DE69915773T2

DE69915773T2 - Begrenzungsverfahren für automatisches Steuern der Rollage mittels Schubänderung

Info

Publication number: DE69915773T2
Application number: DE1999615773
Authority: DE
Inventors: Edward P. Seattle Nolte; Michael J. Everett Myers; David C. Langley Coombs; III John C. Tacoma Griffin
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1998-11-03
Filing date: 1999-10-25
Publication date: 2005-01-13
Anticipated expiration: 2019-10-26
Also published as: US6282466B1; EP0999485B1; EP0999485A2; EP0999485A3; DE69915773D1

Description

Bereich der Erfindung
Die vorliegende Erfindung betrifft Flugzeugsteuerungssysteme, und insbesondere Verfahren zum automatischen Steuern eines angewiesenen Betriebs eines Flugzeuges mit einem Rollwinkellimit während bestimmter Flugsituationen.
Hintergrund der Erfindung
In der Vergangenheit ist die praktische Gipfelhöhe, bei welcher ein Flugzeug betrieben werden kann, durch die Manöverbegrenzung aufgrund von Strömungsabriss (typischerweise 1,3 g bis zu einem anfänglichen Flattern) begrenzt worden, was historisch zuerst eine Funktion der Effizienz der Flugzeugflügel gewesen ist. Eine Optimierung der aerodynamischen Entwurfstechniken bei in den 1990er Jahren eingeführten Herstellungsverfahren haben wesentliche Verbesserungen bei der Effizienz der Flugzeugflügel ergeben. Bei einigen Flugzeugen ist die Effizienz des Flügels derart, dass die praktische Gipfelhöhe während bestimmter Wendemanöver nicht durch die Fähigkeit der Flügel, weiterhin für einen ausreichenden Auftrieb zu sorgen, sondern stattdessen durch den von den Triebwerken verfügbaren Schub begrenzt ist. Vereinfacht geht den Flugzeugtriebwerken die Energie aus, bevor die Flügel den Auftrieb verlieren. Diese Situation wird durch die bezeichnete Abnahme in verfügbarem Schub, welche bei modernen, Brennstoff effizienten Bypass-Triebwerken mit hohem Bypass-Verhältnis bei hohen Höhen und Machzahlen auftritt, weiter verschärft.
Einige Entwickler sind dieses Problem angegangen, indem die maximale Höhe, in welcher das Flugzeug betrieben werden kann, beschränkt wird. Dies benachteiligt unnötigerweise die Funk tion des Flugzeugs und kann zu einem erhöhten Brennstoffverbrauch, verringerter Nutzlast und erhöhter Flugzeit auf dem Weg zu dem geplanten Ziel führen. Andere Entwickler haben die Minimalgeschwindigkeit, mit welcher das Flugzeug betrieben wird, beschränkt. Dies benachteiligt unnötigerweise die Funktion des Flugzeugs, was zu erhöhtem Brennstoffverbrauch führt. Ein Erzwingen der maximalen Höhe und/oder der minimalen Geschwindigkeit, mit welcher das Flugzeug betrieben wird, führt nicht nur zu wirtschaftlichen Nachteilen, sondern solche Einschränkungen können dennoch nicht verhindern, dass das Flugzeug in einem Bereich betrieben wird, wo ein Wendemanöver zu einem möglichen Verlust an Höhe oder Fluggeschwindigkeit führen kann.
Andere Entwickler haben einen manuellen Querneigungswinkel-Begrenzungsauswahlschalter in ihre speziellen Autopilot-Flug-Sollwertgebersysteme eingeführt. Dieser Schalter sorgt für einen manuellen Piloteneingriff, wenn ein Autopiloten-Flug-Sollwertgebersystem in einer Kursphase oder einem Nachführmodus betrieben wird. Eine Auswahl für einen Piloten für ein Querneigungswinkellimit zwischen 5° und 30° wird typischerweise bereitgestellt. Der manuelle Quereneigungswinkel-Begrenzungsauswahlschalter beeinflusst nicht die Querneigungswinkelbegrenzung, wenn das Flugzeug in einem vollständig automatischen Flugmodus betrieben wird, wo die Flugzeug-Rollleitsteuerbefehle ausschließlich durch ein Flugmanagementsystem (FMS) erzeugt werden.
Somit besteht ein Bedarf für ein Verfahren und Mittel, um ein Flugzeug effektiv bei einer möglicherweise Schub begrenzenden Wendebedingung so zu manövrieren, dass der Flug in der gewünschten Höhe und die gewünschte Fluggeschwindigkeit beibe halten werden kann, wenn es in einem automatischen Flug betrieben wird. Das ideale Verfahren sollte von Natur aus vorbeugend sein, um jeglichen nicht angewiesenen Verlust an Energie (Höhe und/oder Fluggeschwindigkeit) zu vermeiden. Die vorliegende Erfindung ist darauf ausgerichtet, diesen Bedarf zu erfüllen.
Zusammenfassung der Erfindung
Eine Verbesserung eines Verfahrens eines automatischen Fluges, welches ein Flugmanagementsystem einsetzt, wird bereitgestellt. Das Flugmanagementsystem beinhaltet einen lateralen Navigations(LNAV)-Steuerungsmodus, in welchem das Flugmanagementsystem einen Rollwinkel berechnet und für einen Querneigungswinkelsteuerbefehl sorgt, um eine laterale Flugführung zu erzielen, wobei der berechnete Rollwinkel verwendet wird. Die Verbesserung enthält eine Bewertung des Energiezustandes des Flugzeuges und ein Berechnen eines Schub basierten Rolllimits als eine Funktion des Energiezustandes des Flugzeuges. Das Schub basierte Rolllimit wird mit dem berechneten Rollwinkel verglichen. Das Schub basierte Rolllimit wird auf das Querneigungswinkel-Steuerbefehlssignal an Stelle des berechneten Rollwinkels für spezielle vordefinierte Flugbedingungen aufgebracht. Das Schub basierte Rolllimit vermeidet dadurch eine nicht angewiesene Veränderung der Flugzeughöhe oder der Fluggeschwindigkeit.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Die vorab beschriebenen Aspekte und viele der begleitenden Vorteile dieser Erfindung werden leichter verständlich, wenn dasselbe durch die Referenz auf die folgende detaillierte Be schreibung im Zusammenhang mit den beigefügten Zeichnungen besser nachvollzogen wird, wobei gilt:
1 ist eine Systemarchitekturdarstellung eines typischen automatischen Flugleitsystems;
2 ist ein Signalflussplan eines Schub basierten Rollwinkelsteuerbefehl-Begrenzungssystems, welches gemäß der vorliegenden Erfindung ausgestaltet ist;
3 und 4 sind Signalflusspläne einer Ausführungsform der mit dem System der 2 eingesetzten Mitteilungsübermittlungslogik;
5 ist ein Signalflussplan einer Ausführungsform einer Logik, welche eingesetzt wird, um ein Schub basiertes Rolllimit, TBRL, zu berechnen; und
6A bis 6G sind Anzeigen verschiedener Typen von lateralen Flugplänen des FMC, wie sie auf einer elektronischen Karte in dem Cockpit dargestellt sind.
