DE69117896T2

DE69117896T2 - Verfahren und Vorrichtung zur Verbesserung der Zuverlässigkeit von Flugzeugflugdaten

Info

Publication number: DE69117896T2
Application number: DE69117896T
Authority: DE
Inventors: Catherine Boiteau; Roger Parus
Original assignee: Thales Avionics SAS
Current assignee: Thales Avionics SAS
Priority date: 1990-12-14
Filing date: 1991-12-09
Publication date: 1996-10-17
Anticipated expiration: 2011-12-10
Also published as: JPH0710090A; FR2670592B1; US5335177A; FR2670592A1; FR2670591A1; FR2670591B1; EP0490745A1; EP0490745B1; DE69117896D1

Description

Die Erfindung betrifft die Systeme zum Steuern von Luftfahrzeugen und bezieht sich insbesondere auf ein Verfahren und ein Teilsystem in solchen Systemen zum Überprüfen der dem oder den Piloten dargebotenen Steuerungsinformationen.
Zum Steuern eines Luftfahrzeugs muß einem Piloten eine bestimmte Anzahl von sich auf den Zustand des Luftfahrzeugs beziehenden Informationen bekannt sein, wobei diese Informationen aus verschiedenen Bordgeräten und insbesondere aus einer Vorrichtung zum Berechnen von Steuerungsinformationen stammen. Diese Informationen werden ihm durch herkömmliche Instrumente wie beispielsweise Bogenblattskalen, Zähler, Anzeigeinstrumente etc. dargebotenen, jedoch zunehmend auch durch Bilder, die mit Hilfe von Vorrichtungen zum Sichtbarmachen wie beispielsweise Kathodenstrahlröhren, Plasmabildschirmen, Elektrolumineszenzdioden oder Elektrolumineszenz- oder Flüssigkristallfeldern erzeugt werden. Diese Vorrichtungen zum Sichtbarmachen von Bildern ermöglichen, auf einer einzigen Oberfläche mehrere Parameter darzustellen, sei es gleichzeitig, aufeinanderfolgend, oder auch auf Anforderung durch den Piloten, wodurch die Anzahl herkömmlicher Instrumente in dem Instrumentenbrett verringert wird.
In bestimmten Ausführungsformen werden die Informationen optisch vor die Augen des Piloten projiziert, wobei der Projektionsbildschirm dergestalt ausgebildet ist, daß er dem Piloten ermöglicht, in seiner Blickrichtung ebenfalls die "Landschaft" zu sehen, wovon auch seine Bezeichnung als "Zielgerät in Kopfhöhe" herrührt, die ein Zielgerät bezeichnet, welches bei militärischen Luftfahrzeugen in den Helm des Piloten integriert werden kann. Bekannter ist es jedoch unter der Bezeichnung "Helmzielgerät".
Die Informationsübertragungsketten zwischen den Aufnehmern und den Anzeigebildschirmen sind lang und komplex und umfassen üblicherweise die Vorrichtung zum Berechnen der vorstehend erwähnten Steuerungsinformationen, so daß eine fehlerhafte Anzeige nicht auszuschließen ist. Ferner ist vorgesehen, daß der Pilot Überprüfungen zwischen den Anzeigen der Anzeigeschirme und denen der Bordinstrumente durchführt, um Abweichungen festzustellen. Diese Überprüfungen werden während des Flugs nach Maßgabe des Piloten durchgeführt. Solche Überprüfungen stellen eine sehr große zusätzliche Arbeitsbelastung für den Piloten dar.
Um eine fehlerhafte Information ohne Eingreifen des Piloten zu erfassen, ist es bekannt, eine Redundanz der Geräte der Übertragungskette vorzusehen und die durch die Geräte der Übertragungskette zugeführten Werte mit mehreren Punkten der Kette, die unterschiedlichen Komplexitätsniveaus im Zuge der Bildung der endgültigen angezeigten Information entsprechen, zu vergleichen. Die Erfassung einer Abweichung führt dann zumindest zu einem Alarm, der dem Piloten zur Kenntnis gebracht wird.
Die Redundanz der Geräte führt dazu, daß die Komplexität des Steuer- und Navigationssystems sowie das Gewicht des Ganzen erhöht wird. Hieraus ergibt sich eine wesentliche Erhöhung der Kosten. Außerdem erlaubt diese nicht, eine übergeordnete Steuerung der Ketten zur Informationsübertragung an den Piloten durchzuführen, indem nicht zugelassen wird, daß die durch die nichtredundanten Aufnehmer zugeführten Informationen wirksam werden.
Darüber hinaus sind die Überprüfungen, die sowohl durch den Piloten als auch mittels der redundanten Geräte durchgeführt werden, "statisch" in dem Sinne, daß sie in einem gegebenen Zeitpunkt zwei Werte vergleichen und die zeitlichen Entwicklungen des Luftfahrzeugs außer Acht lassen.
Ein Ziel der Erfindung besteht daher darin, ein System zur Sicherung der Steuerungsinformationen eines Luftfahrzeugs zu schaffen, bei dem die Überprüfung der Kohärenz der auf den Bildschirmen angezeigten Informationen und der durch die Aufnehmer und der Vorrichtung zur Berechnung der Steuerungsinformationen zugeführten Informationen automatisch erfolgen.
Als weiteres Ziel der Erfindung soll auch ein System zur Sicherung von Steuerungsinformationen eines Luftfahrzeugs geschaffen werden, bei dem die Überprüfung der Kohärenz der auf den Bildschirmen angezeigten Informationen und der Informationen der Bordinstrumente automatisch und ohne aktives Eingreifen des Piloten fortlaufend erfolgen.
Darüber hinaus soll die Erfindung gleichermaßen ein System zur Sicherung von Steuerungsinformationen für ein Luftfahrzeug schaffen, bei dem die Bewegungen des Luftfahrzeugs berücksichtigt werden.
Außerdem ist ein nochmals weiteres Ziel der Erfindung, ein solches Sicherungssystem ohne redundante Geräte zu verwirklichen.
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Verbesserung der Sicherheit von Steuerungsinformationen für ein Luftfahrzeug, wobei die Informationen einerseits von Aufnehmern bereitgestellten Parametern und andererseits von einer Berechnungsvorrichtung zugeführten sogenannten Navigationsparametern entsprechen und dem Piloten entweder mittels Bordinstrumenten oder mittels eines Symbolgenerators dargeboten werden, der mit einer Vorrichtung zur Anzeige von Synthesebildern verbunden ist, die ein oder mehrere Strichkreuze sowie alphanumerische Zeichen umfassen, und wobei das Verfahren durch die folgenden Schritte gekennzeichnet ist:
(a) Erfassen und Erkennen von Synthesebildern, um numerische Signale zu ermitteln, die die dem Piloten dargebotenen Steuerungsinformationen darstellen,
(b) Berechnung eines oder mehrerer Navigationsparameter und/oder Aufnehmerparameter aus den numerischen Signalen,
(c) Vergleich der berechneten Parameter mit den Werten derselben, durch die Berechnungsvorrichtung oder durch die Aufnehmer bereitgestellten Parameter, um die Nichtübereinstimmungen zwischen den verglichenen Parametern zu erfassen,
und
(d) Herbeiführen eines Alarmsignals, wenn eine oder mehrere Inkohärenzen eine bestimmte Schwelle überschreiten.
Der Schritt (c) kann ferner auch einen Vergleich der berechneten Werte mit den Werten derselben, durch die Bordinstrumente bereitgestellten Parameter umfassen.
Die die Steuerungsinformationen darstellenden numerischen Signale können entweder direkt durch den Symbolgenerator oder nach der Behandlung durch die Anzeigevorrichtung oder den Anzeigebildschirm der Anzeigevorrichtung bereitgestellt werden.
Die Erfindung betrifft gleichfalls ein System zur Anwendung des vorstehend beschriebenen Verfahrens, gekennzeichnet durch
- Mittel zum Bereitstellen numerischer Signale, die dem Piloten dargebotene Steuerungsinformationen darstellen,
- einen ersten Rechner zum Berechnen eines oder mehrerer Navigationsparameter aus den numerischen Signalen,
