EP3439961A1 - Nachrüstbare anzeigeeinrichtung zum anzeigen eines aktivierungsstatus einer notrutsche in einem flugzeug - Google Patents

Nachrüstbare anzeigeeinrichtung zum anzeigen eines aktivierungsstatus einer notrutsche in einem flugzeug

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Publication number
EP3439961A1
EP3439961A1 EP16716016.7A EP16716016A EP3439961A1 EP 3439961 A1 EP3439961 A1 EP 3439961A1 EP 16716016 A EP16716016 A EP 16716016A EP 3439961 A1 EP3439961 A1 EP 3439961A1
Authority
EP
European Patent Office
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display device
aircraft
sensor
door
person
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP16716016.7A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Kai Bredemeier
Carsten Heuer
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Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
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Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of EP3439961A1 publication Critical patent/EP3439961A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1407—Doors; surrounding frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64D25/00—Emergency apparatus or devices, not otherwise provided for
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    • B64D25/14—Inflatable escape chutes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S15/00—Systems using the reflection or reradiation of acoustic waves, e.g. sonar systems
    • G01S15/02—Systems using the reflection or reradiation of acoustic waves, e.g. sonar systems using reflection of acoustic waves
    • G01S15/06—Systems determining the position data of a target
    • G01S15/08—Systems for measuring distance only
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08B—SIGNALLING OR CALLING SYSTEMS; ORDER TELEGRAPHS; ALARM SYSTEMS
    • G08B7/00—Signalling systems according to more than one of groups G08B3/00 - G08B6/00; Personal calling systems according to more than one of groups G08B3/00 - G08B6/00
    • G08B7/06—Signalling systems according to more than one of groups G08B3/00 - G08B6/00; Personal calling systems according to more than one of groups G08B3/00 - G08B6/00 using electric transmission, e.g. involving audible and visible signalling through the use of sound and light sources
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D2045/007—Indicators or signs in the cabin, e.g. exit signs or seat numbering

Definitions

  • Retrofittable display device for displaying an activation status of a
  • the invention relates to a display device for displaying a
  • Activation status of an escape slide in an aircraft a method for indicating an activation status of an escape slide and an aircraft with at least one escape slide and a display device for indicating an activation status of the at least one emergency slide.
  • aircraft doors are couplable with an escape slide deployment device such that when the aircraft door is opened, an escape slide disposed thereon is deployed.
  • an emergency slide release lever Prior to departure, an emergency slide release lever is placed in an armed mode with the doors closed.After normal landing, the emergency slide release lever is placed in a "disarmed” mode so that coupling with the emergency slide release device is released and the aircraft doors are normally open.
  • the position of the emergency slide release lever s is optically clearly recognizable.
  • a warning light can be installed in or on the aircraft door, which has a optical indication of the state of the emergency slide activation enabled.
  • the escape slide activation lever may be left in the armed state and an emergency slide accidentally released when an aircraft door is opened, causing damage in the vicinity of the aircraft This is independent of the door structure and the aircraft manufacturer
  • There are solutions to prevent the accidental release of emergency slides for example by means of detecting an approach of a person to an aircraft door and an optical and / or audible warning when a person approaches the door or touches the handle when the escape slide deployment device is coupled to the aircraft Such a solution may require modification of the aircraft door.
  • a display device for indicating an activation status of an escape slide in an aircraft, which is an optical display device for outputting an optical signal, an acoustic signaling device for
  • a sensor for detecting the approach of a person to the display device and an electronic unit, which is coupled to the optical display device, the acoustic signal device and the sensor and is adapted to approach a person at least a predetermined threshold distance at least to operate one of the optical and the acoustic signaling device.
  • the visual display device, the acoustic signal device, the sensor and the electronic unit further form a coherent, compact unit which can be integrated into a door panel of the aircraft.
  • the optical display device is used to generate a visually perceptible signal that indicates to a person that when opening a door of the aircraft, an emergency slide is triggered. Any of these can be used to generate this signal
  • Display devices find use, in particular selectively generate a light signal, for example by a lighting device based on a light bulb, an LED or a plurality thereof.
  • the lighting device may be configured to emit a continuous light or a flashing light, wherein the visual perceptibility of a flashing light may exceed that of a continuous light.
  • the acoustic signal device may analogously have a sound generating unit with which an acoustically perceptible signal can be generated.
  • the sound generating means may for this purpose comprise an electromagnetically or piezoelectrically operable loudspeaker or buzzer and, if required, a means for selectively outputting a burst for reproducing a recorded or synthetic sound.
  • the sensor is also able to detect an approach of a person to the sensor and thus to the display device housing it, so that knowledge can be obtained on whether and / or at what distance a person is in front of the sensor. Based on information determined by the sensor, the electronic unit coupled thereto is capable of selectively detecting the optical signal
  • Display device and the acoustic signaling device to operate.
  • the electronic unit based on the distance of a person from the sensor or the display device can make a visual and / or audible warning, by which the person is advised that when opening the door with a release of the emergency slide is to be expected .
  • the display device By the execution of the display device as a compact unit, which is integrable in a door panel of the aircraft, such as a window funnel of a door window, thus can be readily arranged there, a conventional warning lamp for emergency slip activation by the
  • the display device is preferably to be designed such that it is designed at least in a necessary area for attachment as a conventional warning light, so that the door trim and a corresponding cutout or a fastener arranged thereon need not be modified.
  • the display device according to the invention thus has a very high potential for a retrofit solution (retrofit), because it would only have to be replaced by a conventional warning light by the display device according to the invention.
  • the display device preferably has a housing with a fastening region and a visible side.
  • the attachment portion is adapted to engage mechanically with the door panel or fastener on the aircraft door.
  • the optical display device and the sensor extend at least partially toward the visible side. The arrangement of the optical display device in a range close to the visible side allows undisturbed perception of the optical signal that is emitted by the optical signal
  • the sensor is also preferred in one arranged close to the visual area to allow undisturbed monitoring of a located in front of the display device and thus in front of the door panel in the interior of the aircraft detection or monitoring area.
  • This monitoring area is defined as a space in front of the aircraft door or as a surface area of a floor in front of the door panel by selecting and fine-tuning of the sensor and extends into the interior of the aircraft, that is a remote from the door panel area.
  • the sensor and the optical display device can be arranged side by side or one above the other on the visible side.
  • the senor is an ultrasonic sensor. This can periodically emit an acoustic signal in the ultrasonic range, which is reflected by objects located in the detection or monitoring area and reflected back to the sensor. From the time difference between emitted and incoming signal, the distance of the object from the sensor can be determined.
  • ultrasonic sensors have a comparatively low weight, yet allow a precise measurement and an adjustable sensor behavior.
  • the electronic unit has at least one activation signal input and is configured to be based on a via the
  • Activation signal input receivable activation signal to activate or interrupt the operation of the optical display device and the acoustic signaling device.
  • the electronics unit can thus make the operation of the optical display device and the acoustic signal device dependent on the landing state of the aircraft and / or the position of an emergency slide activation lever located on the relevant door. This has the advantage that appropriate monitoring is carried out only when landed aircraft and in a certain position emergency slide activation lever when there is a risk that without deactivation of
  • Landing state of the aircraft can be generated by a separate device in aircraft on the ground and transmitted to the activation signal input.
  • An activation signal which depends on the position of the
  • Emergency slide activating lever may be generated by a further sensor which is arranged in or on the emergency slide activation lever, monitors the position of the emergency slide activation lever and transmits a corresponding signal to the at least one activation signal input.
  • An activation signal which depends on the landing state of the aircraft, can be generated and transmitted by a central, already existing system of the aircraft. It makes sense to connect the display device according to the invention for this purpose via a corresponding bus or a network with this central device, for example via an AFDX, CAN or the like.
  • the prerequisite for this is that a corresponding data line is present in the door or is subsequently integrated into it.
