem Punkt TD, der zum Beispiel ein Aufsetzpunkt des Flugzeuges auf der Landebahn sein kann. Der Landeanflug ist dadurch gekennzeichnet, dass das Flugzeug zu Beginn des Landeanflugs einen Anfangsanflug-Flugzustand und an seinem Abschluss einen definierten Endanflug-Flugzustand einzunehmen hat, der zumindest durch eine gegenüber dem Anfangsanflug-Flugzustand niedrigere angezeigte Fluggeschwindigkeit charakterisiert ist. Bei der Überführung des Flugzeuges von seinem Anfangsanflug-Flugzustand in den Endanflug-Flugzustand werden Konfigurationsänderungs-Maßnahmen vorgenommen, die durch Erhöhung des maximalen Auftriebsbeiwerts die Einnahme der niedrigeren angezeigten Fluggeschwindigkeit zulassen und üblicherweise durch die Erhöhung des Verhältnisses aus Widerstand und Auftrieb zu einer Zunahme des Widerstands bei gleichem Auftrieb führen. Durch eine gezielte Veränderung der Konfigurationsänderungs-Stellen kann somit das Verzögerungsverhalten des Flugzeugs, das vom jeweils herrschenden Widerstand abhängt, verändert und damit kann wiederum beeinflusst werden, an welchem Punkt auf der Flugbahn das Flugzeug den Endanflug-Flugzustand erreichen wird. Der Vorgang, bei dem der Endanflug-Flugzustand eingenommen wird, wird als Stabilisierung bezeichnet; ein sich im Endanflug-Flugzustand befindliches Flugzeug ist demnach im Landeanflug stabilisiert.
  • Das erfindungsgemäße Verfahren zur optimierten Durchführung des Landeanflugs beschreibt einen Vorgang, bei dem durch gezielte Veränderung der Konfigurationsänderungs-Stellen PK das Erreichen des Endanflug-Flugzustands so gesteuert wird, dass es an einem zuvor festgelegten Punkt auf der Flugbahn, dem Stabilisierungspunkt S, bzw. innerhalb eines zuvor festgelegten Bereichs auf der Flugbahn, dem Stabilisierungsbereich 610 stattfindet. Dieses Verfahren erlaubt es, verschiedene Optimierungsziele zu verfolgen, indem das Verzögerungsverhalten des Flugzeugs und damit das abgeflogene Geschwindigkeitsprofil entlang der Flugbahn angepasst wird. Die Erfindung umfasst weiterhin eine Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung, die in der Lage ist, die zur gezielten Veränderung der Konfigurationsänderungs-Stellen notwendigen Berechnungen vorzunehmen und Steuerbefehle zur Durchführung der Konfigurationsänderungs-Maßnahmen zu erzeugen, die dann zur automatischen Durchführung der Konfigurationsänderungs-Maßnahmen verwendet werden oder dem oder den Piloten zur manuellen Durchführung der Konfigurationsänderungs-Maßnahmen zur Anzeige gebracht werden können. Ein zusätzliches Funktionsmodul der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung überprüft die zur Verfügung stehenden Eingangsparameter dahingehend, ob die zur gezielten Veränderung der Konfigurationsänderungs-Stellen notwendigen Berechnungen vorgenommen werden können und/oder dürfen und somit das Verfahren zur optimierten Durchführung des Landeanflugs durchgeführt werden kann.
  • Generell werden mit dem Flugsteuerungsmodul 50 Stellkommandos CS (3) zur Bewegung von Stellklappen K des Flugzeugs F erzeugt, die insbesondere Steuerklappen wie z. B. Spoiler 12a, 12b, Querruder 11a, 11b, Seitenruder, Höhenruder sein können. In der 3 ist ein Flugzeugsystem dargestellt, bei dem über eine funktionale Verbindung, die eine Leitung oder generell eine funktionale Schnittstelle sein kann, Vorgaben zur Verstellung oder Einstellung von Hochauftriebskörpern und in der dargestellten Ausführungsform insbesondere Vorderkanten-Hochauftriebsklappen VK und Hinterkanten-Hochauftriebsklappen HK an die Steuerungs- und Überwachungsfunktion 70 des Hochauftriebssystems HAS übermittelt, auf deren Basis die Steuerungs- und Überwachungsfunktion 70 des Hochauftriebssystems Stellkommandos C1 an eine Antriebsvorrichtung P erzeugt und sendet. Diese wiederum erzeugt und sendet Stellkommandos C-VK an eine Antriebsvorrichtung A-VK jeweils wenigstens einer Vorderkanten-Hochauftriebsklappe VK und/oder Stellkommandos C-HK an eine Antriebsvorrichtung A-HK jeweils einer Hinterkanten-Hochauftriebsklappe HK. An der Vorderkanten-Hochauftriebsklappe VK werden mittels Sensoren die Position des jeweiligen Vorderkanten-Hochauftriebsklappe VK und optional wenigstens eine Ableitung der Position erfasst und als Rückführung F-VK in das Flugsteuerungsmodul 50 gesendet. Alternativ kann die Rückführung F-VK der jeweiligen Vorderkanten-Hochauftriebsklappe VK in die Steuerungs- und Überwachungsfunktion 70 des Hochauftriebssystems HAS rückgeführt werden, um die Bewegung, das Verhalten und die Stellung der jeweiligen wenigstens einen Vorderkanten-Hochauftriebsklappe VK zu überwachen. Analog hierzu werden an der Hinterkanten-Hochauftriebsklappe HK mittels Sensoren die Position des jeweiligen Hinterkanten-Hochauftriebsklappe HK und optional wenigstens eine Ableitung der Position erfasst und als Rückführung F-HK in die Steuerungs- und Überwachungsfunktion 70 gesendet. Alternativ kann vorgesehen sein, dass die Rückführung F-HK der jeweiligen Hinterkanten-Hochauftriebsklappe HK in das Flugsteuerungsmodul 50 des Hochauftriebssystems rückgeführt wird, um die Bewegung, das Verhalten und die Stellung der jeweiligen Vorderkanten-Hochauftriebsklappe VK und Hinterkanten-Hochauftriebsklappe HK zu überwachen.
  • Die Steuerungsvorrichtung bzw. das Flugmanagementsystem FMS, in das bei der in der 3 dargestellten Ausführungsform das Flugsteuerungsmodul 50 integriert ist, ermittelt aktuelle Stellkommandos oder einen aktuellen Stellsignal-Vektor CS insbesondere in Form eines Stellsignal-Vektors an Stellantriebe der Steuerklappen des Flugzeugs, insbesondere an die Stellantriebe der Querruder und/oder der Spoiler und/oder der Höhenruder und/oder an eine Triebwerksschub-Einstellvorrichtung aufgrund der Soll-Vorgaben 30a der Vorgabevorrichtung 30, optional aufgrund der Sensorsignale 40a der Flugzustands-Sensorvorrichtung 40. Die Soll-Vorgaben 30a als Eingangssignale der Ansteuerungsvorrichtung C können einem Soll-Auftriebszustand, einem Soll-Anstellwinkel, einem Soll-Gleitwinkel, einer Soll-Geschwindigkeit, einer Soll-Vertikalgeschwindigkeit, einer aerodynamischen Kenngröße wie dem Verhältnis von Widerstandsbeiwert bezogen auf Auftriebsbeiwert, und/oder einer Soll-Beschleunigung für das Flugzeug oder einer Kombination dieser Werte entsprechen oder aus diesen oder einer Kombination dieser Werte abgeleitet sein und definieren generell einen Sollzustand des Flugzeugs.
  • Den am Flugzeug jeweils vorhandenen Steuerklappen, wie z. B. den Querrudern 11a, 11b, den Spoilern 12a bzw. 12b, ist zumindest ein Stellantrieb und/oder eine Antriebsvorrichtung zugeordnet, die jeweils von der Flugsteuerungsvorrichtung mittels Kommandosignalen, die Soll-Kommandos sind, angesteuert wird, um die jeweils zugeordneten Steuerklappen zur Steuerung des Flugzeugs F zu verstellen. Dabei kann vorgesehen sein, dass einer dieser Steuerklappen durch jeweils einen Stellantrieb oder zur Erhöhung der Ausfallsicherheit des Flugzeugssystems einer Mehrzahl von Stellantrieben zugeordnet ist.
  • Das Flugsteuerungsmodul 50 weist eine Steuerungsfunktion auf, die von der Steuerungs-Eingabevorrichtung Steuerungskommandos und von der Sensorvorrichtung Sensorwerte und insbesondere von der Sensorvorrichtung erfasste und/oder berechnete Flugzustandsgrößen empfängt. Die Steuerungsfunktion ist derart ausgeführt, dass diese in Abhängigkeit der Steuerungskommandos und der erfassten und/oder berechnete Flugzustandsgrößen Stellkommandos für die Stellantriebe erzeugt und an diese übermittelt, so dass durch Betätigung der Stellantriebe eine Steuerung des Flugzeugs F gemäß der Steuerungskommandos erfolgt.
  • Das Flugsteuerungsmodul 50 kann insbesondere über einen digitalen Datenbus DB mit der Luftdaten-Sensorvorrichtung 41 und der Inertialsensor-Vorrichtung 42 verbunden sein. Das Flugsteuerungsmodul 50 kann ein Software-Modul oder eine Hardware sein, auf der die beschriebene Funktionalität der Flugsteuerungsmodul 50 funktional, also insbesondere als Software implementiert ist.
  • Über das Flugsteuerungsmodul 50 und die Sensorvorrichtung hinaus können weitere Flugzeugsystem-Module über einen Datenbus oder ein Datenbus-System DB miteinander verbunden sein.
  • Erfindungsgemäße Ausführungsformen des Hochauftriebssystems HAS sind in den 2 und 3 am Beispiel einer Vorrichtung zur Verstellung von Hinterkanten-Auftriebskörpern 14a, 14b dargestellt. Das Hochauftriebssystems HAS kann alternativ oder zusätzlich eine Vorrichtung zur Verstellung von Vorderkanten-Auftriebskörpern 13a, 13b aufweisen.
  • Die 2 zeigt eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen Stellsystems in Form eines Hochauftriebssystems HAS zum Verstellen zumindest einer Stellklappe in Form eines Auftriebskörpers A1, A2, B1, B2 und insbesondere zumindest einer Landeklappe an jedem Tragflügel. In der 2 sind zwei Landeklappen je eines Tragflügels (der in der Darstellung der 2 nicht gezeigt ist) dargestellt. Im Einzelnen sind dargestellt: eine innere Landeklappe A1 und eine äußere Landeklappe A2 an einem ersten Tragflügel und eine innere Landeklappe B1 und eine äußere Landeklappe B2 an einem zweiten Tragflügel. Bei dem erfindungsgemäßen Hochauftriebssystem können auch eine oder mehr als zwei Landeklappen pro Tragflügel vorgesehen sein. Zur Verstellung des Auftriebskörpers A1, A2, B1, B2 ist diese mittels zumindest zwei an jeder Stellklappe A1, A2, B1, B2 angekoppelte und in Spannweiten-Richtung der Auftriebskörper A1, A2, B1, B2 voneinander beabstandete Führungsvorrichtungen A11, A12, B11, B12, A21, A22, B21, B22 angekoppelt.
  • Die Stellfunktion kann insbesondere mittels eines Stellmechanismus realisiert sein. Bei der in der 2 gezeigten Ausführungsform des Hochauftriebssystems HAS sind pro Auftriebskörper zwei Stellmechanismen SM vorgesehen.
  • Das Hochauftriebssystem HAS kann betätigt und kontrolliert sein über eine Hochauftriebssystem-Pilotenschnittstelle C2, die insbesondere ein Betätigungsorgan wie z. B. einen Betätigungshebel oder ein Betätigungseingabefeld aufweisen kann, das jeweils derart realisiert ist, dass durch die Verstellung des Betätigungshebels bzw. durch eine Eingabe in dem Betätigungseingabefeld ein Kommandosignal C2a zur Einstellung der Auftriebskörper entsprechend der Verstellposition des Betätigungsorgans erzeugt und an die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C übermittelt werden kann. Alternativ oder zusätzlich kann die Hochauftriebssystem-Pilotenschnittstelle C2 insbesondere in die Flugmanagementsystem- und/oder Steuerungs-Eingabevorrichtung oder Vorgabevorrichtung 30 integriert sein. Die Hochauftriebssystem-Pilotenschnittstelle C2 dient zur Einstellung der Startkonfiguration der Vorderkanten-Auftriebskörper 13a, 13b und/oder der Hinterkanten-Auftriebskörper 14a, 14b, der Vorwahl der Landekonfiguration sowie zur Eingabe weiterer, die automatische Steuerung beeinflussender Bedienkommandos. Die Hochauftriebssystem-Pilotenschnittstelle C2 ist mit der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C funktional gekoppelt, die Steuerkommandos über eine Ansteuerungs-Leitung C1 zur Ansteuerung der Antriebsvorrichtung P übermittelt. Die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C ist in der Ausführungsform nach der 2 als eine sogenannte „zentrale” und insbesondere sich selbst in ihrer Integrität überwachende Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C ausgebildet, d. h. diese weist Steuerungs- und Überwachungsfunktionen für mehrere und insbesondere sämtliche Verstell-Vorrichtungen A11, A12, B11, B12, A21, A22, B21, B22 des Hochauftriebssystems HAS auf.
  • Aufgrund der Betätigung der Hochauftriebssystem-Pilotenschnittstelle C2 oder aufgrund Kommandos, die von einer in der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C implementierten automatischen Betriebsart erzeugt werden, wird die Antriebsvorrichtung P aktiviert, die über die Steuerverbindung oder Ansteuerungs-Leitung C1 funktionswirksam mit der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C verbunden ist, um die Auftriebskörper, die in 2 unter dem Bezugszeichen K zusammengefasst dargestellt sind, in Abhängigkeit von erhaltenen Steuerbefehlen über besagte geeignete mechanische Stellmechanismen SM zu verstellen. Die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C kann softwaremäßig implementierter Bestandteil eines Bordcomputers sein, welcher neben weiteren Funktionen auch Funktionen zur Erfassung, Aufbereitung und Weiterleitung von für den Flugzeugbetrieb relevanten Daten umfasst.
  • Die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C kann auch softwaremäßig und/oder hardwaremäßig implementierter Bestandteil des Flugmanagementsystem FMS sein. Die Funktionen zur Steuerung und Überwachung des Hochauftriebssystems HAS müssen generell also nicht in einem eigenen Hardware-Modul, sondern können auch als Funktionsmodul in einem anderen Hardware-Modul, z. B. in dem Hardware-Modul, in dem das Flugmanagementsystem FMS implementiert ist, integriert sein.
  • Die Steuerverbindung oder Ansteuerungs-Leitung C1 zwischen der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C und der Antriebsvorrichtung P umfasst einerseits die Übertragung von Kommandos zum Einstellen der Vorderkanten-Auftriebskörper 13a, 13b und/oder der Hinterkanten-Auftriebskörper 14a, 14b in die jeweils von der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C ermittelten oder mittels der Hochauftriebssystem-Pilotenschnittstelle C2 kommandierten Positionen und andererseits die Übertragung von Rückmeldungen an die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C über die von den Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b eingenommene Konfiguration.
  • Nach der Erfindung wird in wenigstens einem ermittelten Flugbahnabschnitt und insbesondere in einem Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 (s. 10) wenigstens eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme durchgeführt. Eine erfindungsgemäß vorgesehene Konfigurationsänderungs-Maßnahme gehört zu einer jeweiligen Konfigurationsänderungs-Bedingung. Bei Eintreten einer solchen Konfigurationsänderungs-Bedingung im Fluge des Flugzeugs wird bei der Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens eine jeweils zugehörige Konfigurationsänderungs-Maßnahme durchgeführt.