- einen ersten Vergleicher zum Vergleichen der Werte der durch den ersten Rechner bereitgestellten Navigationsparameter mit den Werten der gleichen, durch die Berechnungsvorrichtung oder durch die Bordinstrumente bereitgestellten Parameter, und zum Erzeugen eines Alarmsignals, wenn das Vergleichsergebnis anzeigt, daß die verglichenen Werte jenseits einer bestimmten Schwelle verschieden sind,
- einen zweiten Rechner zum Berechnen eines oder mehrerer Aufnehmerparameter aus den Werten der entweder durch die Berechnungsvorrichtung oder durch den ersten Rechner bereitgestellten Navigationsparameter,
- einen zweiten Vergleicher zum Vergleichen der durch den zweiten Rechner bereitgestellten Werte der Aufnehmerparameter mit den durch die entsprechenden Aufnehmer oder durch die Bordinstrumente bereitgestellten Werten und zum Erzeugen eines Alarmsignals, wenn das Vergleichsergebnis anzeigt, daß die verglichenen Werte jenseits einer bestimmten Schwelle verschieden sind.
Natürlich können die ersten und zweiten Rechner sowie die ersten und zweiten Vergleicher aus nur einem einzigen Rechner bestehen.
Die Erfindung betrifft gleichermaßen ein Verfahren zur Sicherung von Steuerungsinformationen für ein Luftfahrzeug, wobei die Informationen einerseits Parametern entsprechen, die durch die Aufnehmer zugeführt werden, und andererseits durch eine Recheneinrichtung sowie durch Bordinstrumente zugeführten Parametern entsprechen, dadurch gekennzeichnet, daß das Verfahren die folgenden Schritte umfaßt:
(a) Berechnen von ersten Ableitungen a und v zum Zeitpunkt t aus den Navigationsparametern a und βv zu den Zeitpunkten t und (t + dt),
(b) Berechnen der nachstehend definierten Gleichung (2) unter Verwendung der Werte der Parameter p, φv, a und βv, zum Zeitpunkt t und der in Schritt (a) berechneten ersten Ableitungen a und v zum Zeitpunkt t, und
(c) Erzeugen eines Alarmsignals, wenn die Gleichung (2) nicht mit einer gegebenen Genauigkeit berechnet wird.
Das vorstehend beschriebene Verfahren kann durch die folgenden Schritte vervollständigt werden:
(d) Berechnen der ersten Ableitungen a, v, v und und der zweiten Ableitungen a, v und v zum Zeitpunkt t aus den Navigationsparametern a, βv, φv und α, zu den Zeitpunkten t, (t+dt) und (t+2dt),
(e) Überprüfen der nachstehend definierten Gleichungen (4) und (6) unter Verwendung der durch den Schritt (d) berechneten Werte von p, a, βv, φv und α, der ersten Ableitungen a, v, v und und der zweiten Ableitungen a, v und v zum Zeitpunkt (t), und
(f) Erzeugen eines Alarmsignals, wenn eine der Gleichungen (4) und (6) nicht mit einer gegebenen Genauigkeit überprüft wird.
Es kann auch die nachfolgenden Schritte umfassen:
(g) Berechnen der am Luftfahrzeug zum Zeitpunkt t angreifenden Kräfte F, R und Z unter Verwendung der Werte der Parameter p, a, βv, φv und α zum Zeitpunkt t, der Werte der ersten Ableitungen p, a, v, v und zum Zeitpunkt t, die aus p, a, βv, φv und α zu den Zeitpunkten t und (t + dt) berechnet wurden, und den Werten der zweiten Ableitungen a und v zum Zeitpunkt t, die unter Verwendung der nachstehend definierten Gleichungen (15) bis (22) aus a und βv zu den Zeitpunkten t, (t + dt) und (t + 2dt) berechnet wurden, mittels der Gleichungen (1), (3) und (5),
(h) Berechnen der Parameter p, v, a, v, , a, v und v zum Zeitpunkt (t + dt) aus den Navigationsparametern p, a, βv, φv und α zum Zeitpunkt (t + dt) und den aus Schritt (g) erhaltenen Werten der angreifenden Kräfte unter Verwendung der nachstehend definierten Gleichungen (7) bis (14),
(i) Berechnen der Parameter p, v, a, v, , a und v zum Zeitpunkt (t + dt) unter Verwendung der Werte der Parameter p, a, βv, φv und α zu den Zeitpunkten (t + dt) , (t + 2dt) und (t + 3dt),
(j) Vergleichen der Werte der in Schritt (h) berechneten Parameter mit den in Schritt (i) berechneten Werten, und
(k) Erzeugen eines Alarmsignals, wenn das Ergebnis des Vergleichs anzeigt, daß einer der verglichenen Werte jenseits einer bestimmten Schwelle unterschiedlich ist.
In einer Abwandlung werden in Schritt (g) die Werte der Parameter p, φv, a, βv, und α zum Zeitpunkt t und die Werte der ersten Ableitungen p, v, a, v, sowie der zweiten Ableitungen a und v, die in Schritt (h) für den Zeitpunkt t berechnet wurden, verwendet.
Die Erfindung wird nachstehend anhand eines bevorzugten Ausführungsbeispiels unter Bezugnahme auf die beigefügte Zeichnung näher beschrieben. Es zeigen:
Fig. 1 eine vereinfachte Darstellung, welche die unterschiedlichen, in einer Kette zur Übertragung von Steuerungsinformationen für ein das erfindungsgemäße Informationssicherungssystem umfassendes Luftfahrzeug verwirklichten Funktionen zeigt;
Fig. 2 ein Beispiel für Strichkreuze, die auf einem Anzeigebildschirm erscheinen und/oder mittels einer geeigneten optischen Vorrichtung vor die Augen des Piloten projiziert werden;
Fig. 3 ein Funktionsschema, welches die Mittel zeigt, die zum Sammeln der Signale und/oder Informationen, auf welche die erfindungsgemäßen Transformationen angewandt werden, verwendet werden können;
Fig. 4 ein geometrisches Schema, welches die verschiedenen Bezugsachsen und die Winkel φ, β und θ eines Luftfahrzeugs zeigt;
Fig. 5-a, 5-b und 5-c die Winkel α, φ und θ eines Luftfahrzeugs;
Fig. 6-a, 6-b, 6-c und 6-d geometrische Schemata, die die zum instrumentenbasierten Landen verwendeten Winkel zeigt;
Fig. 7 ein Funktionsschema einer Vorrichtung, die ermöglicht, eine erste Gleichung für dynamische Kohärenz zu überprüfen;
Fig. 8 ein Funktionsschema einer Vorrichtung, die ermöglicht, zwei andere Gleichungen für dynamische Kohärenz zu überprüfen; und
Fig. 9 ein Funktionsschema einer Vorrichtung, die ermöglicht, die Kohärenz der Navigationsparameter und ihrer ersten und zweiten Ableitungen zu überprüfen.
Die Informationen zur Steuerung eines Luftfahrzeugs, die auch als Navigationsparameter bezeichnet werden, werden dem Piloten auf einem Instrumentenbrett 31 durch Bordinstrumentenskalen 14 sowie mittels eines oder mehrerer Anzeigebildschirme 13 dargeboten. Wie eingangs erwähnt wurde, kann das Bild eines Anzeigebildschirms mittels eines geeigneten optischen Systems vor die Augen des Piloten projiziert werden. Die dargebotenen Informationen stammen aus Aufnehmern 10 sowie aus einer Rechenvorrichtung 11, und zwar entweder direkt oder über eine Symbolgeneratorbox (Boitier Générateur de Symboles, B.G.S.) 12, deren Gesamtanordnung mit 30 bezeichnet ist. Die Tabelle 1 enthält die Liste der an Bord eines Luftfahrzeugs vorhandenen Aufnehmer sowie die entsprechenden Parameter, die an Bord des Luftfahrzeugs erzeugte physikalische Rohmeßwerte sind.
Darüber hinaus enthält die Tabelle 2 die Liste der Instrumente in dem Instrumentenbrett sowie die entsprechenden Parameter.
Die Aufnehmerparameter werden von bestimmten der Bordinstrumente 14 (Verbindung 24) oder von der Symbolgeneratorbox 12 (Verbindung 25) verwendet, um auf dem Anzeigebildschirm 13 angezeigt zu werden (Verbindung 26). Tabelle 1 AUFNEHMER AUFNEHMERPARAMETER Pitotrohre Temperaturfühler Einfallwinkelsonde Trägheitsnavigationseinheit Flußventil Funkhöhenmesser Instrumentenlandesystem (ILS) TACAN statischer Druck Gesamtdruck Gesamttemperatur Einfallwinkel (Pitch) Peilung Standort Querneigungswinkel Beschleunigung in den drei Achsenrichtungen (absolute Bezugspunkte) mißweisender Kurs Höhe über Gelände Peilstrahlabweichung Seitenabweichung die position des Luftfahrzeugs bezüglich zu Funkfeuern angebende polare Koordinaten