  • a wireless connection device or a data transmission system realized on the basis of the power line entering the door could also be used for this purpose.
  • the display device further comprises an inertial measuring unit coupled to the electronic unit with at least one inertial sensor for continuous or periodic detection of at least one directional acceleration, wherein the electronic unit is adapted to determine from the detected at least one directional acceleration whether the aircraft is at Floor is located.
  • An inertial sensor could be both a Acceleration along one of three spatial axes as well as one
  • Detect spin around one of three space axes By using at least one inertial sensor, the movement of the aircraft can be tracked to conclude whether the aircraft is on the ground or in flight.
  • Various different methods can be used for this purpose. For example, by continuously tracking the movements of the aircraft, a flight profile can be detected, which consists of a climb phase, a cruise with one or more cruising altitudes, a sinking phase and a subsequent roll phase in which the aircraft is strongly decelerated and acceleration in the vertical direction is negligible. It would also be possible to detect only a characteristic landing following a descent phase and / or a significant deceleration in the longitudinal direction of the aircraft.
  • the different methods may require different arrangements with a different number of inertial sensors, in determining a landing impact could be sufficient for example a single inertial sensor, the
  • the display device according to the invention makes sense, the display device according to the invention as always To design the same component that can be integrated into many different aircraft doors.
  • the inertial measuring unit integrated in the display device can therefore be aligned in two different ways to the direction of flight.
  • Installation side of the display device must therefore be known to the direction of flight to be able to reliably identify the state of the aircraft with the signals supplied by the inertial measurement unit.
  • appropriate firmware in the electronics unit can also offer, with the help of bridgeable pins, i.e. a pin programming, at the
  • the electronic unit is configured to operate the optical display device when approaching a person below a first threshold distance and the acoustic signal device when approaching a person below a second threshold distance, wherein the first threshold distance is greater than the second threshold distance.
  • the first threshold distance is greater than the second threshold distance.
  • Limit distance for example, is below one or one and a half arm lengths, preferably a maximum of 0.5 m, an additional acoustic signal can be issued, which explicitly indicates the person that when pressing the handle, the emergency chute is triggered.
  • the housing of the display device according to the invention may be at least partially transparent in a section housing the optical display device. Therefore, the package shape does not need to be different from that of a conventional warning lamp and the components integrated therein are external
  • the invention further relates to a method for displaying an activation status of an escape slide in an aircraft, which comprises the steps of detecting a distance of a person from a display device in a door panel of an aircraft, comparing the distance with at least a threshold distance, operating at least one optical display device and having an acoustic signaling device as soon as the at least one limit distance is exceeded.
  • the optical display device is operated when approaching a person below a first threshold distance and the acoustic signaling device is operated when approaching a person below a second threshold distance, wherein the first threshold distance is greater than the second threshold distance.
  • the electronics unit may further inhibit the operation of the at least one optical display device and the acoustic signal device as soon as no activation signal is received at at least one activation signal input.
  • this may be a land condition dependent signal and / or a signal dependent on the position of a landslide activation lever.
  • At least one directed sensor can be continuously or intermittently connected to at least one inertial sensor via an inertial measuring unit coupled to the electronic unit, which is arranged in the display device
  • the inertial measuring unit preferably has a three-axis or six-axis sensor.
  • the invention further relates to an aircraft with at least one door and an attached door panel inside the aircraft and a
  • Fig. 1 shows a display device in a three-dimensional view.
  • Fig. 2 shows a possible installation position of the display device.
  • Fig. 3 shows the display device in a four-page view.
  • Fig. 4 shows the display device in a partially decomposed view.
  • Fig. 5 shows possible sound lobes of an ultrasonic sensor.
  • Fig. 6 shows a person in front of an aircraft door and a triggered display.
  • Fig. 7 shows the display device in a schematic, block-based
  • FIG. 1 shows a display device 2 according to the invention, which has a housing 4 with a fastening region 6 and a visible side 8.
  • Display device 2 is an optical display device 10 which has, as an example, a plurality of lighting devices 18, an acoustic signal device 12 hidden in FIG. 1, and a sensor 14 for detecting the distance of an object from the display device 2.
  • exemplary are the optical
  • the attachment portion 6 may further comprise elastic retaining clips 15, which upon insertion of the
  • Attachment 6 enter into a corresponding opening of a door panel with this a positive and / or non-positive connection.
  • Limit distance 32, 34 can be achieved, which may reach an object at most, so that the optical display device 10 and the acoustic signal device 12 are operated.
  • the electronics unit 16 may include an enable signal input to which an enable signal may be sent. This is used to initiate the operation of the optical display device 10 and the acoustic signal device 12 only when the aircraft is on the ground and at any time the associated aircraft door can be opened.
  • the optical display device 10 is in the embodiment shown only separated by a transparent cover 13 from the visible side 8 or disposed in a cutout therein, so that an unrestricted visibility of the optical display device 10, i. the lighting means 18, which are suitable for generating a sufficiently bright light, pulsed or continuous.
  • the optical display device 10 has, by way of example, a lettering "20" ("Slide Armed"), which is embodied as the only nontranslucent surface of the optical display device 10.
  • the lettering 20 can also be realized as the only light passage surface of the optical display device.
  • the sensor 14 is an example of an ultrasonic sensor, which periodically
  • sensors such as optical, camera-based, or radar-based sensors.
  • the display device 2 is designed as a very compact unit that can be used instead of a conventional warning light in a door trim or the like.
  • the optical display device 10 and / or the acoustic signal device 12 then operate when the aircraft is on the ground and an opening of the aircraft door is imminent. This can be realized in a particularly simple manner by receiving an activation signal at the activation signal input, for which, however, a data line to a central unit on board the aircraft is necessary.
  • a here hidden inertial measuring device (inertial platform or IMU) 22 is integrated, which is adapted to detect the spatial movements of the aircraft and to transmit it to the electronic unit 16.
  • the landing of an aircraft can be detected by succinct events, such as a landing impact after a continuous descent, with the detected altitude of the aircraft after landing impact practically no longer changes. If this event has occurred, the electronic unit 16 can carry out the monitoring and thereby controlled visual or acoustic warnings.
  • Fig. 2 shows by way of example an aircraft door 24 with a door panel 26 facing the interior of the fuselage. If the aircraft is on a runway or in a parked position, the door 24 will be from the inside of the car
  • the display device 2 is integrated on or in the door panel 26, such as in a window funnel of a door window, wherein the visible side 8 of the display device 2 is turned into the interior of the aircraft.
  • the sensor 14 monitors a space 28 on the inside of the aircraft and defines a detection area 30 there.
  • the electronics unit 16 may define a first limit distance 32 and a second limit distance 34, the electronics unit 16 operating the optical display device 10 as soon as a person falls below the first limit distance 32 and the acoustic signal device 12 is operated as soon as a person reaches the second limit distance 34 below.
  • the first Grenzabstand 32 it is advisable to provide a distance of at most 1.1 m and preferably 0.9 m.
  • the second limit distance 34 a distance of at most 0.5 m and preferably 0.35 m is recommended. If a person is located between the two lines delineating the border distances 32 and 34, they are only made visually, for example by a flashing light, aware of the still activated escape slide.
  • the two boundary distances 32 and 34 may also be the same, so that a visual and acoustic signaling takes place simultaneously.
  • Fig. 3 shows a four-sided view of the display device 2, in which a bottom 36 is shown with an electrical connection 38 which is to be connected to a power supply of the door 24 and further coupled to a sensor, not shown, which the emergency slide activation lever 31 monitored. Both can be realized via an activation signal, which depends on the position of the emergency slide activation lever 31, as well as on a dependent of the position of the emergency slide activation lever 31 power supply.
  • a narrow end 40 of the viewing area 8 mainly comprises the sensor 14, which, in the case of installation shown in FIG. 2, is directed directly into the interior of the aircraft fuselage.