  • Nach einer Ausführungsform der Erfindung sind vier oder zumindest vier Konfigurationen von Hauptflügel und Vorderkanten-Auftriebshilfe 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebskörper 14a, 14b bezogen auf den jeweiligen Hauptflügel vorgesehen, die hierin auch als Tragflügel-Konfigurationen und generell auch als Konfigurationen bezeichnet werden:
    Konfiguration n δV δH Flugphase
    0 0 Grad 0 Grad Warteflug Reiseflug
    1 15 Grad 0 Grad Start Warteflug
    2 20 Grad 20 Grad Start Landung Anflug
    3 20 Grad 30 Grad Landung
  • Bei dem hier beschriebenen Ausführungsbeispiel besitzt das Hochauftriebssystem n = 4 diskrete Konfigurationen n, bezeichnet mit n = 0, 1, 2 und 3. Bei anderen Ausführungsbeispielen kann das System aber auch eine hiervon abweichende kleinere oder größere Zahl von Konfigurationen bis hin zur stufenlosen Verstellung der Auftriebshilfen und zumindest zwei Konfigurationen aufweisen. Die vorstehende Tabelle enthält beispielhafte Kombinationen möglicher Verstellzustände oder -positionen δV für den Verstellwinkel oder Ausschlagwinkel oder die Verstellposition der Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b und möglicher Verstellzustände oder -positionen δH für den Verstellwinkel oder Ausschlagwinkel oder die Verstellposition der Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b. Bei einem Hochauftriebssystem HAS, das keine Vorderkanten-Auftriebshilfe 13a, 13b, sondern nur Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b aufweist, können Verstellzustände der wenigstens einen Hinterkanten-Auftriebshilfe 14a, 14b gemäß dieser Tabelle vorgesehen sein.
  • Die Antriebsvorrichtung P ordnet oder Antriebsvorrichtungen ordnen die den jeweiligen Konfigurationsvorgaben der „zentralen” Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C zugehörigen kommandierten Positionen der Vorderkanten-Auftriebskörper 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebskörper 14a, 14b gemäß der Tabelle zu. Die Tabelle enthält weiterhin beispielartig die Zuordnung der Konfigurationen zu den einzelnen Flugphasen.
  • Zur Steuerung oder Verstellung der wenigstens einen Vorderkanten-Auftriebshilfe 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebshilfe 14a, 14b und insbesondere bei Betriebsarten mit einer automatischen Steuerung oder Verstellung von Auftriebskörpern, ist die Definition der Konfigurationswechsel-Flugzustände vorgesehen. Dies sind vorbestimmte oder mittels entsprechender Sensoren zu bestimmende Flugzustände des Flugzeugs, bei denen von dem Hochauftriebssystem HAS mittels der Antriebsvorrichtung P bzw. von Antriebsvorrichtungen Änderungen der Konfigurationen der Tragflügel vorgenommen werden, also Änderungen des Verstellzustands der zumindest einen Auftriebshilfe oder der zumindest einen Vorderkanten-Auftriebshilfe 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebshilfe 14a, 14b an dem jeweiligen Hauptflügel. Als Konfigurationswechsel-Flugzustände, also als Vergleichsgröße für die Steuerung oder Verstellung oder Einstellung der jeweiligen Auftriebshilfe, können insbesondere verwendet werden: die aktuelle Geschwindigkeit des Flugzeugs und/oder eine aktuelle Position des Flugzeugs, die eine Position im Raum oder eine Entfernung zu einem Landungs-Referenzpunkt und/oder eine Höhe sein kann, und/oder eine aus der aktuellen Position des Flugzeugs abgeleitete Größe und/oder ein Zeitpunkt innerhalb des Fluges, die insbesondere aufgrund eines vorgegebenen Flugpfades und optional zusätzlich aufgrund von gegebenen Flugbedingungen wie z. B. Windbedingungen aus den vorgenannten spezifischen Konfigurationswechsel-Flugzuständen abgeleitet werden können. Als Flugzeug-Geschwindigkeit kann dabei insbesondere eine kalibrierte Fluggeschwindigkeit CAS verwendet werden, welche auf einer Luftdatenmessung mittels der Sensorvorrichtung 41 basiert. Vorzugsweise werden die ermittelten Flugzustände, die als Konfigurationswechsel-Flugzustände, also als Vergleichsgröße für die Steuerung oder Verstellung oder Einstellung der jeweiligen Auftriebshilfe verwendet werden, vor ihrer weiteren Verwendung mittels eines Tiefpassfilters geglättet, um kurzzeitige Störungen des Signals auszugleichen, wie sie beispielsweise durch Turbulenz verursacht werden können.
  • Nach einer Ausführungsform der Erfindung weist die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C zumindest eine Betriebsart auf, bei der die Verstellzustände n der Vorderkanten-Auftriebshilfe 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebshilfe 14a, 14b ohne manuelle Eingabe durch den Piloten eingestellt werden können. Diese Funktionen bilden die Basis für die im Folgenden beschriebenen Betriebsarten „Basis-Landeverfahren-Betriebsart”, „Fortgeschritten-Landeverfahren-Betriebsart„ und „Geleitet-Landeverfahren-Betriebsart „Diese sind durch einen in der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C implementierten Rechenalgorithmus realisiert, der zum Aus- oder Einfahren der Auftriebskörper oder Hochauftriebshilfen ein Signal generiert, das an die Antriebsvorrichtung P bzw. Antriebsvorrichtungen zum Verstellen der Auftriebskörper oder Hochauftriebshilfen übermittelt wird.
  • Dabei kann die Hochauftriebssystem-Pilotenschnittstelle C2 insbesondere derart ausgeführt sein, dass diese keinen Klappenhebel als Betätigungsorgan, sondern ein Bedienfeld in der Cockpitanzeige zur Einstellung und Überwachung des Hochauftriebssystems HAS aufweist.
  • Nach einem Aspekt der Erfindung ist ein Landeverfahren zur Durchführung der Landung eines Flugzeugs auf einer Landebahn auf der Basis von aktuellen Flugzeugdaten und/oder Flugzustandsdaten vorgesehen, das zunächst manuell durch den Piloten aufgrund einer Eingabe mittels der Hochauftriebssystem-Pilotenschnittstelle C2 oder durch Erkennung der Flugphase „Landung” mittels einer Flugphasen-Identifikationsfunktion initiiert wird (s. 5).
  • Die Flugphasen-Identifikationsfunktion (5) ist insbesondere derart ausgeführt, dass diese in Abhängigkeit bestimmter Parameter, zum Beispiel der Triebwerkshebelstellung δTHR, bestimmt, ob sich das Flugzeug in einer Flugphase befindet, in der ein Ausfahren oder Einfahren der Hochauftriebshilfen erforderlich ist, und entscheidet auf dieser Basis darüber, ob ermittelte Geschwindigkeiten des Flugzeugs als Konfigurationswechsel-Geschwindigkeiten oder Schalt-Fluggeschwindigkeiten VCE für des Ausfahren von Auftriebskörpern und/oder als Schalt-Fluggeschwindigkeiten VCR für das Einfahren von Auftriebskörpern verwendet werden. Bei anderen mittels der Flugphasen-Identifikationsfunktion ermittelten Flugphasen wie z. B. dem Start („Take-Off”, zwischen Beginn des Startlaufs und Erreichen einer festgelegten Mindesthöhe) oder der Landung („Landing”, zwischen Einnahme der Landekonfiguration und Erreichen der Bahnabrollgeschwindigkeit am Boden bzw. Einleiten eines Fehlanflugverfahrens in der Luft) kann vorgesehen sein, dass ein Verstellen der Hochauftriebshilfen grundsätzlich unterbunden wird.
  • Die Flugphasen-Identifikationsfunktion kann insbesondere als ein Funktionsmodul zur Betriebsartenerkennung in der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C realisiert sein. Diese kann insbesondere derart realisiert sein, dass diese einen aktuellen Geschwindigkeitswert und einen Wert für die aktuelle Flughöhe empfängt. Dabei kann vorgesehen sein, dass der Geschwindigkeitswert und der Wert für die Flughöhe von der Flugzustands-Sensorvorrichtung 40 an die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C bereit gestellt und übermittelt wird. Der Geschwindigkeitswert kann eine kalibrierte Fluggeschwindigkeit, wie eine „calibrated airspeed CAS sein. Der Wert für die aktuelle Flughöhe kann insbesondere eine Höhe des Flugzeugs über Grund und/oder eine Druckhöhe und/oder eine Höhe des Flugzeugs über dem Aufsetzpunkt des Zielflughafens sein. In der Erkennungsfunktion wird ein der Betriebsart „Landung” zugeordneter Grenzwert oder Sollbereich für die Geschwindigkeit des Flugzeugs und ein der Betriebsart „Landung” zugeordneter Grenzwert oder Sollbereich für die Flughöhe des Flugzeugs bereitgestellt und dem aktuellen Flugzustand die Betriebsart „Landung” zugeordnet, d. h. der aktuelle Flugzustand als Betriebsart „Landung” erkannt wird. Die Erkennungsfunktion weist dem Flugzustand des Flugzeugs die Betriebsart Landung' zu, wenn der von dieser empfangene aktuelle Geschwindigkeitswert und die von dieser empfangene aktuelle Flughöhe den jeweiligen Grenzwert unterschreitet bzw. in dem vorgegebenen der Betriebsart „Landung” zugeordneten Sollbereich gelegen ist. Bei der Anwendung der Erfindung auf ein Hochauftriebssystem eines Transport- oder Verkehrsflugzeugs kann insbesondere vorgesehen sein, dass der der Betriebsart „Landung” zugeordnete Geschwindigkeits-Grenzwert im Bereich zwischen 200 Knoten und 300 Knoten und insbesondere zwischen 224 Knoten und 270 Knoten gelegen ist oder der der Betriebsart „Landung” zugeordnete Geschwindigkeits-Sollbereich innerhalb des Bereichs zwischen 200 Knoten und 300 Knoten und insbesondere innerhalb des. Bereichs zwischen 220 Knoten und 270 Knoten gelegen ist. Weiterhin kann bei der Anwendung der Erfindung auf ein Hochauftriebssystem eines Transport- oder Verkehrsflugzeugs insbesondere vorgesehen sein, dass der der Betriebsart „Landung” zugeordnete Höhen-Grenzwert im Bereich zwischen 15.000 ft und 25.000 ft und insbesondere zwischen 18.000 ft und 22.000 ft gelegen ist oder der Sollbereich innerhalb des Bereichs zwischen 18.000 ft und 22.000 ft gelegen ist. Zusätzlich kann vorgesehen sein, dass zur Erkennung der Flugphase „Landung” das Triebwerkschub-Sollkommando δTHR in einem für die Flugphase „Landung” zugeordneten Sollbereich gelegen ist.
  • Beispielartig ist in der 5 dargestellt, wie sich aufgrund des Erfülltseins von Parameterwerten, insbesondere CAS < 250 kts und Flughöhe (hier ausgedrückt als Flugfläche FL = Flughöhe/100 ft, FL = 200 entspricht damit 20.000 ft) FL < 200 mittels der Flugphasen-Identifikationsfunktion vordefinierte Flugphasen identifiziert werden, die in der 5 mit „Cruise” für den Reiseflug des Flugzeugs F und „Descent/Decel.” für eine Flugphase des Flugzeugs F, bei der dessen Flughöhe und/oder Fluggeschwindigkeit reduziert wird, bezeichnet sind. In dieser Darstellung bedeutet „MCT” einen vorbestimmten Grenzwert für Schub-Sollkommando δTHR. HRet bezeichnet in 5 einen von den Piloten zu wählenden Wert für die minimale Flughöhe, ab der ein Einfahren der Hochauftriebshilfen zulässig ist, LDG CONF bezeichnet den von den Piloten gewählten Zustand der Hochauftriebshilfen, der für die Landung vorgesehen ist.
  • Das Landeverfahren zur Durchführung der Landung eines Flugzeugs auf einer Landebahn ist derart ausgeführt, dass nach Initiierung des Landeverfahrens eine Ermittlung der Verfügbarkeit von als Eingangswerte erforderlichen aktuellen Daten zu speziellen Bestimmungsgrößen des Flugzeug-Flugzustands und des Flugzeug-Systemzustands aus einer vorgegebenen Gruppe von Bestimmungsgrößen des Flugzeug-Flugzustands und des Flugzeug-Systemzustands und daraufhin eine Auswahl einer Landeverfahren-Betriebsart aus einer Gruppe von wenigstens zwei aktivierbaren Landeverfahren-Betriebsarten vorgenommen wird. Dazu weist die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C ein Modul zur Landeverfahren-Betriebsartenauswahl, hierin auch als Modul „Betriebsartenauswahl” bezeichnet, auf, wobei die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C funktional verbunden ist mit einer Flugzustands-Sensorvorrichtung 40 zum Empfang von Werten zu Bestimmungsgrößen des Flugzeug-Flugzustands und mit einem Flugzeugsystem zum Empfang von Werten zu Bestimmungsgrößen des Flugzeug-Systemzustands jeweils als Eingangsgrößen des Moduls „Betriebsartenauswahl” zur Landeverfahren-Betriebsartenauswahl. Das Flugzeugsystem kann dabei insbesondere das Flugmanagementsystem FMS sein.
  • Das Modul „Betriebsartenauswahl” zur Landeverfahren-Betriebsartenauswahl ist dabei derart ausgeführt, dass dieses aus einer Gruppe von wenigstens zwei aktivierbaren Landeverfahren-Betriebsarten, die jeweils eine unterschiedliche Anzahl von Bestimmungsgrößen des Flugzeug-Flugzustands und des Flugzeug-Systemzustands als Eingangsgrößen benötigen, diejenige Landeverfahren-Betriebsart auswählt, zu der sämtliche von dieser jeweils geforderten Bestimmungsgrößen des Flugzeug-Flugzustands und des Flugzeug-Systemzustands als Eingangswerte verfügbar sind und die die jeweils größere Anzahl von derartigen Bestimmungsgrößen fordert. Die Auswahl einer Landeverfahren-Betriebsart erfolgt also insbesondere aus einer Gruppe von wenigstens zwei aktivierbaren Landeverfahren-Betriebsarten, beispielsweise
    • – „Basis-Landeverfahren-Betriebsart” bzw. „Basis-Modus”,
    • – „Fortgeschritten-Landeverfahren-Betriebsart” bzw. „Advanced Modus”,
    • – „Geleitet-Landeverfahren-Betriebsart” (Verfahren zur Planung und Durchführung eines Landeanfluges, „Managed Modus”).
  • Die Auswahl erfolgt insbesondere dadurch, dass die wenigstens zwei aktivierbaren Landeverfahren-Betriebsarten jeweils eine unterschiedliche Anzahl von Bestimmungsgrößen des Flugzeug-Flugzustands und des Flugzeug-Systemzustands als Eingangsgrößen benötigen und dass diejenige Landeverfahren-Betriebsart identifiziert wird, die die jeweils größere Anzahl von derartigen Bestimmungsgrößen fordert und zu der sämtliche von dieser jeweils geforderten Bestimmungsgrößen des Flugzeug-Flugzustands und des Flugzeug-Systemzustands als Eingangswerte als verfügbar ermittelt wurden (in der Darstellung der 6 unter dem Modul „Betriebsartenauswahl” nur mit generell und hierin nicht beschriebenen Funktionen und Schaltfunktionen angedeutet).
  • Aufgrund der Auswahl einer Landeverfahren-Betriebsart erfolgt dann die Aktivierung der identifizierten Landeverfahren-Betriebsart und die Durchführung des Landeverfahrens mit der identifizierten Landeverfahren-Betriebsart.