Detaillierte Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform
Ein Verfahren einer automatischen Schub basierten Rolllenkung, welches gemäß der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, wird bereitgestellt, welches automatisch und dynamisch eine Querneigungswinkel-Manövrierfähigkeitsfunktion aufruft, wenn ein Flugzeug in einem Bereich betrieben wird, in dem der verfügbare Schub die Fähigkeit des Flugzeugs die geplante Höhe und Fluggeschwindigkeit zu halten, beschränken kann. Die vorliegende Erfindung verwendet einen Flugmanagementcomputer (FMC), um einen geeignet limitierten Querneigungswinkelsteuerbefehl zu errechnen. Ein Autopilot-Flug-Sollwertgebersystem (AFDS) verwendet einen vom FMC berechneten Querneigungswinkelsteuerbefehl, um einen Autopiloten anzuweisen, das Flugzeug auf dem angewiesenen Querneigungswinkel während eines automatischen Fluges zu halten und um für eine geeignete Flug-Sollwertgeber-Rollleitführung des Piloten während eines manuellen Fluges zu sorgen. Die vorliegende Erfindung hält somit das Flugzeug während eines möglicherweise Schub limitierten Zustandes auf der gewünschten Höhe und der gewünschten Geschwindigkeit.
Mit Bezug auf 1 sind Abschnitte eines automatischen Flugmanagementsystems (FMS) einschließlich des Flugmanagementcomputers (FMC) 10 und eines Autopilot-Flug-Sollwertgebersystems (AFDS) 12 dargestellt. Die Komponenten des FMS kommunizieren miteinander über verschiedene Datenbusse.
Der FMC berechnet einen großen Umfang an Fluginformationen (einschließlich sowohl des lateralen als auch des vertikalen Plans), welche im Zusammenhang mit dem AFDS verwendet werden können, um das Flugzeug entsprechend der Piloten-Eingaben und gespeicherten Daten zu lenken. Die Arten der in dem FMC-Speicher gespeicherten Informationen beinhalten Flugzeugleistungsdaten und Navigationsinformationen, z. B. Daten zur VHF NAVAIDS, Wegpunkte, Fluglinien, Flugplätze, Landebahnen, standardisierte Instrumentenabweichungen usw.. Der FMC kann auch eine Besatzungseingabe mittels einer Steueranzeigeeinheit (CDU) 14 von Wegpunkten akzeptieren, welche nicht in dem permanenten Speicher des FMC gespeichert sind. Unter Verwendung dieser Geräte kann der Pilot einen gesamten Flugplan in einer standardisierten Luftverkehrssteuerungssprache definieren.
Das AFDS umfasst verschiedene Luftfahrtkomponenten (nicht dargestellt) einschließlich eines automatischen Drosselklappensystems, eines Autopilotensystems und eines Flug-Sollwertgebersystems. Das automatische Drosselklappensystem kann den Triebwerkschub zwischen Leerlauf und dem maximalen Schub für das momentan spezifizierte Schubkraftwertlimit verändern. Das Autopilotensystem kann eine Bewegung der verschiedenen Flugzeugsteuerungsoberflächen veranlassen. Das Flug-Sollwertgebersystem sorgt für eine elektronische (oder mechanische) Anzeige von Roll- und Steiglenksteuerbefehlen für den Piloten, um diese zu verwenden, während das Flugzeug in einem manuellen Flug geflogen wird.
Während des Fluges vergleicht der FMC die momentane Position des Flugzeugs (sowohl lateral als auch vertikal) mit der geplanten Position. Jegliche Abweichung wird auf verschiedenen Cockpitfluginstrumenten angezeigt. In 1 sind zwei solcher Instrumente dargestellt – eine primäre Fluganzeige 16 und eine elektronische Kartenanzeige 18. Die primäre Fluganzeige 16 stellt die Flugzeughöhe relativ zu dem Horizont, einen Rollleitsteuerbefehlbalken und einen Steigleitsteuerbefehlbalken dar. Die elektronische Kartenanzeige 18 besitzt mehrere Anzeigemodi, wobei jeder im Allgemeinen Aspekte des lateralen Flugplans und der momentanen lateralen Position des Flugzeuges anzeigt.
Während des Fluges berechnet der FMC auch Flugbefehle, welche notwendig sind, um das Flugzeug in Ausrichtung mit der geplanten Position zu bringen. Diese Signale werden umfassend als laterale Navigations-(LNAV) Steuerbefehle und vertikale Navigations-(VNAV) Steuerbefehle bezeichnet. Der FMC sendet die LNAV- und VNAV-Steuerbefehlsignale an das AFDS, welches wiederum die Drosselklappe, Steueroberfläche und Flug-Sollwertgeber-Steuerbefehlbalkenbewegungen koordiniert, um den angewiesenen Signalen zu entsprechen. Auf diese Weise verringert das FMS die Arbeitsbelastung des Piloten, indem es automatisch für Steuereingaben für die Flugsteuerungen während eines automatischen Fluges oder für Lenksteuerbefehle für den Piloten während eines manuellen Fluges sorgt, um den Flugplan des Flugzeuges sowohl bezüglich des lateralen Planes als auch des vertikalen Planes gemäß eines vom Piloten definierten Flugplanes zu verwalten.