  • the lighting devices 18 can be seen, which are distributed along the side wall 42 in the interior of the cover 13.
  • the mounting portion 6 is narrower than the viewing area 8 designed so that in an openingInstitutschnappter display device 2 facing the mounting portion 6 edge 44 can rest on an edge of the respective opening and the retaining clips 15 flush contact of the edge 44 with the edge of the the opening in question.
  • the lettering 20 is disposed on an upper side 46 and takes there in
  • FIG. 4 further shows the display device 2 in a partially disassembled arrangement, wherein an inertial measuring unit 48 integrated in the electronic unit 16 can be seen here, which can detect the movement of the display device 2 and thus of the aircraft.
  • an inertial measuring unit 48 integrated in the electronic unit 16 can be seen here, which can detect the movement of the display device 2 and thus of the aircraft.
  • a diagram in Fig. 5 further shows two preferred sound beams 50 and 52 of the ultrasonic sensor 14, wherein the sound beam 50 to a plate-oriented ultrasonic sensor and the sound beam 52 to an ultrasonic sensor with a tube having a diameter of, for example, 27 mm.
  • the sound beam should be as narrow as possible, so that a width of well below one meter and preferably from 0.3 to 0.7 m is reached.
  • the detection area 28 is thus quite narrow and can hide laterally further away people.
  • the use of an aligned plate allows a sound lobe 50 slightly wider than the solution with tube.
  • a person 54 is shown, which approaches the door 24 and in this case has already exceeded the first limit distance 32 and reaches the second limit distance.
  • a visual warning and an audible warning are emitted so that the person 54 is clearly warned against being in one Activating position emergency slide activation shebel 31 to open the door 24.
  • FIG. 7 shows an exemplary embodiment of the display device 2 in a schematic block-based representation.
  • the ultrasonic sensor 14 and the inertial measurement unit 48 are connected to the electronics unit 16, which also has two activation signal inputs 56 and 58.
  • the inertial measurement unit 48 may generate via an appropriate logic circuit 60 an activation signal representing a successful landing, in which case the activation signal is sent to the activation signal input 56. Another one
  • Activation signal may be sent to the second activation signal input which represents an activation position of an emergency slide activation lever.
  • the aircraft is on the ground and the escape slide activation lever is in an activation position, monitoring of the detection area 30 is initiated. If it is determined in the electronics unit 16 that an object is within at least one threshold distance 32, 34, an optical signaling 62 and / or an acoustic signaling 64 is triggered.
  • Ultrasonic sensor 14 are connected downstream in order to achieve a desired signal quality.
  • a power supply unit 70 is further connected to the terminal 8.
  • a pin programming unit 72 with the

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Abstract

Eine Anzeigeeinrichtung (2) zum Anzeigen eines Aktivierungsstatus einer Notrutsche in einem Flugzeug weist eine optische Anzeigeeinrichtung (10) zum Abgeben eines optischen Signals, eine akustische Signaleinrichtung (12) zum Abgeben eines akustischen Signals, einen Sensor (14) zum Erfassen der Annäherung einer Person (54) an die Anzeigeeinrichtung (2) und eine Elektronikeinheit (16) auf, die mit der optischen Anzeigeeinrichtung (10), der akustischen Signaleinrichtung (12) und dem Sensor (14) gekoppelt ist und dazu eingerichtet ist, bei Annäherung einer Person (54) unter mindestens einen vorbestimmten Grenzabstand (32, 34) mindestens eine der optischen Anzeigeeinrichtung (10) und der akustischen Signaleinrichtung (12) zu betreiben. Die optische Anzeigeeinrichtung (10), die akustische Signaleinrichtung (12), der Sensor und die Elektronikeinheit (16) bilden ferner eine zusammenhängende, kompakte Baueinheit aus, welche in eine Türverkleidung (26) einer Flugzeugtür (24) integrierbar ist.

Description

Nachrüstbare Anzeigeeinrichtung zum Anzeigen eines Aktivierungsstatus einer
Notrutsche in einem Flugzeug
TECHNISCHES GEBIET
Die Erfindung betrifft eine Anzeigeeinrichtung zum Anzeigen eines
Aktivierungsstatus einer Notrutsche in einem Flugzeug, ein Verfahren zum Anzeigen eines Aktivierungsstatus einer Notrutsche sowie ein Flugzeug mit mindestens einer Notrutsche und eine Anzeigeeinrichtung zum Anzeigen eines Aktivierungsstatus der mindestens einen Notrutsche.
HINTERGRUND DER ERFINDUNG In größeren Passagierflugzeugen sind Flugzeugtüren mit einer Notrutschenauslöse- einrichtung koppelbar, so dass beim Öffnen der betreffenden Flugzeugtür eine daran angeordnete Notrutsche ausgelöst wird. Vor Abflug wird hierzu bei geschlossenen Türen ein Notrutschenentsicherungshebel in einen„armed"-Modus umgelegt. Nach normaler Landung wird der Notrutschenentsicherungshebel in einen„disarmed"- Modus umgelegt, so dass eine Kopplung mit der Notrutschenauslöseeinrichtung aufgehoben wird und die Flugzeugtüren normal zu öffnen sind.
Die Stellung des Notrutschenentsicherungshebel s ist optisch eindeutig erkennbar. Zusätzlich kann eine Warnleuchte in oder an der Flugzeugtür installiert sein, die eine optische Anzeige des Zustands der Notrutschenaktivierung ermöglicht. Dennoch kann es aufgrund von Zeitdruck und unvorhergesehenen Situationen an Bord des Flugzeugs gelegentlich passieren, dass nach erfolgter Landung der Notrutschen- aktivierungshebel in dem„armed" Zustand gelassen wird und beim Öffnen einer Flugzeugtür eine Notrutsche versehentlich ausgelöst wird, was zu Schäden in der Nähe des Flugzeugs und zu hohen Folgekosten aufgrund der notwendigen Reintegration der Notrutsche führt. Dies ist unabhängig vom Türaufbau und dem Flugzeughersteller. Es existieren Lösungen, die unbeabsichtigte Auslösung von Notrutschen zu verhindern, beispielsweise durch Einrichtungen, die ein Annähern einer Person an eine Flugzeugtür detektieren und eine optische und/oder akustische Warnung abgeben, wenn sich eine Person der Tür nähert oder den Griff berührt, wenn die Notrutschenauslöseeinrichtung mit der Flugzeug gekoppelt ist. Eine solche Lösung kann eine Modifikation der Flugzeugtür erfordern.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Es ist die Aufgabe der Erfindung, eine wirkungsvolle Einrichtung zum Anzeigen eines Aktivierungsstatus einer und zum Verhindern einer unbeabsichtigten
Auslösung einer Notrutsche vorzuschlagen, die besonders zuverlässig und leicht nachrüstbar ist, wobei möglichst keine größeren Modifikationen innerhalb des betreffenden Flugzeugs und insbesondere einer Tür erfordert werden.
Diese Aufgabe wird gelöst durch eine Anzeigeeinrichtung mit den Merkmalen des unabhängigen Anspruchs 1. Weiterbildungen und vorteilhafte Ausführungsformen sind den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung zu entnehmen.
Es wird eine Anzeigeeinrichtung zum Anzeigen eines Aktivierungsstatus einer Notrutsche in einem Flugzeug vorgeschlagen, die eine optische Anzeigeeinrichtung zum Abgeben eines optischen Signals, eine akustische Signaleinrichtung zum
Abgeben eines akustischen Signals, einen Sensor zum Erfassen der Annäherung einer Person an die Anzeigeeinrichtung und eine Elektronikeinheit aufweist, die mit der optischen Anzeigeeinrichtung, der akustischen Signaleinrichtung und dem Sensor gekoppelt ist und dazu eingerichtet ist, bei Annäherung einer Person unter mindestens einen vorbestimmten Grenzabstand mindestens eine der optischen und der akustischen Signaleinrichtung zu betreiben. Die optische Anzeigeeinrichtung, die akustische Signaleinrichtung, der Sensor und die Elektronikeinheit bilden ferner eine zusammenhängende, kompakte Baueinheit, welche in eine Türverkleidung des Flugzeugs integrierbar ist.
