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Gebiet der Erfindung
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Die
vorliegende Erfindung betrifft Flugbahninformationssysteme und insbesondere
Flugbahninformationsanordnungen, Computerprogrammprodukte und Verfahren
zum Anzeigen einer Flugbahnabweichungsinformation basierend auf
einer Navigationssystemgüte.
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Hintergrund der Erfindung
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Bei
einem modernen Verkehrsflugzeug erstellt eine Flugbesatzung Flugplaneinträge und Veränderungen über eine
Flugverwaltungssystem-Steueranzeigeeinheit (Flight Management System-Control Display Unit,
FMS-CDU). Die FMS-CDU ist eine elektronische Baugruppe, welche eine
Tastatur auf ihrer unteren Flächenhälfte und
eine elektronische Anzeige auf ihrer oberen Flächenhälfte enthält. Durch Eintippen von Eingaben
in die Tastatur kann die Flugbesatzung eine Route in den Flugverwaltungscomputer
durch Eingeben einer Reihe von Wegpunkten, welche dann in Textform
auf der oberen Hälfte
der FMS-CDU-Anzeige
angezeigt werden, erstellen oder verändern.
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Eine
zusätzlich
bereitgestellte Anzeige ist eine Navigations-(Karten-)anzeige. Im Gegensatz zu der
Textanzeige der FMS-CDU stellt die Navigationsanzeige die ausgewählten Wegpunkte
entlang einer gewünschten
Route graphisch dar. Somit werden dann, wenn die Flugbesatzung Einträge in die FMS-CDU
eingibt, diese auf der Navigationsanzeige graphisch dargestellt.
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Derzeitige
FMCs berücksichtigen
eine Einrichtung einer Vielzahl von Flugplänen, welche aus Punkt-zu-Punkt
Teilflugabschnitten und Ablaufmanövern bestehen. Zusätzlich berücksichtigen
herkömmliche
FMCs eine Autopilotbetriebsart, wo das Flugzeug automatisch gemäß einem
vordefinierten Flugplan durch Bereitstellen einer lateralen Navigations-(LNAV)
und einer vertikalen Navigations-(VNAV) Führung fliegt, so dass die Route
geflogen werden kann. Die meisten Verkehrsflugzeuge können mit dem
eingeschalteten Autopilot auf einem konstanten Kurs geflogen werden.
Dies ermöglicht
eine Überwachung
und Verfolgung eines von einem geographischen Wegpunkt abgehenden
Kurses. Aufgrund der Einwirkung von Wind und weiteren Faktoren auf
den Flugplan unterscheidet sich jedoch häufig der tatsächliche
Flugplan, welcher von dem Flugzeug geflogen wird, von dem vordefinierten
Flugplan, was somit eine ständige
Einstellung des Flugzeugkurses erfordert, um den gewünschten
Kurs beizubehalten.
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Um
eine Einstellung des Flugzeugkurses zu ermöglichen, um den gewünschten
Kurs beizubehalten, sind viele herkömmliche FMCs auch in der Lage die
Position des Flugzeugs von Navigationssystemen, wie z.B. einem GPS
(globales Positionsbestimmungssystem, Global Positioning System),
ILS (Instrumentenlandesystem), IRS (Trägheitsreferenzsystem, Inertial
Reference System), einem VOR (VHF-Funkbereich mit kugelförmiger Richtcharakteristik,
VHF Omni-Directional Radio Range) und einem DME (Rückstrahlpeilungseinrichtung,
Distance Measuring Equipment) zu bestimmen. Obwohl diese Quellen
eine geeignete Positionsbestimmungsinformation bereitstellen, weisen
sie jeweils individuelle Nachteile auf. Obwohl z.B. Systeme, wie
z.B. GPS-Systeme, welche eine Positionsbestimmungsinformation von
Satelliten ermitteln, eine Positionsbestimmungsinformation für ein Flugzeug
so gut wie überall
bereitstellen können,
kann die Zugänglichkeit eines
derartigen satellitenbasierten Systems aufgrund von Einflüssen, wie
z.B. einer Satellitengeometrie, beschränkt sein. Und obwohl Systeme
von der ILS-Art sehr genaue Positionsbestimmungsinformationen bereitstellen, sind
diese Arten von Systemen bodenbasierte Systeme und im Allgemeinen
auf Landevorgänge
auf Hautflughäfen
beschränkt.
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Aufgrund
der Veränderung
der Genauigkeit von vielen Navigationssystemen haben die Vereinigten
Staaten und die internationalen Fluggesellschaften das Verfahren
der geforderten Navigationsfunktionsgüte (Required Navigation Performance,
RNP) zum Definieren einer Flugzeuggüte, wenn es auf dem Weg, bei
einem Landeanflug und bei Landevorgängen eines Flugs betrieben
wird, eingeführt.
RNP ist ein wahrscheinlichkeitstheoretischer Ansatz, um eine Abweichung
eines Flugzeugs von seinem beabsichtigen Kurs zu berechnen und wurde
von der International Civil Aviation Organization (ICAO) als „eine Angabe
der Navigationsgütegenauigkeit,
welche zum Betrieb innerhalb eines definierten Luftraums notwenig
ist" definiert.
Derzeit bestehen verschiedene Definitionen von RNP-Standards, welche
ein Boeing-RNP, ein Airbus-RNP, RNP-10 und BRNAV/RNP-5 beinhalten.
Gemäß dem Boeing-RNP kann
diesbezüglich
die Navigationsgütegenauigkeit durch
einen Abstand in nautischen Meilen und einen Wahrscheinlichkeitsgrad
von 95% lateral und 99,7% vertikal quantifiziert werden. Z.B. ist
ein Flugzeug qualifiziert in einem RNP 1 lateral, RNP 250 vertikal Luftraum
zu arbeiten, wenn es nachweisen kann, dass die Fähigkeit und Güte des Navigationssystems des
Flugzeugs dazu führt,
dass sich das Flugzeug innerhalb 1 nmi (nautische Meile) lateral
von der angezeigten Position auf dem Navigationssystem für mindestens
95% der Flugzeit und innerhalb von 250 Fuß vertikal von der angezeigten
Position für
mindestens 99,7% der Flugzeit befindet.
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Über den
lateralen Navigationsgenauigkeitsgütestandard von 95% hinausgehend
definiert das Boeing-RNP eine laterale Integritätseingrenzungsbegrenzung von
der doppelten Größe des RNP,
welche mittig auf dem vordefinierten Weg des Flugzeugs angeordnet
ist. Die Integritätseingrenzungsbegrenzung spezifiziert
ferner, dass das Navigationssystem sicherstellen muss, dass das
Flugzeug innerhalb der Integritätseingrenzungsgrenze
zu 99,999% der Flugzeit bleibt.
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Um
derzeit zu bestimmen, ob ein Flugzeug sich innerhalb der RNP oder
der Integritätseingrenzungsbegrenzung
befindet, berechnen die FMCs eine Echtzeitbestimmung der Navigationssystemgenauigkeit,
welche im Allgemeinen als die tatsächliche Navigationsgüte (Actual
Navigation Performance, ANP) bezeichnet wird. Die ANP wird typischerweise
von dem FMC basierend auf einer fehlerfreien Funktion und Integritätsstatistiken,
welche von den GPS-Empfängern
oder der Flugzeuggeometrie bezogen auf bodenbasierte Navigationshilfen
bereitgestellt werden, und Annahmen über die Navigationshilfenortsfehlererfassungs-
und Gütemerkmale berechnet.
Die ANP und RNP werden dann typischerweise auf der FMS-CDU in einer
numerischen Form zusammen mit einer großen Menge weiterer numerischer
und Textinformationen, welche den beabsichtigten Flugplan des Flugzeugs
betreffen, dargestellt. Um zu bestimmen, ob die ANP innerhalb der RNP
ist, stellt das Anzeigesystem einen „RNP untauglich"-Alarm bereit, wenn
ANP die RNP überschreitet.
Dieser Alarm weist nicht direkt RNP-Änderungen aufgrund der Abweichung
des Flugzeugs von dem definierten Weg aus. Um dies auszuweisen, muss
der Pilot oder ein weiteres Besatzungsmitglied auf die laterale
Wegabweichung, welche auf der Flugzeugsnavigationsanzeige angezeigt
wird, und die Höhe,
welche auf der Flugzeughauptfluganzeige angezeigt wird, schauen
und versuchen zu bestimmen, ob die Abweichung für die ausgewählte RNP annehmbar
ist. Dieses Anzeige- und Vergleichsverfahren zum Bestimmen, ob die
ANP innerhalb der RNP ist, benötigt
eine unnötige
Menge an Zeit, kann sehr ablenkend für den Pilot und/oder ein Luftbesatzungsmitglied
sein und ist nur grenzwertig für
niedrige RNP-Werte geeignet.
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Als
nächster
Stand der Technik wird die
US 4,860,007 betrachtet.
Diese Druckschrift beschreibt eine elektronische Fluglagesollwertanzeige,
welche eine (laterale) Kurssenderanzeige und eine (vertikale) Gleitbereichanzeige
umfasst, wobei beide Anzeigen mit Referenzpunkten und diamantförmigen Markierungen
versehen sind, welche auf der entsprechenden Anzeige beweglich sind,
um eine Abweichung der tatsächlichen
Flugbahn von der gewünschten
Flugbahn anzuzeigen.