Die vorliegende Erfindung ist eine Verbesserung des Flugmanagementsystems, in welchem der FMC kontinuierlich den Energiezustand des Flugzeuges während Wendemanövern bewertet und wenn nötig der FMC den Querneigungswinkelsteuerbefehl auf einen Wert begrenzt, so dass das Flugzeug keine nicht angewiesenen Höhen- oder Fluggeschwindigkeitsänderung erfährt.
Bei einer erfindungsgemäßen und mit Bezug auf 2–5 beschriebenen Ausführungsform ist eine Logik in dem FMC vorhanden, welche bei lateralen Manövern angewendet wird, wie z. B. bei einem Direktflug zu einem Wegpunkt, einer Unterbrechung eines Anflugkurses zu einem Wegpunkt, einer Unterbrechung eines abgehenden Kurses von einem Wegpunkt, einer Erfassung eines anliegenden Kurses, einer Einleitung und Erfassung einer versetzten Parallelroute, einer Aneignung und Erfassung einer Flugplanteilflugstrecke, einem Flug durch eine geplante auf dem Weg befindliche Kurve, einem Eintritt in eine Warteschleife, und einem Beibehalten eines Fluges in einer Warte schleife. Die Verbesserung sorgt ferner für Flugbesatzungswarnnachrichten mittels der CDU unter bestimmten Bedingungen. Eine Ausführungsform einer Warnnachrichtenlogik wird mit Bezug auf 3 und 4 beschrieben.
Mit Bezug auf 2 erhält der FMC bei Schritt 20 Systemeingaben, welche verschiedene Ausführungen des Flugzeugszustandes, von Triebwerks- und Leistungsdaten wiedergeben. Bei dieser Ausführungsform enthalten die Eingaben das Flugzeugbruttogewicht, die Flugzeughöhe, die Anzahl der betriebenen Triebwerke, das Schublimit der automatischen Drosselklappe, die momentane Geschwindigkeit und Daten über das nächste laterale Manöver. Unter Verwendung dieser Eingabedaten wird bei Schritt 22 ein Schub basiertes Rolllimit (TBRL) berechnet. Bei Schritt 24 wird der nächste LNAV-Rollwinkelsteuerbefehl durch den FMC berechnet, welcher für das nächste spezielle Wendemanöver anwendbar ist. Das TBRL wird bei Entscheidungsblock 26 mit dem LNAV-Rollsteuerbefehl verglichen. Wenn das TBRL größer als der LNAV-Rollsteuerbefehl ist, um das spezielle Manöver zu fliegen, ist ein Verlust an Höhe oder Fluggeschwindigkeit nicht zu erwarten. Deshalb fährt der FMC gemäß seines normalen Verfahrens bei Block 30 mit einem Steuern des Flugzeugs durch das nächste laterale Manöver fort und das TBRL wird nicht angewendet. Da sich Flugbedingungen rasch ändern können, überwacht das Verfahren der vorliegenden Erfindung vorzugsweise kontinuierlich das TBRL für alle Flugzeugmanöver, während eine LNAV eingebunden ist.
Sollten Umstände bewirken, dass das TBRL geringer als der LNAV-Rollsteuerbefehl ist, wendet der FMC das TBRL auf den LNAV-Rollleitsteuerbefehl bei Schritt 28 an. Der LNAV-Rollleitsteuerbefehl wird bei Schritt 30 an das AFDS übertra gen. Das AFDS überträgt den Steuerbefehl an den Autopiloten bei Schritt 32, was bewirkt, dass das Flugzeug mit einem Querneigungswinkel gesteuert wird, welcher ohne Verlust an Höhe oder Fluggeschwindigkeit gehalten werden kann. Das AFDS überträgt bei Schritt 32 den Rollleitsteuerbefehl weiter an die erste Fluganzeige 16 oder, wenn bevorzugt, an andere Anzeigeinstrumente.
Mit Bezug auf 5 existiert eine Ausführungsform eines Verfahrens eines Berechnens des TBRL. Eine Bestimmung wird anfänglich bei Schritt 34 als das Maximum des verfügbaren Schubs T_AVAIL bei der maximalen Leistungseinstellung, welche momentan bei dem Autodrosselsystem erlaubt ist, vorgenommen. Der verfügbare Schub, T_AVAIL, bei dem momentanen spezifizierten Schubkraftwertlimit wird von der gespeicherten FMC-Datenbank 35 als eine Funktion der momentanen Druckhöhe, Machzahl und Gesamtlufttemperatur bestimmt. Dieser Schub wird für reale oder angenommene Triebwerksabzapfungen und eine Leistungsentnahme eingestellt. Der verfügbare Gesamtschub, T_TOT, wird berechnet, indem der verfügbare Schub, T_AVAIL, mit der momentanen Anzahl der betriebenen Triebwerke E bei Schritt 36 multipliziert wird. Der verfügbare Gesamtschub wird bei Schritt 38 in einen äquivalenten Luftwiderstandskoeffizienten, C_D,MAX, konvertiert, wobei die aerodynamischen Grundbeziehungen und die momentane Druckhöhe, die Machzahl und in dem FMC-Speicher 35 gespeicherte Flugzeugreferenzdaten verwendet werden. Der Auftriebskoeffizient wird unter der Voraussetzung des maximal verfügbaren Schubs, C_L,MAX, bei Schritt 40 iterativ von dem Luftwiderstandskoeffizienten, C_D,MAX, zurückgerechnet. Die iterative Rückrechnung des C_L,MAX wird durchgeführt, indem eine Luftwiderstandspolare eines Flugzeuges mit ausgefahrenen Klappen ("Flaps-Up Airplane Drag Polar") (CD = f(C_L, Mach)) und die einhergehenden Luftwiderstandseinstellungen für eine nicht nominale Höhe, ein Bruttogewicht und eine Flugzeugkonfiguration verwendet werden, welche das in der FMC-Datenbank enthaltene Flugzeugluftwiderstandsmodel umfassen. Die Iteration wird fortgeführt, bis ein C_L,Max gefunden ist, welches zu einem Luftwiderstandskoeffizienten führt, der gleich dem C_D,MAX ist. Als nächstes wird bei Schritt 42 ein momentaner Wert des Flugauftriebskoeffizienten C_L,CUR berechnet, wobei auch das momentane FMC-Bruttogewicht, die momentane Machzahl, die momentane Druckhöhe und die notwendigen Referenzdaten von der FMC-Datenbank 35 verwendet werden. Ein vertikaler Ladefaktor wird bei Schritt 44 basierend auf dem Verhältnis des maximalen Auftriebkoeffizienten, C_L,MAX, zu dem momentanen Koeffizienten, C_L,CUR, berechnet. Geometrisch wird der maximal erreichbare Querneigungswinkel bei dieser Höhe und Fluggeschwindigkeit als der inverse Kosinus von C_L,MAX/C_L,CUR bei Schritt 46 berechnet. Dieser Winkel stellt das TBRL dar.