  • Die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C kann insbesondere derart ausgeführt sein, dass diese eine manuelle Landeverfahrenbetriebsart bereitstellt, bei der keine vorgegebene oder innerhalb der jeweiligen Landeverfahrenbetriebsart zu ermittelnde Schaltbedingungen für die Verstellung der Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b und somit auch keine Bestimmungsgrößen, für die aktuelle Eingabewerte gefordert sind, vorgesehen sind, sondern bei der die Verstellung der Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b durch manuelle Eingabe durch den Piloten erfolgt.
  • Die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C kann insbesondere derart ausgeführt sein, dass diese alternativ oder zusätzlich eine Grund-Betriebsart (in 6 nicht dargestellt) oder Grund-Landeverfahrenbetriebsart bereitstellt, die eine geringe oder minimale Anzahl von derartigen Bestimmungsgrößen des Flugzeug-Flugzustands verlangt oder erfordert. Diese Grund-Betriebsart kann insbesondere derart ausgeführt sein, dass diese als Eingangsgröße wenigstens die aktuelle Fluggeschwindigkeit, insbesondere CAS erfordert. Alternativ oder zusätzlich kann die Grund-Betriebsart derart ausgeführt sein, dass diese zusätzlich als Eingangsgröße die aktuelle Flughöhe erfordert. Hierzu ist die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C derart ausgeführt, dass diese von der Flugzustands-Sensorvorrichtung 40 und insbesondere der Luftdaten-Sensorvorrichtung 41 und/oder der Inertialsensor-Vorrichtung 42 und/oder einer Positionsmessvorrichtung wie einer Satelliten-Navigationsvorrichtung eine Fluggeschwindigkeit und eine Flughöhe empfängt. Die Grund-Betriebsart kann insbesondere derart ausgeführt sein, dass diese einen fixen Satz von Schaltbedingungen bereitstellt, bei deren Erfülltsein die Verstellung der Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b erfolgt. Die Schaltbedingungen des Satzes von Schaltbedingungen können dabei aus jeweils einem Grenzwert für die Fluggeschwindigkeit für das Ausfahren und das Einfahren der Vorderkanten-Auftriebshifen 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b oder, je nach Ausführungsform, jeweils mit einer Kombination einer Fluggeschwindigkeit und eine Flughöhe jeweils für das Ausfahren und das Einfahren der Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b definiert sein.
  • Alternativ oder zusätzlich zu einer oder mehreren der vorangehend beschriebenen Landeverfahren-Betriebsarten kann die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C insbesondere derart ausgeführt sein, dass diese eine Basis-Landeverfahrenbetriebsart (in der 6 als „Basis-Betriebsart” bezeichnet) bereitstellt, für deren Aktivierung das Vorhandensein von Werten folgender Bestimmungsgrößen des Flugzeug-Flugzustands verlangt oder gefordert ist:
    • – von der Flugzustands-Sensorvorrichtung 40 und insbesondere der Luftdaten-Sensorvorrichtung 41 und/oder der Inertialsensor-Vorrichtung 42 Sensordaten zur Ermittlung des Flugzustands des Flugzeugs, wobei diese insbesondere eine Fluggeschwindigkeit, insbesondere CAS, und eine Flughöhe, insbesondere eine Druckhöhe, beinhalten,
    • – Daten aus anderen Flugzeugsystemen und/oder von der Besatzung eingegebene Daten wie insbesondere die Stellung der Schubhebel δTHR und/oder das aktuelle Flugzeuggewicht und/oder die beabsichtigten Konfigurationen für Start und Landung.
  • Alternativ oder zusätzlich zu einer oder mehreren der vorangehend beschriebenen Landeverfahren-Betriebsarten kann die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C insbesondere derart ausgeführt sein, dass diese eine Fortgeschritten-Landeverfahrenbetriebsart (in der 6 als „Fortgeschritten-Betriebsart” bezeichnet) bereitstellt, für deren Aktivierung das Vorhandensein von Werten folgender Bestimmungsgrößen des Flugzeug-Flugzustands verlangt oder gefordert ist:
    • – von der Flugzustands-Sensorvorrichtung 40 und insbesondere der Luftdaten-Sensorvorrichtung 41 und/oder der Inertialsensor-Vorrichtung 42 Sensordaten zur Ermittlung des Flugzustands des Flugzeugs, wobei diese insbesondere eine Fluggeschwindigkeit, insbesondere CAS, und eine Flughöhe, insbesondere eine Druckhöhe, beinhalten,
    • – Daten aus anderen Flugzeugsystemen und/oder von der Besatzung eingegebene Daten wie insbesondere die Stellung der Schubhebel δTHR und/oder das aktuelle Flugzeuggewicht und/oder die beabsichtigten Konfigurationen für Start und Landung, und
    • – einen Wert, der den Energiezustand des Flugzeugs gegenüber einer bis zur Landung abbaubaren maximalen Energie beschreibt, der insbesondere aus einem anderen Flugzeugsystem und dabei insbesondere aus dem Flugmanagementsystem FMS bereitgestellt wird.
  • Alternativ oder zusätzlich zu einer oder mehreren der vorangehend beschriebenen Landeverfahren-Betriebsarten kann die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C insbesondere derart ausgeführt sein, dass diese eine Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung bereitstellt, für deren Aktivierung das Vorhandensein von Werten folgender Bestimmungsgrößen des Flugzeug-Flugzustands verlangt oder gefordert ist:
    • – von der Flugzustands-Sensorvorrichtung 40 und insbesondere der Luftdaten-Sensorvorrichtung 41 und/oder der Inertialsensor-Vorrichtung 42 Sensordaten zur Ermittlung des Flugzustands des Flugzeugs, wobei diese insbesondere eine Fluggeschwindigkeit, insbesondere CAS, und eine Flughöhe, insbesondere eine Druckhöhe, beinhalten,
    • – optional Daten aus anderen Flugzeugsystemen und/oder von der Besatzung eingegebene Daten wie insbesondere die Stellung der Schubhebel und/oder das aktuelle Flugzeuggewicht und/oder die beabsichtigten Konfigurationen für Start und Landung, und
    • – Daten aus anderen Flugzeugsystemen und/oder von der Besatzung eingegebene Daten und dabei: eine Position des Flugzeuges relativ zum Zielflughafen inkl. der Höhe über dem Aufsetzpunkt und der geplante Flugweg dorthin und nach einer Ausführungsform der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung zusätzlich gemeldete oder gemessene Winddaten.
  • In der 6 ist das Modul „Betriebsartenauswahl” in einer Ausführungsform zu verstehen, in der voranstehend genannte Betriebsarten implementiert und einstellbar sind.
  • Generell können bei jeder der genannten Betriebsarten weitere Eingangsdaten vorgesehen sein und dabei insbesondere ein Signal, das beschreibt, ob sich das Flugzeug auf dem Boden oder in der Luft („Aircraft-on-ground signal”) befindet.
  • Ein Algorithmus zur Flugphasendetektion oder ein Flugphasenerkennungs-Modul (s. 5, „Flugphasenerkennung” in 6) als Bestandteil der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C bestimmt in Abhängigkeit bestimmter Parameter, zum Beispiel der Triebwerkshebelstellung, ob sich das Flugzeug in einer Flugphase befindet, in der ein Ausfahren oder Einfahren der Hochauftriebshilfen erforderlich ist, und entscheidet auf dieser Basis darüber, ob die Werte der VCE oder der VCR zur Verstellung der Hochauftriebshilfen verwendet werden (5). Generell liegt dabei VCR oder VCRi (in der 7 mit VCR1, VCR2 oder VCR3 bezeichnet) näher an der Geschwindigkeit VMINOP als VCE (in der 7 mit VCE1, VCE2 oder VCE3 bezeichnet), weshalb dieser Entscheidung große Bedeutung zukommt.
  • Während bestimmter Flugphasen wie z. B. dem Start (Take-Off, zwischen Beginn des Startlaufs und Erreichen einer festgelegten Mindesthöhe) oder Landung (Landing, zwischen Einnahme der Landekonfiguration und Erreichen der Bahnabrollgeschwindigkeit am Boden bzw. Einleiten eines Fehlanflugverfahrens in der Luft) wird ein Verstellen der Hochauftriebshilfen grundsätzlich unterbunden.
  • Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass bei einer Verringerung der Geschwindigkeit des Flugzeugs in der Planung oder im Flug eine veränderte Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration von Tragflügeln des Flugzeugs F zur Erreichung eines größeren Widerstands-Auftriebsverhältnisses der Tragflügel, insbesondere ein Ausfahren der Auftriebshilfen erfolgt, sobald diese veränderte aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration für das Flugzeug zulässig ist.
  • Umgekehrt erfolgt bei einer Vergrößerung der Geschwindigkeit des Flugzeugs in der Planung oder im Flug eine veränderte Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration von Tragflügeln des Flugzeugs F zur Erreichung eines geringeren Widerstands-Auftriebsverhältnisses der Tragflügel, insbesondere ein Einfahren der Auftriebshilfen, sobald diese veränderte aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration für das Flugzeug zulässig ist.
  • Bei einem Flugzeug gibt es Flugbereiche, in denen es zulässig wäre, sowohl eine veränderte Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration von Tragflügeln des Flugzeugs F zur Erreichung sowohl eines kleineren als auch eines größeren Widerstands-Auftriebsverhältnisses der Tragflügel vorzunehmen. In diesen Flugbereichen kann also z. B. ein Einfahren oder auch ein Ausfahren der Auftriebshilfen erfolgen. Nach einer Ausführungsform der Erfindung wird zur Entscheidung, ob in einem jeweiligen Flugbereich, in dem die Veränderung der Gesamtprofil-Konfiguration von Tragflügeln des Flugzeugs F wie beschrieben nach beiden Richtungen möglich ist, die an Hand der 5 beschriebene Flugphasen-Erkennung herangezogen. Die Veränderung der Gesamtprofil-Konfiguration der Tragflügel wird dann in jene Richtung vorgenommen, die durch die an Hand der 5 beschriebene Flugphasen-Erkennung zugrunde gelegt wird.
  • Dabei ist erfindungsgemäß insbesondere vorgesehen, dass in den Flugphasen „Take-Off” oder „Climb/Accel.” (5, linker Teil des Struktogramms), in denen sich das Flugzeug F in einer Beschleunigungsphase befindet, in den genannten Flugbereichen, in denen eine Veränderung der Gesamtprofil-Konfiguration von Tragflügeln des Flugzeugs F zulässig ist, eine solche Veränderung des Gesamtprofil-Konfiguration vorgenommen wird, in der eine veränderte Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration von Tragflügeln des Flugzeugs F zur Erreichung eines geringeren Widerstands-Auftriebsverhältnisses der Tragflügel, insbesondere ein Einfahren der Auftriebshilfen, erfolgt, sobald diese veränderte aerodynamische Gesamtprofil-Konfiguration für das Flugzeug zulässig ist.
  • Umgekehrt ist erfindungsgemäß insbesondere vorgesehen, dass in den Flugphasen „Descent/Deceleration” oder „Landing” (5, rechter Teil des Struktogramms), in denen sich das Flugzeug F in euer Verlangsamungsphase befindet, in den genannten Flugbereichen, in denen eine Veränderung des Gesamtprofil-Konfiguration von Tragflügeln des Flugzeugs F zulässig ist, eine solche Veränderung des Gesamtprofil-Konfiguration vorgenommen wird, in der eine veränderte Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration von Tragflügeln des Flugzeugs F zur Erreichung eines größeren Widerstands-Auftriebsverhältnisses der Tragflügel, insbesondere durch Ausfahren der Auftriebshilfen, erfolgt, sobald diese veränderte aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration für das Flugzeug zulässig ist.
  • Im Folgenden werden hierin beschriebene Landeverfahren-Betriebsarten genauer dargestellt:
    Die Basis-Landeverfahrenbetriebsart oder Basis-Modus stellt eine funktional relativ einfache und sichere Betriebsart dar. Bei dieser Betriebsart sind als Schalt- oder Verstellbedingungen vorgesehene Konfigurationswechsel-Flugzustände insbesondere Grenzwerke für die Fluggeschwindigkeit vorgesehen. Diese Betriebsart verstellt die Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b des Flugzeuges in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit und optional zusätzlich der Flughöhe derart, dass bei Einnahme geringerer Fluggeschwindigkeiten die Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b ausfahren, während bei höheren Fluggeschwindigkeiten die Hochauftriebshilfen einfahren. Die Geschwindigkeiten VCR, bei denen die Schaltvorgänge zum Einfahren der Hochauftriebshilfen bzw. die Einfahr-Konfigurationswechsel stattfinden, werden dabei abhängig vom Flugzeuggewicht so berechnet, dass ein sicherer Mindestabstand von der Minimalfahrt der nächsten Konfiguration eingehalten wird. Beim Ausfahren der Hochauftriebshilfen liegen die Schaltgeschwindigkeiten VCE um einen festen Betrag unter der maximal zulässigen Fahrt der nächsten Konfiguration.
  • Zur Beschreibung der automatischen Steuerung der Hochauftriebshilfen 13a, 13b, 14a, 14b in der Basis-Landeverfahrenbetriebsart oder des Basis-Modus ist die Definition von Geschwindigkeiten nützlich, welche im Zusammenhang mit der jeweils von den Hochauftriebshilfen 13a, 13b, 14a, 14b eingenommenen aerodynamischen Tragflügel-Konfiguration von Bedeutung sind. Eine auf einer Luftdatenmessung basierende kalibrierte Fluggeschwindigkeit kann als primäre Vergleichsgröße für die Steuerung des die Hochauftriebshilfen 13a, 13b, 14a, 14b umfassenden Hochauftriebssystems HAS des Flugzeugs F dienen. Ein die Fluggeschwindigkeit repräsentierendes Signal wird vor seiner weiteren Verwendung mittels eines Tiefpassfilters geglättet, um kurzzeitige Störungen des Signals auszugleichen, wie sie beispielsweise durch Turbulenz verursacht werden können.
  • Der normale Betriebsbereich eines Flugzeugs ist durch Betriebsgrenzgeschwindigkeiten VMINOP (minimale Geschwindigkeit) und VMAXOP (maximale Geschwindigkeit) limitiert, sowohl mit eingefahrenen, als auch mit ausgefahrenen Auftriebshilfen 13a, 13b, 14a, 14b des Hochauftriebssystems (s. 7). Die 7 und 8 verdeutlichen an einem Beispiel mehrerer benachbarter Konfigurationen des Hochauftriebssystems HAS die Lage der einzelnen Schaltgeschwindigkeiten oder Konfigurationsänderungs-Geschwindigkeiten, d. h. der Geschwindigkeiten, bei denen der Verstellzustand der Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b verstellt wird. In der Konfiguration 0 befinden sich sowohl die Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b als auch die Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b in einer vollständig eingefahrenen Position, wie sie einer Reiseflugstellung entspricht. In einer Konfiguration 1 befinden sich die Auftriebshilfen 13a, 13b, 14a, 14b in einem ausgefahrenen Zustand, wobei es, wie bereits weiter oben erläutert, für die Funktion der Basis-Betriebsart nicht von Bedeutung ist, ob dabei Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b oder Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b ausgefahren sind oder eine Kombination beider Klappentypen oder andere Auftriebshilfen betätigt sind.