Die optische Anzeigeeinrichtung dient zum Erzeugen eines optisch wahrnehmbaren Signals, das einer Person anzeigt, dass beim Öffnen einer Tür des Flugzeugs eine Notrutsche ausgelöst wird. Zum Erzeugen dieses Signals können beliebige
Anzeigeeinrichtungen Verwendung finden, die insbesondere selektiv ein Lichtsignal generieren, beispielsweise durch eine Leuchteinrichtung auf Basis einer Glühlampe, einer LED oder einer Mehrzahl hiervon. Die Leuchteinrichtung kann dafür eingerichtet sein, ein kontinuierliches Licht oder ein Blinklicht abzugeben, wobei die optische Wahrnehmbarkeit eines Blinklichts die eines kontinuierlichen Lichts übertreffen kann.
Die akustische Signaleinrichtung kann analog hierzu eine Tonerzeugungseinheit aufweisen, mit der ein akustisch wahrnehmbares Signal erzeugt werden kann. Die Tonerzeugung seinrichtung kann für diesen Zweck einen elektromagnetisch oder piezoelektrisch betreibbaren Lautsprecher oder Summer aufweisen und, falls erforderlich bzw. gewünscht, eine Einrichtung zum selektiven Abgeben einer Signalfolge zum Wiedergeben eines aufgezeichneten oder synthetischen Klangs.
Der Sensor ist ferner in der Lage, eine Annäherung einer Person an den Sensor und somit an die ihn beherbergende Anzeigeeinrichtung festzustellen, so dass Kenntnis darüber erlangt werden kann, ob und/oder in welcher Entfernung sich eine Person vor dem Sensor befindet. Basierend auf von dem Sensor ermittelten Informationen ist die damit gekoppelte Elektronikeinheit in der Lage, selektiv die optische
Anzeigeeinrichtung und die akustische Signaleinrichtung zu betreiben. Konkret bedeutet dies, dass die Elektronikeinheit basierend auf der Entfernung einer Person von dem Sensor bzw. der Anzeigeeinrichtung ein optisches und/oder akustisches Warnsignal abgeben kann, durch das die Person hingewiesen wird, dass beim Öffnen der Tür mit einer Auslösung der Notrutsche zu rechnen ist. Durch die Ausführung der Anzeigeeinrichtung als eine kompakte Baueinheit, welche in eine Türverkleidung des Flugzeugs integrierbar ist, etwa in einen Fenstertrichter eines Türfensters, kann folglich ohne weiteres eine üblicherweise dort angeordnete, herkömmliche Warnlampe für eine Notrutschenaktivierung durch die
erfindungsgemäße Anzeigeeinrichtung ersetzt werden. Die Anzeigeeinrichtung ist bevorzugt derart zu gestalten, dass sie zumindest in einem für die Befestigung notwendigen Bereich wie eine herkömmliche Warnleuchte gestaltet ist, so dass die Türverkleidung und ein entsprechender Ausschnitt oder ein daran angeordnetes Befestigungsmittel nicht modifiziert werden müssen. Die erfindungsgemäße Anzeigeeinrichtung weist somit ein sehr großes Potenzial für eine Nachrüstlösung (Retrofit) auf, denn es müsste lediglich eine herkömmliche Warnleuchte durch die erfindungsgemäße Anzeigeeinrichtung ersetzt werden.
Bevorzugt weist die Anzeigeeinrichtung ein Gehäuse mit einem Befestigungsbereich und einer Sichtseite auf. Der Befestigungsbereich ist dazu eingerichtet, eine mechanische Verbindung mit der Türverkleidung oder einem Befestigungsmittel an der Flugzeugtür einzugehen. Die optische Anzeigeeinrichtung und der Sensor erstrecken sich zumindest teilweise zu der Sichtseite hin. Das Anordnen der optischen Anzeigeeinrichtung in einem der Sichtseite nahegelegenen Bereich erlaubt eine ungestörte Wahrnehmung des optischen Signals, das von der optischen
Anzeigeeinrichtung erzeugt wird. Der Sensor ist zudem bevorzugt in einem sichtseitennahen Bereich angeordnet, um ein ungestörtes Überwachen eines vor der Anzeigeeinrichtung und somit vor der Türverkleidung im Innenraum des Flugzeugs gelegenen Erfassungs- bzw. Überwachungsbereichs zu ermöglichen. Dieser Überwachungsbereich wird als ein vor der Flugzeugtür liegender räumlicher Abschnitt oder als ein Flächenbereich eines vor der Türverkleidung befindlichen Fußbodens durch Auswahl und Feineinstellung des Sensors definiert und erstreckt sich in den Innenraum des Flugzeugs, das heißt einem von der Türverkleidung abgewandten Bereich. Um eine ungestörte Wahrnehmung des optischen Signals und ein ungestörtes Überwachen zu erlauben, können der Sensor und die optische Anzeigeeinrichtung nebeneinander oder übereinander an der Sichtseite angeordnet sein.
In einer vorteilhaften Ausführungsform ist der Sensor ein Ultraschallsensor. Dieser kann periodisch ein akustisches Signal im Ultraschallbereich abgeben, welches von im Erfassungs- bzw. Überwachungsbereich befindlichen Objekten reflektiert und zu dem Sensor zurückgeworfen wird. Aus der zeitlichen Differenz zwischen ausgesandtem und eintreffendem Signal kann die Entfernung des Objekts von dem Sensor ermittelt werden. Derartige Sensoren sind technisch ausgereift, kommerziell leicht erhältlich und kostengünstig. Zudem weisen Ultraschallsensoren ein vergleichsweise geringes Gewicht auf, erlauben dennoch eine präzise Messung und ein einstellbares Sensorverhalten.