Das TBRL wird kontinuierlich berechnet, wenn der Energiezustand des Flugzeuges stabil ist oder abnimmt. Dieser stabile oder abnehmende Energiezustand ist typisch für den Zustand während einer Reiseflug- oder Steigflugphase. Wenn jedoch der Energiezustand des Flugzeuges geringer ist, aber es bestimmt ist, ihn ausreichend ansteigen zu lassen, kann das TBRL derart verringert werden, dass es nicht länger eine Begrenzung des LNAV-Rollleitsteuerbefehls bewirkt. Dieser ansteigende Energiezustand tritt normalerweise während einer abfallenden Flugphase auf. Zum Beispiel kann das TBRL früh in einer Sinkflugphase basierend auf dem momentanen Energiezustand einen relativ geringen Wert besitzen, welcher ein laterales Manövrieren wesentlich beeinflussen würde. Aber unter Berücksich tigung der Rate und der Größe des Sinkfluges würde erwartet werden, dass der Energiezustand während des Abstiegs ansteigt und dass das Flugzeug in der Lage ist, die geplante Geschwindigkeit zu halten. Das TBRL wird deshalb in Erwartung des höheren Energiezustandes, welcher am Ende des Sinkfluges erreicht wird, verringert, wobei ein nominales laterales Manövrieren während des Sinkfluges erlaubt ist. Wenn das Flugzeug abgefangen und der Energiezustand wieder stabil ist, wird das berechnete TBRL nicht länger verringert und kann wieder dazu führen, dass der LNAV-Rollleitsteuerbefehl beschränkt wird.
Weil die vorliegende Erfindung dazu führt, dass der Rollleitsteuerbefehl beschränkt wird, kann es dazu führen, dass das Flugzeug für eine auf dem Weg liegende Kurve weit außerhalb einer vorgeplanten lateralen Bahn fliegt. Eine Verwendung des TBRL kann auch dazu führen, dass das Flugzeug nicht in der Lage ist, eine vordefinierte Warteschleife auf ihrem vorgeplanten Kurvenradius durchzuhalten. Um den Piloten zu warnen, warum das Flugzeug nicht die angezeigte geplante laterale Bahn fliegt, wird vorzugsweise eine Nachricht in dem CDU-Zwischenspeicher 48 angezeigt. Wenn durch die vorliegende Erfindung das Flugzeug außerhalb eines geschützten Warteschleifenluftraums fliegt, während es sich in einem Warteflug befindet, wird eine getrennte Nachricht bereitgestellt und in dem CDU-Zwischenspeicher 48 angezeigt. Andere Cockpitanzeigen können auch für Warnnachrichten sorgen, wenn es für eine spezielle Anwendung für notwendig erachtet wird und wünschenswert ist.
Eine Ausführungsform einer Logik zur Verwendung, um den besten Vorgang eines Bereitstellens einer Nachricht für den Piloten zu bestimmen, ist mit Bezug auf 3 und 4 darge stellt. Eine Abfrage wird bei Block 25 in 2 vorgenommen, um zu bestimmen, ob das nächste kommende oder momentane Segment ein Wendemanöver ist. Wenn dies der Fall ist, wird die Nachrichtenlogik ausgeführt. Der Typ der anzuzeigenden Nachricht hängt von dem Typ des lateralen Manövers ab, welches geplant oder durchgeführt wird. Mit Bezug auf 3 wird diese Logik verwendet, wenn das geplante oder durchgeführte laterale Manöver ein Warteflug ist. 4 stellt eine Logik dar, welche verwendet wird, wenn das geplante oder durchgeführte laterale Manöver von einem anderen Typ als einem Warteflug ist. Nachdem die Entscheidung, ob die Nachricht abgesetzt wird oder nicht, getroffen worden ist, kehrt die Logik zu der Berechnung und Anwendung des TBRL zurück. (Siehe 2.)
Mit Bezug auf 3 entwickelt der FMC für Umstände eines Wartefluges, wie es bei Abfrage 54 bestimmt ist, eine Warteschleife, welche um die Warteschleifenortsangabe, wie z. B. einen Wegpunkt, gezeichnet wird. Der FMC entwickelt die Warteschleife, indem er einen nominalen Querneigungswinkelbetrag (z. B. 25°) verwendet und, wenn notwendig, das TBRL einschaltet, wenn der Warteschleifenumfang berechnet wird. Wenn es angemessen ist, wird der Durchmesser der Warteschleife vergrößert, bis eine vordefinierte Luftraumgrenze erreicht wird. Die Warteschleife wird bei Schritt 52 gezeichnet. Somit ist das Flugzeug in der Lage, unter den meisten Bedingungen die auf der elektronischen Karte dargestellte Warteschleife zu fliegen. Für den Fall dass der berechnete Warteschleifendurchmesser größer als die Luftraumgrenze ist, wird der Durchmesser der Warteschleife, wie auf der elektronischen Karte dargestellt, derart begrenzt, dass er gleich mit der Luftraumgrenze ist. Es wird dann erwartet, dass das Flugzeug weitgehend die angezeigte Schleife fliegt. Unter diesen Umständen wird dem Piloten eine Nachricht präsentiert.