  • Bei der Geschwindigkeit VS1gi, wobei i ein Index für die einzelnen Konfigurationen ist, reißt die Strömung am Flügel in der Konfiguration i ab, wenn der Auftrieb des Flugzeugs F dem Flugzeuggewicht entspricht (Lastvielfaches n = 1). Diese Geschwindigkeit hängt, neben der jeweiligen Konfiguration, im Wesentlichen von der aktuellen Masse des Flugzeugs und weiterhin von der Flugmachzahl ab. Durch Hinzufügen einer Sicherheitsmarge zu VS1gi erhält man die (höhere) minimale operationelle Betriebsgeschwindigkeit VMINOPi für die Konfiguration i. Die besagte Sicherheitsmarge ist allgemein meist über Faktoren kj definiert, so dass VMINOPi = kj·VS1gi, wobei der Index j verschiedene Faktoren k bezeichnet, die je nach Konfiguration, aber auch abhängig von der Flugphase, verschiedene Werte annehmen können. Nach oben wird der normale operationelle Betriebsbereich der Konfiguration i durch eine Maximalgeschwindigkeit VMAXOPi begrenzt. Die Definitionen der Geschwindigkeiten VS1g0 und VMINOP0 in der Reiseflugkonfiguration 0 sind analog zu den Definitionen für VS1gi und VMINOPi in der Konfiguration i. Die Bereiche, in denen die VMAXOP einer Konfiguration, z. B. der Konfiguration 1, oberhalb der VMINOP der zu dieser benachbarten, nächst eingefahrenen Konfiguration, z. B. der Konfiguration 0, liegen, stellen ein Geschwindigkeitsband dar, in welchem sich die Fluggeschwindigkeit in den normalen operationellen Bereichen beider Konfigurationen befindet. wo also für die beiden jeweils betrachteten benachbarten Konfigurationen, also z. B. sowohl in der Konfiguration 1 als auch in der Konfiguration 0, ein ausreichender Auftrieb für einen sicheren Flugbetrieb vorhanden ist. Es existiert auch eine maximale operationelle Betriebsgeschwindigkeit z. B. in der Konfiguration 0, also am oberen Ende des Reisefluggeschwindigkeitsbereichs mit vollständig eingefahrenen Auftriebshilfen 13a, 13b, 14a, 14b, die jedoch für die automatische Steuerung des Hochauftriebssystems HAS keine Bedeutung hat.
  • An Hand der 7 wird die Funktionsweise der Basis-Landeverfahrenbetriebsart beschrieben. Nach dem Reiseflug mit einer Geschwindigkeit größer als der Konfigurationswechselgeschwindigkeit VCE1 wird das Flugzeug verzögert, was sowohl in einem Anflugsegment mit konstanter Höhe als auch in einem leichten Sinkflug erfolgen kann. Bei Unterschreitung von VCE1 folgt ein Signal zum Ausfahren der Auftriebskörper 13a, 13b, 14a, 14b von der Konfiguration 0, der Reiseflugstellung, in die erste ausgefahrene Konfiguration 1. Weiteres Verzögern des Flugzeugs führt sukzessive zum Unterschreiten der Konfigurationswechselgeschwindigkeiten VCE2 und VCE3 und dadurch zum Ausfahren der Auftriebshilfen 13a, 13b, 14a, 14b bis in die vorgewählte Landekonfiguration 3. Die Konfigurationswechsel-Geschwindigkeit VCE, die die Auftriebshilfen 13a, 13b, 14a, 14b in die für die Landung vorgesehene Konfiguration bringt, muss größer sein als die minimale operationelle Geschwindigkeit dieser Konfiguration zuzüglich einer Geschwindigkeitsmarge. Die Größe dieser Geschwindigkeitsmarge ergibt sich aus flugzeugspezifisch erforderlichen Zuschlägen für Wind und Turbulenz zur Referenzgeschwindigkeit für den Endanflug. Durch diese Regel wird vermieden, dass die Konfigurationswechselgeschwindigkeit, die den Wechsel in die Landekonfiguration bewirkt, geringer ist als die Anfluggeschwindigkeit VAPPR. Der Anflug wird nach Einnahme der zur Landung vorgesehenen Konfiguration mit konstanter Konfiguration und wenigstens abschnittsweise veränderlicher oder konstanter Anfluggeschwindigkeit VAPPR weiter fortgeführt bis zum Abfangen und Aufsetzen am Boden.
  • Die Fortgeschritten-Landeverfahren-Betriebsart oder Advanced-Modus erlaubt durch Hinzunahme weiterer Eingangssignale eine flugleistungsabhängige Anpassung der Konfigurationswechselgeschwindigkeiten. Liegen die Konfigurationswechselgeschwindigkeiten VCE eher im oberen Bereich des für jede Konfiguration zulässigen Geschwindigkeitsbandes, also nahe an der VMAXOP, so erhöht sich die Konfiguration bereits bei verhältnismäßig hohen Geschwindigkeiten und der Widerstand ist im Mittel eines Anflugs hoch, was durchaus gewünscht sein kann, um die Verzögerung des Flugzeugs auf die Anfluggeschwindigkeit zu unterstützen. In weiteren Ausführungsformen kann auch eine Festlegung der Konfigurationswechsel-Geschwindigkeiten nach Flugleistungsgesichtspunkten erfolgen, wobei die in 8 mit dem Bezugszeichen 111 gekennzeichneten Abstände der Konfigurationswechselgeschwindigkeiten entsprechend variiert würden. Ein Ausführungsbeispiel einer derartigen flugleistungsabhängigen Anpassung der Konfigurationswechselgeschwindigkeiten ist die zuvor erwähnte „Fortgeschritten-Betriebsart”. Der der flugleistungsabhängigen Anpassung der VCE zugrunde liegende Algorithmus ist in 9 dargestellt, wo mit Hilfe einer Entscheidungsverzweigung zwischen hohen VCE und niedrigen VCE umgeschaltet werden kann. Mit Hilfe zweier geeigneter zusätzlicher Eingangssignale, eines von anderen Flugzeugsystemen und eines durch Piloteneingabe schaltbaren, kann die Fortgeschritten-Betriebsart von den reduzierten VCE auf die auch von der Grund-Landeverfahrenbetriebsart oder der Basis-Landeverfahrenbetriebsart verwendeten hohen VCE umschalten. In 9 ist eine Ausführungsform einer derartigen Umschaltung gezeigt. Der Wert HE („High Energy”) beschreibt darin eine von anderen Flugzeugsystemen bezogene logische Variable, die dann, wenn der Energiezustands des Flugzeugs größer als eine bis zur Landung abbaubare maximale Energie ist, wahr wird, und ansonsten falsch ist. Der Wert „High VCE” beschreibt eine logische Variable, die bei manueller Wahl der hohen VCE durch den Piloten wahr wird und ansonsten falsch ist. Durch die Verzweigungen können entweder hohe VCE, die in dieser Ausführungsform immer um 2,5 Knoten unter der VMAXOP der einzunehmenden Konfiguration liegen, gewählt werden, oder aber mit „performance-assisting” bezeichnete niedrige VCE ausgewählt werden.
  • Hierdurch kann beispielsweise im Falle eines Anfluges mit hoher Energie, bei dem zur Verzögerung möglichst viel Luftwiderstand nötig ist, ein früheres Ausfahren der Hochauftriebshilfen erfolgen als beim normalen Landeanflug, in dem die Hochauftriebshilfen bei möglichst niedrigen Geschwindigkeiten und damit spät im Landeanflug ausgefahren werden. D So lassen sich besonders widerstands- und damit kraftstoffverbrauchsarme bzw. lärmarme Anflüge realisieren. Welchem der beiden zuletzt geschilderten Ansätze schließlich der Vorzug zu geben ist, hängt in erster Linie vom Anflugverfahren und den Randbedingungen ab, d. h. von den gewählten Anflughilfen und der Bahnführung, gekennzeichnet durch das zu erfliegende Höhen- und Geschwindigkeitsprofil, sowie den atmosphärischen Bedingungen.
  • Auch sind mit dieser Betriebsart durch Hinzunahme weiterer Eingangssignale gegebenenfalls zusätzliche Funktionen wie das temporäre Ausfahren der Hochauftriebshilfen, beispielsweise im Warteflug, möglich. Es kann vorgesehen sein, dass dies auch mit der Basis-Betriebsart erfolgt.
  • Die Funktionsweise der Fortgeschritten-Betriebsart wird anhand der 8 erläutert, die das Widerstands-Auftriebsverhältnis (Achse CW/CA) des betrachteten Flugzeuges über einem Geschwindigkeitsbereich (Achse CAS für eine kalibrierte Geschwindigkeit) zeigt. Das Diagramm spiegelt den Teil des in 7 gezeigten Verlaufs eines Anflugs bis zum Erreichen von VAPPR wider. Die Konfigurationswechselgeschwindigkeiten sind im gezeigten Ausführungsbeispiel über individuelle Differenzgeschwindigkeiten festgelegt. Diese Differenzgeschwindigkeiten sind flugzeug- und konfigurationsspezifisch gewählt.
  • In der 8 sind schematisch Geschwindigkeitspolaren 101, 102, 103, 104, 105, 106 für verschiedene Konfigurationen dargestellt. Im Einzelnen sind die Geschwindigkeitspolare wie folgt definiert:
    • – Die Geschwindigkeitspolare 101 bezeichnet eine eingefahrene Stellung der Auftriebshilfen, bei der diese insbesondere eine Reiseflugstellung einnehmen (Konfiguration „0” in der 7);
    • – die Geschwindigkeitspolare 102 bezeichnet eine erste ausgefahrene Stellung der Auftriebshilfen (Konfiguration „1” in der 7);
    • – die Geschwindigkeitspolare 103 bezeichnet eine zweite ausgefahrene Stellung der Auftriebshilfen (Konfiguration in der 7 nicht dargestellt);
    • – die Geschwindigkeitspolare 104 bezeichnet eine dritte ausgefahrene Stellung der Auftriebshilfen (Konfiguration „2” in der 7);
    • – die Geschwindigkeitspolare 105 bezeichnet eine vierte ausgefahrene Stellung der Auftriebshilfen (Konfiguration „3” in der 7);
    • – die Geschwindigkeitspolare 106 bezeichnet eine fünfte ausgefahrene Stellung der Auftriebshilfen (in der 7 nicht gezeigt).
  • In der 8 ist mit Pfeildarstellungen mit Pfeilen, die in Richtung der Zunahme des Widerstands-Auftriebsverhältnisses (Achse CW/CA) des betrachteten Tragflügels weisen, gezeigt, mit welcher Geschwindigkeit GAS jeweils ein Ausfahren der Auftriebshilfen erfolgt. Generell erfolgt bei dieser Art der Tragflügelkonfigurations-Verstellung die Einstellung der Tragflügel-Konfiguration (alternativ z. B. durch Veränderung des Querschnittsprofils des Tragflügels) derart, dass jeweils Widerstands-Auftriebsverhältnis (Achse CW/CA) des betrachteten Tragflügels zunimmt.
  • In analoger Weise zeigen die Pfeildarstellungen mit Pfeilen, die in Richtung der Abnahme des Widerstands-Auftriebsverhältnisses (Achse CW/CA) des betrachteten Tragflügels weisen, mit welcher Geschwindigkeit CAS jeweils ein Einfahren der Auftriebshilfen erfolgt.
  • In der 8 ist erkennbar, dass die Schaltgeschwindigkeiten VCE zum Ausfahren der Auftriebshilfen zur Erhöhung der Flugleistungen deutlich unterhalb der für die jeweilige Konfigurationsänderung maximalen Geschwindigkeit 102M, 103M, 104M, 105M, 106M und damit unterhalb der VCE aus 7 gelegen sind. Der in 8 jeweils mit dem Bezugszeichen 111 gekennzeichnete Spielraum zu den Obergrenzen der Konfigurationen von einer Konfiguration 0, 1, 2, 3, FULL gewährleistet, dass ein ausreichender Abstand der Schaltgeschwindigkeit zu der jeweils maximalen Schaltgeschwindigkeit eingehalten wird. Die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C kann derart ausgeführt sein, dass bei deren Überschreitung das stufenweise Einfahren der Vorderkanten-Auftriebshilfen 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebshilfen 14a, 14b veranlasst wird. Diese Einfahrfunktionalität vereint bereits bekannte Schutzfunktionen, die das Risiko des Auftretens unzulässig hoher Lasten an den Klappen durch Zurückfahren des Klappenausschlags verringern mit der operationellen Notwendigkeit, dass in der Anflugbetriebsart die Konfigurationen auch ohne Überschreitung der maximalen Betriebsgeschwindigkeiten 102M, 103M, 104M, 105M, 106M verringert werden können. Die Konfigurationswechsel-Geschwindigkeiten sind darüber hinaus so festgelegt, dass ein Unterschreiten von VMINOP unter Voraussetzung der für die jeweiligen Konfigurationen typischen Verzögerungsraten sowie dem Einfluss von Böen unwahrscheinlich ist. Aufgrund des starken Einflusses des Fahrwerks auf den Widerstand ist es sinnvoll, den Fahrwerkszustand (Ein-/Ausgefahren) für die Festlegung dieser Werte zu berücksichtigen.
  • Im Warteflug kann es, abhängig von der Flugzeugmasse und den Geschwindigkeitsanforderungen, erforderlich sein, dass die Auftriebshilfen 13a, 13b, 14a, 14b ausgefahren werden müssen. Eine eigens für den Warteflug definierte Betriebsart ist im vorliegenden Ausführungsbeispiel nicht vorgesehen. Stattdessen erfolgt das geschwindigkeitsabhängige Ausfahren der Hochauftriebsklappen gemäß 7 bzw. 8. Die Hochauftriebshilfen werden von der Konfiguration i in die nächst niedrigere Konfiguration i – 1 zurückgefahren, wenn die Schaltgeschwindigkeit VCRi überschritten wird und das Flugphasenerkennungs-Modul einen Wechsel der Flugphase hin zu einer Flugphase erkennt, in der das Einfahren der Hochauftriebshilfen erforderlich ist.
  • Nach der Erfindung ist insbesondere eine Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung, die eine Landeverfahren-Optimierungsfunktion aufweist, vorgesehen. Diese Betriebsart wird auch als „Geleitet-Landeverfahren-Betriebsart” oder „Managed Modus” bezeichnet. Die Funktion zur automatisches Landeanflugsplanung kann, wie es in der 7 dargestellt ist, als funktionaler Bestandteil der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C realisiert sein. Mit dieser werden von der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung C Kommandosignale C1 erzeugt und an die Antriebsvorrichtung P übermittelt, mit denen das Ausfahren der Auftriebshilfen 13a, 13b, 14a, 14b während des Landeanfluges situationsabhängig so erfolgt, dass ein vorgegebenes Optimierungsziel erreicht wird.
  • Nach einer Ausführungsform der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung wird eine Endanflug-Bedingung gesetzt, die insbesondere derart definiert sein kann, dass das Flugzeug spätestens in einem Stabilisierungsbereich 610 und/oder spätestens an einem Stabilisierungspunkt S einen vorbestimmten Endanflug-Flugzustand erreicht haben soll. Nach einer Ausführungsform der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung ist der Endanflug-Flugzustand definiert durch eine vorbestimmte Landegeschwindigkeit.