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Zusammenfassung der Erfindung
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Angesichts
des vorhergehenden Hintergrunds stellt die vorliegende Erfindung
eine Anordnung nach Ansprüchen
7 und 11, ein Computerprogrammprodukt nach Ansprüchen 15 und 18 und ein Verfahren
zum Anzeigen einer Navigationsgüte
basierend auf einer Flugbahnabweichungsinformation nach Ansprüchen 1 und
4 bereit. Die Anordnung, das Computerprogrammprodukt und das Verfahren
der vorliegenden Erfindung stellen Piloten und/oder Luftbesatzungsmitgliedern
eine klare, präzise
Anzeige der dynamischen Beziehung zwischen ANP und RNP, sich überschneidenden
Flugbahnen und eine aktuelle tatsächliche Flugbahnabweichung
von einer vordefinierten Flugbahn bereit. Wohingegen ILS-Führungssysteme
im Allgemeinen auf Landevorgänge
bei Hauptflughäfen
beschränkt
sind, stellen die Anordnung, das Computerprogrammprodukt und das
Verfahren der vorliegenden Erfindung ferner eine Abweichungsanzeige
bereit, welche für
einen größeren Bereich
von Flughafenabläufen
ausgestaltet ist, welche Abflüge,
Ankünfte
und Landeanflugsübergänge einschließen.
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Gemäß einer
Ausführungsform
weist eine Flugbahnabweichungsanzeigeanordnung, welche auf einer
Navigationsgüte
basiert, eine Anzeige und einen Anzeigeprozessor auf, welcher geeignet
ist, ein Bild auf der Anzeige zu erzeugen. Das Bild weist mindestens
eine Flugbahnanzeige auf, welche einen Referenzpunkt umfasst, welcher
von Endmarkierungen begrenzt ist, die sich in mindestens einer einer lateralen
und vertikalen Richtung erstrecken, so dass die Endmarkierungen
sich äquidistant
lateral und/oder vertikal von dem Referenzpunkt auf einer entsprechenden
Flugbahnanzeige erstrecken. Der Referenzpunkt betrifft eine tatsächliche
Flugbahn und die Endmarkierungen stellen eine geforderte Navigationsgüte (Required
Navigation Performance, RNP) dar. Die Anzeige weist ferner mindestens
einen beweglichen Abweichungszeiger auf, welcher an den Flugbahnanzeigen
angeordnet ist, wobei sich der Abweichungszeiger zwischen den Endmarkierungen, welche
auf einer Abweichung der tatsächlichen
Flugbahn des Flugzeugs bezogen auf eine vordefinierte Flugbahn basieren,
bewegt.
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Zusätzlich weist
das Bild eine Darstellung eines ausdehnbaren auf der Flugbahnanzeige
angeordneten Navigationsfehlers auf, welcher mindestens einen fehlerverdächtigen
Navigationsgütebereich
definiert. Die Darstellung erstreckt sich von mindestens einer der
Endmarkierungen in Richtung zu dem Referenzpunkt basieren auf der
tatsächlichen
Navigationsgüte
(ANP) und der RNP für
das Flugzeug, wobei die ANP und RNP auf einer Flugphase des Flugzeugs
basieren. In einer weiteren Ausführungsform ist
die Darstellung geeignet, mindestens einen Abweichungszeiger auf
der Darstellung aufzuzeigen.
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In
einer weiteren Ausführungsform
umfasst eine Flugbahnüberschneidungsanzeigeanordnung eine
Anzeige und einen Anzeigeprozessor, welcher geeignet ist, ein Bild
auf der Anzeige zu erzeugen, welches die Flugbahnanzeigen und die
Abweichungszeiger umfasst. Zusätzlich
weist das Bild mindestens einen beweglichen Zeiger der überschneidenden
Flugbahn auf, welcher auf der Flugbahnanzeige angeordnet ist. Die
Zeiger der überschneidenden
Flugbahn bewegen sich in einem Bereich zwischen den Endmarkierungen
basierend auf einem Abstand der überschneidenden
Flugbahn von der tatsächlichen
Flugbahn.
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Im
Betrieb beginnt das Verfahren zum Bereitstellen einer Navigationsgüte basierend
auf einer Flugbahnabweichungsinformation durch Bereitstellen der
Flugbahnanzeigen. Dann wird eine Abweichung der tatsächlichen
Flugbahn des Flugzeugs bezogen auf eine vorbestimmte Flugbahn bestimmt
und die beweglichen Abweichungszeiger werden danach auf den Flugbahnanzeigen
basierend auf der Abweichung und dem Referenzpunkt angezeigt. Als
nächstes
werden eine tatsächliche
Navigationsgüte
(ANP) und die RNP basierend auf einer Flugphase des Flugzeugs bestimmt
und eine Darstellung von mindestens einem ausdehnbaren Navigationsfehler
wird danach auf den Flugbahnanzeigen basierend auf der ANP und der
RNP angezeigt. In einer weiteren Ausführungsform werden Abweichungszeiger
auf der Darstellung aufgezeigt. Bei Ausführungsformen, welche Zeiger
für sich überschneidende
Flugbahnen aufweisen, wird nach einem Anzeigen der Darstellung mindestens
eine überschneidende
Flugbahn aufgezeigt und die beweglichen Zeiger für überschneidende Flugbahnen werden
danach auf den Flugbahnanzeigen basierend auf einem Abstand der überschneidenden
Flugbahn von der tatsächlichen Flugbahn
dargestellt.
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Die
verschiedenen Ausführungsformen
der vorliegenden Erfindung stellen daher Piloten und/oder Flugbesatzungsmitgliedern
eine klare, übersichtliche
Anzeige der ANP, wie sie sich zu der RNP, überschneidenden Flugbahnen
und einer aktuellen tat sächlichen
Flugbahnabweichung von einer vordefinierten Flugbahn verhält, dar.
Die nicht verwirrende und intuitive Anzeige der vorliegenden Erfindung
ermöglicht
Piloten und/oder Luftbesatzungsmitgliedern ferner in einer zeitlichen
Art und Weise einfach zu bestimmen, ob die aktuelle Navigationsgüte des Flugzeugs
innerhalb der geforderten Navigationsgüte ist.
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Kurzbeschreibung der Zeichnungen
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Nachdem
die Erfindung in allgemeinen Begriffen beschrieben wurde, wird nun
Bezug auf die beigefügten
Zeichnungen genommen, welche nicht notwendigerweise maßstabsgetreu
sind, und wobei:
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1 eine
Darstellung ist, welche die allgemeine Erscheinung und die relative
Verbindung des Flugverwaltungssystems darstellt, welches die Steueranzeigeeinheit
(CDU), Datenbusse, eine Navigationsanzeige (MAP) und Logikbaugruppen
aufweist;
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2 stellt
ein Flugzeughauptarmaturenbrett und seine Verbindungsbeziehung zu
den Flugverwaltungscomputern, einem Autopilotflugführungssystem,
Flugsteuercomputern, verbindenden Digitaldatenbussen und drei CDUs
dar;
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3 und 4 stellen
eine exemplarische Hauptfluganzeige gemäß einer Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung dar, welche eine Flugbahnabweichungsinformation
und eine Information von einer überschneidenden
Flugbahn basierend auf einer RNP und ANP Navigationsgüte aufweist;
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5A–5B sind
schematische Darstellungen, welche gemäß einer Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung die Beziehung zwischen der Flugbahnanzeige,
welche einen Abweichungszeiger und Darstellungen eines Navigationsfehlers
aufweist, und den Flugzeugluftraum, welcher eine RNP und eine Eingrenzungsgrenzenbegrenzung
aufweist, darstellen;
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6A–6C stellen
die Wahrscheinlichkeitseigenschaft der ANP bezogen auf die RNP dar, wie
sie von der Länge
der Darstellungen der Navigationsfehler gemäß einer Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung dargstellt werden;
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7 ist
ein Diagramm, welches einen zulässigen
lateralen flugtechnischen Fehler (FTE) über einer lateralen ANP gemäß einer
Ausführungsform darstellt,
wobei sich beide auf eine laterale RNP beziehen;
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8 ist
ein Diagramm, welches einen zulässigen
vertikalen flugtechnischen Fehler (FTE) über einer vertikalen ANP gemäß einer
Ausführungsform darstellt,
wobei sich beide auf eine vertikale RNP beziehen;
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9A–9D sind
schematische Darstellungen, welche gemäß einer Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung die Beziehung zwischen der Flugbahnanzeige,
welche einen Abweichungszeiger und den Zeiger für eine überschneidende Flugbahn aufweist,
und der Flugzeugposition bezogen auf eine überschneidende Flugbahn darstellt;
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10 ist
ein Ablaufdiagramm, welches einige der Schritte des Verfahrens zum
Bereitstellen einer Navigationsgüte
basierend auf einer Flugbahnabweichungsinformation und einer Information
einer überschneidenden
Flugbahn gemäß einer
Ausführungsform
darstellt; und
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11A–11C sind schematische Darstellungen, welche gemäß einer
Ausführungsform der
vorliegenden Erfindung die Beziehung zwischen dem Flugzeugluftraum,
welcher eine Flugzeugabweichung von der vorbestimmten Flugbahn aufweist, und
den Darstellungen eines Navigationsfehlers auf der Flugbahnanzeige
darstellen.