Wenn sich eine Warteschleife nähert und erwartet wird, dass das Flugzeug auf Grund des TBRL eine weitere Warteschleife als eine dargestellte Warteschleife fliegt, wird dem Piloten ausreichend früh eine Nachricht präsentiert, um dem Piloten zu ermöglichen, eine zusätzliche Luftraumfreigabe anzufordern. Während das Flugzeug jede Platzrunde der Warteschleife fliegt und erwartet wird, dass das Flugzeug die Luftraumgrenze überschreitet, wie es durch das angezeigte Warteschleife dargestellt ist, wird dem Piloten eine Nachricht präsentiert, um den Schub begrenzten Zustand des Flugzeuges als Ursache der Abweichung anzuzeigen.
Wenn das kommende laterale Manöver mit Bezug auf 3 ein Warteflug ist, wie es in Schritt 54 bestimmt wurde, wird die Zeit bis zu der Ortsangabe der Warteschleife mit einem Zeitgrenzwert THR_TMH bei Entscheidungsblock 56 verglichen. Wenn die Zeit geringer als THR_TMH ist, vergleicht der FMC bei Schritt 58 den vorausberechneten Warteschleifenradius basierend auf dem TBRL und der während des Warteflugs zu erwartenden Geschwindigkeit über Grund mit den vordefinierten Luftraumgrenzen der Warteschleife. Wenn erwartet wird, dass das Flugzeug die vordefinierte Luftraumgrenze in der Warteschleife um einen bestimmten Schrankenwert D₁ (siehe 6G) überschreitet, wird bei Schritt 62 eine Nachricht bereitgestellt, welche den Piloten vor der kommenden Situation warnt. Verschiedene Nachrichten können verwendet werden. Zum Beispiel wäre "UNABLE HOLD AIPSPACE" eine logische Wahl für englisch sprechende Piloten.
Wenn die Logik bei Element 56 ein Nein ergibt, wird bei Entscheidungsblock 60 eine Überprüfung gemacht, um zu bestimmen, ob sich das Flugzeug am Eintritt in eine Warteschleife oder momentan in einer Warteschleife und in der ersten Hälfte der Warteschleife befindet. Wenn nicht kehrt die Logik zu der Berechnung und Überprüfung des TBRL zur Anwendung bei auf dem Weg befindlichen Kurven zurück. Wenn sich das Flugzeug bei Abfrage 60 in einem Eintritt in eine Warteschleife oder in einer Warteschleife und innerhalb der ersten Hälfte der Warteschleife von der Ortsangabe der Warteschleife befindet, fährt die Logik bei Schritt 58 fort, um zu bestimmen, ob das TBRL dazu führt, dass das Flugzeug durch den Schrankenwert D₁ die vordefinierte Luftraumgrenze in der Warteschleife überschreitet. Wenn dies der Fall ist wird dem Piloten bei Schritt 62 die Nachricht "UNABLE HOLD AIRSPACE" dargestellt. Die Nachricht wird von den Cockpitanzeigen entfernt, wenn sie durch den Piloten gelöscht wird oder wenn das kommende oder momentane Manöver nicht mehr ein Warteflug ist.
Wenn das kommende oder durchgeführte laterale Manöver kein Warteflug ist, wird der spezielle Kurventyp verwendet, um zu bestimmen, ob dem Piloten eine Nachricht präsentiert werden soll. Wenn ein derartiger Kurventyp vorliegt, dass eine laterale Bahn aufgebaut werden kann, wobei das TBRL berücksichtigt wird, womit der Radius der Kurve derart erweitert wird, dass das Flugzeug die auf der elektronischen Karte dargestellte Bahn fliegt, ist es wiederum nicht notwendig, dem Piloten eine Nachricht darzustellen. Wenn der Kurventyp derart ist, dass die laterale Bahn einen vorbestimmten nominalen Querneigungswinkel verwendet, um die gekrümmte Bahn zu konstruieren, wobei das TBRL nichts beiträgt, so dass das Flugzeug weit außerhalb der auf der elektronischen Karte darge stellten Bahn fliegt, wird dem Piloten eine Nachricht präsentiert. Wenn jedoch bei diesem Kurventyp die geplante Kursänderung, PCC (siehe 6A), außerhalb eines vordefinierten Winkelbereiches THR_AMT (z. B. 3° bis 135°) liegt, ist es nicht notwendig dem Piloten eine Nachricht darzustellen. Wenn sich eine Kurve nähert und es erwartet wird, dass das Flugzeug von der dargestellten Bahn auf Grund des TBRL abweicht, wird dem Piloten die Nachricht ausreichend früh präsentiert, um zu ermöglichen, dass der Pilot eine zusätzliche Luftraumfreigabe anfordert. Während solch eine Kurve geflogen wird und sich ein Abweichen von der dargestellten geplanten Bahn aufgrund des TBRL um einen Entfernungsgrenzwert D₂ ergibt, wird dem Piloten die Nachricht präsentiert, um den Schub begrenzten Zustand des Flugzeuges als den Grund der Abweichung anzuzeigen.
Eine Ausführungsform dieser Nachricht festsetzenden Logik ist in 4 dargestellt. Bei Schritt 70 wird eine Bestimmung vorgenommen, ob der Kurventyp ein Typ ist, in welchem eine laterale gekrümmte Bahn für die Kurve erzeugt und unter Berücksichtigung des TBRL angezeigt werden kann. Wenn dies der Fall ist, wird keine Nachricht dargestellt. Die Kurvenlinie wird unter Verwendung des TBRL bei Schritt 72 auf der Anzeige dargestellt. Wenn dies nicht der Fall ist, wird bei Schritt 74 eine Entscheidung getroffen, ob die Kurve von einem Typ ist, welcher einen vorbestimmten nominalen Querneigungswinkel verwendet und ob das Ausmaß der geplanten Kursänderung, PCC (siehe 6A), innerhalb des vordefinierten Winkelbereiches THR_AMT liegt. Wenn dies nicht der Fall ist, wird keine Nachricht dargestellt. Wenn dies der Fall ist, wird bei Block 76 eine Bestimmung vorgenommen, ob sich das Flugzeug auf der Anflugteilflugstrecke zu der Kurve befindet und weniger als ein Zeitgrenzwert THR_TMH vor der Einleitung der Kurve verbleibt. Wenn dies der Fall ist, setzt die Logik bei Element 80 fort, um zu bestimmen, ob das TBRL um einen Winkelgrenzwert A₁ kleiner als der nominale Querneigungswinkel ist. Wenn dies der Fall ist, wird dem Piloten bei Block 82 eine Nachricht dargestellt. Zum Beispiel ist "LNAV BANK ANGLE LIMITED" ein Beispiel einer Nachricht, welche für englisch sprechende Piloten aussagekräftig sein würde.