  • Der Stabilisierungspunkt S kann insbesondere durch einen Stabilisierungsabstand DS und eine Stabilisierungshöhe HS jeweils in Bezug auf einen Flughafen-Landungs-Referenzpunkt, der insbesondere ein Landungs-Referenzpunkt der Landebahn RW sein kann, bzw. eine Landebahn-Niveaulinie L definiert sein. Insofern als in einem solchen Stabilisierungsbereich bzw. Stabilisierungspunkt S ein Lande-Flugzustand eingenommen sein soll, haben diese die Funktion eines Grenzbereichs bzw. einer Grenzhöhe bzw. eines Grenz-Abstands. Der Landungs-Referenzpunkt der Landebahn RW kann insbesondere der Beginn der Landebahn oder ein Punkt sein, der einen vorbestimmten Abstand hinter dem Beginn der Landebahn auf der Mittellinie derselben gelegen ist. Dabei ist der Stabilisierungsabstand DS der horizontale Abstand zwischen der lokalen Stelle des Stabilisierungspunkts S und generell dem Flughafen-Landungs-Referenzpunkt bzw. dem Landungs-Referenzpunkt der Landebahn RW. Die Stabilisierungshöhe HS ist die Höhe relativ zum Landungs-Referenzpunkt, also der vertikale Abstand zwischen der tatsächlichen Position des Flugzeugs, bei der der Endanflug-Flugzustand hergestellt ist, und dem Flughafen-Landungs-Referenzpunkt bzw. dem Landungs-Referenzpunkt der Landebahn RW. Die Stabilisierungshöhe HS kann insbesondere 1.000 ft betragen oder einen Betrag zwischen 400 ft und 1.200 ft haben. Die zur Stabilisierungshöhe HS gehörende Niveaulinie ist in der 10 mit dem Bezugszeichen „LS” versehen.
  • Zur Erhöhung der Sicherheit des erfindungsgemäßen Landeverfahrens kann vorgesehen sein, dass statt der Stabilisierungshöhe HS bzw. der dazugehörenden Niveaulinie LS, die eigentlich aufgrund der z. B. sich wegen allgemeiner Landebestimmungen ergebenden Anforderungen an das erfindungsgemäße Landeverfahren zu verwenden ist, eine größere Sicherheits-Stabilisierungshöhe H'S bzw. eine in Bezug auf das Niveau L der Landebahn höher als die geforderte gelegene Niveaulinie LS' verwendet wird. Eine solche Konstellation ist in der 10 dargestellt. Diese zeigt den Stabilisierungspunkt S, der mit der minimalen Stabilisierungshöhe HS über der Landebahn-Niveaulinie L gelegen ist. Nach der alternativen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Landeverfahrens wird statt der Stabilisierungshöhe HS eine Sicherheits-Stabilisierungshöhe H'S und ein sich daraus ergebender Sicherheits-Stabilisierungspunkt S' verwendet. Um den Sicherheits-Stabilisierungspunkt S' herum kann ein Stabilisierungsbereich 610 definiert sein, der nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Landeverfahrens als Höhenkorridor, der durch den Gesamt-Höhenabstand 615 definiert ist, oder Stabilisierungsfenster 616 vorgesehen ist, in dem das Flugzeug spätestens einen vorbestimmten Endanflug-Flugzustand erreicht haben soll. Dieses Stabilisierungsfenster 616 kann gemäß der Darstellung der 10 derart definiert sein, dass dieses sich von einer horizontalen Mittellinie 611, die die Soll-Flugbahn FB-0 im Sicherheits-Stabilisierungspunkt S' schneidet, um einen Höhenabstand 611a von dem Sicherheits-Stabilisierungspunkt S' nach oben und um einen Höhenabstand 611b von diesem nach unten erstreckt, so dass sich eine obere Korridorlinie 612a und eine untere Korridorlinie 612b ergibt. Der Gesamt-Höhenabstand 615, der für das erfindungsgemäße Landeverfahren vorgegeben sein kann, setzt sich somit zusammen aus der Summe des Höhenabstands 611a und des Höhenabstands 611b. Bei dem erfindungsgemäßen Landeverfahren kann der Stabilisierungsbereich 610 oder das Stabilisierungsfenster 616 durch Vorgabe eines konkreten Gesamthöhenabstands 615 oder durch die Vorgabe einer durch S' verlaufenden Mittellinie 611 und davon ausgehend den konkreten Höhenabständen 611a und 611b definiert sein. Die Größe des Gesamt-Höhenabstands 615 bzw. der Höhenabstände 611a und 611b können dabei insbesondere in Abhängigkeit von der einzunehmenden vorbestimmten Landegeschwindigkeit und/oder in Abhängigkeit einer Vorhersagebewertungszahl gewählt werden. Diese Vorhersagebewertungszahl kann insbesondere ermittelt werden, indem überprüft und bewertet wird, in welchem Maß sich die in einem erfindungsgemäßen Verzögerungsprädiktor vorhergesagte Stabilisierungshöhe innerhalb eines vorbestimmten Zeitabschnitts gegenüber einer vorgegebenen Maximalrate verändert. Insbesondere können bei Überschreitung der Maximalrate der Veränderung der vorhergesagten Stabilisierungshöhe die Größe des Gesamt-Höhenabstands 615 bzw. der Höhenabstände 611a und 611b um einen festen Betrag verändert werden. Alternativ können bei Überschreitung der Maximalrate der Veränderung der vorhergesagten Stabilisierungshöhe die Größe des Gesamt-Höhenabstands 615 bzw. der Höhenabstände 611a und 611b um einen veränderlichen, vom Maß der Überschreitung dieser Maximalrate abhängigen Betrag verändert werden. Somit ist das erfindungsgemäße Landeverfahren in dieser Ausführungsform derart eingerichtet, dass ein Erreichen des vorbestimmten Endanflug-Flugzustands des Flugzeugs in dem Bereich 613 oberhalb und in dem Bereich 614 unterhalb des Höhenkorridors oder Stabilisierungsfensters 616 nicht auftreten darf. Alternativ kann das Stabilisierungsfenster 616 in einem erfindungsgemäßen Landeverfahren anders definiert sein. Beispielsweise kann die untere Korridorlinie 612b identisch mit der zur Stabilisierungshöhe HS gehörenden Niveaulinie LS sein.
  • Die erfindungsgemäße Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung („Geleitet”) kann insbesondere derart ausgeführt sein, dass diese einen Stabilisierungsbereich 610 und/oder einen Stabilisierungspunkt S oder Sicherheits-Stabilisierungspunkt S' sowie einen in seinem Höhenprofil vorbestimmten Endanflug-Sollbahnabschnitt FB-E vorgibt, der sich zwischen
    • – dem Stabilisierungspunkt S und/oder dem Sicherheits-Stabilisierungspunkt S', in dem oder an dem jeweils das Flugzeug spätestens einen vorbestimmten Lande-Flugzustand erreicht haben oder optional auch eine vorbestimmte Landekonfiguration einnehmen soll, und
    • – einem Landungs-Referenzpunkt in Bezug auf die Landebahn, auf der das Flugzeug landen soll und der insbesondere ein geplanter oder vorgegebener Aufsetzpunkt TD des Flugzeugs F ist,
    verläuft.
  • Dabei ist insbesondere vorgesehen, dass der Anfangspunkt des Endanflug-Sollbahnabschnitts FB-E identisch ist mit dem Endpunkt des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1, also der Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 in den Endanflug-Sollbahnabschnitt FB-E übergeht. Der Endanflug-Sollbahnabschnitt FB-E ist nach heute in der zivilen Luftfahrt geltenden Regeln für die Durchführung von Landeanflügen mit konstantem Flugbahnwinkel, konstanter Geschwindigkeit und konstanter Konfiguration bis zum Einleiten der Landung zu fliegen. Unter Flugbahnwinkel bzw. Bahnwinkel eines Soffbahnabschnitts wird der Winkel verstanden, den dieser Bahnabschnitt gegenüber der Horizontebene gegebenenfalls lokal einnimmt, wobei ein Flugbahnabschnitt, der zu einer Abnahme der Flughöhe führt, einen negativen Bahnwinkel hat.
  • Wenn von diesen Regeln abgewichen werden darf, kann insbesondere vorgesehen sein, dass der Bahnwinkel des Endanflug-Sollbahnabschnitts FB-E größer oder kleiner als der Bahnwinkel des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 vor dessen Endpunkt ist. Alternativ oder zusätzlich kann dieser Endanflug-Sollbahnabschnitt FB-E als Flugabschnitt mit einem Geschwindigkeits- oder Fahrtprofil mit konstanter Geschwindigkeit bis zum Lande-Referenzpunkt oder z. B. mit konstant abnehmender Geschwindigkeit bis zum Lande-Referenzpunkt definiert sein. Generell kann nach der Erfindung auch ein anderer Verlauf des Soll-Flugbahnabschnitts FB-E zwischen dem Stabilisierungspunkt S und dem Landungs-Referenzpunkt wie z. B. dem fiktiven Aufsetzpunkt TD angenommen werden. Insbesondere kann der Soll-Flugbahnabschnitt zwischen dem Stabilisierungspunkt S und dem fiktiven Aufsetzpunkt TD auch durch einen am Stabilisierungspunkt S beginnenden Horizontal-Flugbahnabschnitt und einen daran bis zum fiktiven Aufsetzpunkt TD anschließenden Soll-Flugbahnabschnitt mit konstanter Sinkgeschwindigkeit gebildet sein. Der Endanflug-Flugbahnabschnitts FB-E kann dann auch zusätzliche Sollbahn-Segmente aufweisen, die steilere oder flachere Bahnneigungswinkel haben oder ein Horizontalflug-Segment sein können. Die Erfindung ist nicht beschränkt darauf, welche und wieviele solcher Segmente und Winkelangaben hierbei verwendet werden.
  • Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens kann auch vorgesehen sein, dass in dem Anfangspunkt des Endanflug-Sollbahnabschnitts FB-E oder dem Endpunkt des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 eine Konfigurationsänderungs-Bedingung gegeben ist, also eine erfindungsgemäße Konfigurationsänderungs-Maßnahme an den Tragflügeln durchgeführt wird. Dies kann insbesondere die Einrichtung der Konfiguration der Tragflügel auf den Endanflug, also das volle Ausfahren von Hinterkanten-Hochauftriebskörpern und/oder von Vorderkanten-Hochauftriebskörpern und/oder eine Einstellung der Maximalwölbung der Profile der Hauptflügel sein.
  • Nach einer Ausführungsform der erfindungsgemäßen Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung erfolgt auf der Basis dieses Endanflug-Sollbahnabschnitts FB-E eine Ermittlung eines Flugpfads als Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 zwischen
    • – der Ist-Position des Flugzeugs F oder einer bezüglich des fliegenden Flugzeugs zukünftigen, geplanten Ist-Position des Flugzeugs als Anfangspunkt des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 und
    • – und/oder dem Stabilisierungspunkt S und/oder dem Sicherheits-Stabilisierungspunkt S' als Endpunkt des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1.
  • Der Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 kann insbesondere bestimmt sein durch:
    • – wenigstens eine Konfigurationsänderungs-Bedingung an einer Stelle zwischen dem Anfangspunkt, der eine Ist-Position des Flugzeugs F oder einer bezüglich des fliegenden Flugzeugs zukünftigen, geplanten Ist-Position des Flugzeugs ist und Endpunkt S und/oder S' des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1,
    • – ein Geschwindigkeitsprofil des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 und/oder ein Höhenprofil des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1.
  • Der räumliche Stabilisierungsbereich 610 und/oder der Stabilisierungspunkt S, S' kann insbesondere auch durch einen vorbestimmten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs definiert sein, der als Soll-Flugzustand, also als von dem Flugzeug an dieser Stelle zu erreichender Flugzustand vorgesehen ist. Der Endanflug-Flugzustand kann insbesondere als eine vorbestimmte Landegeschwindigkeit des Flugzeugs F und/oder eine vorbestimmte Flughöhe über Grund des Flugzeugs F und/oder eine vorbestimmte Entfernung von einem geplanten Aufsetzpunkt des Flugzeugs auf der Landebahn definiert sein, wenn der Landungs-Referenzpunkt und insbesondere der geplante Aufsetzpunkt des Flugzeugs auf der Landebahn von dem Stabilisierungsbereich 610 und/oder dem Stabilisierungspunkt S, S' entfernt liegt. In letzterem Fall kann insbesondere für den Landungs-Referenzpunkt vorgesehen sein, dass das Flugzeug F eine Konfiguration der Tragflügel aufweist, die für den Endanflug bis zum Aufsetzen des Flugzeugs auf der Landebahn vorgesehen ist. Für den Endanflug kann insbesondere auch als Soll-Vorgabe vorgesehen sein, dass das Flugzeug einem definierten Höhenprofil und/oder Geschwindigkeitsprofil folgt.
  • In den Darstellungen der 14 und 16 ist als Landungs-Referenzpunkt ein fiktiver Aufsetzpunkt TD gewählt, wenn von dem Stabilisierungspunkt S oder Stabilisierungsbereich 610 aus ein vorbestimmter Verlauf der Soll-Flugbahn FB-0 gewählt wird. Als der fiktive Aufsetzpunkt TD kann ein Punkt vorgegeben sein, an dem das Flugzeug auf der Landebahn RW aufsetzen soll oder ein anderer Referenzpunkt auf der Landebahn RW. Nach einer der 14 entnehmbaren Ausführungsform wird zur Definition des Stabilisierungspunkts S ein bestimmter Verlauf des zwischen dem Stabilisierungspunkt S und dem fiktiven Aufsetzpunkt TD gelegenen Endanflug-Sollbahnabschnitt FB-E als Teil der Soll-Flugbahn FB-0 angenommen. Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Landeverfahrens kann für diesen Endanflug-Sollbahnabschnitt FB-E ein Höhenprofil mit einem geradlinig abfallenden Verlauf und insbesondere ein konstanter Sinkflug des Flugzeugs F ab dem Stabilisierungspunkt S oder Stabilisierungsbereich mit einem vorgegebenen Geschwindigkeitsprofil wie einer konstanten Sinkgeschwindigkeit zumindest bis zu einer Restflughöhe vorgesehen sein. Die Restflughöhe ist eine Flughöhe über Grund und kann insbesondere einen Wert zwischen 0 ft und 150 ft und insbesondere 15 ft und 100 ft haben.
  • Alternativ oder zusätzlich kann der Endanflug-Sollbahnabschnitt FB-E dadurch definiert sein, dass das Flugzeug zu einem vorgegebenen Zeitpunkt auf der Landebahn aufsetzt, also zu einem vorgegebenen Zeitpunkt einen Aufsetzpunkt TD auf der Landebahn RW erreicht hat.
  • Der Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 kann insbesondere folgendermaßen ermittelt werden: ausgehend von der Ist-Position des Flugzeugs wird eine Sollbahn aufgrund eines angenommenen Bahnneigungsflugs mit fest vorgegebenem, also über die räumliche Erstreckung des zu ermittelnden Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 konstantem oder veränderlichem Bahnwinkel erzeugt. Diese Sollbahn wird derart definiert, dass diese in den Endanflug-Sollbahnabschnitt FB-E übergeht. Der Endanflug-Sollbahnabschnitt FB-E ist derjenige Sollbahn-Abschnitt, der zum Landungs-Referenzpunkt führt. Dabei kann die Neigung von einem Flugzeugsystem wie z. B. dem FMS oder einem diesem funktional zugeordneten Missionssystem mit einer Missions- oder Flugweg-Planungseinrichtung der Funktion zur Ermittlung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 bzw. der Sollbahn bereit gestellt werden. Alternativ oder zusätzlich kann vorgesehen sein, dass der Endanflug-Sollbahnabschnitt FB-E oder der konstante Bahnwinkel oder ein Bahnwinkelverlauf mit einem über die Sollbahn veränderlichen Bahnwinkel vom Flughafen, also z. B. von Fluglotsen oder einer Sollbahndaten-Eingabe- und Sendevorrichtung, vorgegeben ist, so dass ein konstanter Bahnwinkel oder ein Bahnwinkelverlauf manuell eingegeben wird oder über eine Schnittstelle, wie einer mit einer Bodenstation in Verbindung stehenden Empfangseinrichtung, in die Funktion zur Ermittlung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 eingegeben wird. Bei der Bereitstellung oder Ermittlung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 bzw. der Sollbahn können auch zusätzlich Sollbahn-Segmente eingefügt sein bzw. werden, die steilere oder flachere Bahnneigungswinkel haben oder ein Horizontalflug-Segment sein können. Die Erfindung ist nicht beschränkt darauf, welche und wieviele solcher Segmente und Winkelangaben hierbei verwendet werden.