Die Aufnehmerparameter werden an die Rechenvorrichtung 11 (Verbindung 27) übertragen, welche Navigationsparameter in Form numerischer, auf den Momentanzustand des Luftfahrzeugs bezogener Daten berechnet. Eine Liste dieser Daten ist der Tabelle 3 entnehmbar. Tabelle 2 AUF DER INSTRUMENTENTAFEL ANGEZEIGTE INFORMATIONEN INSTRUMENTE IN DER INSTRUMENTENTAFEL Einfallwinkel (Pitch) Funkmeßhöhe Steuerkurs Position Windabweichung Fluglagen Steuerkurs barometrische Höhe aerodynamische Geschwindigkeit Machzahl Neigung in der Vertikalebene verschieden Navigationsparameter, die W führt Bodengeschwindigkeit Vvent Windgeschwindigkeit Einfallwinkelanzeiger Funkhöhenanzeiger TACAN-Anzeige Navigationsanzeige (IDN) künstlicher Horizont (Kugel) Tochterhöhenmesser Windgeschwindigkeitsmesser Variometer Steuer- und Navigationspult (PCN) Tabelle 3 NAVIGATIONSPARAMETER air sol Luftgeschwindigkeit Bodengeschwindigkeit Fluglagen des Flugzeugs Vektor der Momentan-Drehgeschwindigkeit Neigung in der Vertikalebene Beschleunigung Höhe Z barometrische Höhe H Höhe über Grund Machzahl Neigung geogr. Länge und Breite (Position des Flugzeugs) baro-inertielle Höhe Einfallwinkel Fluglagen des Flugzeugs bezogen auf den Luftgeschwindigkeitsvektor
Die Navigationsparameter werden durch bestimmte Bordinstrumente 14 (Verbindung 28') und/oder durch einen der Anzeigebildschirme mittels der Symbolgeneratorbox 12 (Verbindungen 28 und 26) angezeigt. Die in den Vierecken 30 und 31 enthaltenen Elemente bilden das System zur Darstellung der Steuerungsinformationen, wie es tatsächlich in modernen Luftfahrzeugen vorhanden ist, wobei redundante, üblicherweise zur Sicherung der dem Piloten dargebotenen Informationen beigefügte Elemente weggelassen worden sind.
Das erfindungsgemäße System zur Sicherung der Steuerungsinformationen umfaßt einerseits die in den Vierecken 32 und 33 enthaltenen Elemente, die statische Kohärenzkontrollen durchführen, und gegebenenfalls andererseits die in den Vierecken 34 und 35 enthaltenen Elemente, die dynamische Kohärenzkontrollen durchführen. Für bestimmte Luftfahrzeuge kann die Sicherung der Informationen in einem ausreichenden Maß durch lediglich die statischen Kohärenzkontrollen erzielt werden, wobei in diesem Fall das Luftfahrzeug nur mit den entsprechenden Elementen 32 und 33 ausgerüstet ist; für andere Luftfahrzeuge jedoch müssen diesen die den dynamischen Kohärenzkontrollen entsprechenden Elemente (34, 35) zur Seite gestellt werden, um das erforderliche Maß an Sicherheit zu erhalten.
Die statischen Kohärenzkontrollen werden dadurch verwirklicht, daß zunächst die theoretischen Navigationsparameter aus den Informationen der Anzeigebildschirme berechnet und diese mit den durch die Aufnehmer, die Rechenvorrichtung oder auch durch die Bordinstrumente bereitgestellten Parametern verglichen werden, um Nichtkohärenzen zu erfassen und den Piloten darauf aufmerksam zu machen.
Die Navigationsparameter werden zum Berechnen der theoretischen Aufnehmerparameter verwendet, die mit den durch die Aufnehmer zugeführten Parametern verglichen werden, um eventuelle Nichtkohärenzen zu erfassen und den Piloten darauf aufmerksam zu machen.
Zur Durchführung der Berechnungen und Vergleiche umfaßt das erfindungsgemäße System hinsichtlich der statischen Kohärenzkontrollen einen ersten Rechner 15 zum Berechnen der Umkehrfunktion F&sub1;&supmin;¹ der von der Symbolgeneratorbox 12 durchgeführten Funktion aus Daten und/oder Signalen, die den Anzeigebildschirmen 13 (Verbindung 29) zugeführt werden oder die von diesen Bildschirmen gelesen werden (Verbindungen 30' und 31' sowie eine Vorrichtung 19).
Das Ergebnis der Berechnung der Umkehrfunktion F&sub1;&supmin;¹ für jeden Navigations- oder Aufnehmerparameter wird in einem ersten Vergleicher 16 mit demselben, durch die Rechenvorrichtung 11 (Verbindung 32) und/oder das entsprechende Bordinstrument 14 (Verbindung 32') oder den entsprechenden Aufnehmer (Verbindung 32") zugeführten Parameter verglichen. Wenn die Ergebnisse der in dem ersten Vergleicher 16 durchgeführten Vergleiche anzeigen, daß - mit einer gegebenen Genauigkeit - keine Gleichheit zwischen den verglichenen Werten eines einzelnen Parameterpaares besteht, wird ein Nichtkohärenzsignal an eine Meldevorrichtung 20 (Verbindung 36) und an eine Rechenvorrichtung 17 (Verbindung 36') übertragen.
Die durch die Rechenvorrichtung 11 (Verbindung 32) bereitgestellten Navigationsparameter werden einem zweiten Rechner 17 zugeführt, um die Umkehrfunktion F&sub2;&supmin;¹ der von der Rechenvorrichtung 11 durchgeführten Funktion zu berechnen, um so die Aufnehmerparameter zu ermitteln. Diese so berechneten Aufnehmerparameter werden in einem zweiten Vergleicher 18 mit den durch die Aufnehmer 10 (Verbindung 35) bereitgestellten Parametern verglichen.
Wenn dem zweiten Vergleicher 18 (Verbindung 36') durch den Vergleicher 16 ein Nichtkohärenzsignal zugeführt wird, wird die Berechnung der Umkehrfunktion F&sub2;&supmin;¹ für den betroffenen Parameter unterbunden.
Wenn die Ergebnisse der in dem zweiten Vergleicher 18 durchgeführten Vergleiche anzeigen, daß - mit einer gegebenen Genauigkeit - keine Gleichheit zwischen den verglichenen Werten eines einzelnen Parameterpaares vorliegt, wird ein Nichtkohärenzsignal an die Meldevorrichtung 20 übertragen (Verbindung 37).
Der Alarm kann tönender, visueller oder anderer Art sein und zeigt unter Verwendung beispielsweise eines zu diesem Zweck vorgesehenen Bildschirms oder eines der Anzeigebildschirme 13 die Gleichheit der oder des in dem Visier dargestellten Strichkreuze(s) oder alphanumerischen Zeichen(s) an.
Falls die Daten, aus welchen die Umkehrfunktion F&sub1;&supmin;¹ berechnet wird, diejenigen sind, die durch die Symbolgeneratorbox 12 bereitgestellt werden, wird deutlich, daß das erfindungsgemäße System die ordnungsgemäße Funktion der Anzeigebildschirme 13 nicht überwachen wurde. Ferner ist erfindungsgemäß die Vorrichtung 19 zur Verwirklichung der Umkehrfunktion V&sub1;&supmin;¹ des Anzeigebildschirms vorgesehen, d.h. zum Bestimmen der Werte der angezeigten Parameter aus den von dem Bildschirm abgelesenen Zeichen.
Weiter kann eine (in Fig. 1 nicht dargestellte) Zwischenlösung angewandt werden, die darin besteht, daß die analogen Abweichungs- und Helligkeitssignale des Anzeigebildschirms digitalisiert werden. Die vereinfachte Darstellung gemäß Fig. 3 zeigt die drei Lösungen, die zum Gewinnen der nachfolgend zur Berechnung der Umkehrfunktion F&sub1;&supmin;¹ dienenden Daten angewandt werden können.
Die Symbolgeneratorbox 12 umfaßt einen Symbolgenerator 42, der die graphische Definition der alphanumerischen Zeichen und der Strichkreuze enthält und der die Signale bereitstellt, die deren Sichtbarmachen auf dem Bildschirm ermöglichen. Der Generator 42 wird durch einen Rechner 41 gesteuert, der aus Navigationsparametern die auf dem Bildschirm anzuzeigenden Informationen erzeugt.
Zur Veranschaulichung zeigt Fig. 2 ein Beispiel einer Navigationsanordnung, in welcher die nachstehenden Informationen angezeigt werden:

die Strichkreuze:

- die Flugrichtung 53,
- der Richtungsfehler 56,
- der Horizont 57,
- der Geschwindigkeitsvektor 58,
- der Beschleunigungsfaktor 59;

die alphanumerischen Kenngrößen:

- die Machzahl 50,
- die Geschwindigkeit in Knoten 51,
- die Kursskala 52,
- die barometrische Höhe 54,
- die Funkmeßhöhe 55.
Entsprechend der Bauart des Anzeigebildschirms als Adressmatrix oder Kathodenstrahlröhre) stellt der Symbolgenerator 42 entweder numerische Codes oder analoge Signale zur Ablenkung der Elektronenstrahlen der Röhre bereit. Während die numerischen Codes durch den ersten Rechner 15 direkt nutzbar sind, müssen demgegenüber die analogen Signale in einem Umsetzer 43 in numerische Signale umgesetzt werden.
Die Information der Strichkreuze und der alphanumerischen Zeichen werden durch eine Adressierungsschaltung 44 auf einem Bildschirm 45 angezeigt. Im Falle einer Kathodenstrahlröhre, bei der es wünschenswert ist, die Ubertragungskette bis zum Röhreneingang zu überprüfen, ist es erforderlich, die Ablenksignale mittels eines Analog-Digital-Umsetzers 46 zu digitalisieren, bevor diese in einem als Bildspeicher bezeichneten digitalen Speicher 47 abgelegt werden. Es sind die in diesem Speicher enthaltenen Codes, die in der Einrichtung 15 zur Berechnung der Umkehrfunktion F&sub1;&supmin;¹ verwendet werden.
Falls erwünscht ist, die gesamte Übertragungskette einschließlich des Bildschirms 45 zu überprüfen, müssen der Bildschirm mit Hilfe einer Kamera 48 aufgezeichnet und die erhaltenen Bilder in einer Bildverarbeitungsvorrichtung 49 verarbeitet werden, um die Werte der numerischen Zeichen zu bestimmen und um die Geometrie der Strichkreuze unter Anwendung von Formerkennungsalgorithmen zu identifizieren. Diese Art der Bildverarbeitung ist beispielsweise in der Sammlung Techniques de l'Ingenieur, Band H2, "Informatique-Langages- Systèmes" und im einzelnen in dem mit "Intelligence Artificielle et Reconnaissance des formes" betitelten Artikel H1900 von Jean-Paul HATTON sowie in dem mit "Intelligence Artificielle, Reconnaissance des Formes" betitelten Artikel H1920 von Claudie FAURE beschrieben.
Ausgehend von den erkannten und identifizierten Werten der auf dem Bildschirm erscheinenden Strichkreuze und numerischen Zeichen berechnet die Rechenvorrichtung 15 die Navigationsparameter, welchen diese entsprechen, während die Rechenvorrichtung 17 die Aufnehmerparameter berechnet. Tabelle 4 faßt den Zusammenhang zwischen den Strichkreuzen und den Navigations- und Aufnehmerparametern zusammen. Tabelle 4 Strichkreuze Navigationsparameter Aufnehmerparameter Horizont Höhe Bezugssystem Einfallwinkel Geschwindigkeitsvektor Barometrische Höhe Machzahl konventionelle Geschwindigkeit sol air baro Winkel zur Flugrichtung an den Flugzeugachsen Bodengeschwindigkeitsvektor Flugrichtung Luftgeschwindigkeitsvektor vent Funkmeßhöhe Peilstrahl- und Seitenabweichungen Winkel zur Flugrichtung Azimut Steuerkurs (mit βvo) für und Einfallwinkel (mit RHF) Bodengeschwindigkeitsvektor Luftgeschwindigkeitsvektor Machzahl Zbaro geglättet konventionelle Geschwindigkeit statischer Druck statischer und dynamischer Druck statishe Temperatur (mit M) Tabelle 4 (fortgesetzt) Strichkreuze Navigationsparameter Aufnehmerparameter Bahn-Beschleunigung künstliche Start- und Landebahn Bahnbeschleunigung abgeleitet von der Geschwindigkeit Steuerkurs Flugzeugwinkel aerodynamische Winkel (mit α) Peilstrahl- und Seitenabweichung
Die Navigations- und Aufnehmerparameter können aus einem oder mehreren Strichkreuzen ermittelt werden, wodurch ermöglicht wird, die Anzahl der Uberprüfungen für einen einzelnen Parameter und gleichermaßen das Niveau der Sicherung der dargebotenen Informationen und Strichkreuze zu erhöhen.
Tabelle 5 zeigt anhand von Navigationsparametern die Strichkreuze oder Gruppen von Strichkreuzen, die im Zuge ihrer Berechnung durch die Umkehrfunktion F&sub1;&supmin;¹ verwendet werden müssen oder können.
Auf vergleichbare Art und Weise zeigt Tabelle 6 anhand von Aufnehmerparametern die Navigationsparameter oder die Gruppen von Navigationsparametern, die im Zuge ihrer Berechnung durch die Umkehrfunktion F&sub2;&supmin;¹ verwendet werden müssen oder können.
Die Gleichungen zur Berechnung der Funktionen F&sub1;&supmin;¹ und F&sub2;&supmin;¹ werden nachstehend im einzelnen näher beschrieben.
Wie vorstehend bereits ausgeführt, werden die Ergebnisse der Berechnungen der Umkehrfunktion F&sub1;&supmin;¹ in einem Vergleicher 16 mit den durch die Rechenvorrichtung 11, das entsprechende Bordinstrument 14 oder den entsprechenden Aufnehmer bereitgestellten Navigationsparametern verglichen, um die Nichtkohärenzen zu erfassen. Tabelle 5 Navigationsparameter Berechnung zu deren Ermittlung (Nummer) verwendete Strichkreuze Benötigte komplementäre BGS-Parameter Flugzeugwinkel aerodynamische Winkel M Mach Kopie barometrische Höhe Luftgeschwindigkeitsvektor Bodengeschwindigkeitsvektor Horizont Bezugssystem künstliche Startund Landebahn Einfallwinkel Machzahl konventionelle Geschwindigkeit barometrische Höhe Kurs Parameter der Start- und Landebahn vent sol aus Ausrichtung des Zielgeräts im Flugzeug Tabelle 5 (fortgesetzt) Navigationsparameter Berechnung zu deren Ermittlung (Nummer) verwendete Strichkreuze Benötigte komplementäre BGS-Parameter Bodengeschwindigkeitsvektor Flugbahn Bahnbeschleunigungsfaktor Peilstrahl- und Seitenabweichung Geschwindigkeitsvektor, Horizont Kurs Höhe Einfallwinkel Neigung Bahnbeschleunigung künstliche Start- und Landebahn Ausrichtung des Zielgeräts im Flugzeug sol vent aus von Parameter der Start- und Landebahn Tabelle 6 Aufnehmer- Parameter Berechnung zu deren Ermittlung (Nummer Benötigte BGS-Parameter Drücke statisch, dynamisch konventionelle Geschwindigkeit Machzahl vent ergebend sol barometrische Höhe Mach Tabelle 6 BORDINSTRUMENTE Kugel Windgeschwindigkeitsmesser Tochterhöhenmesser Variometer Funkhöhenmesser erlaubt die Berechnung von sol vent
Die Tabelle 7 faßt den zwischen den Bordinstrumenten und den entsprechenden, durch diese angezeigten Parameter bestehenden Zusammenhang zusammen.
Die Berechnung der Umkehrfunktionen F&sub1;&supmin;¹ und F&sub2;&supmin;¹ für jeden betrachteten Parameter erfolgt mit Hilfe der sich aus der Anwendung der Gesetze der Mechanik und der Aerodynamik ergebenden Gleichungen. Zum besseren Verständnis der Berechnungen der Umkehrfunktionen F&sub2;&supmin;¹ und F&sub2;&supmin;¹ fassen die Tabellen 8 und 9 die Bezeichnungen und Definitionen der Flugzeugparameter zusammen. Tabelle 8 GRUNDLEGENDE FLUGZEUGPARAMETER und sol vent absolutes galileisches Bezugssystem in den Schwerpunkt des Flugzeugs verschobenes Bezugssystem mit dem Flugzeug verbundenes Bezugssystem aerodynamisches Bezugssystem jeweilige Winkel des Flugzeugs und des Achsenkreuzes im Bezugssystem Eigengeschwindigkeit aerodynamische Geschwindigkeit des Flugzeugs Geschwindigkeit des Flugzeugs im Verhältnis zur Luft (im absoluten Bezugssystem) Bodengeschwindigkeit Geschwindigkeit des Flugzeugs im Verhältnis um Boden (im absoluten Bezugssystem) Windgeschwindigkeit (im absoluten Bezugssystem) Einfallwinkel des Flugzeugs Winkel zwischen dem Luftrgeschwinigkeitsvektor und der Flugzeugachse in der Flugzeug-Symmetrieebene konventionelle Geschwindigkeit angezeigte Geschwindigkeit Neigung des Flugzeugs Winkel zwischen dem Bodengeschwindigkeitsvektor und dessen Projektion in die Horizontalebene statischer Druck Druck der Atmosphäre außerhalb der Strömung Tabelle 8 (fortgesetzt) GRUNDLEGENDE FLUGZEUGPARAMETER Gesamtdruck = Druck, der auf ein in die aerodynamische Strömung eingetauchtes Objekt ausgeübt wird dynamischer Druck : Ps - PT Höhen gemäß Druck Kopie Höhe statische Temperatur = Temperatur der Atmosphäre außerhalb der Strömung Gesamttemperatur = Temperatur eines in die Strömung eingetauchten Objekts Tabelle 9 ZUR DARSTELLUNG IM SUCHER BESTIMMTE PARAMETER durch das BGS ermittelte Geschwindigkeit, deren Richtung - ausgedrückt im absoluten Bezugssystemdurch ein Strichkreuz im Zielgerät dargestellt wird durch das BGS ermittelte Geschwindigkeit, deren Richtung - ausgedrückt in der Flugzeugrichtung - durch ein Strichkreuz im Sucher dargestellt wird "Koordinaten" des Geschwindigkeitsvektor- Strichkreuzes im sucher durch die Trägheitszentrale gegebener geographischer Kurs durch das Flußventil gegebener magentischer Kurs Winkel der Nordachse in der absoluten Richtung Flugbahn des Flugzeugs (wie im Zielgerät angegeben) Beschleunigung entlang der Flugbahn wie im Zielgerät angegeben potentielle oder gesamte Neigung des Flugzeugs Horizont Funkmeßhöhe Kopie barometrische Höhe Machzahl angezeigte Geschwindigkeit

(a) BERECHNUNG DER FLUGZEUGWINKEL

Wie in den Tabellen 4 und 5 dargestellt, können die Winkel φ, θ und β des Flugzeugs ermittelt werden aus:
- entweder den Strichkreuzen HORIZONT und BEZUGSSYSTEM STEUERKURS (Berechnung a&sub1;),
- oder den Strichkreuzen KÜNSTLICHE START- UND LANDEBAHN und HRS bei Landung und Anflug "Berechnung a&sub2;).
Die Winkel des Flugzeugs bezogen auf die Achsen des Flugzeugs sind durch die folgenden Winkel definiert:
- φ für das Rollen (Drehen um die Längsachse),
- θ für die Längstrimmung (Nicken), und
- β für den Azimut,
wie in der vereinfachten Darstellung gemäß Fig. 4 gezeigt.
In dieser vereinfachten Darstellung gemäß Fig. 4 ist
- β der Winkel, den die Achse X&sub0; mit der Projektion der Achse X in die durch X&sub0; hindurch verlaufende Horizontalebene bildet; bei Drehung der Achse X&sub0; und des Winkels β wird Y nach Yh transformiert;
- θ der Winkel, den die Achse X mit der Projektion Xh der Achse X in die durch X&sub0; hindurch verlaufende Horizontalebene bildet; bei Drehung der Achse Xh und des Winkels θ wird Z&sub0; nach Zh transformiert;
- φ der Winkel, den Z mit Zh und Y mit Yh bilden.

- Berechnung a1 :

Die Winkel φ und θ sind direkt durch das Strichkreuz HORIZONT (Fig. 5-a und 5-b) gegeben und brauchen daher nicht berechnet zu werden. Der Winkel β wird durch Subtraktion des Winkels βvo zwischen dem Norden und der Achse X&sub0; des gewählten absoluten Bezugssystem aus dem BEZUGSSYSTEM STEUERKURS ermittelt.

- Berechnung a2 :

Aus dem Strichkreuz KUNSTLICHE START- UND LANDEBAHN (Fig. 6-a) während der Anflugphase, dem Wert von HRS, den Parametern der Start- und Landebahn sowie aus βvo können mittels der nachstehenden Formeln auch β und θ berechnet werden:
β = βv + C&sub0; - GF + &epsi;&sub1;
θ = SE - g&sub0; + &epsi;g
In diesen Formeln
- sind GF und SE durch das Strichkreuz KÜNSTLICHE START- UND LANDEBAHN (Fig. 6-a) gegeben,
- ist &epsi;&sub1; der Winkel zwischen der Achse der Start- und Landebahn und der Richtung Flugzeug - Start- und Landebahn,
- ist g&sub0; die Sollneigung zu Beginn der Start- und Landebahn,
- ist C&sub0; der Winkel zwischen dem geographischen Norden und der Achse der Start- und Landebahn,
- sind die beiden Parameter g&sub0; und C&sub0; Parameter, die die Start- und Landebahn kennzeichnen,
- ist &epsi;g der Winkel zwischen der Sollneigung g&sub0; zu Beginn der Start- und Landebahn und der realen Neigung des Flugzeugs,
- sind die beiden Parameter &epsi;&sub1; und &epsi;g berechnet aus geometrischen Maßen, die auf dem Strichkreuz KÜNSTLICHE START- UND LANDEBAHN sowie aus der Funkmeßhöhe HRS und aus die Startund Landebahn kennzeichnenden Parametern ermittelt werden.
Die Fig. 6-b, 6-c und 6-d zeigen die unterschiedlichen Winkel und Entfernungen, die berücksichtigt werden, um zu dem Strichkreuz KÜNSTLICHE START- UND LANDEBAHN zu gelangen, wobei die Fig. 6-b die ILS-Anflugwinkel sowie die realen Anflugwinkel des Flugzeugs in einer horizontalen Ebene zeigt. Den Fig. 6-a, 6-b und 6-c kann entnommen werden: und
worin
- e, GE und GF aus der Geometrie des Strichkreuzes KÜNSTLICHE START- UND LANDEBAHN (Fig. 6-a) ermittelt werden,
- H HRS die Funkmeßhöhe ist, und
- L bzw. 1 die Breite bzw. die Länge der Start- und Landebahn, d.h. die Start- und Landebahn kennzeichnende Parameter sind.