Wenn bei Schritt 76 bestimmt worden ist, dass sich das Flugzeug nicht auf der Anflugteilflugstrecke zu der Kurve befindet oder dass eine Zeit gleich oder größer als der Zeitgrenzwert, THR_TMH, ist, wird bei Element 78 eine Abfrage vorgenommen, um zu bestimmen, ob das Flugzeug die Kurve eingeleitet hat. Wenn dies nicht der Fall ist, kehrt die Logik zu 2 zurück. Wenn dies der Fall ist, bestimmt die Logik bei Element 84, ob die Verwendung des TBRL bewirkt, dass das Flugzeug momentan den geplanten Kurvenradius um den Grenzwert D₂ überschreitet. Wenn dies der Fall ist, wird bei Element 82 die Nachricht dem Piloten dargestellt. In allen Fällen kehrt die erfindungsgemäße Logik zu der Berechnung und Anwendung des TBRL auf einer kontinuierlichen Basis zurück. Die Nachricht wird von den Cockpitanzeigen entfernt und die Logik wieder ausgewertet, wenn sie durch den Piloten gelöscht wird oder wenn eine Flugplanänderung oder eine Änderung des Schublimitmodus vorgenommen wird.
Basierend auf dem vorab beschriebenen Verfahren treten die folgenden funktionalen Ergebnisse während auf dem Weg befindlichen Kurven, während Kurven, um direkt zu einem Wegpunkt zu gelangen, während einer Unterbrechung von Kurven zu einem Wegpunkt, während einer Unterbrechung von Kurven von einem Wegpunkt, während einer Erfassung eines anliegenden Kurses, während einer Unterbrechung einer parallelen Abweichung, und eines Fluges in Warteschleifen auf.
Mit Bezug auf 6A bewertet der FMC während einer auf dem Weg befindlichen Kurve die vorgeplante auf dem Weg befindliche Kurve, um zu entscheiden, ob das Flugzeug bei dem momentanen Schublimit ausreichend Schub besitzt, um die Kurve bei der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit bei dem Kurvenwegpunkt zu vollenden. Wenn bestimmt worden ist, dass das Flugzeug mit an dem Schublimit betriebenen Triebwerken während der Kurve Fluggeschwindigkeit oder Höhe verlieren wird, wird der LNAV-Querneigungssteuerbefehl, auf das von dem FMC berechnete TBRL verringert, um sicherzustellen, dass die Kurve mit der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit vollendet werden kann.
Wenn aufgrund des TBRL vorauszusehen ist, dass das Flugzeug abweichen wird oder wenn während des Fliegens die Kurve tatsächlich von dem auf der Anzeige gezeichneten Flugweg um mehr als D₂ nm zu irgendeiner Zeit während der Kurve abweicht, wird die CDU-Zwischenspeichernachricht "LNAV BANK ANGLE LIMITED" angezeigt. Die Bewertung des TBRL wird nachfolgend auf der Teilanflugstrecke vor der auf dem Weg befindlichen Kurve ausgeführt, obwohl es nicht mehr als THR_TMH Minuten vor dem nächsten auf dem Weg befindlichen gebogenen Kurvenabschnitt verwendet wird. Die Bewertung wird auch während der Kurve selbst oder als Reaktion auf jegliche Flugplanänderung oder Schublimitveränderung ausgeführt. Die Warnnachricht wird nicht für eine auf dem Weg befindliche Kurve mit einer geplanten Kursänderung, welche nicht innerhalb des THR_AMT Winkellimits liegt, angezeigt, aber das TBRL wird noch für den LNAV-Rollleitsteuerbefehl angewendet. Die Flugweglinie wird nicht eingestellt, um das TBRL widerzuspiegeln.
Mit Bezug auf 6B wird eine Flugplanänderung bei einem Direktflug zu einem Wegpunkt durch den FMC bewertet, um zu bestimmen, ob das Flugzeug bei dem momentanen Schublimit einen ausreichenden Schub besitzt, um die Kurve mit der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit zu vollenden. Wenn bestimmt wird, dass das Flugzeug mit am Schublimit arbeitenden Triebwerken die Fluggeschwindigkeit oder die Höhe während der Kurve verlieren wird, wird der LNAV-Querneigungswinkelsteuerbefehl auf das vom FMC berechnete TBRL vermindert, um sicherzustellen, dass die Kurve mit der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit vollendet werden kann und die Anzeige der Direktflugkurve auf der Anzeige wird eingestellt, um das TBRL widerzuspiegeln. Die Nachricht "LNAV BANK ANGLE LIMITED" wird nicht für diesen Typ von Kurve angezeigt.
Mit Bezug auf 6C wird eine Flugplanänderung einer Unterbrechung eines Kurses zu einem Wegpunkt (ITC) durch den FMC bewertet, um zu bestimmen, ob das Flugzeug bei dem momentanen Schublimit ausreichend Schub besitzt, um die Unterbrechung bei der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit zu vollenden. Wenn bestimmt wird, dass das Flugzeug während des Unterbrechungsmanövers mit am Schublimit arbeitenden Triebwerken Fluggeschwindigkeit oder Höhe verlieren wird, wird der LNAV-Querneigungswinkelsteuerbefehl auf das von dem FMC berechnete TBRL verringert, um sicherzustellen, dass die Unterbrechung bei der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit vollendet werden kann. Der Startpunkt des gebogenen Kurvenabschnitts wird derart positioniert, dass sichergestellt ist, dass der ge wünschte Kurs ohne Überschwingen unterbrochen wird. Die Nachricht "LNAV BANK ANGLE LIMITED" wird für diesen Typ von Kurve nicht angezeigt.