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Detaillierte Beschreibung
der Erfindung
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Die
vorliegende Erfindung wird nun im Nachfolgenden vollständiger unter
Bezugnahme auf die beigefügten
Zeichnungen, in welchen bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung
gezeigt sind, beschrieben werden. Diese Erfindung kann jedoch in vielen
unterschiedlichen Ausgestaltungen ausgeführt werden und sollte nicht
als auf die hierin dargelegten Ausführungsformen beschränkt angesehen
werden; vielmehr werden diese Ausführungsformen bereitgestellt,
so dass diese Offenbarung allumfassend und vollständig sein
wird und den Fachleuten den Umfang der Erfindung vollständig übermitteln
wird. Gleiche Bezugszeichen beziehen sich durchwegs auf gleiche
Elemente.
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1 stellt
in sowohl einer graphischen als auch einer Blockdarstellungsform
die Hauptkomponenten eines modernen gewerblichen Flugverwaltungssystems
dar, welches im Allgemeinen mit 30 bezeichnet wird. Obwohl
die vorliegende Erfindung im Zusammenhang mit dem modernen gewerblichen Flugverwaltungssystem
wie nachfolgend beschrieben verwendet werden kann, sollte jedoch
klar sein, dass die vorliegende Erfindung in einer beliebigen Anzahl
unterschiedlicher elektronischer Systeme realisiert werden kann,
ohne von dem Sinn und Umfang der vorliegenden Erfindung abzuweichen.
Mit 32 ist ein herkömmliches
Flugzeugnavigationsflugverwaltungssystem mit einer Steueranzeigeeinheit (FMS-CDU)
gezeigt. Die FMS-CDU weist einen oberen Flächenabschnitt 34 und
einen unteren Flächenabschnitt 36 auf.
In ihrem oberen Flächenabschnitt 34 weist
die FMS-CDU 32 eine elektronische Anzeige 40 auf,
welche geeignet ist, Textzeilen, welche von der Flugbesatzung eingegeben
werden, anzuzeigen. Diese Textzeilen stellen typischerweise Wegpunkte entlang
des Weges einer gewünschten
Navigationsroute dar. An beiden Seiten und benachbart zu der elektronischen
Anzeige befinden sich Zeilenauswahltasten, welche im Allgemeinen
mit 42 und 44 bezeichnet werden. Aufgrund der
Benutzerbetätigung einer
der Zeilenauswahltasten wird die benachbarte Textzeile auf der elektronischen
Anzeige aktiviert, um dadurch eine Eingabe, Auswahl oder Löschung von Text
zu ermöglichen.
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An
dem unteren Abschnitt der elektronischen Anzeige befindet sich eine
Notizblockzeile 46, welche vom System erzeugte Meldungen,
Eingaben über
die (nachfolgend beschriebene) Tastatur und Daten, welche von einer
Zeile zu einer weiteren bewegt werden, anzeigt.
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In
der unteren Flächenhälfte 36 der FMS-CDU 32 befindet
sich eine Tastatur, welche im Allgemeinen mit 50 bezeichnet
wird. Die Tastatur weist eine Anordnung von Tasten sowie Steuereingaben
auf, mit welchen die Flugbesatzung Wegpunkte von Hand eingeben kann,
welche dann auf der elektronischen Anzeige 40 als Textzeilenelemente
erscheinen. Ferner sind verschiedene Steuertasten einbezogen, welche
es der Flugbesatzung ermöglichen,
verschiedene Einträge
hinzuzufügen,
zu verändern
und zu löschen.
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Z.B.
ist eine bereitgestellte Ausführungstaste 52 ein
Tastdruckknopf, welcher beleuchtet wird, um eine Veränderung
an der aktiven Route anzuzeigen. Sobald die Flugbesatzung die Ausführungstaste drückt, wird
eine gewünschte Änderung
aktiviert und eine Beleuchtung der Taste wird gelöscht.
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Eine
bereitgestellte Löschtaste 54 ist
ein Tastschalter, welcher, wenn er von der Flugbesatzung betätigt wird,
in den Notizblockabschnitt 46 der elektronischen Anzeige 40 LÖSCHEN (DELETE) eingibt.
Wenn der Notizblock leer ist, löscht
eine Auswahl einer nachfolgenden Zeile durch die Zeilenauswahltasten 42, 44 Daten
auf der entsprechenden benachbarten Zeile, wenn eine derartige Information löschbar ist.
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Somit
gibt die Flugbesatzung in Form von über die Tastatur 50 eingetippte
Einträge
Wegpunkte entlang der gewünschten
Navigationsroute ein. Diese Wegpunkte werden als Textzeilen auf
der elektronischen Anzeige 40 angezeigt.
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Ferner
ist eine Navigationsanzeige (MAP) 60 als eine Anzeige der
gewünschten
Navigationsroute für
die Flugbesatzung vorgesehen. Die Navigationsanzeige stellt die
aktuelle Position des Flugzeugs, welche nachfolgend durch das Dreieck 62 dargestellt wird,
und ausgewählte
Wegpunkte entlang der gewünschten
Route dar, wie z.B. den dargestellten Wegpunkt „VAMPS" bei 64, den nächsten ausgewählten Wegpunkt „RUMOR" bei 66 und
den Endwegpunkt „ELN" bei 67.
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Zusätzlich zu
der Routeninformation wird ferner auf der Navigationsanzeige 60 die
aktuelle magnetische Flugrichtung 68 und eine gebogene
Linie 70, welche einen Abschnitt einer Kompassrose darstellt,
dargestellt.
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Ferner
wird in der oberen linken Ecke der Anzeige 60 eine Information
dargestellt, welche die aktuelle Geschwindigkeit über Grund,
die wahre Luftgeschwindigkeit, eine Windgeschwin digkeit und eine Windrichtungsinformation
anzeigt, welche zusammen bei 72 gezeigt werden.
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Die
Cockpit-Anzeigen 73, welche die Navigationsanzeige 60 aufweisen,
und die FMS-CDU 32 sind über ein Logikmodul, welches
im Allgemeinen mit 80 bezeichnet wird, verbunden. Das Logikmodul weist
den Flugverwaltungscomputer (FMS) 82 auf. Zusätzlich weist
die Logik den Anzeigeprozessor oder Computer (Anzeigebaugruppe) 84 auf.
Eingaben von dem Logikmodul zu und von der FMS-CDU 32 werden
entlang von Mehrfachbussen 86 übertragen, wohingegen eine
Anzeigeinformation von dem Anzeigeprozessor 84 zu den Cockpitanzeigen über einen
Bus 88 übertragen
wird.
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Der
Flugverwaltungscomputer 82 stellt laterale (LNAV) und vertikale
(VNAV) Führungssignale für das Autopilotflugführungssystem
(AFDS) 83 bereit, welches die Führungssignale validiert und
bestätigt.
Das AFDS stellt dann die Führungssignale
dem Hautpflugcomputer (PFC) 87 bereit, welcher die Steuerflächen 85 des
Flugzeugs in der üblichen
Art und Weise derart aktiviert, dass das Flugzeug geführt wird,
um automatisch die Route, wie sie von dem Flugverwaltungscomputer 82 ausgewählt ist,
zu fliegen.
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2 stellt
eine typische Navigationsanordnung, wie sie sich in einem modernen
Verkehrsflugzeug befindet, dar. Linke bzw. rechte Flugverwaltungscomputer
(FMCs) 102, 104 sind gezeigt. Die linken und rechten
FMCs stehen mit zugeordneten linken bzw. rechten Steueranzeigeeinheiten
(CDUs) 112, 114 in Verbindung. Die linken und
rechten CDUs sind für
einen einfachen Zugriff durch die Piloten angeordnet. Wie in modernen
Verkehrsflugzeugen häufig
vorgesehen, kann eine dritte Ersatz- oder Mittelkanal-CDU 120 ferner
vorgesehen sein. Die dritte CDU wird in einigen Flugzeugen verwendet,
wie z.B. in der 777-Familie des Flugzeugs, welches von The Boeing Company
hergestellt wird, um mit anderen Flugzeugsystemen in Verbindung
zu stehen, wie z.B. einer Satellitenkommunikation, SAT-COM und/oder dem Fahrgastinformations-/Kabinengegensprechanlagensystem
(PACI).
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Die
CDUs 112, 114 und 120 und die FMCs 102, 104 stehen über eine
dreifach redundante Datenverbindung oder einen dreifach redundanten
Bus 122A, B, C in Verbindung. Die zwei FMCs stehen ferner über einen
FMC-Zwischengehäusebus 123 in Verbindung,
dessen Funktion eine Synchronisation der Datenzustände zwischen
den zwei FMCs aufrechterhält.
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Im
normalen Betrieb nimmt eine der beiden FMCs 102, 104 die
Hauptsteuerung an, welche hier als linke FMC 102 gekennzeichnet
ist. Somit werden Ausgaben von FMC 102 sowohl zu dem Hauptarmaturenbrett 140 als
auch zu einem Autopilotflugführungssystem 150 bereitgestellt.
Das Hauptarmaturenbrett weist linke und rechte Hauptfluganzeigen 142, 144 auf,
welche von linken und rechten Ausgaben von dem Autopilotflugführungssystem 150 angesteuert
werden. Linke bzw. rechte Navigationsanzeigen 146, 148 werden
von entsprechenden Ausgaben von dem Haupt-FMC 102 angesteuert.
Eine zentrale Maschinen- und Besatzungswarnanzeige 149 ist
ferner ist dem Hauptarmaturenbrett 140 vorgesehen.