  • Der zu ermittelnde Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 verläuft zwischen der Ist-Position des Flugzeugs F oder einer ersten Soll-Position des Flugzeugs F, die noch nicht erreicht wurde und die eine geplante, vom Flugzeug zu erreichende Position ist, die als Anfangspunkt des zu ermittelnden Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 definiert ist. Erfindungsgemäß kann vorgesehen sein, dass die erste Soll-Position vor der Ermittlung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 vorgegeben wird oder dass die erste Soll-Position sich aus dem ermittelten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 als dessen Startpunkt ergibt. In letzterem Fall kann vorgesehen sein, dass sich die erste Soll-Position aus dem Schnittpunkt des ermittelten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 mit der durch die Ist-Position verlaufenden horizontalen Höhenlinie ergibt. Der Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 ist insbesondere definiert durch wenigstens eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme mit einer Veränderung der Gesamtprofil-Konfiguration der Tragflügel, wenigstens einem Höhenprofil, das an der Stelle der Konfigurationsänderungs-Maßnahme und optional auch an ersten Soll-Position des Flugzeugs eine jeder Konfigurationsänderungs-Maßnahme entsprechende vorbestimmte Zunahme der abfallenden Neigung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 aufweist. Unter „abfallender Neigung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1” wird hierin verstanden, dass aus Sicht der Ist-Position des Flugzeugs der Verlauf des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 zur Landebahn hin abfallend ist, also an jeder Stelle eine negative Steigung hat. Der Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 ist erfindungsgemäß derart gestaltet oder definiert, dass das Geschwindigkeitsprofil desselben an jeder Stelle, an der eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme durchgeführt wird, eine der jeweiligen Konfigurationsänderungs-Maßnahme entsprechende vorbestimmte Geschwindigkeitsabnahme oder geänderte Geschwindigkeits-Abnahme aufweist.
  • Die Ermittlung des Geschwindigkeitsprofils für den jeweils zu ermittelnden Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 erfolgt ausgehend von einem ersten als Ausgangs-Sollbahnabschnitt bereitgestellten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 insbesondere mit wenigstens einer erfindungsgemäß vorgesehenen Konfigurationsänderungs-Maßnahme, durch die an der Stelle des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme und z. B. das Ausfahren eines Hochauftriebs-Körpers des Tragflügels erfolgt. An dieser Stelle wird im Beispiel im Falle des Ausfahrens eines Hochauftriebs-Körpers des Tragflügels eine Änderung des Widerstands-Auftriebs-Verhältnisses des Tragflügels und dadurch eine Verzögerung des Flugzeugs und eine Änderung des Geschwindigkeitsprofils des Sollbahn-Abschnitts bewirkt. Auf diese Weise kann bei der Ermittlung des Geschwindigkeitsprofils des jeweils zu ermittelnden Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 durch eine Einnahme und Positionierung wenigstens einer Konfigurationsänderungs-Maßnahme das Verzögerungsverhalten des Flugzeugs beeinflusst werden. Dieses und insbesondere die nach Veränderung der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Maßnahme eintretende Wirkung auf das Geschwindigkeitsprofil wird in dem Modul zu Ermittlung eines Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 mit einem geeigneten mathematischen Verfahren berechnet und aufgrund der jeweils berechneten Wirkung bzw. des jeweils berechneten Geschwindigkeitsprofils die Position und Art der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Maßnahme in weiteren Berechnungsschritte z. B. iterativ und aufgrund wenigstens eines vorgegebenen Optimierungskriteriums derart verändert, dass ein Geschwindigkeitsprofil und insbesondere eine Verzögerung des Flugzeugs in dem jeweils ermittelten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 erfolgt, bis das Optimierungsziel insbesondere innerhalb vorgegebener Grenzen erreicht ist.
  • Nach einer Ausführungsform der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung („Geleitet”-Betriebsart) sind insbesondere die folgenden Schritte vorgesehen:
    • – Bereitstellung oder Festsetzung wenigstens einer Konfigurationsänderungs-Maßnahme und wenigstens einer Konfigurationsänderungs-Bedingung, die bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 mit dem Flugzeug F erfüllt werden kann, wobei jeder Konfigurationsänderungs-Bedingung eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme zugeordnet ist, bei der durch eine veränderte Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration von Tragflügeln des Flugzeugs F eine Einstellung eines Widerstands-Auftriebsverhältnisses der Tragflügel erfolgt,
    • – Ermittlung eines voraussichtlichen Endanflug-Flugzustands des Flugzeugs F bei einem Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1, den das Flugzeug bei Erreichen des vorgegebenen Stabilisierungsbereichs 610 oder Stabilisierungspunkts S, S' einnimmt,
    • – für den Fall, dass der ermittelte Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs F innerhalb einer vorbestimmten Grenze um den geforderten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs F liegt, Zuordnung des vorgegebenen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 mit der Konfigurationsänderungs-Bedingung und der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Maßnahme, die bei Erreichen der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Bedingung bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 mit dem Flugzeug F an diesem durchgeführt wird, dem Flugplan des Flugzeugs F,
    • – für den Fall, dass der ermittelte Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs F über eine vorbestimmten Grenze hinaus von dem geforderten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs F abweicht, Veränderung eines Geschwindigkeitsverlaufs für ein Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 durch Veränderung der wenigstens einen dem bereitgestellten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 zugeordneten Konfigurationsänderungs-Bedingung und/oder der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Maßnahme bei Erfüllung einer jeweiligen Konfigurationsänderungs-Bedingung und/oder Hinzufügung wenigstens einer weiteren Konfigurationsänderungs-Bedingung mit einer Konfigurationsänderungs-Maßnahme bei Erfüllung derselben derart, dass das Flugzeug in dem Stabilisierungsbereich 610 oder an dem Stabilisierungspunkt S, S' den geforderten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs innerhalb der vorbestimmten Grenze erreicht, und Zuordnung des dadurch ermittelten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 mit der wenigstens einen ermittelten Konfigurationsänderungs-Bedingung und der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Maßnahme dem Flugplan des Flugzeugs F.
  • Nach einer weiteren Ausführungsform der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung („Geleitet”-Betriebsart) kann die Funktion zur Ermittlung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 für die Durchführung der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung derart ausgeführt sein, dass die Ermittlung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 zwischen der Ist-Position des Flugzeugs F oder der ersten Soll-Position des Flugzeugs F und dem Stabilisierungsbereichs 610 und/oder des Stabilisierungspunkts S, S' dadurch erfolgt, dass die Position der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Maßnahme auf dem zu ermittelnden Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 z. B. durch entsprechende Variation und iterative Berechnung derart festgesetzt wird, dass sich der Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FR-1 als Verbindungslinie zwischen der ersten Soll-Position und dem Stabilisierungspunkt S oder Sicherheits-Stabilisierungspunkt S' zumindest innerhalb einer vorgegebenen Genauigkeit ergibt. Die vorgegebene Genauigkeit kann dabei derart definiert sein, dass der Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FR-1 innerhalb eines Maximal-Abstands um dem vorgegebenen Stabilisierungspunkt S oder Sicherheits-Stabilisierungspunkt S' oder an dem vorgegebenen Stabilisierungspunkt S oder Sicherheits-Stabilisierungspunkt S' endet. Durch jeweilige Veränderung der Position der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Maßnahme verändert sich der Verlauf des sich im jeweiligen Zwischen- oder Iterationsschritt ergebenden Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FR-1. Durch ein geeignetes mathematische Verfahren wird bei dieser Ausführungsform so vorgegangen, dass die Position der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Maßnahme strategisch so verändert wird, dass sich ein Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 als Verbindungslinie zwischen der ersten Soll-Position und dem Stabilisierungspunkt S oder Stabilisierungsbereich 610 zumindest innerhalb einer vorgegebenen Genauigkeit ergibt.
  • Nach einer weiteren Ausführungsform der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung kann diese derart ausgeführt sein, dass die Ermittlung des Geschwindigkeitsprofil des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 zwischen der Ist-Position des Flugzeugs F oder der ersten Soll-Position des Flugzeugs F und dem Stabilisierungsbereichs 610 und/oder des Stabilisierungspunkts S, S' aufgrund einer Optimierungsbedingung erfolgt. Dabei kann die Optimierungsbedingung derart definiert sein, dass das Flugzeug bei seinem Flug in der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung insbesondere bei dem Durchfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1, also zwischen dem ersten Soll-Position und dem Stabilisierungsbereich 610 und/oder dem Stabilisierungspunkt S, S' eine möglichst geringe Kraftstoffmenge verbraucht.
  • Dabei kann die Optimierungsbedingung auch derart definiert sein, dass das Flugzeug bei seinem Flug in der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung insbesondere bei dem Durchfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1, also zwischen dem ersten Soll-Position und dem Stabilisierungsbereich 610 und/oder dem Stabilisierungspunkt S, S' eine möglichst kurze Flugzeit verbraucht.
  • Bei der vorbestimmten Konfigurationsänderungs-Maßnahme wird von der Ist-Position der Flugzeugs F aus gesehen bei jeder Konfigurationsänderungs-Maßnahme vorzugsweise eine Vergrößerung der Tragflügel-Konfiguration, insbesondere die jeweils nächst größere Ausfahrstellung oder Verstellung eines Hochauftriebskörpers gegenüber dem Hauptflügel vorgenommen.
  • Weiterhin kann bei der Ermittlung des Geschwindigkeitsprofils des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 vorgesehen sein, dass der Geschwindigkeitsverlauf und der für das jeweilige Flugzeug für jede Tragflügel-Konfiguration auslegungsbedingt jeweils zulässige Geschwindigkeitsbereich für das Flugzeug F berücksichtig wird. Dabei kann insbesondere vorgesehen sein, dass eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme in Abhängigkeit eines Geschwindigkeitsprofils in dem Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 nur dann durchgeführt wird, wenn die angenommene Geschwindigkeit des Flugzeug F unterhalb einer für eine Konfiguration der Tragflügel vorgegebenen Geschwindigkeit gelegen ist, die vor Durchführung der jeweiligen Konfigurationsänderungs-Maßnahme gegeben ist. In dem Verfahren kann eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme dann vorgesehen sein, wenn das Flugzeug F vor Durchführung der jeweiligen Konfigurationsänderungs-Maßnahme eine Geschwindigkeit hat, die die jeweils untere Grenz-Geschwindigkeit des jeweils zutreffenden Geschwindigkeitsbands um einen vorgegebenen Sicherheitsfaktor, wie z. B. 0,15, nicht überschreitet. Die jeweilige Konfigurationsänderungs-Maßnahme soll also bei möglichst geringen Konfigurationsänderungs-Geschwindigkeiten innerhalb des Geschwindigkeitsbands festgesetzt werden, in welchem sich die Fluggeschwindigkeit sowohl im normalen, also der aerodynamischen Auslegung des jeweiligen Flugzeugs entsprechenden operationellen Geschwindigkeitsbereich einer ersten, an einer jeweiligen Flugzeug-Position eingestellten Tragflügel-Konfiguration, also insbesondere Hauptflügel-Auftriebskörper-Konfiguration, als auch im normalen, also der aerodynamischen Auslegung des jeweiligen Flugzeugs entsprechenden operationellen Geschwindigkeitsbereich der zu dieser benachbarten Konfiguration befindet.
  • Weiterhin kann als eine zusätzliche Optimierungs-Bedingung vorgesehen sein, dass jeweils in einem Verfahrensschritt eine mit einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens zu ermittelnde Konfigurationsänderungs-Maßnahme in einem vorgegebenen Bereich des zu ermittelnden Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 erfolgt und dabei insbesondere in einem in der horizontalen Richtung ermittelten Mindest- oder Maximal-Abstand oder Abstandsbereich zwischen der verwendeten Position des Flugzeugs F, an der die jeweilige Konfigurationsänderungs-Maßnahme durchgeführt werden soll, und dem Stabilisierungsbereich 610 und/oder dem Stabilisierungspunkt S, S' oder dem Landungs-Referenzpunkt, der zum Beispiel der Aufsetzpunkt TD des Flugzeuges auf der Landebahn RW sein kann. Ein solcher Verfahrensschritt kann ergänzend zu anderen Optimierungsmöglichkeiten vorgesehen sein.
  • Für den Landeanflug eines Flugzeugs F, der sich aufgrund einer solchen Einstellung der Konfigurationsänderungs-Geschwindigkeiten ergibt, sind in der 11 ein Höhenprofil 640 eines Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 und ein Geschwindigkeitsprofil 642 dargestellt. Zwar ist bereits an der Stelle 651 des Geschwindigkeitsprofils 642 der Konfigurationsänderungs-Flugzustand für das Fahren des zumindest einen Vorderkanten-Auftriebskörpers 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebskörpers 14a, 14b von der Reiseflugstellung in eine erste ausgefahrene Stellung jeweils desselben erreicht, da die Geschwindigkeit des Flugzeugs an dieser Stelle 651 der VCE entspricht. Jedoch erfolgt das Ausfahren des Vorderkanten-Auftriebskörpers 13a, 13b und/oder des Hinterkanten-Auftriebskörpers 14a, 14b in die erste ausgefahrene Stellung erst nach Zurücklegen einer zusätzlichen Strecke 653. In dem darstellten Beispiel erfolgt das Ausfahren des Vorderkanten-Auftriebskörpers 13a, 13b und/oder des Hinterkanten-Auftriebskörpers 14a, 14b in die erste ausgefahrene Stellung nicht bereits bei Erreichen der Fluggeschwindigkeit VCE1, sondern erst nach an der Stelle 652, wenn ein vorbestimmter horizontaler Abstand DCE1 erreicht ist. An dieser Stelle wird die Geschwindigkeit des Flugzeugs weiter reduziert. Sobald das nächste Geschwindigkeitsband niedrigerer Fluggeschwindigkeit erreicht ist, wird bei Erreichen der Fluggeschwindigkeit VCE2 der zumindest eine Vorderkanten-Auftriebskörper 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebskörper 14a, 14b in die zweite ausgefahrene Stellung bewegt und sobald das wiederum darauf folgende Geschwindigkeitsband niedrigerer Fluggeschwindigkeit erreicht ist, wird bei Erreichen der Fluggeschwindigkeit VCE3 der zumindest eine Vorderkanten-Auftriebskörper 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebskörper 14a, 14b in die dritte ausgefahrene Stellung bewegt.
  • Nach einer Ausführungsform erfolgt die Ermittlung dieser Konfigurationsänderungs-Geschwindigkeiten und das Geschwindigkeitsprofil des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 statt durch einen Optimierungsalgorithmus durch eine analytische Berechnung.
  • Nach einem alternativen Verfahren zur Ermittlung der Konfigurationsänderungs-Geschwindigkeiten und des Geschwindigkeitsprofils des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1, das in der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung realisiert sein kann, wird von einem vorgegebenen Anfangs-Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-0 ausgegangen. In einem Simulationsschritt wird ermittelt, an welchem Punkt auf dem Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-0 die Landegeschwindigkeit erreicht wird. Falls dies in Flugrichtung gesehen hinter dem Stabilisierungspunkt S erfolgt, wird der Wert für den Abstand DCE1, bei dessen Erreichen dann der zumindest eine Vorderkanten-Auftriebskörper 13a, 13b und/oder Hinterkanten-Auftriebskörper 14a, 14b in die erste ausgefahrene Stellung bewegt wird und/oder die Werte für die Konfigurationsänderungs-Geschwindigkeiten VCE1, VCE2 und/oder VCE3 verändert und im beschriebenen Beispiel entgegen der Flugrichtung (in der 11 entgegen der X-Achse) verschoben. Dieser Schritt wird iterativ solange wiederholt, bis die Landegeschwindigkeit in der angenommenen Flugrichtung gesehen vor dem Stabilisierungspunkt S oder in einem Stabilisierungsbereichs 610 eingenommen wird.