Bevorzugt weist die Elektronikeinheit mindestens einen Aktivierungssignaleingang auf und ist dazu eingerichtet, basierend auf einem über den
Aktivierungssignaleingang empfangbaren Aktivierungssignal den Betrieb der optischen Anzeigeeinrichtung und der akustischen Signaleinrichtung zu aktivieren oder zu unterbrechen. Die Elektronikeinheit kann auf diese Weise den Betrieb der optischen Anzeigeeinrichtung und der akustischen Signaleinrichtung von dem Landezustand des Flugzeugs und/oder der Stellung eines an der betreffenden Tür befindlichen Notrutschenaktivierungshebels abhängig machen. Dies hat den Vorteil, dass eine entsprechende Überwachung lediglich bei gelandetem Flugzeug und in einer bestimmten Position stehendem Notrutschenaktivierungshebel vorgenommen wird, wenn die Gefahr besteht, dass ohne Deaktivierung des
Notrutschenaktivierungshebels die Tür geöffnet wird. Bei regulärem Flugbetrieb hingegen kann auf eine Überwachung verzichtet werden, denn dort besteht nicht die Gefahr, dass eine Tür geöffnet wird. Ein Aktivierungssignal, das von dem
Landezustand des Flugzeugs abhängt, kann bei am Boden befindlichem Flugzeug von einer separaten Einrichtung generiert und an den Aktivierungssignaleingang übertragen werden. Ein Aktivierungssignal, welches von der Stellung des
Notrutschenaktivierungshebels abhängt, kann durch einen weiteren Sensor generiert werden, der in oder an dem Notrutschenaktivierungshebel angeordnet ist, die Stellung des Notrutschenaktivierungshebels überwacht und ein entsprechendes Signal an den mindestens einen Aktivierungssignaleingang überträgt. Ein Aktivierungssignal, welches von dem Landezustand des Flugzeugs abhängt, kann von einem zentralen, bereits vorhandenen System des Flugzeugs generiert und ausgesendet werden. Es bietet sich an, die erfindungsgemäße Anzeigeeinrichtung hierfür über einen entsprechenden Bus oder ein Netzwerk mit dieser zentralen Einrichtung zu verbinden, beispielsweise über ein AFDX, CAN oder dergleichen. Voraussetzung hierfür ist, dass eine entsprechende Datenleitung in der Tür vorhanden ist oder darin nachträglich integriert wird. Dafür könnte jedoch auch eine drahtlose Verbindungseinrichtung oder ein auf Basis der in die Tür reichenden Stromleitung realisiertes Datenübertragungssystem verwendet werden. In einer weiteren Ausführungsform weist die Anzeigeeinrichtung ferner eine mit der Elektronikeinheit gekoppelte Inertialmesseinheit mit mindestens einem Inertialsensor zum kontinuierlichen oder periodischen Erfassen mindestens einer gerichteten Beschleunigung auf, wobei die Elektronikeinheit dazu eingerichtet ist, aus der erfassten mindestens einen gerichteten Beschleunigung festzustellen, ob sich das Flugzeug am Boden befindet. Ein Inertialsensor könnte dabei sowohl eine Beschleunigung entlang einer von drei Raumachsen als auch eine
Drehbeschleunigung um eine von drei Raumachsen erfassen. Durch Verwendung mindestens eines Inertialsensors kann die Bewegung des Flugzeugs verfolgt werden, um hieraus schlusszufolgern, ob sich das Flugzeug am Boden oder im Flug befindet. Hierzu können verschiedene unterschiedliche Verfahren zum Einsatz kommen. Beispielsweise kann durch kontinuierliches Mitverfolgen der Bewegungen des Flugzeugs ein Flugprofil erfasst werden, welches aus einer Steigphase, einem Reiseflug mit einer oder mehreren Reiseflughöhen, einer Sinkphase und einer anschließenden Rollphase besteht, in der das Flugzeug stark abgebremst wird und eine Beschleunigung in Hochrichtung vernachlässigbar ist. Es wäre auch möglich, lediglich einen charakteristischen Landestoß festzustellen, der auf eine Sinkphase folgt und/oder eine deutliche Verzögerung in Längsrichtung des Flugzeugs. Die unterschiedlichen Verfahren können unterschiedliche Anordnungen mit einer unterschiedlichen Anzahl von Inertialsensoren erfordern, bei der Feststellung eines Landestoßes könnte etwa ein einzelner Inertialsensor ausreichen, der die
Beschleunigung entlang der Hochachse des Flugzeugs erfasst. Allerdings bietet es sich besonders an, kommerziell erhältliche und bevorzugt standardisierte Drei- bzw. Sechs- Achs-Sensoren einzusetzen, die sowohl statische Lagen, als auch dynamische Lageänderungen erfassen können und etwa mit je einem Drei-Achs-Drehraten- und Drei-Achs-Beschleunigungssensor auf einem Chip realisiert sind. Die Feststellung, ob sich das Flugzeug am Boden befindet, geht folglich von der erfindungsgemäßen Anzeigeeinrichtung selbst aus. Eine möglicherweise in der Tür bzw. Türverkleidung nicht vorhandene Anbindung an einen Bus oder ein Netzwerk muss folglich nicht nachgerüstet werden, so dass die erfindungsgemäße Anzeigeeinrichtung sehr flexibel für unterschiedlichste Flugzeugtypen und Flugzeugtüren einsetzbar ist.
Es ist weiter vorteilhaft, je nach Rumpfseite der entsprechenden Flugzeugtür die Anzeigeeinrichtung und/oder die Inertialmesseinheit mit einer Einrichtung zum Vorgeben einer Flugrichtung auszustatten, d.h. auf einer rechten oder linken
Rumpfseite. Es bietet sich an, die erfindungsgemäße Anzeigeeinrichtung als stets gleiches Bauteil auszugestalten, das in viele verschiedene Flugzeugtüren integrierbar ist. Die in der Anzeigeeinrichtung integrierte Inertialmesseinheit kann demnach auf zwei unterschiedliche Arten zur Flugrichtung ausgerichtet werden. Die
Installationsseite der Anzeigeeinrichtung muss daher zur Flugrichtung bekannt sein, um mit den von der Inertialmesseinheit gelieferten Signalen den Landezustand des Flugzeugs zuverlässig identifizieren zu können. Neben der Einstellung„ab Werk" durch entsprechende Firmware in der Elektronikeinheit kann sich auch anbieten, mit Hilfe von überbrückbaren Pins, d.h. einer Pin-Programmierung, an der
Elektronikeinheit bei Installation der Anzeigeeinrichtung vorzugeben.
In einer weiter vorteilhaften Ausführungsform ist die Elektronikeinheit dazu eingerichtet, die optische Anzeigeeinrichtung bei Annäherung einer Person unterhalb eines ersten Grenzabstands und die akustische Signaleinrichtung bei Annäherung einer Person unterhalb eines zweiten Grenzabstands zu betreiben, wobei der erste Grenzabstand größer als der zweite Grenzabstand ist. Nähert sich eine Person der Anzeigeeinrichtung, kann diese beispielsweise zunächst ein optisches Signal ausgeben, so dass die Person bereits bei einer recht großen Entfernung, das heißt deutlich mehr als eine Armlänge, bevorzugt höchstens 1,1 m, darüber informiert wird, dass die Notrutsche aktiv ist. Unterschreitet die Person den zweiten
Grenzabstand, der beispielsweise unterhalb einer oder eineinhalb Armlängen liegt, bevorzugt maximal 0,5 m, kann zusätzlich ein akustisches Signal abgegeben werden, welches die Person explizit darauf hinweist, dass beim Betätigen des Griffs die Notrutsche ausgelöst wird. Das Gehäuse der erfindungsgemäßen Anzeigeeinrichtung kann zumindest teilweise in einem die optische Anzeigeeinrichtung beherbergenden Abschnitt transparent sein. Die Gehäuseform muss sich daher nicht von der einer herkömmlichen Warnlampe unterscheiden und die darin integrierten Komponenten sind vor äußeren
Einwirkungen weitgehend geschützt, wobei die Sichtbarkeit der optischen
Anzeigeeinrichtung gewährleistet bleibt. Die Erfindung betrifft ferner ein Verfahren zum Anzeigen eines Aktivierungsstatus einer Notrutsche in einem Flugzeug, welches die Schritte des Erfassens eines Abstands einer Person von einer Anzeigeeinrichtung in einer Türverkleidung eines Flugzeugs, das Vergleichen des Abstandes mit mindestens einem Grenzabstand, das Betreiben mindestens einer optischen Anzeigeeinrichtung und einer akustischen Signaleinrichtung aufweist, sobald der mindestens eine Grenzabstand unterschritten wird. In einer vorteilhaften Ausführungsform wird die optische Anzeigeeinrichtung bei Annäherung einer Person unterhalb eines ersten Grenzabstands betrieben und die akustische Signaleinrichtung wird bei Annäherung einer Person unterhalb eines zweiten Grenzabstands betrieben, wobei der erste Grenzabstand größer als der zweite Grenzabstand ist.
Die Elektronikeinheit kann ferner den Betrieb der mindestens einen optischen Anzeigeeinrichtung und der akustischen Signaleinrichtung unterbinden, sobald kein Aktivierungssignal an mindestens einem Aktivierungssignaleingang empfangen wird. Wie vorangehend erwähnt, kann dies ein von einem Landezustand abhängiges Signal sein und/oder ein von der Stellung eines Notrutschenaktivierungshebels abhängiges Signal sein.