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Auf
die in Bezug auf 1 beschriebene Art und Weise
werden dann Flugbesatzungseinträge
in die linken und rechten CDUs 112, 114 der gewünschten
Flugpläne
zu den FMCs 102, 104 übertragen, wobei eine entsprechende
graphische Darstellung der Flugpläne auf den linken und rechten
Flugnavigationsanzeigen 146, 148 dargestellt werden.
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Ausgabenavigationsführungssignale
für sowohl
eine vertikale Navigation VNAV und eine laterale Navigation LNAV
werden von dem Haupt-FMC 102 für das Autopilotflugführungssystem 150 bereitgestellt.
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Das
Autopilotflugführungssystem 150 erzeugt
dann entsprechende Ausgabesignale, welche zu den Hautpflugcomputern 160 verlaufen.
Die Hautpflugcomputer erzeugen wiederum geeignete Steuersignale,
welche auf die Flugzeugflugsteuerflächen 170 angewendet
werden, um zu bewirken, dass das Flugzeug gemäß dem von der Flugzeugbesatzung
in die CDUs 112, 114 eingegebenen Flugplan fliegt.
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3 und 4 sind
eine Veranschaulichung einer Anzeige gemäß der vorliegenden Erfindung,
wie z.B. die von dem Anzeigeprozessor 84 erzeugte, die
ein Anzeigefeld geeignet umfasst, welches auf einem Kathodenstrahlröhrenbildschirm
dargestellt wird. Obwohl die Anzeige von dem Anzeigeprozessor innerhalb
des Logikmoduls 80 wie nachfolgend beschrieben erzeugt
werden kann, sollte klar sein, dass die Anzeige wie auch immer von
einer beliebigen Anzahl unterschiedlicher elektronischer Systeme
hergestellt werden kann, ohne von dem Sinn und Umfang der vorliegenden
Erfindung abzuweichen. Bezug nehmend auf 3 und die
eher herkömmlichen
Komponenten der Anzeige, ist das Anzeigefeld in einer Anzahl von
Anzeigeelementen oder Anzeigebereichen 200, 202, 204, 206 und 208 aufgeteilt.
Ein erster Bereich 200 umfasst eine mittig angeordnete
elektronische Fluglagenrichtungsanzeigeeinheit, welche eine im Wesentlichen
rechteckige Form aufweist mit einem Mittelachsenkasten 210, welcher
die Flugzeuglängsachse
in der Mitte des Kastens darstellt. An jeder Seite davon sind übliche ortsfeste
Flugzeugsymbole 212 und 214 angeordnet. Ein künstlicher
Horizont wird durch eine Linie 216 zwischen einem oberen
heller gefärbten
Bereich, welcher den Himmel darstellt, und einem unteren dunkleren
Bereich für
eine Bodenfärbung
vorgesehen. Zusätzlich
weist der untere Abschnitt der Fluglagenrichtungsanzeigeeinheit
eine digitale Anzeige 217 der Funk- (oder Radar-)höhe auf,
welche die aktuelle Höhe
des Flugzeugs über
dem Grund anzeigt. Die gesamte Darstellung von der elektronischen Fluglagerichtungsanzeige 200 ist
im Wesentlichen herkömmlich.
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Benachbart
und entlang der linken Seite der Fluglagenrichtungsanzeige 200 ist
eine Fluggeschwindigkeitsdarstellung 202 vorhanden, welche eine
vertikal ausgerichtete bewegliche Skala oder ein „Band" mit Einteilungen,
die Luftgeschwindigkeitswerte entlang der rechten Seite davon darstellen,
d.h. an der Seite benachbart zu der Fluglagenrichtungsanzeige 200,
umfasst. Die Luftgeschwindigkeitsanzeige weist ferner einen ortsfesten
Zeiger 218 auf, welcher nach innen in Richtung der Luftgeschwindigkeitsskala
sowie in Richtung der Mitte der Fluglagenrichtungsanzeige zeigt.
Der Zeiger ist mit einem Fenster 220 versehen, welches
digital die Luftgeschwindigkeit in Abhängigkeit einer Instrumentierung des
Flugzeugs anzeigt. Wenn sich die Luftgeschwindigkeit ändert, bewegt
sich die Skala oder das Band vertikal relativ zu dem Zeiger 218,
welcher fortgesetzt in Richtung des Mittelachsenkastens 210 zeigt.
Das Band stellt einen Bereich von Geschwindigkeitswerten oberhalb
und unterhalb der aktuellen Geschwindigkeit, z.B. 190 und 310 Knoten
in der speziellen Darstellung, dar, wobei die Ziffern unmittelbar
links von den entsprechenden Skaleneinteilungen angeordnet sind.
Abschnitte der Skala oder des Bandes oberhalb und unterhalb des
sichtbaren Bereichs werden von der Darstellung ausgeblendet. Überdies
wird die Skala an der Stelle des Fensters 220, welches
die numerische Anzeige der aktuellen Geschwindigkeit als eine „rollende" Zahl bereitstellt,
ausgeblendet. Der rechte Skalenrand des Bandes wird nicht von dem
Zeiger 218 oder dem Fenster 220 verdeckt.
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Die
Luftgeschwindigkeitsanzeige weist ferner eine pilotengesteuerte
Markierung oder „bug" 220 auf,
welche aus einem Zeiger besteht, wobei der aktuelle Wert der ausgewählten Luftgeschwindigkeit (z.B. 250 Knoten)
numerisch an einer Stelle 224 über der Luftgeschwindigkeitsdarstellung
angezeigt wird. Wenn die ausgewählte
Luftgeschwindigkeit erreicht ist, erreicht die Markierung oder der „bug" den Zeiger 218.
Die Markierung 222 weist eine abgestellte Position an dem
oberen Ende der Anzeigeeinheit 202 und an dem unteren Ende
der Anzeigeeinheit 202 auf, wenn die ausgewählte Luftgeschwindigkeit
sich außerhalb
der Werte, welche von dem Luftgeschwindigkeitsband dargestellt werden,
befindet und zu dieser Zeit wird nur eine der horizontalen Markierungen
an dem Ende des Bandes erscheinen. Die Luftgeschwindigkeitsanzeigeeinheit
kann ferner ein Führungsgeschwindigkeitsband 225 aufweisen,
um einen zulässigen
Bereich von Luftgeschwindigkeiten anzuzeigen, welche mit den VNAV
und LNAV Navigationsführungssignalen
einhergehen. Zusätzlich kann
die Luftgeschwindigkeitsanzeigeeinheit eine Referenzzielgeschwindigkeitsanzeige
(REF) 251 entlang der Anzeigeeinheit 202 aufweisen,
und eine ausgewählte
Landeklappenposition 256 zusammen mit einer zugeordneten
Referenzgeschwindigkeit (z.B. 30/120). Die Anzeigeeinheit 204 für eine Flugzeugflugrichtung
umfasst einen rastergefärbten
Bereich mit der Form eines Kreissegments oder einer Kompassrose,
welche für
den Betrachter einfach verständlich
ist. Die Anzeigeeinheit 204 ist mit einer Gradskala entlang
dem oberen bogenförmigen
Abschnitt davon benachbart zu der Fluglagerichtungsanzeigeeinheit 200 vorgesehen
und wie bei der zuvor beschrie benen Anzeigeeinheit 202 bewegt
sich die Skala der Flugrichtungsanzeigeeinheit 204 bezogen auf
einen ortsfesten Zeiger, welcher mit 229 bezeichnet ist.
Unterhalb des ortsfesten Zeigers weist die Anzeigeeinheit eine Kursanzeigeeinheit 226 auf,
welche sich bewegt, wenn der Kurs sich in Richtung zu der Flugrichtung
verändert.
Links von dem Zeiger 226 ist eine Stelle 227,
welche digital die vorliegende Flugrichtung anzeigt. In dem übrigen Segment
der Flugrichtungsanzeige, wie sie in 3 und 4 dargestellt
ist, ist die Kompassrose ausgeblendet und ist ferner an der Stelle 227,
wo die numerische Anzeige dargestellt wird, ausgeblendet. Aber weder
der Zeiger noch das Fenster verdecken die obere Skala.
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Eine
weitere vertikal angeordnete Anzeigeeinheit 206 ist benachbart
zu der rechten Seite der Fluglagenrichtungsanzeige 200 in 3 und 4 angeordnet
und ist mit einer Höhenskala
entlang der linken Seite davon, d.h. benachbart zur Anzeigeeinheit 200,
versehen. Die Anzeigeeinheit 206 ist ferner mit Höhenzahlen
an der rechten Seite einer geeigneten Markierung an der Skala versehen.
Die Anzeigeeinheit ist von der Art einer beweglichen Skala oder eines
beweglichen Bandes, wobei sich die Skala bezogen auf einen ortsfesten
Zeiger 228 bewegt, wenn sich die Höhe des Flugzeugs ändert, wobei
der aktuelle Wert der ausgewählten
Höhe numerisch
an einer Stelle 238 über
der Luftgeschwindigkeitsdarstellung angezeigt wird. Der ortsfeste
Zeiger 228 weist ein benachbartes Fenster auf, in welchem
die genaue Höhe als
Zahl in einer Rollenart digital dargestellt wird. Wenn sich die
Höheninformation
der Flugzeuginstrumentierung ändert, ändert sich
somit sowohl die numerische Markierung im Fenster 230 als
auch die Position des darunter liegenden Bandes dementsprechend.