(B) BERECHNUNG DER AERODYNAMISCHEN FLUGZEUGWINKEL

φv, a, βv
Die Flugzeugwinkel φv, a, βv des aerodynamischen Bezugssystems im Verhältnis zu dem absoluten Bezugssystem werden (eine einzige Berechnung) aus dem den Winkel α und Parameter φ, θ und β bereitstellenden Strichkreuz EINFALLWINKEL mit Hilfe der nachstehenden Gleichungen berechnet:

(c) BERECHNUNG DER MACHZAHL M

In Übereinstimmung mit der Tabelle 5 können drei Berechnungswege c1, c2 und c3 zur Bestimmung der Machzahl verwendet werden. Der erste Weg c1 besteht darin, direkt von dem entsprechenden Strichkreuz abzulesen. Der zweite Weg c2 besteht darin, das Strichkreuz KONVENTIONELLE GESCHWINDIGKEIT Vc und das Strichkreuz BAROMETRISCHE HÖHE Zh sowie die Information QNH zu verwenden. Der dritte Weg c3 besteht schließlich darin, die Parameter Vvent, Vsol und Ts zu verwenden.

- Berechnung c1 :

Direktes Ablesen von dem entsprechenden Strichkreuz

- Berechnung c2 :

Verwendung der Strichkreuze KONVENTIONELLE GESCHWINDIGKEIT Vc und BAROMETRISCHE HÖHE Zh sowie der Information QNH.

Die nachstehenden Beziehungen:

- bei Unterschallflug :

- bei Überschallflug :

erlauben, die Machzahl zu bestimmen, wenn man die Drücke δp und Ps kennt.
δp wird aus der konventionellen Geschwindigkeit Vc mittels der Beziehungen:
- bei Unterschallflug
- bei Überschallflug
abgeleitet, in welchen
Po = 1.013,15 mbar (reduzierter Druck auf Meereshöhe)
ao = 661 Knoten (Schallgeschwindigkeit auf Meereshöhe)
τ = 1,40 (Verhältnis Cp/Cv für eine Machzahl kleiner als 2)
Ps ergibt sich aus der barometrischen Höhe und QNH (Zp = Zh + QNH) aus der Beziehung:
in welcher Pso = 1.013,15 mbar.

- Berechnung c3 :

Verwendung der Parameter Vvent, Vsol und Ts.
Vvent und Vsol erlauben die Berechnung von Vp durch Vp = Vvent - Vsol , und M ist dann gegeben durch die Beziehung:
mit K = 40,1 m/s

(d) BERECHNUNG DER BAROMETRISCHEN HÖHE Zh

Der Parameter Zh wird direkt durch Abschreiben des Strichkreuzes HÖHE ermittelt (eine einzige Berechnung d1).

(e) BERECHNUNG DES AERODYNAMISCHEN GESCHWINDIGKEITSVEKTORS Vp

Dieser kann auf drei verschiedene Weisen ermittelt werden:

e1: aus den Parametern Vvent und Vsol;
e2: aus den Strichkreuzen HORIZONT (φ, θ), EINFALLWINKEL α und BEZUGSSYSTEM STEUERKURS (Cv) sowie den Parametern Vp und βvo;
e3: aus den Strichkreuzen GESCHWINDIGKEIT (Yv und Zv), HÖHE (Zh), EINFALLWINKEL (α), HORIZONT und STEUERKURS für Zh > 6000 Meter, den Parametern Vpx, βvo und der Ausrichtung des Zielgeräts im Flugzeug.

Berechnung e1 :

Der aerodynamische Geschwindigkeitsvektor Vp kann durch die vektorielle Verknüpfung des Vektors Vvent und des Vektors Vsol gemäß der Beziehung:
Vp = Vsol - Vvent
ermittelt werden.

Berechnung e2 :

Der aerodynamische Geschwindigkeitsvektor Vp in der Richtung Ro kann auch aus der Norm der aerodynamischen Geschwindigkeit Vp durch die nachstehende Matrixtransformation erhalten werden:
wobei bekannt ist, daß die Winkel a und βv in Abhängigkeit von φ, θ und βvo der Strichkreuze HORIZONT und STEUERKURS sowie von α wie in der vorstehenden Berechnung (b) beschrieben ausgedrückt werden können.

Berechnung e3:

Wenn die Höhe Zh größer ist als 6000 Meter, kann der aerodynamische Geschwindigkeitsvektor Vp aus den Strichkreuzen:
- GESCHWINDIGKEITSVEKTOR Yv
EINFALLWINKEL α
HORIZONT φ, θ und β
HÖHE
sowie aus dem die Komponente von Vp entlang der Achse X in dem Bezugssystem R&sub0; bildenden Parameter Vpx ermittelt werden. Diese Berechnung besteht demzufolge in der Berechnung der anderen Komponenten Vpy und Vpz.

Somit kann man unter Verwendung der folgenden Bezeichnungen:

Vpx, Vpy, Vpz) : Koordinaten von Vp im terrestrischen Bezugssystem Ro,
V'px, V'py, V'pz : Koordinaten von Vp im Flugzeug- Bezugssystem,
(Vvx, Vvy, Vvz) : Koordinaten von Vp im Zielgerät- Bezugssystem
schreiben:
Vpx, Vpy, Vpz) = B (Vvz, Vvz, Vvz),
worin B die Übergangsmatrix von dem terrestrischen Bezugssystem auf das Zielgerät-Bezugssystem ist, d.h. der Verbund der Übergangsmatrix von dem terrestrischen Bezugssystem auf das Flugzeug-Bezugssystem (φ, θ, β) durch die Übergangsmatrix des Flugzeug-Bezugssystems auf das Zielgerät-Bezugssystem, welches sich aus der Ausrichtung des Zielgeräts ergibt.

Man kann schreiben:

Vpx, Vpy, Vpz) = BVvx (1, Vvy/Vvx, Vvz/Vvz) = BVvx (1, Yv, Zv)
Hieraus ergibt sich, daß, falls
- Vpx durch Hypothese bekannt ist,
- φ, θ und β aus den Fadenkreuzen HORIZONT und STEUERKURS sowie aus βvo bestimmt werden, und
- die Ausrichtung des Zielgeräts im Flugzeug bekannt ist,
und somit Vvx berechnet werden kann, so daß Vpy mit Hilfe von Yv und der Matrix B, die durch Hypothese bekannt sind, die dritte Komponente Vpz durch die Lösung der nachstehenden Gleichung, in welcher der durch Hypothese bekannte Einfallwinkel α erscheint, bestimmt ist:

(f) BERECHNUNG DES GESCHWINDIGKEITSVEKTORS Vsol

Tabelle 5 zeigt sechs Wege (f1 bis f6) zur Berechnung des Geschwindigkeitsvektors bezüglich Vsol unter Berücksichtigung vor allem der Höhe Zh, je nachdem, ob diese letztere
- kleiner ist als 4500 Meter,
- zwischen 4500 Metern und 6000 Metern liegt, oder
- größer ist als 6000 Meter.

- Berechnung f1 :

Der erste Weg besteht in der Verwendung der durch die Symbolgeneratorbox gegebenen Information.

- Berechnung f2 :

Der zweite Weg besteht - für den Fall, daß Zh < 4500 Meter - in der Berechnung der Komponenten Vx, Vy und Vz des Geschwindigkeitsvektors Vsol in dem absoluten Bezugssystem durch die nachstehende Matrixgleichung:
(Vx) (Vvx)
(Vy) = B (Vvy)
(Vz) (Vvz)
worin B die Übergangsmatrix von dem absoluten Bezugssystem zu dem Zielgerät-Bezugssystem ist, d.h. der Verbund der Übergangsmatrix von dem absoluten Bezugssystem zu dem durch φ, θ und β gegebenen Flugzeug-Bezugssystem durch die Übergangsmatrix von dem Flugzeug-Bezugssystem zu dem durch die Ausrichtung des Zielgeräts im Flugzeug gegebenen Zielgerät-Bezugssystem.

Hieraus folgt:

(Vx) (1)
(Vy) = B Vvx (Yv)
(Vz) (Zv)
worin Yv = Vvy/Vvx und Zv = Vvz/Vvx die Koordinaten des Geschwindigkeits-Strichkreuzes sind.
Die Kenntnis von Vx und - dank φ, θ und β aus den Strichkreuzen HORIZONT und STEUERKURS sowie dank des Parameters βvo und der Ausrichtung des Zielgeräts im Flugzeug - der Matrix B ermöglicht dann, Vvx und daraufhin - dank Yv und Zv - Vy und Vz zu berechnen.

- Berechnung f3 :

Die Komponenten Vx, Vy und Vz des Geschwindigkeitsvektors Vsol sind gegeben durch:
worin
- q (Zh) ein Koeffizient ist, welcher sich entlang einer linearen Kurve zwischen dem Wert 0 für Zh < 4.500 Meter und dem Wert 1 für Zh > 6.000 Meter ändert;
- Vp die durch Hypothese bekannte Geschwindigkeit bezogen auf die Luft ist;
- a und Bv sich aus den aus den Strichkreuzen HORIZONT und STEUERKURS ermittelten Werten φ, θ und β = C + βvo mit dem Parameter βvo gemäß der Berechnung (b) und dem Einfallwinkel α ergeben;
- W die durch das Strichkreuz FLUGBAHN gegebene Flugbahn des Flugzeugs ist; und
-V&sub1;, V&sub2;, V&sub3; die Koordinaten des Vektors
(1)
(B) (Yv)
(Zv)
sind, worin Yv und Zv die Koordinaten des Strichkreuzes GE- SCHWINDIGKEIT im Zielgerät-Bezugssystem sind und B die Übergangsmatrix von dem absoluten Bezugssystem zu dem Zielgerät- Bezugssystem ist, d.h. der Verbund der Übergangsmatrix von dem absoluten Bezugssystem zu dem durch φ, θ und β gegebenen Flugzeug-Bezugssystem und der Übergangsmatrix von dem Flugzeug-Bezugssystem zu dem durch die Ausrichtung des Zielgeräts im Flugzeug gegebenen Zielgerät-Bezugssystem.

- Berechnung f4 :

Wenn Zh größer ist als 6.000 Meter und wenn Vx, die Flugbahn W und die Neigung g bekannt sind, so erhält man
Vy = tan W/Vx
und sodann

- Berechnung f5 :

Wenn Zh größer ist als 6.000 Meter und wenn Vx, Vy und die Neigung go bekannt sind, erhält man die dritte Komponente Vz aus der vorstehenden Formel.