In dem Verfahren kann ferner kontinuierlich oder periodisch über eine mit der Elektronikeinheit gekoppelte Inertialmesseinheit, die in der Anzeigeeinrichtung angeordnet ist, mit mindestens einem Inertialsensor mindestens eine gerichtete
Beschleunigung erfasst werden und aus der erfassten mindestens einen gerichteten Beschleunigung festgestellt werden, ob sich das Flugzeug am Boden befindet und, wenn sich das Flugzeug am Boden befindet, ein Aktivierungssignal erzeugt und an die Elektronikeinheit übertragen werden. Wie vorangehend erwähnt weist die Inertialmesseinheit bevorzugt einen Drei-Achs- bzw. Sechs-Achs-Sensor auf. Die Erfindung betrifft ferner ein Flugzeug mit mindestens einer Tür und einer daran angebrachten Türverkleidung im Innern des Flugzeugs sowie eine
Anzeigeeinrichtung mit den vorangehend genannten Merkmalen an der
Türverkleidung.
KURZE BESCHREIBUNG DER FIGUREN
Weitere Merkmale, Vorteile und Anwendungsmöglichkeiten der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung der
Ausführungsbeispiele und den Figuren. Dabei bilden alle beschriebenen und/oder bildlich dargestellten Merkmale für sich und in beliebiger Kombination den Gegenstand der Erfindung auch unabhängig von ihrer Zusammensetzung in den einzelnen Ansprüchen oder deren Rückbezügen. In den Figuren stehen weiterhin gleiche Bezugszeichen für gleiche oder ähnliche Objekte.
Fig. 1 zeigt eine Anzeigeeinrichtung in einer dreidimensionalen Ansicht. Fig. 2 zeigt eine mögliche Einbauposition der Anzeigeeinrichtung. Fig. 3 stellt die Anzeigeeinrichtung in einer Vier-Seiten-Ansicht dar. Fig. 4 zeigt die Anzeigeeinrichtung in einer teilzerlegten Darstellung. Fig. 5 zeigt mögliche Schallkeulen eines Ultraschallsensors.
Fig. 6 zeigt eine vor einer Flugzeugtür befindliche Person und einer ausgelösten Anzeige. Fig. 7 zeigt die Anzeigeeinrichtung in einer schematischen, blockbasierten
Darstellung.
DETAILLIERTE DARSTELLUNG EXEMPLARISCHER AUSFÜHRUNGSFORMEN
Fig. 1 zeigt eine erfindungsgemäße Anzeigeeinrichtung 2, welche ein Gehäuse 4 mit einem Befestigungsbereich 6 und einer Sichtseite 8 aufweist. In die
Anzeigeeinrichtung 2 ist eine optische Anzeigeeinrichtung 10, die exemplarisch mehrere Leuchteinrichtungen 18 aufweist, eine in Fig. 1 verdeckte akustische Signaleinrichtung 12 und ein Sensor 14 zum Erfassen des Abstands eines Objekts von der Anzeigeeinrichtung 2 angeordnet. Beispielhaft sind die optische
Anzeigeeinrichtung 10 und der Sensor 14 unter- bzw. nebeneinander, d.h. entlang einer Raumachse aufeinander folgend, an der Sichtseite 8 angeordnet, während die akustische Signaleinrichtung 12 beispielhaft im Innern der Anzeigeeinrichtung 2 von der Sichtseite 8 abgewandt positioniert ist. Der Befestigungsbereich 6 kann weiterhin elastische Halteklammern 15 aufweisen, die bei Einführung des
Befestigungsbereichs 6 in eine entsprechende Öffnung einer Türverkleidung mit dieser eine form- und/oder kraftschlüssige Verbindung eingehen. Eine weiterhin in der Anzeigeeinrichtung 2 angeordnete Elektronikeinheit 16, von der in dieser Darstellung insbesondere eine Platine erkennbar ist, ist mit der optischen Anzeigeeinrichtung 10, der akustischen Signaleinrichtung 12 und dem Sensor 14 verbunden und dazu eingerichtet, auf Basis eines erfassten Abstandes eines Objekts zu der Anzeigeeinrichtung 2 bzw. dem Sensor 14, selektiv die optische Anzeigeeinrichtung 10 und die akustische Signaleinrichtung 12 zu betreiben. Dies kann beispielsweise durch Definieren mindestens eines in Figur 2 gezeigten
Grenzabstands 32, 34 erreicht werden, den ein Objekt höchstens erreichen darf, so dass die optische Anzeigeeinrichtung 10 bzw. die akustische Signaleinrichtung 12 betrieben werden. Die Elektronikeinheit 16 kann einen Aktivierungssignaleingang aufweisen, an den ein Aktivierungssignal gesendet werden kann. Dieses wird dazu eingesetzt, die Initiierung des Betriebs der optischen Anzeigeeinrichtung 10 und der akustischen Signaleinrichtung 12 nur dann vorzunehmen, sobald sich das Flugzeug am Boden befindet und jederzeit die zugehörige Flugzeugtür geöffnet werden kann.
Die optische Anzeigeeinrichtung 10 ist in dem gezeigten Ausführungsbeispiel nur durch eine transparente Abdeckung 13 von der Sichtseite 8 getrennt oder in einem darin befindlichen Ausschnitt angeordnet, so dass eine uneingeschränkte Sichtbarkeit der optischen Anzeigeeinrichtung 10, d.h. der Leuchteinrichtungen 18, erlaubt wird, die für eine Erzeugung eines ausreichend hellen Lichts, gepulst oder kontinuierlich, geeignet sind. Zudem weist die optische Anzeigeeinrichtung 10 exemplarisch einen Schriftzug 20 auf („Slide Armed"), der als einzige nicht lichtdurchlässige Fläche der optischen Anzeigeeinrichtung 10 ausgeführt ist. Alternativ dazu kann der Schriftzug 20 auch als einzige Lichtdurchtrittsfläche der optischen Anzeigeeinrichtung 10 realisiert werden.
Der Sensor 14 ist beispielhaft ein Ultraschallsensor, welcher periodisch
Ultraschallsignale aussendet und aus der zeitlichen Differenz zwischen den ausgesandten Schallwellen und empfangenen Schallreflexionen die Entfernung zu dem betreffenden, vor dem Sensor befindlichen, Objekt bestimmt. Alternativ dazu können auch andere Arten von Sensoren eingesetzt werden, beispielhaft optische, kamerabasierte oder Radar-basierende Sensoren.
Die Anzeigeeinrichtung 2 ist als eine sehr kompakte Baueinheit ausgeführt, die anstelle einer üblichen Warnleuchte in einer Türverkleidung oder dergleichen einsetzbar ist. Wie vorangehend angedeutet bietet es sich an, um eine übermäßige Auslösung von Warnsignalen optischer oder akustischer Natur zu vermeiden, die optische Anzeigeeinrichtung 10 und/oder die akustische Signaleinrichtung 12 nur dann zu betreiben, wenn sich das Flugzeug am Boden befindet und eine Öffnung der Flugzeugtür bevorsteht. Besonders einfach kann dies durch Empfangen eines Aktivierungssignals am Aktivierungssignaleingang realisiert werden, wozu jedoch eine Datenleitung zu einer zentralen Einheit an Bord des Flugzeugs notwendig ist.
In der gezeigten Ausführung der Anzeigeeinrichtung 2 ist eine hier verdeckte Trägheitsmesseinrichtung (Trägheitsplattform bzw. IMU) 22 integriert, die dazu eingerichtet ist, die räumlichen Bewegungen des Flugzeugs zu erfassen und an die Elektronikeinheit 16 zu übertragen. Das Landen eines Flugzeugs kann durch prägnante Ereignisse festgestellt werden, beispielsweise einen Landestoß nach einem kontinuierlichen Sinkflug, wobei sich die erfasste Höhe des Flugzeugs nach durchgeführtem Landestoß praktisch nicht mehr ändert. Ist dieses Ereignis eingetreten, kann die Elektronikeinheit 16 die Überwachung und dadurch gesteuerte optische bzw. akustische Warnungen vornehmen.