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Eine
Höhenmarkierung
für Höhen oberhalb und
unterhalb des Bereiches, welcher auf der sichtbaren Skala oder dem
Band dargestellt wird, hier näherungsweise 800 Fuß, werden
ausgeblendet, da sich die Skala unterhalb des Fensters 230 befindet. Der
Zeiger 228 und das Fenster 230 behindern nicht die
Sicht auf die Markierung entlang der linken Seite der Anzeigeeinheit 206,
sondern zeigen ortsfest zu der Markierung und zu der Mitte der Fluglagenrichtungsanzeigeeinheit 200.
Die Höhenanzeigeeinheit 206 weist
ferner eine Markierung oder „Bug" auf, welche von
einem Piloten entlang der linken Seite der Skala positionierbar
ist. Eine kastenähnliche
Markierung oder Bug 232 mit einem nach innen gerichteten mittigen
Zeiger 234 ist entlang dem linken Rand der Skala von einem
Piloten positionierbar, wobei der Pfeil 234 auf eine gewünschte Höhe in einer
Art und Weise eines Rechenschiebers zeigt. Die digitale Anzeige
an Position 236 an dem unteren Ende der Anzeigeeinheit 206 stellt
die barometrische Stellung in Inches einer Quecksilbersäule dar.
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Die
Anzeige der 3 und 4 weist
ferner eine Vertikalgeschwindigkeitsanzeigeeinheit 208, welche
in Tausendern von Fuß pro
Minute entlang der linken Seite davon geeicht ist, benachbart zu
der Anzeigeeinheit 206 auf. Der schattierte Bereich, welcher
die Anzeigeeinheit 208 umfasst, hat eine etwas trapezförmige Form,
welche sich in Richtung der Anzeigeeinheit 206 weitet,
und ist mit einem beweglichen Zeiger 240 versehen, welcher
ausgestaltet ist, die aktuelle vertikale Geschwindigkeit des Flugzeugs anzuzeigen,
indem der auf die Markierung der Skala entlang der linken Seite
der Anzeigeeinheit 208 zeigt. Die zuletzt erwähnte Skala
weist eine ortsfeste Position auf. Der Zeiger 240 ist von
einem scheinbaren Ursprung zu der rechten Seite der Skala winkelig
beweglich, von welchem der Zeiger sich radial nach außen zu erstrecken scheint.
Der Zeiger 240 zeigt nicht nur zu der Markierung entlang
der linken Seite der ortsfesten vertikalen Geschwindigkeitsskala
der Anzeigeeinheit 208, sondern wird auch verwendet, um in
Richtung einer ausgewählten
Höhe auf
der Höhenskala
der Anzeigeeinheit 206 zu zeigen, welche hier durch die
zuvor erwähnte
Markierung oder Bug 232 bezeichnet wurde.
-
Nachdem
der Pilot eine gewünschte
Höhe ausgewählt hat
und die Markierung 232 die gleiche bezeichnet, kann die
vertikale Geschwindigkeit des Flugzeugs derart gesteuert werden,
dass der Zeiger 240 in Richtung der gewählten Höhe zeigt, und unter diesen
Umständen
ist die vertikale Geschwindigkeit zum Auspegeln bei der gewünschten
Höhe optimal. Es
wird klar sein, dass, wenn die gewünschte Höhe angenähert wird, und wenn die vertikale
Geschwindigkeit des Flugzeugs derart gesteuert wird, dass der Zeiger 240 fortgesetzt
in Richtung der Markierung 232 zeigt, während sich letztere nach unten
bewegt, sich die vertikale Geschwindigkeit des Flugzeugs verringern
wird oder das Flugzeug in eine vertikale Richtung abbremsen wird,
wodurch die gewünschte Höhe in einer
optimierten Art und Weise erreicht wird.
-
Als
ein zusätzliches
Merkmal der Anzeigeeinheit 208 wird die Vertikalgeschwindigkeitsskala
in Richtung einer Vertikalgeschwindigkeit von Null geweitet, um
eine geeignete Verzögerung
in Richtung der gewünschten
Höhe zu
fördern.
In einer speziellen Ausführungsform
ist die Skala, welche weiter von der Null oder der Mitte der Vertikalgeschwindigkeitsanzeige
weg liegend zusammengedrückt
ist, zwischen Markierungen, welche durch Zahlen an der linken Seite
der Markierungen gezeichnet sind, stückweise linear.
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Es
wurde in Bezug auf ein Erreichen einer vorgegebenen Höhenänderung
als vorteilhaft herausgefunden, dass zumindest für vertikale Geschwindigkeiten
zwischen Null und eintausend Fuß pro
Minute die vertikale Geschwindigkeit näherungsweise drei mal der Änderung
der gewünschten
Höhe entspricht.
Die Beziehung der Skala der Anzeigeinheit 208 zu der Skala
der Anzeigeeinheit 206 ist ausgestaltet, um dieses Ergebnis
zu erzielen, wie einem Vergleichen der Skalen zu entnehmen ist.
Beim Abstimmen der zwei Skalen ist es im Allgemeinen wünschenswert,
dass die Höhenskala
der Anzeigeeinheit 206 in Bezug auf einen Markierungsabstand
für eine bestmögliche Pilotenablesbarkeit
und Funktion optimiert wird, während
die Skala der Anzeigeeinheit 208 entsprechend angepasst
wird.
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Die
Anzeige der 3 und 4 weist
ferner Flugbetriebsartmeldeanzeigen 242, 244 und 246 an
der oberen Mitte der Anzeige auf. Die drei Spalten sind für einen
Status eines automatischen Gashebels, einen Status für eine Lateralbetriebsart
und einen Status für
eine Vertikalbetriebsart vorgesehen. Es wird angemerkt, dass diese
Melder in einer Ordnung angeordnet sind, welche den Spalteninhalt
dem Anzeigemerkmal in nächster
Nähe zuordnet.
Insbesondere ist die Betriebsart für den automatischen Gashebel
am dichtesten an dem Geschwindigkeitsband, die Vertikalbetriebsart
am dichtesten an dem Höhenband
und die Lateralbetriebsart in der Mitte, welche sich auf die Schräglagenskalierung
oder die Kursanzeigeeinrichtung bezieht. Flugrichtungs-, Autopilot-
und Autolandestatusmelder werden an einer Stelle 248 unmittelbar über der
Fluglagenrichtungsanzeigenmitte angezeigt, welche eine sehr plötzliche Überprüfung erfordern.
Zusätzlich
kann eine Stelle 250 Merkmale des Landeanflugs, welche
eine Stationsfrequenz und einen Landebahnkurs (in Grad) aufweisen,
eine Entfernungsmessein richtungsanzeige (DME) in nautischen Meilen
und den augenblicklichen Betriebsartstatus aufweisen.
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Nun
wird Bezug auf 4 und die Navigationsgüte basierend
auf einer Flugbahnabweichung und einer überschneidenden Flugbahninformation der
Anzeige genommen. Obwohl die Navigationsgüte basierend auf einer Flugbahnabweichung
und einer überschneidenden
Flugbahninformation hierin in Verbindung mit einer herkömmlichen
Hauptfluganzeige beschrieben wird, sollte klar sein, dass die Navigationsgüte basierend
auf einer Flugbahnabweichung und einer überschneidenden Flugbahninformation
in einer beliebigen Anzahl unterschiedlicher Arten und Weisen dargestellt
werden kann, ohne von dem Sinn und Umfang der vorliegenden Erfindung abzuweichen.
In Abhängigkeit
von der Betriebsart des Flugzeugs weist die Anzeige vorzugsweise
benachbart zu den unteren und rechten Seiten der Fluglagenrichtungsanzeigeeinheit 200 angeordnete
Flugbahnskalen auf, welche den lateralen und vertikalen Flugbahnen
des Flugzeugs entsprechen. Die laterale Flugbahnskala, welche angezeigt
wird, wenn eine LNAV Betriebsart aktiv ist, weist einen ortsfesten
Referenzpunkt 252 auf, welcher die tatsächliche laterale Flugbahn des
Flugzeugs darstellt. Der ortsfeste Referenzpunkt 252 wird
von linken 254 und rechten 256 Endmarkierungen
begrenzt, welche die geforderte Navigationsgüte (Required Navigation Performance, RNP)
darstellen, welche nachfolgend erörtert werden. Obwohl der Referenzpunkt
irgendwo zwischen den Endmarkierungen angeordnet werden kann, wird in
einer bevorzugten Ausführungsform
der Referenzpunkt mittig zwischen den Endmarkierungen angeordnet,
welche sich dann äquidistant
von dem Referenzpunkt erstrecken. Ebenso weist die vertikale Flugbahnskala,
welche angezeigt wird, wenn eine VNAV-Betriebsart aktiv ist, einen
ortsfesten Referenzpunkt 258 auf, welcher die tatsächliche
vertikale Flugbahn des Flugzeugs darstellt. Der ortsfeste Referenzpunkt 258 wird
durch obere 260 und untere 262 Endmarkierungen
begrenzt, welche die vertikale RNP für die Flugbahn des Flugzeugs
definieren.
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Innerhalb
der lateralen Flugbahnskala weist die Anzeige eine von einem Piloten
und/oder Autopiloten gesteuerte Markierung oder „Bug" auf, welche aus einem lateralen Abweichungszeiger 264 besteht. Der
laterale Abweichungszeiger stellt die gewünschte vordefinierte LNAV-Führungsflugbahn
des Flugzeugs bezogen auf die tatsächliche laterale Flugbahn dar.