- Berechnung f6:

Wenn Zh größer ist als 6.000 Meter und wenn
- φ, θ und β dank des Strichkreuzes HORIZONT und der Ausrichtung des Zielgeräts im Flugzeug;
- Yv, Zv, d.h. die Koordinaten des Fadenkreuzes GESCHWINDIGKEIT;
- α, d.h. der Einfallwinkel; und
- Vp, d.h. die Norm der Geschwindigkeit im Verhältnis zur Luft
bekannt sind, war aus der Berechnung (e3) ersichtlich, daß die Koordinaten des Luftgeschwindigkeitsvektors Vpx, Vpy und unter Anwendung der Beziehung
worin Vx und Vy von Vsol als bekannt voraus gesetzt werden, berechnet werden konnten.
Hieraus werden infolgedessen die Koordinaten Vx, Vy und Vz von Vsol abgeleitet.

(g) BERECHNUNG DER FLUGBAHN W

- Berechnung g1 :

Wenn die Flugbahn W durch das entsprechende Strichkreuz gegeben ist, reicht es aus, diesen Wert zu übernehmen.

- Berechnung g1 :

Die Flugbahn W kann berechnet werden aus Yv und Zv, die durch das Strichkreuz GESCHWINDIGKEIT gegeben sind, und aus (a), (b), (c), der in dem absoluten Bezugssystem ausgedrückten Übergangsmatrix von dem absoluten Bezugssystem zu dem Zielgerät-Bezugssystem; sie ist das Produkt der Übergangsmatrix von dem absoluten Bezugssystem zu dem Flugzeug-Bezugssystem, die durch die durch die Fadenkreuze HORIZONT und STEUERKURS sowie durch βvo bereitgestellten Werte (φ), (θ) und (β) gegeben ist, und der Übergangsmatrix von dem Flugzeug-Bezugssystem zu dem durch die Ausrichtung des Zielgeräts im Flugzeug gegebenen Zielgerät-Bezugssystem.
Die Flugbahn W wird dann durch tan W gleich
ausgedrückt mit
O = cosbsinc
P = Yv(sincsinbsina + cosccosa)
Q = Zv(cosasinbsinc - sinacosc)
R = cosbcosc
S = Yv(coscsinbsina - sinccosa)
T = Zv(cosasinbcosc + sinasinc)

(h) BERECHNUNG DER BESCHLEUNIGUNG Ta

- Berechnung h1 :

Wenn der Bodengeschwindigkeitsvektor Vsol bekannt ist, wird Ta durch Berechnung der Ableitung 1/g dV/dt erhalten, d.h. durch

- Berechnung h2 :

Wenn das Fadenkreuz BAHNBESCHLEUNIGUNG verfügbar ist, reicht es aus, den durch dieses angezeigten Wert abzulesen.

(i) BERECHNUNG DER SINKFEHLER &epsi;&sub1; UND &epsi;g

Die Berechnung erfolgt ausgehend
- von den die Start- und Landebahn kennzeichnenden Parametern, d.h. von
l = Breite der Start- und Landebahn
L = Länge der Start- und Landebahn
go = Sollneigung am Anfang der Start- und Landebahn;
- von Informationen, die aus der Geometrie des Fadenkreuzes KÜNSTLICHE START- UND LANDEBAHN (GE, GF) ermittelt werden; und
- von H = HRS, d.h. der Funkmeßhöhe, unter Verwendung der nachstehenden Formeln: und

(k) BERECHNUNG DES STATISCHEN DRUCKS Ps UND DES DYNAMISCHEN DRUCKS δP

Diese Berechnung kann auf zwei verschiedene Weisen erfolgen, d.h. entweder aus der konventionellen Geschwindigkeit Vc und der Machzahl M (Berechnung k1) oder aus der konventionellen Geschwindigkeit Vc, der Luftgeschwindigkeit Vp und der Temperatur Ts (Berechnung k2).

- Berechnung k1 :

Aus Vc und M.

Hierzu muß das nachstehende Gleichungssystem gelöst werden:

- bei Unterschallflug:

- bei Überschallflug:

In diesen Formeln ist
- P&sub0;= 1013,15 mbar der auf die Meereshöhe zurückgeführte Druck;
- a&sub0; die Schallgeschwindigkeit auf Meereshöhe, d.h. 661 Knoten; und
- τ das Verhältnis Cp/Cv = 1,40 für Luft und M < 2.

- Berechnung k2:

Aus Vc, Vp und Ts.
Da Vp = a M (mit der Schallgeschwindigkeit "a" und a = k Ts mit k = 40,1 m/s)
kann man schreiben
Darüber hinaus zeigen die Gleichungen des vorangehenden Abschnitts, daß
δP/Ps = f(M) und daß δP/P&sub0; = f(Vc/ao),
so daß sich hieraus ergibt, daß Ps und δP bei Kenntnis von Vc, Vp und Ts berechnet werden können.

(M) BERECHNUNG DER TEMPERATUR Ts

- Berechnung m1 :

Diese Berechnung erfolgt ausgehend von der barometrischen Höhe Zh und aus QNH durch die Formel
mit Pso = 1013,15 mbar, d.h. dem Normaldruck auf Meereshöhe, und mit Zp = Zh + QNH.

- Berechnung m2:

Dieser Berechnung erfolgt ausgehend von der Machzahl M und der Geschwindigkeit Vp durch die Formel
Die vorstehende detaillierte Beschreibung zeigt, daß ein und derselbe Parameter aus unterschiedlichen Gruppen von Strichkreuzen und unterschiedlichen alphanumerischen Zeichen berechnet werden kann, ohne daß direkt in die Erzeugung dieser Strichkreuze und alphanumerischen Zeichen eingegriffen wird. Dies erlaubt Überprüfungen ein und desselben Parameters auf mehrere Arten, wodurch der Grad der Sicherung erhöht wird.
Die ausgehend von der Berechnung der Umkehrfunktionen F&sub1;&supmin;¹ und F&sub2;&supmin;¹ erfolgenden Überprüfungen bilden statische Kohärenzkontrollen, d.h. es erfolgt keine Beeinflussung durch die Bewegung des Luftfahrzeugs.
Erfindungsgemäß wird vorgeschlagen, dynamische Kohärenzkontrollen zu verwirklichen, indem eine Beeinflussung durch die Bewegungsgleichungen des Luftfahrzeugs herbeigeführt wird.
Diese Bewegungsgleichungen des Luftfahrzeugs ergeben sich aus der Anwendung des Grundprinzips der Dynamik, welches in dem galileischen Bezugssystem R&sub0; in den beiden nachstehenden Zusammenhänge zum Ausdruck kommt:
worin
m : Masse des Luftfahrzeugs
πG : Trägheitsmatrix des Luftfahrzeugs bezogen auf seinen Schwerpunkt G
Fext : auf das Luftfahrzeug einwirkende äußere Kräfte
Mext/G: auf das Luftfahrzeug einwirkende, bezogen auf G ausgedrückte äußere Momente
R&sub0; : galileisches Bezugssystem
Ra : aerodynamisches Bezugssystem, abgeleitet von (Ro) durch die Drehungen (βv) ( a) (φv)
ΓRo : in (Ro) ausgedrückte Beschleunigung des Luftfahrzeugs
ΩRa/Ro : Momentanvektor der Drehung des Bezugssystems (Ra) bezogen auf das Bezugssystem (Ro)

Die drei Kräfte sind:

- das Bruttogewicht Z&sub0;,
- die durch den Geschwindigkeitsvektor ausgeübte Längskraft F, und
- die aerodynamische Kraft Fa, die sich in der Symmetrieebene des Flugzeugs ergibt.

Die an dem Flugzeug angreifenden Momente sind:

- das Moment der Kraft in Längsrichtung, welches als Nullwert berücksichtigt wird, da diese Kraft durch die Achse des Geschwindigkeitsvektors ausgeübt wird und daher durch den Schwerpunkt G verläuft,
- das Moment des aerodynamischen Luftwiderstands -R Xa, welches in Richtung des Luftgeschwindigkeitsvektor gerichtet ist,
- das Moment der Auftriebskraft -Z Za, welches senkrecht zu der Luftgeschwindigkeit wirkt, und
- das Gewichtsmoment, welches gleich Null ist, da es durch den Schwerpunkt verläuft.
Die Projektion dieser beiden Gleichungen entlang der drei Achsen des aerodynamischen Dreiecks führt zu den sechs Gleichungen (1) bis (6) der nachfolgenden Seiten:
Diese Gleichungen wurden unter Annahme der nachstehenden Hypothesen erhalten:
a) es liegt kein Schiebeflug vor, was bedeutet, daß sich die Luftgeschwindigkeit in der Symmetrieebene des Luftfahrzeugs befindet
b) die an dem Luftfahrzeug angreifenden Kräfte sind die Längskraft und die aerodynamische Kraft unter der Annahme, daß:
- die Längskraft entlang der Achse des Geschwindigkeitsvektors einwirkt, und
- die aerodynamische Kraft keine zu der Symmetrieebene des Flugzeugs senkrechte Komponente besitzt und punktuell angreift, sowie
c) die Masse und die Trägheitsmatrix des Flugzeugs sind bezogen auf die Bewegungen konstant.