  • Somit wird bei dieser Funktion oder Ausführungsform der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung ein Geschwindigkeitsprofil des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 erreicht, mit dem ein vorgegebenes Optimierungsziel realisiert wird. Die erfindungsgemäße Funktion bzw. das erfindungsgemäße Verfahren zur Ermittlung eines Geschwindigkeitsprofils des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 kann bei einer Ausführungsform der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung derart ausgeführt sein, dass diese bzw. dieses jeweils insbesondere manuell oder durch ein Trigger-Signal von einem anderen Flugzeugsystem wie dem FMS aktiviert werden kann. Dafür kann nach der Erfindung insbesondere vorgesehen sein, dass die Aktivierung durch Anwahl der speziellen Form der Funktion Zur automatischen Landeanflugsplanung z. B. durch Eingabe mittels einer entsprechenden Eingabevorrichtung der Mensch-Maschine-Schnittstelle und insbesondere einem Display im Cockpit erfolgt. Hierfür kann insbesondere ein interaktives Display vorgesehen sein. Für die Eingabe kann entsprechend des Optimierungsziels z. B. eine Anwahl „kurzer Anflug” oder „kraftstoffarm” selektierbar sein
  • Durch das Verfahren werden somit Flugzustände derart geändert, dass das vorgegebene Optimierungsziel wie z. B. „kurzer Anflug” oder „kraftstoffarm” erreicht wird, so dass der Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt FB-1 mit möglichst großer Geschwindigkeit bzw. mit möglichst geringem Kraftstoff-Verbrauch pro zurückgelegter Strecke geflogen wird. Weiteres Optimierungsziel kann sein, dass das Erreichen der Landebahn oder des Referenzpunktes in einem fest vorgegebenen Zeitfenster oder zu einem bestimmten Zeitpunkt erfolgt.
  • Die 12 zeigt eine Ausführungsform dieser Optimierungsfunktion 600 der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung, die als Teilfunktionen einen Konfigurationsplaner 601, der die Konfigurationswechsel-Flugzustände und insbesondere Konfigurations-Zeitpunkte und/oder die Konfigurations-Flugpositionen festlegt, und einen Verzögerungsprädiktor 602 aufweist, der die aufgrund der Konfigurationswechsel-Flugzustände erwartete Verzögerung entlang des geplanten Flugweges bestimmt. Der Konfigurationsplaner 601 empfängt von einem Flugzeugsystem 603, das insbesondere das Flugmanagementsystem FMS sein kann, Flugplanungsdaten 604. Auf der Basis der Flugplanungsdaten 604 ermittelt der Konfigurationsplaner 601 Konfigurationswechsel-Flugzustände an den Verzögerungsprädiktor 602 übermittelt werden. Dieser ermittelt in jedem Iterationsschritt, an welcher Stelle des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 der Landezustand des Flugzeugs und insbesondere die Landegeschwindigkeit des Flugzeugs erreicht ist. Das Ergebnis, also diese Stelle auf dem Soll-Flugbahn gibt der – Verzögerungsprädiktor 602 an den Konfigurationsplaner 601 zurück, der die Konfigurationsänderungs-Flugzustände ändert und somit auch die Konfigurationsänderungen des Tragflügels vornimmt. Dies kann z. B. im Beispiel der 11 die Verschiebung des Abstands DCE1, in der angenommenen Flugrichtung nach hinten sein. Die Änderung hängt von dem jeweils verfolgten Optimierungsziel für die Optimierungs- oder Anpassungsfunktion ab. In einem jeweiligen Iterationsschritt vom Konfigurationsplaner 601 wird wiederum vom Verzögerungsprädiktor 602 hinsichtlich der Auswirkungen zum Einstellen der Landezustands bzw. der Landegeschwindigkeit berechnet. Diese Iterationen werden solange wiederholt, bis die Soll-Flugbahn derart optimiert ist, dass der Prädiktor vorhersagt, dass der Landezustand vor dem Stabilisierungspunkt S oder in dem Stabilisierungsbereich 610 liegt. Somit wird nach dem erfindungsgemäßer Verfahren der Verlauf der Flugbahn verändert mit der Maßgabe, dass durch Anpassung der Konfigurationsänderungs-Flugzustände hinsichtlich der Erreichung eines Optimierungsziels unter Beibehaltung der Zielvorgabe eine Veränderung des Verlaufs des ersten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts FB-1 berechnet wird.
  • Eine Ausführungsform des Konfigurationsplaners 601 ist als Programmablauf plan in 13 gezeigt. In einer Schleife – beginnend nach dem Start – wird der Prädiktor 602 aufgerufen. Je nach Ergebnis kann, falls erforderlich, der Stabilisierungsbereich 610 oder das Stabilisierungsfenster 616 angepasst werden. Danach wird überprüft, ob die vorgeschriebene Stabilisierungshöhe eingehalten, also die Stabilisierung am Stabilisierungspunkt S und/oder innerhalb des Stabilisierungsbereichs 610 und/oder des Stabilisierungsfensters 616 erreicht wurde. Falls nein, erfolgt eine Anpassung von VCEi und/oder DCEi, mit der die Stabilisierung in gewünschter Richtung verschoben wird, und die Schleife wird erneut durchlaufen. Wenn die vorgeschriebene Stabilisierungshöhe eingehalten bzw. die Stabilisierung am Stabilisierungspunkt S und/oder innerhalb des Stabilisierungsbereichs 610 und/oder des Stabilisierungsfensters 616 erreicht wurde, so ist eine Lösung gefunden und anstatt die Schleife erneut zu durchlaufen, werden die dann ermittelten Werte von VCEi und DCEi zur weiteren Verwendung gespeichert. Dieses Verfahren kann auch wiederholt aufgerufen werden, wobei dann jedes Mal die Werte erneut ermittelt werden. Während des Landeanfluges kann bei Verwendung dieses Verfahrens eine fortwährende Optimierung von VCEi und DCEi erfolgen.
  • An Hand der 14 bis 16 wird eine Ausführungsform der Funktion zur automatischen Landeanflugsplanung („Geleitet-Landeverfahren-Betriebsart”) beschrieben: Das Höhenprofil des vorgegebenen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt wird nicht verändert, sondern es bleibt bei den durchgeführten oder durchzuführenden Iterationen unverändert. Allerdings werden lediglich die Konfigurationsänderungs-Bedingungen und insbesondere Konfigurationswechsel-Flugzustände, bei denen sich die Tragflügel-Konfigurationen ändern sollen und die dabei entlang des Flugbahn nach und nach ausgeführt werden sollen, in ihrer Position auf der Sollflugbahn verändert. Die Anfangs-Sollflugbahn FB-0 ist versehen mit Stellen, an denen Konfigurationswechsel-Geschwindigkeiten VCE auftreten und somit Konfigurationswechsel der Tragflügel vorgenommen werden. Die Position jeder Konfigurationswechsel-Geschwindigkeit VCEi (z. B. die Geschwindigkeit VCE1, VCE2, VCE3), bei der Konfigurationswechsel der Tragflügel vorgenommen werden sollen, so dass sich ein jeweils zugehöriger Abstand HCE1, HCE2, HCE3 ergibt. In der 14 ist beispielartig die erste Berechnung dargestellt: die Landegeschwindigkeit wird an der Stelle LV erreicht, die in Flugrichtung gesehen hinter dem Stabilisierungspunkt S gelegen ist. Wie in der 15 dargestellt ist, erfolgt bei der hier beschriebenen Funktion die Iterations-Maßnahme dadurch, dass die Konfigurationswechsel-Geschwindigkeit VCE1 entgegen der angenommenen Flugrichtung näher zur Ist-Position des Flugzeugs hingeschoben wird. Dies erfolgt solange, bis der in der 16 gezeigte Zustand eintritt, dass die Landegeschwindigkeit LV an einer Stelle erreicht wird, die in Flugrichtung gesehen an dem Stabilisierungspunkt S oder in einem Stabilisierungsbereich 610 gelegen ist.
  • Nach einer Ausführungsform des Verfahrens ist auch die Eingabe von Winddaten, insbesondere Windgeschwindigkeiten und Windrichtungen, über Datenlink und/oder Piloteneingabe möglich. Dies kann manuell oder automatisch erfolgen. Die Winddaten werden dann in der Vorhersage der Stabilisierung im Verzögerungsprädiktor 602 der in 12 gezeigten Ausführungsform des Landeanflugplaners dazu verwendet, die reale Verzögerung des Flugzeuges über Grund genauer vorherzusagen.
  • Das Optimierungsziel kann aus einer Mehrzahl von Zielen gewählt werden oder aus einer Menge von Teiloptimierungszielen gebildet werden und in beiden Fällen zu erfüllende Randbedingungen beinhalten. Insbesondere kann ein Optimierungsziel ein Anflug von möglichst kurzer Dauer sein. Ein anderes Optimierungsziel kann sein, dass eine vorgegebene Flugdauer möglichst genau eingehalten wird. Ein weiteres Optimierungsziel kann sein, dass das Flugzeug bei seinem Landeanflug möglichst wenig Kraftstoff verbraucht. Ein weiteres Optimierungsziel kann sein, dass das Flugzeug während des Landeanfluges möglichst wenig Schub benötigt bzw. der während des Landeanfluges maximal auftretende Schub möglichst gering bleibt.
  • ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
  • Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.
  • Zitierte Patentliteratur
    • WO 2009/040102 A1 [0002]

Claims (15)

  1. Verfahren zur Erstellung eines Landeanflugplans für ein Flugzeug (F) ausgehend von einer Ist-Position oder ersten Soll-Position (P1) des Flugzeugs (F) bei dessen Anflug zur Landung auf einer Landebahn (RW), wobei das Verfahren die folgenden Schritte aufweist: – Bereitstellung eines Stabilisierungsbereichs (610) und/oder eines Stabilisierungspunkts (S, S') in Bezug auf die Landung des Flugzeugs (F), eines für den Stabilisierungsbereich (610) und/oder den Stabilisierungspunkt (S, S') geforderten Endanflug-Flugzustands des Flugzeugs (F), eines wenigstens als Höhenprofil vorgegebenen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1), der zwischen einer Ist-Position oder einer ersten Soll-Position (P1) des Flugzeugs (F) und dem Stabilisierungsbereich (610) und/oder dem Stabilisierungspunkt (S, S') verläuft, – Bereitstellung oder Festsetzung wenigstens einer Konfigurationsänderungs-Bedingung, die bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) mit dem Flugzeug (F) erfüllt werden kann, und jeweils einer der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Bedingung zugeordneten Konfigurationsänderungs-Maßnahme, bei der durch eine veränderte Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration von Tragflügeln des Flugzeugs (F) eine Einstellung eines Widerstands-Auftriebsverhältnisses der Tragflügel erfolgt, – Zuordnung der Kombination aus dem vorgegebenen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) und der Konfigurationsänderungs-Bedingung mit der wenigstens einen jeweils dieser zugeordneten Konfigurationsänderungs-Maßnahme, die bei Erreichen der jeweiligen Konfigurationsänderungs-Bedingung bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) mit dem Flugzeug (F) an diesem durchgeführt wird, dem Flugplan des Flugzeugs (F).
  2. Verfahren nach dem Anspruch 1, wobei die Zuordnung der Kombination aus dem vorgegebenen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) und der Konfigurationsänderungs-Bedingung mit der wenigstens einen jeweils dieser zugeordneten Konfigurationsänderungs-Maßnahme dem Flugplan des Flugzeugs (F) durch die folgenden Schritte erfolgt: – Ermittlung eines voraussichtlichen Endanflug-Flugzustands des Flugzeugs (F) bei einem Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1), den das Flugzeug bei Erreichen des vorgegebenen Stabilisierungsbereichs (610) oder Stabilisierungspunkts (S, S') einnimmt, – für den Fall, dass der ermittelte Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs (F) nur innerhalb einer vorbestimmten Grenze von dem geforderten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs (F) abweicht, Zuordnung der Kombination aus dem vorgegebenen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) und der Konfigurationsänderungs-Bedingung mit der wenigstens einen jeweils dieser zugeordneten Konfigurationsänderungs-Maßnahme, die bei Erreichen der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Bedingung bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) mit dem Flugzeug (F) an diesem durchgeführt wird, dem Flugplan des Flugzeugs (F), – für den Fall, dass der ermittelte Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs (F) über eine vorbestimmten Grenze hinaus von dem geforderten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs (F) abweicht, Veränderung eines Geschwindigkeitsverlaufs für ein Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) durch Veränderung der wenigstens einen dem bereitgestellten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) zugeordneten Konfigurationsänderungs-Bedingung und/oder der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Maßnahme bei Erfüllung einer jeweiligen Konfigurationsänderungs-Bedingung und/oder Hinzufügung wenigstens einer weiteren Konfigurationsänderungs-Bedingung mit einer Konfigurationsänderungs-Maßnahme bei Erfüllung derselben derart, dass das Flugzeug in dem Stabilisierungsbereich (610) oder an dem Stabilisierungspunkt (S, S') den geforderten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs innerhalb der vorbestimmten Grenze erreicht, und Zuordnung der Kombination aus dem dadurch ermittelten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) und der wenigstens einen ermittelten Konfigurationsänderungs-Bedingung mit der wenigstens einen jeweils dieser zugeordneten Konfigurationsänderungs-Maßnahme dem Flugplan des Flugzeugs (F).
  3. Verfahren nach dem Anspruch 1 oder 2, wobei die Konfigurationsänderungs-Bedingung für ein Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) mit dem Flugzeug (F) definiert ist durch: – das Erreichen einer Konfigurationsänderungs-Stelle (PK) auf dem jeweiligen bereitgestellten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) und/oder – das Erreichen wenigstens eines Konfigurationsänderungs-Flugzustands bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) und/oder – das Erreichen wenigstens eines Konfigurationsänderungs-Zeitpunktes bei einem geplanten Abfliegen des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FR-1).
  4. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei der Endanflug-Flugzustand definiert ist durch eine Geschwindigkeit des Flugzeugs.
  5. Verfahren nach dem Anspruch 4, wobei der Endanflug-Flugzustand zusätzlich definiert ist durch wenigstens das Vorliegen wenigstens einer der folgenden Angaben: – ein Verstellzustand der Tragflügel und insbesondere ein Verstellzustand von wenigstens einer aerodynamischen Hochauftriebshilfe an einem Hauptflügel der Tragflügel, bei dem die weingstens eine aerodynamischen Hochauftriebshilfe in einer vorgegebenen Landestellung ist, – ein Zustand des Fahrwerks, bei dem dieses ausgefahren ist, – ein Zustand, dass bestimmte Abweichungen von Vorgabegrößen nicht überschritten werden, insbesondere die Abweichung des Flugzeugs von einem Landekurs und einem Gleitpfad, – die Einnahme einer bestimmten Triebwerksdrehzahl größer als Leerlauf-Zustand des Triebwerks.