Fig. 2 zeigt beispielhaft eine Flugzeugtür 24 mit einer Türverkleidung 26, die zu dem Innern des Flugzeugrumpfes gewandt ist. Befindet sich das Flugzeug auf einer Rollbahn oder in einer Parkposition, wird die Tür 24 von der Innenseite des
Flugzeugs geöffnet. Die Anzeigeeinrichtung 2 ist an oder in die Türverkleidung 26 integriert, etwa in einem Fenstertrichter eines Türfensters, wobei die Sichtseite 8 der Anzeigeeinrichtung 2 in das Innere des Flugzeugs gewandt ist.
Befindet sich folglich eine Person vor der Tür 24, ist diese in dem Erfassungsbereich des Sensors 14. Wie angedeutet, überwacht der Sensor 14 einen Raum 28 an der Innenseite des Flugzeugs und definiert dort einen Erfassungsbereich 30.
Beispielsweise kann die Elektronikeinheit 16 einen ersten Grenzabstand 32 sowie einen zweiten Grenzabstand 34 definieren, wobei die Elektronikeinheit 16 die optische Anzeigeeinrichtung 10 betreibt, sobald eine Person den ersten Grenzabstand 32 unterschreitet und wobei die akustische Signaleinrichtung 12 betrieben wird, sobald eine Person den zweiten Grenzabstand 34 unterschreitet. Für den ersten Grenzabstand 32 bietet es sich an, einen Abstand von höchstens 1,1 m und bevorzugt 0,9 m vorzusehen. Für den zweiten Grenzabstand 34 bietet sich ein Abstand von höchstens 0,5 m und bevorzugt 0,35 m an. Befindet sich eine Person zwischen den beiden die Grenzabstände 32 und 34 andeutenden Linien, wird sie lediglich optisch, beispielsweise durch ein blinkendes Licht, auf die noch aktivierte Notrutsche aufmerksam gemacht. Nähert sich die Person weiter der Tür 24, folgt zusätzlich eine akustische Signalisierung, wenn der Abstand zu der Tür 24 in der Nähe einer Armlänge ist. Selbstverständlich können die beiden Grenzabstände 32 und 34 auch gleich sein, so dass eine optische und akustische Signalisierung gleichzeitig erfolgt.
Fig. 3 zeigt eine Vier-Seiten-Darstellung der Anzeigeeinrichtung 2, in der eine Unterseite 36 mit einem elektrischen Anschluss 38 gezeigt wird, der mit einer Stromversorgung der Tür 24 zu verbinden ist und weiterhin mit einem nicht dargestellten Sensor gekoppelt ist, der den Notrutschenaktivierungshebel 31 überwacht. Sowohl kann dies über ein Aktivierungssignal, das von der Stellung des Notrutschenaktivierungshebels 31 abhängt, als auch über eine von der Stellung des Notrutschenaktivierungshebels 31 abhängige Stromversorgung realisiert werden.
Ein schmales Ende 40 des Sichtbereichs 8 weist hauptsächlich den Sensor 14 auf, welcher bei in Fig. 2 gezeigter Installation direkt in das Innere des Flugzeugrumpfs gerichtet ist. An einer Seitenwandung 42 sind die Leuchteinrichtungen 18 erkennbar, welche entlang der Seitenwandung 42 im Innern der Abdeckung 13 verteilt sind. Der Befestigungsbereich 6 ist schmaler als der Sichtbereich 8 gestaltet, so dass bei in einer Öffnung eingeschnappter Anzeigeeinrichtung 2 eine zu dem Befestigungsbereich 6 gewandte Kante 44 auf einem Rand der betreffenden Öffnung aufliegen kann und die Halteklammern 15 einen bündigen Kontakt der Kante 44 mit dem Rand der betreffenden Öffnung begünstigen. Der Schriftzug 20 ist auf einer Oberseite 46 angeordnet und nimmt dort im
Wesentlichen die zur Verfügung stehende Breite der Abdeckung 13 ein. Durch die Transparenz der Abdeckung 13 sind weitere Leuchteinrichtungen 18 erkennbar, die den Schriftzug 20 hinterleuchten.
Fig. 4 zeigt die Anzeigeeinrichtung 2 ferner in einer teilzerlegten Anordnung, wobei hier eine in der Elektronikeinheit 16 integrierte Inertialmesseinheit 48 erkennbar ist, die die Bewegung der Anzeigeeinrichtung 2 und damit des Flugzeugs erfassen kann. Durch Auswerten prägnanter Ereignisse, wie etwa eines Landestoßes und einer daraufhin erfolgten starken Verringerung der Längsgeschwindigkeit durch Bremsen und anschließend gleichbleibender Höhe kann eindeutig festgestellt werden, dass sich das Flugzeug am Boden befindet. Dieses Ereignis kann ein Aktivierungssignal auslösen, welches die Aktivierung der Überwachung des Bereichs vor der Tür 24 initiiert.
Ein Diagramm in Fig. 5 zeigt ferner zwei bevorzugte Schallkeulen 50 und 52 des Ultraschallsensors 14, wobei die Schallkeule 50 zu einem Ultraschallsensor mit ausgerichteter Platte und die Schallkeule 52 zu einem Ultraschallsensor mit einem Rohr mit Durchmesser von beispielsweise 27 mm gehören. Für die präzise
Erkennung einer Person direkt vor dem Ultraschallsensor, die auf die Tür 24 zuschreitet, sollte die Schallkeule möglichst schmal eingestellt sein, so dass eine Breite von deutlich unter einem Meter und bevorzugt von 0,3 bis 0,7 m erreicht wird. Der Erfassungsbereich 28 ist somit recht schmal und kann seitlich weiter entfernte Personen ausblenden. Die Verwendung einer ausgerichteten Platte ermöglicht eine gegenüber der Lösung mit Rohr etwas verbreiterte Schallkeule 50.
In Fig. 6 wird eine Person 54 dargestellt, die sich an die Tür 24 nähert und hierbei den ersten Grenzabstand 32 bereits überschritten hat und den zweiten Grenzabstand erreicht. Gleichzeitig werden eine optische Warnung und eine akustische Warnung ausgestoßen, so dass die Person 54 eindeutig davor gewarnt wird, mit in einer Aktivierungsstellung befindlichem Notrutschenaktivierung shebel 31 die Tür 24 zu öffnen.
Schließlich stellt Fig. 7 ein Ausführungsbeispiel der Anzeigeeinrichtung 2 in einer schematischen, blockbasierten Darstellung dar. Der Ultraschallsensor 14 sowie die Inertialmesseinheit 48 sind mit der Elektronikeinheit 16 verbunden, welche überdies zwei Aktivierungssignaleingänge 56 und 58 aufweist. Die Inertialmesseinheit 48 kann über eine entsprechende Logikschaltung 60 ein Aktivierungssignal erzeugen, welches eine erfolgte Landung repräsentiert, wobei das Aktivierungssignal in diesem Fall an en Aktivierungssignaleingang 56 gesandt wird. Ein weiteres
Aktivierungssignal kann an den zweiten Aktivierungssignaleingang gesandt werden, das für eine Aktivierungsstellung eines Notrutschenaktivierungshebels steht.
Befindet sich das Flugzeug am Boden und ist der Notrutschenaktivierungshebel in einer Aktivierungsstellung, wird eine Überwachung des Erfassungsbereichs 30 initiiert. Wird in der Elektronikeinheit 16 festgestellt, dass sich ein Objekt innerhalb mindestens eines Grenzabstands 32, 34 befindet, wird eine optische Signalisierung 62 und/oder eine akustische Signalisierung 64 ausgelöst.