Mit Bezug auf 6D wird eine Flugplanänderung einer Unterbrechung eines Kurses von einem Wegpunkt (ICF) durch den FMC bewertet, um zu bestimmen, ob das Flugzeug bei dem momentanen Schublimit ausreichend Schub besitzt, um die Unterbrechung bei der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit zu vollenden. Wenn bestimmt wird, dass das Flugzeug während des Unterbrechungsmanövers mit am Schublimit arbeitenden Triebwerken Fluggeschwindigkeit oder Höhe verlieren wird, wird der Querneigungswinkelsteuerbefehl auf das von dem FMC berechnete TBRL verringert, um sicherzustellen, dass die Unterbrechung bei der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit vollendet werden kann. Der Startpunkt des gebogenen Kurvenabschnitts wird derart positioniert, dass sichergestellt ist, dass der gewünschte Kurs ohne Überschwingen unterbrochen wird. Die Anzeige des Manövers auf der Karte wird auch angepasst, um den Einsatz des TBRL widerzuspiegeln. Die Nachricht "LNAV BANK ANGLE LIMITED" wird für diesen Typ von Kurve nicht dargestellt.
Mit Bezug auf 6E wird ein jegliches Kurserfassungsmanövers (CCM) durch den FMC bewertet, um zu bestimmen, ob das Flugzeug bei dem momentanen Schublimit ausreichend Schub besitzt, um den erfassten Kurs bei der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit zu vollenden. Wenn entschieden wird, dass das Flugzeug mit am Schublimit arbeitenden Triebwerken während des Kurses des Erfassungsmanövers Fluggeschwindigkeit oder Höhe verlieren wird, wird der Querneigungswinkelsteuerbefehl auf das von dem FMC berechnete TBRL verringert, um sicherzu stellen, dass die Erfassung bei der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit vollendet werden kann. Der Startpunkt des gebogenen Kurvenabschnitts wird derart positioniert, dass sichergestellt ist, dass der gewünschte Kurs ohne Überschwingen erfasst wird. Die Nachricht "LNAV BANK ANGLE LIMITED" wird für diesen Typ von Kurve nicht dargestellt.
Mit Bezug auf 6F wird eine Flugplanänderung einer Unterbrechung einer versetzten Parallelroute (IPO) durch den FMC bewertet, um zu bestimmen, ob das Flugzeug bei dem momentanen Schublimit ausreichend Schub besitzt, um die Unterbrechung bei der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit zu vollenden. Wenn bestimmt wird, dass das Flugzeug während des Unterbrechungsmanövers mit am Schublimit arbeitenden Triebwerken Fluggeschwindigkeit oder Höhe verlieren wird, wird der Querneigungswinkelsteuerbefehl auf das von dem FMC berechnete TBRL verringert, um sicherzustellen, dass die Unterbrechung bei der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit vollendet werden kann. Die Nachricht "LNAV BANK ANGLE LIMITED" wird für diesen Typ von Kurve nicht dargestellt.
Mit Bezug auf 6G wird die nächste Warteschleife in dem Flugplan von dem FMC bewertet, um zu bestimmen, ob das Flugzeug bei dem momentanen Schublimit ausreichend Schub besitzt, um die Warteschleife bei der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit zu fliegen. Wenn bestimmt wird, dass das Flugzeug mit am Schublimit arbeitenden Triebwerken während der Warteschleife Fluggeschwindigkeit oder Höhe verlieren wird, wird der Querneigungswinkelsteuerbefehl auf das von dem FMC berechnete TBRL verringert, um sicherzustellen, dass die Warteschleife bei der geplanten Höhe und Fluggeschwindigkeit geflogen werden kann. Wenn wegen des TBRL der berechnete Umfang der Warteschleife den geschützten Warteschleifenluftraum zu irgendeiner Zeit während der Warteschleife überschreitet, wird die CDU Zwischenspeichernachricht "UNABLE HOLD AIRSPACE" angezeigt. Die Bewertung des TBRL wird nachfolgend auf der Teilflugstrecke vor der Warteschleife aber nicht mehr als THR_TMH Minuten vor der nächsten Warteschleife ausgeführt. Die Bewertung des TBRL wird auch während des Eintritts in die Warteschleife und während des Fliegens der ersten Hälfte der Warteschleife nach jedem nachfolgenden Kreuzen der Ortsangabe ausgeführt.
Wie durch das Lesen des vorab stehenden verständlich wird, überwacht die vorliegende Erfindung kontinuierlich den Energiezustand des Flugzeugs während Wendemanövern und begrenzt, wenn nötig, den LNAV-Querneigungswinkelsteuerbefehl, um einen kontinuierlichen Flug bei der momentan angewiesenen Geschwindigkeit und Höhe zu ermöglichen. Die vorliegende Erfindung ist somit von Natur aus vorbeugend, und vermeidet einen nicht angewiesenen Verlust an Energie während möglichen Schub limitierten Kurvenbedingungen.
Während die bevorzugte Ausführungsform der Erfindung verdeutlicht und beschrieben worden ist, ist verständlich, dass verschiedene Änderungen daran vorgenommen werden können, ohne von dem Geist und dem Umfang der Erfindung abzuweichen.