  6. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Veränderung der wenigstens einen Konfigurationsänderungs-Bedingung und/oder Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration der Tragflügel des Flugzeugs (F) durch Durchführung einer vorbestimmten Konfigurationsänderungs-Maßnahme und/oder die Hinzufügung wenigstens einer weiteren Konfigurationsänderungs-Maßnahme mit Einstellung einer aerodynamischen Gesamtprofil-Konfiguration der Tragflügel in dem Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) aufgrund einer oder mehrerer Optimierungsziele erfolgt: – das Flugzeug (F) benötigt bei seinem Flug mit optimierter Durchführung des Landeanflugs zwischen der ersten Soll-Position (P1) und dem Stabilisierungsbereich (610) und/oder dem Stabilisierungspunkt (S, S') eine möglichst kurze Flugzeit, – das Flugzeug (F) hält bei seinem Flug mit optimierter Durchführung des Landeanflugs zwischen der ersten Soll-Position (P1) und dem Stabilisierungsbereich (610) und/oder Stabilisierungspunkt (S) eine zuvor geeignet festgelegte Flugdauer innerhalb vorgegebener Grenzen ein, – die Triebwerke des Flugzeugs erzeugen bei seinem Flug mit optimierter Durchführung des Landeanflugs zwischen der ersten Soll-Position (P1) und dem Stabilisierungsbereich (610) und/oder dem Stabilisierungspunkt (S) insgesamt möglichst geringen Schub oder einen möglichst geringen maximal auftretenden Schub, – das Flugzeug verbraucht bei seinem Flug mit optimierter Durchführung des Landeanflugs zwischen der ersten Soll-Position und dem Stabilisierungsbereich (610) und/oder dem Stabilisierungspunkt (S, S') eine möglichst geringe Kraftstoffmenge.
  7. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Konfigurationsänderungs-Maßnahme definiert ist durch: jeweils wenigstens eine vorbestimmte Veränderung der Konfiguration der Tragflügel und insbesondere zur Veränderung eines Verformungszustands des Hauptflügels des Flugzeugs und/oder eines Verstellzustands zumindest einer Vorderkanten-Hochauftriebshilfe (13a, 13b) und insbesondere des Verstellwinkels (δV) desselben relativ zum Hauptflügel und/oder eines Verstellzustands des zumindest einer Hinterkanten-Hochauftriebshilfe (14a, 14b) und insbesondere des Verstellwinkels (δH) derselben relativ zum Hauptflügel, und/oder eines Verformungszustands zumindest einer Vorderkanten-Hochauftriebshilfe (13a, 13b) und/oder Hinterkanten-Hochauftriebshilfe (14a, 14b).
  8. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, – wobei auf der Basis des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) eine Soll-Flugbahn (FB-0) bis zum Erreichen einer Restflughöhe vor der Landung des Flugzeugs ermittelt wird und als Vorgabe für die Ermittlung der Soll-Flugbahn (FB-0) ein in seinem Höhenprofil vorbestimmter Endanflug-Sollbahnabschnitt (FB-E) verwendet wird und der Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) in den Endanflug-Sollbahnabschnitt (FB-E) übergeht, – wobei der Endanflug-Sollbahnabschnitt (FB-E) zwischen dem Stabilisierungsbereich (610) und/oder dem Stabilisierungspunkt S und einem in Bezug auf Positionsdaten der Landebahn stehenden und zwischen dem Stabilisierungsbereich (610) und/oder dem Stabilisierungspunkt S und der Landebahn gelegenen Landungs-Referenzpunkt verläuft, der insbesondere ein geplanter Aufsetzpunkt (TD) auf der Landebahn ist, – wobei insbesondere der Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) und der vorbestimmte Endanflug-Sollbahnabschnitt (FB-E) jeweils durch ein ortsabhängiges oder zeitabhängiges Höhenprofil definiert ist, wobei bei dem Endanflug-Sollbahnabschnitt (FB-E) das Flugzeug bis zu einer Restflughöhe einen Sinkflug mit konstantem Bahnwinkel und/oder mit konstanter Geschwindigkeit durchführt.
  9. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Stabilisierungspunkt (S) oder Sicherheits-Stabilisierungspunkt (S') im Stabilisierungsbereich (610) derart festgelegt wird, dass dieser am Anfang des vorbestimmten Endanflug-Sollbahnabschnitts (FB-E) gelegen ist, welcher insbesondere durch ein Höhenprofil und ein Geschwindigkeitsprofil bestimmt ist.
  10. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei das Verfahren die folgenden Schritte aufweist: – Ermittlung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) durch Definition eines Flugbahnabschnitts von dem Stabilisierungspunkt (S) oder Stabilisierungsbereich (610) aus zurück in Richtung zu der aktuellen Ist-Position des Flugzeugs bei wenigstens einer vorgegebenen, in dem Flugbahnabschnitt gelegenen Konfigurationsänderungs-Maßnahme, so dass sich ein Anfangspunkt des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) und ein Verlauf des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) ergibt, der zumindest definiert ist durch einen in seiner Position fixen Anfangspunkt und ein Höhenprofil, – Durchführung eines Folgeflugs entlang des ermittelten Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) mit automatischer Bahnführung oder Anzeige von Steuerungskommandos zur Durchführung eines manuellen Bahnfolgeflugs für einen Piloten auf einem Fluginstrument und insbesondere auf einem Flight Director, wobei bei Passieren der Konfigurationsänderungs-Stelle (PK) und/oder bei Erreichen des Konfigurationsänderungs-Flugzustands und/oder bei Erreichen des Konfigurationsänderungs-Zeitpunktes die wenigstens eine Maßnahme zur Veränderung der Konfiguration der Tragflügel automatisch oder von dem Piloten durchgeführt wird.
  11. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass bei der Ermittlung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) ein Soll- und/oder Ist-Flugzustand des Flugzeugs als Anfangspunkt des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) verwendet wird und dass die Ermittlung des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) unter Variierung von mindestens einer Konfigurationsänderungs-Maßnahme und/oder Steuerungsvorgaben wie insbesondere eine über den Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) veränderliche Flug-Geschwindigkeit oder den über den Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) veränderlichen Antriebsschub bei einem vorgegebenen Bahnverlauf in der horizontalen Ebene erfolgt.
  12. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche 8 bis 11, wobei der Landungs-Referenzpunkt in Bezug auf die Landebahn ein geplanter Aufsetzpunkt (TD) des Flugzeugs (F) auf der Landebahn (RW) ist.
  13. Computerprogrammprodukt, das auf einer programmgesteuerten Einrichtung die Durchführung eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 12 veranlasst.
  14. Medium mit einem darauf gespeicherten Landeanflugplan, der nach dem Verfahren nach einem Ansprüche 1 bis 12 erstellt wurde.
  15. Vorrichtung zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs mit einer Funktion zur Bahnführung eines Flugzeugs ausgehend von einer Ist-Position oder ersten Soll-Position des Flugzeugs bei dem Anflug zur Landung auf einer Landebahn, wobei die Funktion aufweist: – eine Schnittstelle zum Empfang eines als Höhenprofil vorgegebenen Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) zwischen einer Ist-Position oder einer ersten Soll-Position des Flugzeugs (F) und einem Stabilisierungsbereich (610) und/oder einem Stabilisierungspunkt (S, S') mit wenigstens einer Konfigurationsänderungs-Stelle in dem Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) vorgesehenen Konfigurationsänderungs-Maßnahme mit einer Veränderung der Gesamtprofil-Konfiguration der Tragflügel an dieser Konfigurationsänderungs-Stelle mit einem für diesen Stabilisierungsbereich (610) oder Stabilisierungspunkt (S, S') vorbestimmten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs, – ein Funktionsmodul zur Überprüfung oder Veränderung der Position, an der die wenigstens eine Konfigurationsänderungs-Maßnahme mit einer Veränderung innerhalb des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) und/oder Hinzufügung einer weiteren Konfigurationsänderungs-Maßnahme in dem Stabilisierungs-Flugbahnabschnitt (FB-1) erfolgt, und dadurch Veränderung eines Geschwindigkeitsverlaufs entlang des Stabilisierungs-Flugbahnabschnitts (FB-1) derart, dass das Flugzeug in dem Stabilisierungsbereich (610) oder an dem Stabilisierungspunkt (S, S') den vorbestimmten Endanflug-Flugzustand des Flugzeugs wenigstens innerhalb vorbestimmter Grenzen erreicht.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104298109A (zh) * 2014-09-23 2015-01-21 南京航空航天大学 基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法

Families Citing this family (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9934692B2 (en) 2012-02-22 2018-04-03 Honeywell International Inc. Display system and method for generating a display
US9128109B1 (en) * 2012-08-20 2015-09-08 The Boeing Company Method and system for detecting errors in indicated air speed
US9153139B2 (en) * 2012-12-21 2015-10-06 Embraer S.A. Steep approach performance improvements and optimization
US9221554B2 (en) * 2013-03-06 2015-12-29 Gulfstream Aerospace Corporation Runway overrun monitor
US9988139B2 (en) * 2013-05-30 2018-06-05 Eaton Intelligent Power Limited Fault tolerant electronic control architecture for aircraft actuation system
US9359065B2 (en) * 2013-09-24 2016-06-07 The Boeing Company System and method for optimizing performance of an aircraft
FR3012598B1 (fr) * 2013-10-25 2016-02-26 Thales Sa Procede et systeme de gestion de vol
US9430948B2 (en) * 2014-04-16 2016-08-30 The Boeing Company Landing alerts for preventing runway excursions
FR3026177B1 (fr) * 2014-09-22 2019-11-01 Thales Procede d'adaptation d'un segment de trajectoire d'aeronef a pente sol constante selon au moins un critere de performance
FR3037411B1 (fr) 2015-06-12 2019-12-20 Thales Procede et systeme de determination automatique d'un profil optimise de descente et d'approche pour un aeronef
US9613537B2 (en) * 2015-07-29 2017-04-04 The Boeing Company Multiple landing threshold aircraft arrival system
US9564056B1 (en) 2015-09-03 2017-02-07 General Electric Company Flight path optimization using nonlinear programming
US10096253B2 (en) 2015-11-30 2018-10-09 Honeywell International Inc. Methods and systems for presenting diversion destinations
US10152195B2 (en) 2015-12-14 2018-12-11 Honeywell International Inc. Aircraft display system pertaining to energy management
US10304344B2 (en) 2016-02-09 2019-05-28 Honeywell International Inc. Methods and systems for safe landing at a diversion airport
US10134289B2 (en) * 2016-02-18 2018-11-20 Honeywell International Inc. Methods and systems facilitating stabilized descent to a diversion airport
US9663241B1 (en) * 2016-04-19 2017-05-30 Honeywell International Inc. Speed change and acceleration point enhancement system and method
US10260883B2 (en) * 2016-06-29 2019-04-16 General Electric Company Methods and systems for optimal guidance based on energy state approximation
US10109203B2 (en) 2016-09-07 2018-10-23 Honeywell International Inc. Methods and systems for presenting en route diversion destinations
FR3058016B1 (fr) 2016-10-21 2019-08-23 Airbus Operations Procede et dispositif de gestion de configurations d'un aeronef.
EP3400494B1 (de) 2016-11-14 2021-04-28 SZ DJI Technology Co., Ltd. Flugbahnbestimmung
US10654589B2 (en) * 2017-03-27 2020-05-19 Honeywell International Inc. Avionic display systems and methods for generating vertical situation displays including instability prediction and avoidance symbology
US10839701B2 (en) 2018-06-05 2020-11-17 Honeywell International Inc. Methods and systems for stabilized approach energy management
US10854091B2 (en) 2018-07-03 2020-12-01 Honeywell International Inc. Energy management visualization methods and systems
US11142337B2 (en) * 2018-07-17 2021-10-12 Ge Aviation Systems Llc Method and system for determining a descent profile
DE102018120010A1 (de) * 2018-08-16 2020-02-20 Autel Robotics Europe Gmbh Routenanzeigeverfahren, -vorrichtung und -system, bodenstation und computerlesbares speichermedium
US10793286B1 (en) * 2018-08-23 2020-10-06 Rockwell Collins, Inc. Vision based autonomous landing using flight path vector
GB201815106D0 (en) 2018-09-17 2018-10-31 Airbus Operations Ltd Improved aircraft wing and flight control surface
CN110598294B (zh) * 2019-09-03 2023-05-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 常规布局飞机飞行轨迹稳定性确定方法及装置
FR3104706B1 (fr) * 2019-12-13 2021-12-31 Airbus Operations Sas Système et procédé d’aide à l’atterrissage d’un aéronef lors d’une panne totale des moteurs de l’aéronef.
US11586196B2 (en) * 2020-01-22 2023-02-21 Honeywell International Inc. Approach mode activation monitoring function and automatic activation in an event of pilot incapacitation
DE102020107456A1 (de) * 2020-03-18 2021-09-23 Volocopter Gmbh Verfahren und Steuergerät zur Kurvenkoordinierung eines Fluggerätes sowie ein Fluggerät mit Kurvenkoordinierung
CN111504341B (zh) * 2020-04-30 2023-09-19 中国直升机设计研究所 一种直升机飞行状态识别方法
CN111605724B (zh) * 2020-05-22 2022-08-12 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种大气数据***仿真试验方法
CN111899571B (zh) * 2020-07-29 2021-11-02 成都民航空管科技发展有限公司 基于aman***的自动调整航班进近程序的方法及***
CN112327922B (zh) * 2020-11-18 2022-04-22 南京航空航天大学 一种飞翼无人机自主起降综合控制方法
US11842629B2 (en) * 2020-12-10 2023-12-12 Honeywell International Inc. Dynamic radar vectoring guidance methods and systems
CN114044125B (zh) * 2021-12-21 2024-05-14 中国商用飞机有限责任公司 飞行器操纵控制***及控制方法
CN114636417B (zh) * 2022-05-23 2022-09-02 珠海翔翼航空技术有限公司 基于图像识别的飞行器迫降路径规划方法、***和设备
CN117452973B (zh) * 2023-12-22 2024-03-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种运输机前线机场短距着陆航迹优化方法及装置

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009040102A1 (de) 2007-09-24 2009-04-02 Airbus Deutschland Gmbh Automatische steuerung eines hochauftriebssystems eines flugzeugs
US7611098B2 (en) * 2005-01-19 2009-11-03 Airbus France Flight management process for an aircraft

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2857760B1 (fr) * 2003-07-15 2005-09-23 Airbus France Systeme pour commander automatiquement des dispositifs hypersustentateurs d'un aeronef, en particulier des becs de bord d'attaque d'aile.
US8027758B2 (en) * 2005-01-19 2011-09-27 Airbus Operations (S.A.S.) Navigation system for an aircraft and associated command process
FR2902078B1 (fr) * 2006-06-13 2008-07-11 Airbus France Sas Procede de pilotage d'un aeronef en phase d'approche
DE102008022092A1 (de) * 2008-05-05 2009-11-19 Airbus Deutschland Gmbh Fehlertolerantes Stellsystem zur Verstellung von Klappen eines Flugzeugs mit einer Verstell-Kinematik mit feststehender Drehachse
DE102010007042A1 (de) * 2010-02-05 2011-08-11 Airbus Operations GmbH, 21129 Flugzeug mit einer Steuerungsvorrichtung
FR2968818B1 (fr) * 2010-12-08 2014-07-11 Airbus Operations Sas Procede et dispositif d'aide a l'approche d'un aeronef lors d'une approche en vue d'un atterrissage.

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7611098B2 (en) * 2005-01-19 2009-11-03 Airbus France Flight management process for an aircraft
WO2009040102A1 (de) 2007-09-24 2009-04-02 Airbus Deutschland Gmbh Automatische steuerung eines hochauftriebssystems eines flugzeugs

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Dehn, Chr.; Simulation automatischer Landeanflüge für Verkehrsflugzeuge am Beispiel einer Boeing 707; in Heft 8 Regelungstechnik, 1978, Seiten 251-258 *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104298109A (zh) * 2014-09-23 2015-01-21 南京航空航天大学 基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法
CN104298109B (zh) * 2014-09-23 2017-04-19 南京航空航天大学 基于多控制器融合的无尾飞行器协调转弯控制方法

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