In diesem System von sechs Gleichungen sind drei Unbekannte vorhanden:

- der algebraische Wert F der Längskraft, da angenommen wurde, daß die Längskraft durch den Geschwindigkeitsvektors aufgebracht wird, und
- die algebraischen Werte R und Z der beiden Komponenten der aerodynamischen Kraft in der Symmetrieebene des Luftfahrzeugs, da angenommen wurde, daß diese keine Komponenten außerhalb dieser Ebene besitzt.
Es wird festgestellt, daß die Gleichungen (2), (4) und (6) keine Kräfte beinhalten und daher direkt drei Kohärenzgleichungen ergeben.
Es wird weiter festgestellt, daß die Gleichungen (4), (5) und (6) Koeffizienten A, B, C, E und K, L, N beinhalten, welche die Koeffizienten des Trägheitsmatrizen des Luftfahrzeugs sind.
Die in dem Bezugssystem des Flugzeugs ausgedrückte Trägheitsmatrix des Luftfahrzeugs kann in der nachstehenden Form geschrieben werden:
Hierbei wurden die vorstehend angegeben Hypothesen berücksichtigt. In dem aerodynamischen Bezugssystem wird sie so geschrieben:
worin
Wenn die Trägheitsmatrix des Luftfahrzeugs nicht bekannt ist, kann lediglich die Kohärenzgleichung (2) überprüft werden.
Fig. 7 ist eine vereinfachte Darstellung einer Vorrichtung, die erlaubt, die Gleichung (2) zum Zeitpunkt t zu überprüfen. Zu diesem Zweck werden die Werte Vp, φv, a, βv zu den Zeitpunkten t (Rechteck 80) und (t + dt) (Rechteck 81) verwendet und dann in einer Schaltung 82 a und v durch die Formeln berechnet. Sodann werden die Werte der ersten Ableitungen sowie die Werte von Vp, φv, a, βv zum Zeitpunkt t in die Formel (2) eingegeben (Schaltung 83), um zu überprüfen, ob diese mit einer gegebenen Genauigkeit gleich Null ist. Wenn der erhaltene Wert um einen bestimmten Wert von Null verschieden ist, gibt die Schaltung 83 ein Alarmsignal auf den Leiter 39 aus. Die Schaltungen 82 und 83 bilden einen Teil des Rechners 21 (Fig. 1).
Fig. 8 ist eine Funktionsschema einer Vorrichtung, die erlaubt, die Gleichungen (2), (4) und (6) zum Zeitpunkt t zu überprüfen. Zu diesem Zweck werden die Werte Vp, φv, a, βv, α zu den Zeitpunkten t (Rechteck 85), (t + dt) (Rechteck 86) und (t + 2dt) (Rechteck 87) verwendet und sodann in einer Schaltung 88 die ersten Ableitungen p, v, a, v, und die zweiten Ableitungen v, a, v durch die vorstehenden Formeln (15) und (16) für die Ableitungen a und v und durch die Formeln (17) bis (22) für die anderen Ableitungen berechnet.
Diese Werte der Parameter und ihrer ersten und zweiten Ableitungen werden in einer Schaltung 89 zum Berechnen der Gleichungen (2), (4) und (6) verwendet. Wenn das Ergebnis der Berechnungen - für jede Gleichung - ein von Null verschiedener Wert jenseits eines bestimmten Schwellenwerts ist, so gibt die Schaltung 89 ein Alarmsignal auf den Leiter 39 aus. Die Schaltungen 88 und 89 bilden einen Teil des Rechners 21 (Fig. 1).
Die Kohärenzgleichungen (2), (4) und (6), durch welche eine Beeinflussung durch die an dem Luftfahrzeug angreifenden Kräfte nicht erfolgt, erlauben in Echtzeit (Zeitpunkt t) zu überprüfen, ob Vp, βv, a, φv und α sowie die ersten und zweiten Ableitungen von βv, a und φv kohärent sind, erlauben jedoch nicht, deren zeitliche Entwicklung zu überprüfen, d.h. zu überprüfen, ob sich ihre Werte zu den Zeitpunkten t, (t + dt), (t + 2dt) und (t + 3dt) kohärent ändern.
Für diese Überprüfungen der zeitlichen Bewegungen des Luftfahrzeugs schlägt die Erfindung vor, die sechs vorstehend angegebenen Gleichungen (1), (2), (3), (4), (5) und (6) zur Berechnung der Parameter p, v, a, v, , v, a, v zum Zeitpunkt (t + dt) in Abhängigkeit von Werten der Kräfte F, R und Z und der Parameter Vp, φv, a, βv und α zum Zeitpunkt (t + dt) zu verwenden. Diese Parameter sind durch die nachstehenden Formeln gegeben:
worin worin und
mit dem Einfallwinkel α, der eine Funktion des zu dem Geschwindigkeitsvektor und der aerodynamischen Geschwindigkeit Vp senkrechten Lastfaktors n gemäß der nachstehenden Gleichung
ist, in der kα und Cpn aerodynamische Koeffizienten des Flugzeugs und j die Dichte der Luft sind.
Der Lastfaktor n ist durch die nachstehende Gleichung gegeben:
Durch aufeinanderfolgende Ersetzungen und Ableitungen werden ausgehend von dem System der Gleichungen (1) bis (6) die nachstehenden Zusammenhänge aufgestellt:
Dieses System besteht aus zwei Polynomen in a und v, deren Koeffizienten A&sub8; bis F&sub8; und A&sub9; bis F&sub9; explizite Koeffizienten von Vp, βv, a und φv sind, und wobei a und v und selbst eine Funktion von Vp, βv, a, φv und α sind.
Diese Koeffizienten sind durch die nachstehenden Zusammenhänge gegeben:
wobei die Koeffizienten A'o, B'o und C'o vorangehend in Zusammenhang mit der Formel (8) festgelegt worden sind.
Das System der Gleichungen (13) und (14) kann durch verschiedene numerische Verfahren gelöst werden, insbesondere mit dem Newton-Verfahren.
Nach einigen Rechenzyklen erhält man v und a mit der gewünschten Genauigkeit, und kann somit v aus Gleichung (8), α aus Gleichung (11), und v aus Gleichung (12) berechnen.
worin A&sub4;, B&sub4;, C&sub4;, D&sub4;, E&sub4; und F&sub4; (vorstehend definierte) explizite Koeffizienten von p, φv, a, βv und deren ersten Ableitungen sind, und wobei die Gleichung aus der Gleichung (4) nach der Elimination von α hervorgeht.
Die Werte der Parameter p, v, a, v, , v, a und v, die mit Hilfe der vorstehend beschriebenen Formeln und Gleichungen unter Verwendung der durch die Aufnehmer zum Zeitpunkt (t+dt) erhaltenen Werte und der zum Zeitpunkt t anhand der Gleichungen (1), (3) und (5) berechneten Kräfte berechnet wurden, werden mit den Werten der entsprechenden Parameter, die aus den Navigationsparametern zu den Zeitpunkten t, (t+dt) und (t+2dt) unter Anwendung der Gleichungen 15 bis 22 ermittelt werden, verglichen.
Analog hierzu werden die ersten und zweiten Ableitungen zum Zeitpunkt (t+dt) mit Hilfe der Werte zu den Zeitpunkten (t+dt), (t+2dt) und (t+3dt) berechnet.
Fig. 9 faßt auf sehr vereinfachte Weise diesen die dynamischen Kontrollen der Kohärenz der Bewegungen des Luftfahrzeugs betreffenden Gesichtspunkt der Erfindung zusammen.
Zum Zeitpunkt t stellen die Aufnehmer die Parameter Vp, φv, ga, βv und α (Rechteck 100) bereit, die gemäß den Gleichungen (1) , (3) und (5) (Rechteck 103) mit den zum Zeitpunkt t mit Hilfe der Gleichungen (15) bis (22) (Rechteck 112) berechneten Werten der ersten und zweiten Ableitungen p, v, a, v, , v, a und v (Rechteck 102) kombiniert werden, um die zum Zeitpunkt t an dem Luftfahrzeug angreifenden Kräfte F, R und Z zu berechnen.
Unter der Annahme, daß sich die berechneten Kräfte F, R und Z zum Zeitpunkt t während der Zeitdauer dt wenig ändern, können diese in einem Rechner 104 zum Ermitteln der ersten Ableitungen p, v, a, v und sowie der zweiten Ableitungen v, a und v (Rechteck 105) zum Zeitpunkt (t+dt) unter Verwendung der vorstehend definierten Gleichungen (7) bis (14) verwendet werden. Hierzu müssen dem Rechner 104 auch die Werte der Parameter Vp, φv, a, βv und α zum Zeitpunkt (t+dt) sowie die Ausgangswerte von a und v zum Zeitpunkt t (Rechteck 102) zugeführt werden, um durch sukzessive Annäherungen die Werte von a und v zum Zeitpunkt (t+dt) zu berechnen.
Diese durch den Rechner 104 berechneten Werte der Parameter und ihrer Ableitungen werden in einem Vergleicher 109 mit den entsprechenden, durch einen Rechner 106 aus den Werten der Parameter Vp, φv, a, βv und α zu den Zeitpunkten (t+dt) (Rechteck 108), (t+2dt) (Rechteck 109) und (t+3dt) (Rechteck 111) berechneten Werten verglichen.
Wenn der Vergleich der verschiedenen ermittelten Werte der Parameter und ihrer Ableitungen ausgehend einerseits direkt von den Navigationsparametern zu den Zeitpunkten (t+dt), (t+2dt) und (t+3dt) und andererseits von Berechnungen mit Hilfe von Bewegungsgleichungen Unterschiede ergibt, die einen bestimmten Wert übersteigen, gibt der Vergleicher 109 ein Alarmsignal ab.
Natürlich ändern sich die Schwellenwerte, von welchen an ein Alarmsignal abgegeben wird, in Übereinstimmung mit dem betrachteten Parameter und in Übereinstimmung mit dem gewünschten Sicherungsniveau.
Die Werte der Parameter p, v, a, v, , v, a und v zum Zeitpunkt (t+dt) (Rechteck 105) werden in einem Speicher gehalten, um in Verbindung mit den Werten der Parameter Vp, φv, a, φv und α zum Zeitpunkt (t+dt) in der Berechnung der Kräfte F, R und Z zum folgenden Zeitpunkt (t+dt) (Rechteck 108) verwendet zu werden. Diese Kräfte werden den Kräften zum Zeitpunkt (t+2dt) zur Überprüfung der Parameter zum Zeitpunkt (t+2dt) gleichgesetzt.
In einer Abwandlung können zur Berechnung der Kräfte F, R und Z die Werte der Parameter Vp, φv, a, βv und α sowie deren erste und zweite Ableitungen, die zum Zeitpunkt t mit Hilfe der Zusammenhänge (7) bis (14) berechnet wurden, verwendet werden.
In einer anderen Abwandlungsform können in Abhängigkeit von dem Ergebnis des durch die Schaltung 109 durchgeführten Vergleichs entweder die mit Hilfe der Zusammenhänge (15) bis (22) berechneten Werte, die genauer sind, oder die mit Hilfe der Zusammenhänge (7) bis (14) berechneten Werte verwendet werden, um nicht den inkohärenten, mit Hilfe der Zusammenhänge (7) bis (14) berechneten Parameter zu verwenden.
Die vorstehend beschriebenen Vorgänge werden zu Zeitpunkten wiederholt, die von dem jeweils vorangehenden um den Zeitraum dt beabstandet sind.