Claims

Verfahren zum automatischen Flug, welches ein Flugmanagementsystem verwendet und einen lateralen Navigationssteuerungsmodus (LNAV) besitzt, in welchem das Flugmanagementsystem einen Rollwinkel berechnet und ein Querneigungswinkel-Steuerbefehlsignal bereitstellt, um unter Verwendung des berechneten Rollwinkels eine laterale Fluglenkung herbeizuführen, gekennzeichnet durch: (a) Bewerten des Energiezustandes des Flugzeuges während des LNAV-Steuerungsmodus und Berechnen eines Schub basierten Rolllimits als eine Funktion des Energiezustandes des Flugzeugs; (b) Vergleichen des Schub basierten Rolllimits mit dem berechneten Rollwinkel; und (c) Verwenden des kleineren von dem Schub basierten Rolllimit und dem berechneten Rollwinkel als das Querneigungswinkel-Steuerbefehlsignal; wobei das Schub basierte Rolllimit eine nicht angewiesene Veränderung bzgl. der Flugzeughöhe und/oder Fluggeschwindigkeit vermeidet.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 1, wobei das Schub basierte Rolllimit als eine Funktion des Verhältnisses des momentanen Wertes des Flugauftriebkoeffizienten zu dem maximal verfügbaren Auftriebskoeffizienten berechnet wird.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 2, wobei der maximal verfügbare Auftriebskoeffizient eine Funktion des momentanen Schublimits ist.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 1, weiter umfassend ein Bereitstellen einer Flugbesatzungswarnnachricht während eines Fluges, bei dem das Schub basierte Rolllimit als das Querneigungswinkel-Steuerbefehlsignal verwendet wird.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 1, wobei das Schub basierte Rolllimit als das Querneigungswinkel-Steuerbefehlsignal angelegt wird während zumindest einem aus der Gruppe der durch das FMS angewiesenen Wendemanövern, einschließlich einem Direktflug zu einem Wegpunkt, einer Unterbrechung eines Anflugkurses zu einem Wegpunkt, einer Unterbrechung eines abgehenden Kurses von einem Wegpunkt, einer Erfassung eines anliegenden Kurses, einer Einleitung und Erfassung einer versetzten Parallelroute, einer Aneignung und Erfassung einer Teilflugplanstrecke, einem Flug durch eine geplante auf dem Weg befindliche Kurve, einem Eintritt in eine Warteschleife, und einem Beibehalten eines Fluges in einer Warteschleife.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 1, weiter umfassend ein Beitragen des Schub basierten Rolllimits bei dem Auslegen von Direkt- und Unterbrechungskurventypen und ein visuelles Anzeigen der eingestellten Kurvenbahn, wenn das Wendemanöver auf einer elektronischen Karte dargestellt wird.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 1, weiter umfassend ein Anzeigen eines vergrößerten Umfangs einer Warteschleife auf einer elektronischen Karte, was von einer Verwendung des Schub basierten Rollwinkels herrührt, bis zu einer maximalen Größe, welche eine vordefinierte Luftraumbegrenzung repräsentiert.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 1, weiter umfassend ein Bereitstellen einer Flugbesatzungswarnnachricht, wenn ein vorausberechneter Warteschleifenkurvenradius eine durch vorbestimmte Luftraumregelungen definierte Warteschleifenbegrenzung überschreitet und zumindest einer von zwei Umständen vorliegt, wobei ein erster Umstand vorliegt, wenn ein kommendes Manöver ein Warteflug ist und eine verbleibende Zeit bis zu dem Warteflug innerhalb eines Zeitgrenzwerts THR_TMH liegt, wobei ein zweiter Umstand bei einem Warteschleifeneintritt vorliegt oder wenn man sich aktuell in einer Warteschleife befindet und das Flugzeug eine erste Hälfte der Warteschleife fliegt.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 8, wobei der vorausberechnete Warteschleifenkurvenradius zumindest basierend auf einem der folgenden Werte berechnet wird: dem berechneten Rollwinkel, dem Schub basierten Rollwinkel und einer während eines Wartefluges vorhergesehenen Geschwindigkeit über Grund.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 8, wobei der Zeitgrenzwert THR_TMH ein Wert von ungefähr 3 Minuten ist.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 8, wobei die Flugbesatzungswarnnachricht "UNABLE HOLD AIRSPACE" ist.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 11, wobei die Flugbesatzungswarnnachricht manuell durch den Piloten gelöscht werden kann oder automatisch gelöscht wird, wenn eine Warteschleife nicht länger auf der kommenden oder aktuellen lateralen Bahn liegt.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 1, weiter umfassend ein Bereitstellen einer Flugbesatzungswarnnachricht, wenn die laterale Bahn für das nächste Wendemanöver ein gekrümmter Bahnübergang ist, welcher unter Verwendung eines nominalen Querneigungswinkels ausgelegt ist, und einen Kurvenwinkel PCC besitzt, welcher in einem Winkelgrenzbereich THR_AMT liegt, und eines des folgenden wahr ist: (a) das Flugzeug befindet sich auf einer Teilanflugstrecke zu einer Kurve, die Zeit bis zu der Kurve ist geringer als ein Zeitgrenzwert, das Schub basierte Rolllimit ist um einen ersten Grenzwert geringer als der nominale Querneigungswinkel; und (b) das Flugzeug hat die Kurve eingeleitet und eine Verwendung des Schub basierten Rolllimits bewirkt, dass das Flugzeug um einen Grenzwert D₂ außerhalb der Bahn fliegt und das Schub basierte Rolllimit ist um einen zweiten Grenzwert geringer als der nominale Querneigungswinkel.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 13, wobei der Winkelgrenzbereich ungefähr 3 Grad bis ungefähr 135 Grad ist.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 13, wobei der Zeitgrenzwert THR_TMH ungefähr 5 Minuten beträgt.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 13, wobei der Grenzwert D₂ ungefähr 1 n.m. beträgt.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 13, wobei die Flugsbesatzungswarnnachricht "LNAV BANK ANGLE LIMITED" ist.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 17, wobei die Flugbesatzungswarnnachricht "LNAV BANK ANGLE LIMITED" manuell durch den Piloten gelöscht werden kann oder automatisch gelöscht wird und einer Flugplanänderung oder einer Schublimitmodusveränderung folgend wieder ausgewertet wird.
Verfahren zum automatischen Flug nach Anspruch 1, bei welchem das Flugmanagementsystem einen Rollwinkel berechnet und ein Querneigungswinkel-Steuerbefehlsignal über einen Flugsollwertgebersystem während eines manuellen Fluges dem Piloten oder während eines automatischen Fluges einem Autopiloten bereitstellt, um unter Verwendung des berechneten Rollwinkels eine laterale Fluglenkung herbeizuführen, und eine Flugbesatzungswarnnachricht während einer oder mehrerer vordefinierter lateraler Manöverbedingungen bereitgestellt wird.