Diesbezüglich
stellt der Abstand zwischen dem Abweichungszeiger und dem Referenzpunkt
die Abweichung des Flugzeugs bezogen auf die LNAV-Führungsflugbahn
derart dar, dass, wenn die tatsächliche
laterale Flugbahn des Flugzeugs gleich der LNAV-Flugbahn ist, die Abweichung Null ist.
Und wenn die Abweichung Null ist, stimmt der Abweichungszeiger mit
dem Referenzpunkt 252 überein. Ebenso
weist die Anzeige innerhalb der vertikalen Flugbahnskala eine von
einem Piloten und/oder Autopiloten gesteuerte Markierung oder „Bug" auf, welche aus
einem vertikalen Abweichungszeiger 266 besteht. Der vertikale
Abweichungszeiger stellt die gewünschte
vordefinierte VNAV-Führungsflugbahn des
Flugzeugs bezogen auf die tatsächliche
vertikale Flugbahn dar.
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Innerhalb
der lateralen Flugbahnskala weist die Anzeige ferner eine Darstellung
von mindestens einem ausdehnbaren Navigationsfehler 268 und 270 auf,
welche nachfolgend als ausdehnbare Balken bezeichnet werden. Obwohl
es nicht dargestellt ist, kann die vertikale Flugbahnskala ebenso
in Abhängigkeit
von der Anwendung und dem Betrieb des Navigationssystems vertikal
ausdehnbare Balken aufweisen. Die lateral ausdehnbaren Balken erstrecken sich
von linken 254 und rechten 256 Endmarkierungen in Richtung
des Referenzpunktes 252 der lateralen Flugbahnskala basierend
auf der aktuellen Genauigkeit des Navigationssystems des Flugzeugs (d.h.
ANP) bezogen auf die RNP, wie nachfolgend erörtert. Der Bereich innerhalb
der ausdehnbaren Balken stellt einen fehlerverdächtigen Navigationsgütebereich
dar, während
der Bereich zwischen dem Referenzpunkt und den ausdehnbaren Balken
einen vertrauenswürdigen
Bereich 276 darstellen.
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Zusätzlich zu
den ausdehnbaren Balken 268, 270 können die
lateralen und vertikalen Flugbahnskalen laterale und vertikale Zeiger 272, 274 für eine überschneidende
Flugbahn aufweisen. Die Zeiger für
eine überschneidende
Flugbahn stellen eine überschneidende
Flugbahn, wie z.B. eine ILS-Bahn, innerhalb der RNP-Grenze der Endmarkierungen 254, 256 dar.
Die Zeiger für
eine überschneidende Flugbahn
sind entlang der entsprechenden Flugbahnskala basierend auf einem
Abstand zwischen der überschneidenden
Flugbahn von der tatsächlichen
Flugbahn beweglich.
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Um
ein besseres Verständnis
des Betriebs der ausdehnbaren Balken 268, 270 bereitzustellen, wird
nun Bezug auf 5–7 genommen.
Es sollte jedoch beachtet werden, dass, obwohl 5–7 nur
die laterale Flugbahnskala und zugeordnete ausdehnbare Balken darstellt,
die Anzeige der vorliegenden Erfindung ebenso eine vertikale Flugbahnskala
und ausdehnbare Balken aufweisen kann, ohne von dem Sinn und Umfang
der vorliegenden Erfindung abzuweichen. Obwohl sich die RNP auf
die Boeing RNP-Definition beziehen soll, kann die vorliegende Erfindung
auch mit einer beliebigen Definition von RNP, welche eine Airbus
RNP, RNP-10 und BRNAV/RNP-5 aufweist, betrieben werden, ohne von
dem Sinn und Umfang der vorliegenden Erfindung abzuweichen.
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Bezug
nehmend auf 5A kann ein Flugzeug von einer
vordefinierten Bahn 276 innerhalb einer inneren RNP-Begrenzung 278 und
einer äußeren Integritätseingrenzungsrandbegrenzung 280 definiert
werden. Wie erwähnt,
definiert die RNP die Navigationsgütegenauigkeit, welche für einen
Flugzeugbetrieb innerhalb eines definierten Luftraums notwendig
ist, was, gemäß der Boeing
RNP-Definition, erfordert, dass ein Flugzeug in der Lage ist, für jede Betriebsart
des Fluges zu 95% der Flugzeit innerhalb des RNP-Limits zu bleiben.
Die Integritätseingrenzungsrandbegrenzung,
welche typischerweise nur eine laterale Definition ist, ist eine
zusätzliche Anforderung,
welche von der doppelten Größe der RNP-Begrenzung
ist, und welche mittig auf dem vordefinierten Weg des Flugzeugs
angeordnet ist. Die Integritätseingrenzungsrandbegrenzung
spezifiziert einen sicheren Trennungsabstand zwischen dem Flugzeug
und einem Hindernisabstand, wenn Routen, Bereiche und Manöver erstellt
werden. Und gemäß der Boeing
RNP-Definition muss ein Flugzeug in der Lage sein, innerhalb der
Integritätseingrenzungsrandbegrenzung
für 99,999%
der Flugzeit zu bleiben.
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Bezug
nehmend auf 5B stellen die ausdehnbaren
Balken 268, 270 die aktuelle Echtzeit ANP in Bezug
auf die RNP für
die aktuelle Flugphase des Flugzeugs dar. Diesbezüglich stellen
die ausdehnbaren Balken einen fehlerverdächtigen Navigationsbereich
dar, wo die aktuelle ANP die RNP für die aktuelle Flugphase des
Flugzeugs überschreitet. Ebenso
stellt der Bereich zwischen den ausdehnbaren Balken und dem Referenzpunkt 252 einen
Vertrauensbereich 176 dar, welcher einen Betrag eines zulässigen technischen
Flugfehlers (FTE) oder gesamten Systemfehlers (TSE) in Bezug auf
die aktuelle RNP darstellt. In dem Vertrauensbereich, ist, im Gegensatz
zu dem fehlerverdächtigen
Bereich, die ANP unterhalb der aktuellen RNP. Da die ANP dynamisch
ist und durch Einflüsse
wie z.B. einer Navigationssensorauswahl, Flugzeugsystemfehlern,
Fehlern von äußeren Navigationshilfen
und einer Geometrie zwischen dem Flugzeug und einer Navigationshilfe unterschiedlich
sein kann, und da sich die RNP in Abhängigkeit von der Flugphase
des Flugzeugs verändert,
dehnen sich die ausdehnbaren Balken aus und ziehen sich zusammen,
wenn sich die ANP und/oder RNP verändern.
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Wie
erwähnt
ist das Verfahren der geforderten Navigationsgüte (RNP) ein wahrscheinlichkeitstheoretischer
Ansatz, um eine Flugzeugabweichung von einem beabsichtigten Kurs
zu berechnen. Diesbezüglich
kann eine Standardverteilungskurve 281 verwendet werden,
um die Beziehung zwischen der ANP und der RNP darzustellen, wobei
der Bereich unterhalb der Kurve proportional zu der Länge der ausdehnbaren
Balken 268, 270 ist, wie in 6A–6C gezeigt.
Da die RNP die minimal benötigte
Navigationsgüte
darstellt, ist es wünschenswert,
dass die ANP so weit wie möglich
unter der RNP bleibt und sich vorzugsweise der Null annähert. Diesbezüglich dehnen
sich die ausdehnbaren Balken von den linken und rechten Endmarkierungen
in Richtung des Referenzpunktes aus, wenn die ANP sich der RNP annähert, wie
in 6A und 6B gezeigt.
Ebenso ziehen sich die ausdehnbaren Balken in Richtung der linken
und rechten Endmarkierungen zusammen, wenn die ANP sich der Null
annähert,
wie in 6C gezeigt.
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Nun
Bezug nehmend auf 7 werden bezogen auf die laterale
Flugbahnskala, die Längen
der ausdehnbaren Balken 268, 270 typischerweise
bezogen auf die zulässige
FTE bestimmt, welche durch Berechnen der inversen Wahrscheinlichkeit
bei 95% für
die RNP-Begrenzung und 99,999% für
den Integritätseingrenzungsrand
berechnet werden kann. Obwohl getrennte ausdehnbare Balken für die RNP-Begrenzung
und den Integritätseingrenzungsrand
angezeigt werden können,
berücksichtigen
in einer bevorzugten Ausführungsform
die ausdehnbaren Balken den restriktiveren Integritätseingrenzungsrand.
Ein Auftragen des Verhältnisses ANP/RNP über der
zulässigen
FTE/RNP für
die RNP-Begrenzung (Linie 282) und den Integritätseingrenzungsrand
(Linie 284) kann die relative Länge des Vertrauensbereichs
aufzeigen, wie in 7 gezeigt. Obwohl die Länge des
Vertrauensbereichs durch direktes unabhängiges Berechnen der RNP-Begrenzung
und der Integritätseingrenzung
bestimmt werden kann, kann in einer bevorzugten Ausführungsform
die Länge
des Vertrauensbereichs gemäß einer
gleichungsbeschreibenden Linie 286 in 7 angenähert werden.
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Bezug
nehmend auf 8 wird ebenso wie die lateral
ausdehnbaren Balken 268, 270 der lateralen Flugbahnskala
ein Bestimmen der Länge
der vertikal ausdehnbaren Balken typischerweise bezogen auf die
vertikal zulässige
FTE bestimmt, welche durch Berechnen der inversen Wahrscheinlichkeit
bei 99,7% für
die RNP-Begrenzung berechnet werden kann. Im Gegensatz zu der lateral
zulässigen
FTE enthält
die vertikal zulässige
FTE typischerweise keine Integritätseingrenzungskomponente. Es
sollte jedoch klar sein, dass die vertikal zulässige FTE und somit die vertikal
ausdehnbaren Balken eine Integritätseingrenzungskomponente aufweisen
könnten, ohne
von dem Sinn und Umfang der vorliegenden Erfindung abzuweichen.