Es versteht sich, dass Filter 66 bzw. 68 der Inertialmesseinheit 48 bzw. dem
Ultraschallsensor 14 nachgeschaltet sind, um eine gewünschte Signalqualität zu erreichen. Eine Stromversorgungseinheit 70 ist ferner mit dem Anschluss 8 verbunden. Zusätzlich ist eine Pin-Programmierungs-Einheit 72 mit der
Anzeigeeinrichtung verbunden oder darin integriert, um insbesondere die
Ausrichtung der Anzeigeeinrichtung 2 relativ zu der Flugrichtung anzugeben.
Ergänzend sei darauf hingewiesen, dass„aufweisen" keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt, und„ein" oder„eine" keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale, die mit Verweis auf eines der obigen
Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.

Claims

P A T E N T A N S P R Ü C H E
1. Anzeigeeinrichtung (2) zum Anzeigen eines Aktivierungsstatus einer Notrutsche in einem Flugzeug, aufweisend
- eine optische Anzeigeeinrichtung (10) zum Abgeben eines optischen
Signals,
eine akustische Signaleinrichtung (12) zum Abgeben eines akustischen Signals,
einen Sensor (14) zum Erfassen der Annäherung einer Person (54) an die Anzeigeeinrichtung (2) und
eine Elektronikeinheit (16), die mit der optischen Anzeigeeinrichtung (10), der akustischen Signaleinrichtung (12) und dem Sensor (14) gekoppelt ist und dazu eingerichtet ist, bei Annäherung einer Person (54) unter mindestens einen vorbestimmten Grenzabstand (32, 34) mindestens eine der optischen Anzeigeeinrichtung (10) und der akustischen
Signaleinrichtung (12) zu betreiben,
wobei die optische Anzeigeeinrichtung (10), die akustische Signaleinrichtung (12), der Sensor und die Elektronikeinheit (16) ferner eine zusammenhängende, kompakte Baueinheit ausbilden, welche in eine Türverkleidung (26) einer
Flugzeugtür (24) integrierbar ist.
2. Anzeigeeinrichtung (2) nach Anspruch 1,
ferner aufweisend ein Gehäuse (4) mit einem Befestigungsbereich (6) und einer Sichtseite (8) auf,
wobei der Befestigungsbereich (6) dazu eingerichtet ist, eine mechanische
Verbindung mit der Türverkleidung (26) oder einem Befestigungsmittel an der Flugzeugtür (24) einzugehen.
3. Anzeigeeinrichtung (2) nach Anspruch 1 oder 2,
wobei der Sensor (14) ein Ultraschallsensor ist.
4. Anzeigeeinrichtung (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Elektronikeinheit (16) einen Aktivierungssignaleingang (56, 58) aufweist und dazu eingerichtet ist, basierend auf einem über den
Aktivierungssignaleingang (56, 58) empfangbaren Aktivierungssignal den Betrieb der optischen Anzeigeeinrichtung (10) und der akustischen Signaleinrichtung (12) zu aktivieren oder zu unterbrechen.
5. Anzeigeeinrichtung (2) nach Anspruch 4,
wobei der Aktivierungssignaleingang (56, 58) mit einem zentralen System des Flugzeugs gekoppelt ist und das Aktivierungssignal von einem zentralen System des Flugzeugs generiert und ausgesendet wird.
6. Anzeigeeinrichtung (2) nach Anspruch 4,
ferner aufweisend eine mit der Elektronikeinheit (16) gekoppelte
Inertialmesseinheit (22) mit mindestens einem Inertialsensor (48) zum
kontinuierlichen oder periodischen Erfassen mindestens einer gerichteten
Beschleunigung,
wobei die Elektronikeinheit (16) dazu eingerichtet ist, aus der erfassten mindestens einen gerichteten Beschleunigung festzustellen, ob sich das Flugzeug am Boden befindet.
7. Anzeigeeinrichtung (2) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
wobei die Elektronikeinheit (16) dazu eingerichtet ist, die optische
Anzeigeeinrichtung (10) bei Annäherung einer Person (54) unterhalb eines ersten Grenzabstands (32) und die akustische Signaleinrichtung bei Annäherung einer Person (54) unterhalb eines zweiten Grenzabstands (34) zu betreiben,
wobei der erste Grenzabstand (32) größer als der zweite Grenzabstand (34) ist.
8. Verfahren zum Anzeigen eines Aktivierungsstatus einer Notrutsche in einem Flugzeug mit einer Anzeigeeinrichtung (2), die eine optische Anzeigeeinrichtung (10) zum Abgeben eines optischen Signals, eine akustische Signaleinrichtung (12) zum Abgeben eines akustischen Signals, einen Sensor (14) zum Erfassen der Annäherung einer Person (54) an die Anzeigeeinrichtung (2) und eine mit der optischen Anzeigeeinrichtung (10), der akustischen Signaleinrichtung (12) und dem Sensor (14) gekoppelte Elektronikeinheit (16) aufweist, wobei die optische
Anzeigeeinrichtung (10), die akustische Signaleinrichtung (12), der Sensor und die Elektronikeinheit (16) eine zusammenhängende, kompakte Baueinheit ausbilden, welche in eine Türverkleidung (26) einer Flugzeugtür (24) integrierbar ist, das Verfahren aufweisend die Schritte:
Erfassen eines Abstands einer Person (54) von einer Anzeigeeinrichtung
(2) in einer Türverkleidung (26) eines Flugzeugs,
Vergleichen des erfassten Abstandes mit mindestens einem Grenzabstand (32, 34),
Betreiben mindestens einer von einer optischen Anzeigeeinrichtung (10) und einer akustischen Signaleinrichtung (12), sobald der mindestens eine Grenzabstand (32, 34) unterschritten wird.
9. Verfahren nach Anspruch 8,
wobei die optische Anzeigeeinrichtung (10) bei Annäherung einer Person
(54) unterhalb eines ersten Grenzabstands (32) betrieben wird und die akustische
Signaleinrichtung (12) bei Annäherung einer Person (54) unterhalb eines zweiten
Grenzabstands (34) betrieben wird,
wobei der erste Grenzabstand (32) größer als der zweite Grenzabstand (34) ist.
10. Verfahren nach Anspruch 8 oder 9, wobei die Elektronikeinheit (16) den Betrieb der mindestens einen optischen Anzeigeeinrichtung (10) und der akustischen Signaleinrichtung (12) unterbindet, sobald kein Aktivierungssignal an einem
Aktivierungssignaleingang (56, 58) empfangen wird.
11. Verfahren nach einem der Ansprüche 8 bis 10, ferner aufweisend die Schritte:
- kontinuierliches oder periodisches Erfassen mindestens einer gerichteten
Beschleunigung über eine mit der Elektronikeinheit (16) gekoppelte Inertialmesseinheit (22) mit mindestens einem Inertialsensor (48), Feststellen aus der erfassten mindestens eine gerichteten Beschleunigung, ob sich das Flugzeug am Boden befindet und,
- wenn sich das Flugzeug am Boden befindet, Erzeugen eines
Aktivierungssignals und Übertragen des Aktivierungssignals an einen Aktivierungssignaleingang (56, 58) der Elektronikeinheit (16).
12. Flugzeug mit einem Flugzeugrumpf, mindestens einer darin angeordneten und durch eine Flugzeugtür (24) verschließbaren Öffnung, wobei die Flugzeugtür
(24) eine zum Innern des Flugzeugrumpfs gerichtete und daran angebrachte
Türverkleidung (26) und eine Anzeigeeinrichtung (2) nach einem der Ansprüche 1 bis 7 aufweist.
EP16716016.7A 2016-04-05 2016-04-05 Nachrüstbare anzeigeeinrichtung zum anzeigen eines aktivierungsstatus einer notrutsche in einem flugzeug Withdrawn EP3439961A1 (de)

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