Claims

1. Verfahren zur Verbesserung der Sicherheit von Steuerungsinformationen für ein Luftfahrzeug, wobei die Informationen einerseits von Aufnehmern bereitgestellten Parametern und andererseits von einer Berechnungsvorrichtung zugeführten sogenannten Navigationsparametern entsprechen und dem Piloten entweder mittels Bordinstrumenten oder mittels eines Symbolgenerators dargeboten werden, der mit einer Vorrichtung zur Anzeige von Synthesebildern verbunden ist, die ein oder mehrere Fadenkreuze sowie alphanumerische Zeichen umfassen, und wobei das Verfahren durch die folgenden Schritte gekennzeichnet ist:

(a) Erfassen und Erkennen von Synthesebildern durch die Analyse der Bilder selbst, um numerische Signale zu ermitteln, die die dem Piloten dargebotenen Steuerungsinformationen darstellen,

(b) Berechnung eines oder mehrerer Navigationsparameter und/oder Aufnehmerparameter aus den numerischen Signalen,

(c) Vergleich der berechneten Parameter mit den Werten derselben, durch die Berechnungsvorrichtung oder durch die Aufnehmer bereitgestellten Parameter, um die Inkohärenzen zwischen den verglichenen Parametern zu erfassen, und

(d) Herbeiführen eines Alarmsignals, wenn eine oder mehrere Inkohärenzen eine bestimmte Schwelle überschreiten.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt (a) darin besteht, daß der Schirm der Anzeigevorrichtung oder eine Kopie dieses Schirms aufgezeichnet wird, daß ein Bild dieses Schirms festgehalten und in Form von numerischen Signalen in einem Speicher gespeichert wird, daß dieses Bild analysiert wird, um die Geometrie und die Werte des oder der Fadenkreuze und der alphanumerischen Zeichen zu identifizieren, und daß die numerischen Werte der dem Piloten auf dem Schirm der Anzeigevorrichtung dargebotenen Informationen bestimmt werden.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt (c) ferner in einem Vergleich der berechneten Parameter mit den Werten derselben, durch die Bordinstrumente bereitgestellten Parameter besteht.

4. Verfahren nach Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt (b) darin besteht, daß ein gleicher Parameter aus Gruppen von Fadenkreuzen und/oder verschiedenen alphanumerischer Zeichen berechnet wird.

5. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt (c) die folgenden Schritte umfaßt:

(a) Berechnen von ersten Ableitungen a und v zum Zeit punkt t aus einem den Horizont darstellenden Navigationsparameter a und einem den aerodynamischen Fluglagewinkel darstellenden Navigationsparameter βv zu den Zeitpunkten t und (t + dt),

(b) Berechnen der Gleichung (2) unter Verwendung der Werte der Parameter p, der die Fluggeschwindigkeit darstellt, φv, a und βv, die aerodynamische Fluglagewinkel zum Zeitpunkt t darstellen, und der ersten Ableitungen a und v zum Zeitpunkt t, die in Schritt (a) berechnet wurden, und

dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt zur Erzeugung eines Alarmsignals den Schritt

(c) Erzeugen eines Alarmsignals, wenn die Gleichung (2) nicht mit einer gegebenen Genauigkeit berechnet wird,

umfaßt

6 Verfahren nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch die folgenden weiteren Schritte:

(d) Berechnen der ersten Ableitungen a, v, v und und der zweiten Ableitungen a, v und v zum Zeitpunkt t aus den den Anstellwinkel darstellenden Navigationsparametern a, βv, φv und α zu den Zeitpunkten t, (t+dt) und (t+2dt),

(e) Berechnen der Gleichungen (4) und (6) unter Verwendung der durch den Schritt (d) berechneten Werte von p, a, βv, φv und α, der ersten Ableitungen da a, v, v und und der zweiten Ableitungen a, v und v zum Zeitpunkt (t), und

(f) Erzeugen eines Alarmsignals, wenn eine der Gleichungen (4) und (6) nicht mit einer gegebenen Genauigkeit berechnet wird.

7. Verfahren nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch die folgenden weiteren Schritte:

(g) Berechnen der am Luftfahrzeug zum Zeitpunkt t angreifenden Kräfte F, R und Z unler Verwendung der Werte der Parameter p, a, βv, φv und α zum Zeitpunkt t, der Werte der ersten Ableitungen p, a, v, v und zum Zeitpunkt t, die aus p, a, βv, φv und α zu den Zeitpunkten t und (t + dt) berechnet wurden, und den Werten der zweiten Ableitungen a und v zum Zeitpunkt t, die aus a und βv zu den Zeitpunkten t, (t + dt) und (t + 2dt) berechnet wurden, mittels der Gleichungen (1), (3) und (5),

(h) Berechnen der Parameter p, v, a, v, , a, v und v zum Zeitpunkt (t + dt) aus den Navigationsparametern p, a, βv, φv und α zum Zeitpunkt (t + dt) und den aus Schritt (g) erhaltenen Werten der angreifenden Kräfte,

(i) Berechnen der Parameter p, v, a, v, , a und v zum Zeitpunkt (t + dt) unter Verwendung der Werte der Parameter p, a, βv, φv und α zu den Zeitpunkten (t + dt) , (t + 2dt) und (t + 3dt),

(j) Vergleichen der Werte der in Schritt (h) berechneten Parameter mit den in Schritt (i) berechneten Werten, und

(k) Erzeugen eines Alarmsignals, wenn das Ergebnis des Vergleichs anzeigt, daß einer der verglichenen Werte jenseits einer bestimmten Schwelle unterschiedlich ist.

8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Berechnung der an dem Luftfahrzeug angreifenden Kräfte F, R und Z zu dem Zeitpunkt t in Schritt (g) unter Verwendung der Werte der Parameter p, a, βv, φv und α zum Zeitpunkt t und der Werte der ersten Ableitungen p, a, v, v und sowie die Werte der zweiten Ableitungen a und v, die zum Zeitpunkt t berechnet wurden, erfolgt.

9. Verfahren nach Anspruch 8, gekennzeichnet durch die folgenden weiteren Schritte:

(1) Auswahl des Wertes des zur Berechnung der Kräfte F, R und Z festzuhaltenden Parameters aus entweder dem Ergebnis der Berechnung durch die Gleichungen (15) bis (22) oder dem Ergebnis der Berechnung durch die Gleichungen (7) bis (14) entsprechend dem Wert des durch den Schritt (k) bereitgestellten Alarmsignals.

10. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß in Schritt (h) die Berechnung der Werte von a und v zum Zeitpunkt (t + dt) unter Lösung der Gleichung durch eine sukzessive Approximation erfolgt, deren Anfangswerte die Werte von a und v zum Zeitpunkt t sind.

11. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Schritte zu jedem Zeitpunkt um eine Zeitdauer dt zu dem vorangehenden Schritt beabstandet ausgeführt werden.

12. System zur Anwendung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 11, gekennzeichnet durch

- Mittel zum Bereitstellen numerischer Signale, die dem Piloten dargebotene Steuerungsinformationen darstellen,

- einen ersten Rechner zum Berechnen eines oder mehrerer Navigationsparameter aus den numerischen Signalen,

- einen ersten Vergleicher zum Vergleichen der Werte der durch den ersten Rechner bereitgestellten Navigationsparameter mit den Werten der gleichen, durch die Berechnungsvorrichtung und/oder durch die Bordinstrumente bereitgestellten Parameter, und zum Erzeugen eines Alarmsignals, wenn das Vergleichsergebnis anzeigt, daß die verglichenen Werte jenseits einer bestimmten Schwelle verschieden sind,

- einen zweiten Rechner zum Berechnen eines oder mehrerer Aufnehmerparameter aus den Werten der entweder durch die Berechnungsvorrichtung oder durch den ersten Rechner bereitgestellten Navigationsparameter,

- einen zweiten Vergleicher zum Vergleichen der durch den zweiten Rechner bereitgestellten Werte der Aufnehmerparameter mit den durch die entsprechenden Aufnehmer oder durch die Bordinstrumente bereitgestellten Werten und zum Erzeugen eines Alarmsignals, wenn das Vergleichsergebnis anzeigt, daß die verglichenen Werte jenseits einer bestimmten Schwelle verschieden sind.

13. System nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß der erste und der zweite Rechner sowie der erste und der zweite Vergleicher einen Einheitsrechner bilden.

14. System nach Anspruch 12 oder 13, dadurch gekennzeichnet, daß die dem Piloten dargebotene Steuerungsinformationen darstellenden numerischen Signale direkt durch den Symbolgenerator bereitgestellt werden.

15. System nach Anspruch 12 oder 13, dadurch gekennzeichnet, daß die die dem Piloten dargebotene Steuerungsinformationen darstellenden numerischen Signale aus Abweichungsund Leuchtsignalen der Anzeigevorrichtung ermittelt werden.

16. System nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zum Bereitstellen der Steuerungsinformationen darstellenden numerischen Signale einen Analog-Digital- Umsetzer für die Abweichungs- und Leuchtsignale zum Ermitteln numerischer Codes, einen Bildspeicher zum Speichern der numerischen Codes und eine Vorrichtung zum Verarbeiten der numerischen Codes des Bildspeichers zum Ermitteln der numerischen Signale umfassen.

17. System nach Anspruch 15, 16 oder 17, dadurch gekennzeichnet, daß die die Steuerungsinformationen darstellenden numerischen Signale aus dem Schirmbild der Anzeigevorrichtung ermittelt werden.

18. System nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zum Bereitstellen der die Steuerungsinformationen darstellenden numerischen Signale eine Vorrichtung zum Aufzeichnen des Schirmbilds der Anzeigevorrichtung oder einer Kopie dieses Schirms zum Ermitteln eines elektronischen Bilds des Schirms, eine Vorrichtung zum numerischen Codieren des elektronischen Bilds, einen Speicher zum Speichern der durch die Codiervorrichtung bereitgestellten numerischen Codes, eine Vorrichtung zur Verarbeitung der in dem Speicher enthaltenen Codes zum Erkennen der Fadenkreuze und der zugeordneten alphanumerischen Zeichen, und eine Vorrichtung zum Umsetzen der den Fadenkreuzen in Form der numerischen Signale zugeordneten numerischen Werte umfassen.