Aus einem Auftragen des Verhältnisses
ANP/RNP über
der zulässigen
FTE/RNP für
die RNP-Begrenzung kann die Länge
des vertikalen Vertrauensbereichs herausgefunden werden, wie in 8 gezeigt.
Obwohl die Länge
des Vertrauensbereichs durch direktes Berechnen der RNP-Begrenzung
direkt bestimmt werden kann, kann in einer bevorzugten Ausführungsform
die Länge
des vertikalen Vertrauensbereichs gemäß einer gleichungsbeschreibenden
Linie 288 in 8 angenähert werden.
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Bezogen
auf die Zeiger einer überschneidenden
Flugbahn 272, 274 wird nun Bezug auf 9A–9D genommen,
welche ein Flugzeug, welches in Richtung einer horizontal überschneidenden
Bahn fliegt, und die entsprechende horizontale Flugbahnskala darstellt.
Obwohl die Darstellungen nur eine horizontal überschneidende Flugbahn und eine
horizontale Flugbahnskala darstellen, sollte klar sein, dass die
Anzeige zusätzlich
oder alternativ eine vertikale Flugbahnskala mit einem vertikalen
Zeiger einer überschneidenden
Flugbahn aufweisen könnte, wenn
das Flugzeug in Richtung einer vertikal überschneidenden Flugbahn fliegt.
-
Während eines
Fluges fliegt ein Flugzeug häufig
unterschiedliche Flugbahnen an, welche unterschiedliche Betriebsarten
eines Flugs definieren können.
Wie in 9A dargestellt, kann z.B. ein Flugzeug,
welches in einer Autopilotbetriebsart fliegt, sich in Richtung einer
ILS-Flugbahn 290 bewegen während das Flugzeug in Richtung
eines endgültigen Landeanflugs
zu einer Landebahn 292 vordringt. Das Flugzeug fliegt,
wie dargestellt, eine tatsächliche Flugbahn
entlang einer vordefinierten Flugbahn 294 derart, dass
der Abweichungszeiger 264 zu dem Referenzpunkt 252 der
horizontalen Flugbahnskala ausgerichtet ist. Während das Flugzeug in Richtung der überschneidenden
Flugbahn 290 fliegt, schreitet das Flugzeug von Position
B über
Position C zu Position D voran. Wenn die horizontale Position des Flugzeugs
innerhalb der RNP der überschneidenden Flugbahn
ist, zeigt die Anzeige einen Zeiger 272 einer überschneidenden
Flugbahn 272 auf der Flugbahnskala an. Wenn das Flugzeug
an Position B ist, ist der Zeiger der über schneidenden Flugbahn gerade
innerhalb der linken RNP-Endmarkierung,
wie in 9B gezeigt.
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Wenn
das Flugzeug sich der überschneidenden
Flugbahn 290 annähert,
bewegt sich der Zeiger 272 der überschneidenden Flugbahn entlang
der Flugbahnskala in Richtung zu dem Referenzpunkt 252,
wie in 9C gezeigt. Wenn das Flugzeug
die überschneidende
Flugbahn erreicht, nähert
sich der Zeiger der überschneidenden
Flugbahn einer Ausrichtung zu dem Referenzpunkt und, wie dargestellt, dem
Abweichungszeiger 264, wie in 9D dargestellt.
Obwohl es nicht dargestellt ist, würde der Zeiger der überschneidenden
Flugbahn an dem Referenzpunkt auf der Flugbahnskala vorbeigehen
und in Richtung der rechten Endmarkierung 256 voranschreiten,
wenn das Flugzeug an der Überschneidungsflugbahn
vorbeigeht. An dem Punkt, wo das Flugzeug die Überschneidungsflugbahn überschneidet,
kann das Flugzeug seine Flugbahn verändern, um dadurch der überschneidenden
Flugbahn zu folgen, z.B. durch Folgen einer überschneidenden ILS-Flugbahn.
An diesem Punkt kann das Flugzeug typischerweise Autopilotbetriebsarten
von LNAV und VNAV zu LOC und G/S ändern.
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Nun
wird Bezug auf 10 genommen, welche eine exemplarische
Darstellung eines Verfahrens eines Verwendens der vorliegenden Erfindung ist.
Wenn die Luftbesatzung wünscht,
einen gewünschten
Flugplan unter Verwendung einer LNAV- und VNAV-Führung zu fliegen, gibt die
Luftbesatzung gemäß dem Verfahren
in die linken und rechten CDUs 112, 114 den lateralen
und/oder vertikalen gewünschten
Flugplan ein, welcher dann wie zuvor beschrieben zu den FMCs 102, 104 übertragen
wird. Der Haupt-FMC berechnet die vordefinierte Flugbahn gemäß der gewünschten
Flugbahn und gibt Navigationsführungssignale
für eine
vertikale Navigation VNAV und/oder eine latera le Navigation LNAV
aus und überträgt die LNAV-
und/oder VNAV-Signale
zu dem Autopilotflugführungssystem 150.
(Block 300).
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Um
die Abweichung der tatsächlichen
Flugbahn des Flugzeugs bezogen auf die gewünschte Flugbahn zu bestimmen,
wird die aktuelle Flugbahn des Flugzeugs z.B. durch die FMCs 102, 104 unter Verwendung
einer Positionssensorinformation, wie z.B. von einem GPS (Globales
Positionsbestimmungssystem), einem IRS (Trägheitsreferenzsystem) und einem
bodenbasierten Funksystem, kontinuierlich abgefragt. (Block 302).
Aus der tatsächlichen
Flugbahn und der vordefinierten Flugbahn kann die Abweichung des
Flugzeugs von der vordefinierten Flugbahn kontinuierlich berechnet
werden, was typischerweise von dem Haupt-FMC ausgeführt wird und
danach zu dem Anzeigeprozessor 84 übertragen wird. (Block 304).
Typischerweise wird die Abweichung zu dem Anzeigeprozessor als laterale
und vertikale Fehler in nautischen Meilen lateral und in Fuß vertikal übertragen,
welche der Anzeigeprozessor kontinuierlich in eine Position der
Abweichungszeiger umrechnet.
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Nachdem
die Abweichung des Flugzeugs berechnet wurde oder während die
Abweichung des Flugzeugs berechnet wird, werden kontinuierlich die RNP
und die ANP für
das Flugzeug bestimmt. Die RNP für
die aktuelle Flugphase wird typischerweise in den FMCs 102, 104 unter
Verwendung einer internen Datenbasis von vorbestimmten RNP-Werten
bestimmt. (Block 306). Z.B. kann ein Flugzeug, welches in
einer Reiseflugphase fliegt, einen vorbestimmten RNP-Wert von 4,0
aufweisen, während
ein Flugzeug, welches in dem Nahkontrollbezirk fliegt, ein RNP von 1,0
nm aufweisen kann. Zusätzlich
oder alternativ kann die RNP für
die aktuelle Flugphase manuell in die FMS-CDU 32 eingegeben
werden. Die ANP wird typischerweise von dem Haupt-FMC gemäß Einflüssen, wie
z.B. Navigationshilfengütemerkmalen
und einer Flugzeuggeometrie, berechnet, wie es den Fachleuten bekannt
ist. (Block 308). Der FMC bestimmt kontinuierlich die RNP
und ANP basierend auf der aktuellen Flugphase des Flugzeugs und
der Instrumentierungsnavigationsgüte des Flugzeugs und überträgt danach
die RNP- und ANP-Werte zu dem Anzeigeprozessor 84.
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Nachdem
die RNP und die ANP bestimmt sind, typischerweise nachdem der Anzeigeprozessor 84 die
RNP- und ANP-Werte empfängt,
wird die Länge
der ausdehnbaren Balken 268, 270 kontinuierlich berechnet,
z.B. von dem Anzeigeprozessor. Obwohl die Länge der ausdehnbaren Balken
gemäß einem der
zuvor beschriebenen Verfahren berechnet werden kann, wird die Länge der
ausdehnbaren Balken typischerweise bezogen auf die zulässige FTE
gemäß dem obigen
Annäherungsverfahren
zum Bestimmen der Länge
des Vertrauensbereichs 276 berechnet. (Block 310).
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Zusätzlich zum
Bestimmen der Länge
der ausdehnbaren Balken 268, 270 können überschneidende
Flugbahnen 322, welche sich innerhalb der RNP befinden,
wie z.B. Flugbahnanflugwege, z.B. von dem Anzeigeprozessor 84 bestimmt
werden. Diesbezüglich
empfängt
der Anzeigeprozessor kontinuierlich eine Information bezüglich überschneidender
Flugbahnen innerhalb der RNP des Flugzeugs, z.B. von anderen Flugzeugführungssystemen,
welche das Instrumentenlandesystem (ILS), das Mikrowellenlandesystem
(MLS) und das globale Navigationssatellitensystemlandesystem (GLS)
aufweisen. (Block 312). Nach einem Empfangen der Information bezüglich überschneidender
Flugbahnen kann der Anzeigeprozessor den Abstand bezogen auf die
vordefinierte Flugbahn übersetzen,
um die Position der Zeiger 272, 274 der überschneidenden
Flugbahn zu bestimmen.
-
Sobald
der Anzeigeprozessor 84 alle notwendigen Berechnungen und
Bestimmungen durchgeführt
hat, zeigt der Anzeigeprozessor die Abweichungszeiger 264, 266,
ausdehnbare Balken 268, 270 und Zeiger 272, 274 der überschneidenden
Flugbahn auf den entsprechenden lateralen und vertikalen Flugbahnskalen
an. (Block 314). Obwohl die Flugbahnskalen, welche die
Abweichungszeiger, ausdehnbare Balken und Zeiger der überschneidenden
Flugbahn aufweisen, in einer beliebigen von einer Anzahl von Stellen
an dem Flugzeug angezeigt werden können, werden in einer bevorzugten
Ausführungsform
die Flugbahnskalen, welche die Abweichungszeiger, die ausdehnbaren
Balken und die Zeiger der Überschneidungsflugbahn
aufweisen, auf den Hauptfluganzeigen 142, 144 des
Flugzeugs angezeigt. (Block 314). Wenn sich die Flugzeugabweichung,
die ANP und/oder die RNP oder der Abstand von überschneidenden Flugbahnen ändert, arbeiten der
FMC und der Anzeigeprozessor kontinuierlich, um die Anzeige dementsprechend
zu verändern.
-
Während der
Anzeigeprozessor 84 die Abweichungszeiger und ausdehnbaren
Balken anzeigt, kann der Pilot oder ein weiteres Luftbesatzungsmitglied
den Abweichungszeiger 264 bezogen auf die ausdehnbaren
Balken 268, 270 betrachten, um sicherzustellen,
dass die ANP für
die aktuelle Flugphase innerhalb der RNP ist. Wie in 11A–11C dargestellt, weicht der Abweichungszeiger 264 dementsprechend
von dem Referenzpunkt 252 auf der Flugbahnskala der Anzeige
ab, wenn die tatsächliche Flugbahn 322 des
Flugzeugs von der vordefinierten Flugbahn 276 abweicht.
Wenn die ANP des Flugzeugs innerhalb der RNP ist, bleibt der Abweichungszeiger
außerhalb
der ausdehnbaren Balken, wie in 11B gezeigt.
(10, Block 316). Wenn sich die ANP jedoch
der RNP annähert,
erstrecken sich die ausdehnbaren Balken in Richtung des Referenzpunktes
und somit dem Abweichungszeiger. Wie in 11C dargestellt,
weist das Flugzeug nicht mehr eine ANP unterhalb der RNP auf, wenn
der Abweichungszeiger einen beliebigen Punkt innerhalb der ausdehnbaren
Balken erreicht, und somit wird die Navigation des Flugzeugs nicht
mehr innerhalb der geforderten Genauigkeit betrieben. Wenn der Abweichungszeiger
innerhalb der ausdehnbaren Balken für mehr als eine vordefinierte
Zeitdauer bleibt, kann die Anzeige dem Piloten oder dem Luftbesatzungsmitglied
den ungeeigneten ANP-Pegel melden. (10, Block 318).
Wenn z.B. die ANP für
mehr als zehn Sekunden unterhalb der RNP ist, kann die Anzeige eine Meldung
durch Verändern
der Farbe der ausdehnbaren Balken, wie z.B. von weiß nach gelb,
bereitstellen.
-
Solange
das Flugzeug gemäß der LNAV- und/oder
VNAV-Führung
fliegt, werden die Abweichungszeiger 264, 266,
die ausdehnbaren Balken 268, 270 und die Zeiger 272, 274 der überschneidenden
Flugbahn kontinuierlich angezeigt werden. Wenn jedoch das Flugzeug
eine andere Betriebsart einnimmt, indem gemäß einem anderen Führungssystem,
wie z.B. ILS nachdem das Flugzeug eine ILS-Flugbahn überschreitet,
fliegt, ändert
sich die Anzeige typischerweise von den Flugbahnskalaanzeigen zu
einer ILS-Anzeige. Obwohl sie nicht dargestellt ist, würde die
ILS-Anzeige typischerweise
eine Gleitfahrtskala anstatt der vertikalen Flugbahnskala entlang
der rechten Seite der Fluglagenrichtungsanzeige 200 aufweisen.
Ebenso würde
die ILS-Anzeige auch
typischerweise eine Kurssenderskala anstatt der lateralen Flugbahnskala
unterhalb der Fluglagenrichtungsanzeigeschattierung aufweisen.
-
In
verschiedenen vorteilhaften Ausführungsformen
weisen Abschnitte des Systems und Verfahrens der vorliegenden Erfindung
ein Computerprogrammprodukt auf. Das Computerprogrammprodukt zum
Bereitstellen einer Navigationsgüte
basierend auf einer Flugbahnabweichung und/oder einer Information
einer überschneidenden
Flugbahn weist ein computerlesbares Speichermedium, wie z.B. das nichtflüchtige Speichermedium,
und computerlesbare Programmbefehlabschnitte, wie z.B. eine Reihe von
Computerbefehlen, auf, welche in dem computerlesbaren Speichermedium
ausgestaltet sind. Typischerweise wird das Computerprogramm von
einer Verarbeitungseinheit oder einer in Beziehung stehenden Speichervorrichtung
gespeichert und ausgeführt, wie
z.B. einem Logikmodul 80, wie in 1 dargestellt.
-
Diesbezüglich sind 1–11 Blockdarstellungen, Ablaufdiagramm-
und Steuerflussdarstellungen von Verfahren, Systemen und Programmprodukten
gemäß der Erfindung.
Es ist klar, dass jeder Block oder Schritt der Blockdarstellung,
der Ablauf- und Steuerflussdarstellungen
und Kombinationen von Blöcken
in der Blockdarstellung, den Flussdiagramm- und Steuerflussdarstellungen
von Computerprogrammbefehlen realisiert werden können. Diese Computerprogrammbefehle
können
in einen Computer oder eine andere programmierbare Vorrichtung geladen
werden, um eine Maschine herzustellen, so dass die Befehle, welche
auf dem Computer oder einer anderen programmierbaren Vorrichtung
ausgeführt
werden, Mittel zum Ausführen
der Funktionen, welche in einem Block (in Blöcken) oder einem Schritt (in
Schritten) des Blockdiagramms, des Ablaufdiagramms oder der Steuerflussdarstellung spezifiziert
sind, erzeugen. Diese Computerprogrammbefehle können ferner in einem computerlesbaren
Speicher gespeichert werden, welcher einen Computer oder eine weitere
programmierbare Vorrichtung steuern kann, um in einer speziellen
Art und Weise zu arbeiten, so dass die Befehle, welche in dem computerlesbaren
Speicher gespeichert sind, einen Herstellungsartikel herstellen,
welcher Befehlsmittel aufweist, welche die in dem Block (den Blöcken) oder dem
Schritt (den Schritten) der Blockdarstellung, dem Flussdiagramm
oder der Steuerflussdarstellung spezifizierte Funktion realisieren.
Die Computerprogrammbefehle können
auch in einen Computer oder eine weitere programmierbare Vorrichtung
geladen werden, um eine Reihe von Ausführungsschritten zu bewirken,
welche auf dem Computer oder einer anderen programmierbaren Vorrichtung
ausgeführt
werden, um ein computerrealisiertes Verfahren derart herzustellen,
dass die Befehle, welche auf dem Computer oder einer anderen programmierbaren
Vorrichtung ausgeführt
werden, Schritte zum Realisieren der in dem Block (den Blöcken) oder dem
Schritt (den Schritten) der Blockdarstellung, dem Flussdiagramm
oder der Kontrollflussdarstellung spezifizierten Funktionen bereitzustellen.
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Dementsprechend
unterstützen
Blöcke
oder Schritte der Blockdarstellung, des Ablaufdiagramms oder der
Steuerflussdarstellung Kombinationen von Mitteln zum Durchführen der
spezifizierten Funktionen, Kombinationen von Schritten zum Durchführen der
spezifizierten Funktionen und Programmbefehlsmittel zum Durchführen der
spezifizierten Funktionen. Es ist ferner klar, dass jeder Block
oder Schritt der Blockdarstellung, des Flussdiagramms oder der Steuerflussdarstellungen
und Kombinationen von Blöcken
oder Schritten in dem Blockdiagramm, dem Flussdiagramm oder den
Steuerflussdarstellungen durch Hardware basierte Computersysteme
für spezielle
Aufgaben realisiert werden können,
welche die spezifizierten Funktionen oder Schritte ausführen, oder
durch Kombinationen von Hardware für spezielle Zwecke und Computerinstruktionen
realisiert werden können.
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Die
vorliegende Erfindung stellt daher Piloten und/oder Luftbesatzungsmitgliedern
eine klare überschaubare
Anzeige von der ANP, wie sie sich zu der RNP verhält, überschneidende Flugbahnen
und eine aktuelle tatsächliche
Flugbahnabweichung von einer vordefinierten Flugbahn, im Gegensatz
zu einer ANP und RNP, welche auf der FMS-CDU in Textform zusammen
mit einer großen
Menge weitere Textinformation dargestellt wird, bereit. Deshalb
erfordert die Anzeige der vorliegenden Erfindung weniger Zeit, verursacht
weniger Ablenkung und stellt eine intuitivere präzisere Darstellung als herkömmliche FMS-CDU-Anzeigen einer
ANP- und RNP-Information dar.