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Erweiterte
Bodennähe-Warnsysteme
(EGPWS), wie zum Beispiel das von Honeywell produzierte, enthalten
Vorrausschaualgorithmen, die unter der Annahme von Alle-Triebwerke-Steigleistungs-Verfügbarkeit
entworfen wurden. Dazu gehört
ein Mindeststeiggradient von 6 Grad für den Vorrausschau-Gefahrenalgorithmus.
Diese Zahl wurde gewählt,
um die minimale Alle-Triebwerke-Betriebs-Steigfähigkeit
der modernen Flugtransportkategorie-Flugzeuge zu repräsentieren.
Zusätzlich
ist die empfohlene Wiederherstellungsprozedur nach einer hörbaren Hart-EGPWS-Heraufziehwarnung
ein Geradeaus-Auskippen
auf den besten verfügbaren Steigwinkel.
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Dies
funktioniert unter normalen Betriebsbedingungen gut, aber nicht
im Fall eines Triebwerk-Ausgefallen-Zustands beim Abheben, wenn der zertifizierte
Mindeststeiggradient sogar nur 2,4% betragen kann. Dazu kommt, daß bestimmte
Triebwerk-Ausfall-Prozeduren insbesondere in Bergtälern erfordern,
daß das
Flugzeug kurz nach dem Abheben wendet, da das Flugzeug mit der verschlechterten Steigleistung
das Gelände
vor ihm nicht übersteigen kann.
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Während dieser
Triebwerk-Ausfall-Abflüge gibt
deshalb das derzeitige EGPWS möglicherweise nicht
das gewünschte
Ansprechverhalten. Aufgrund der niedrigeren zulässigen Geländeabstände und der dichten Manövrierung
am Gelände
werden möglicherweise
EGPWS-Warnungen gegeben. EGPWS-Vorsichtswarnungen sind immer noch
wünschenswert,
aber Hart-Heraufzieh-Warnungen sind bedenklich, da in den meisten
Fällen
das Standard-EGPWS-Wiederherstellungsmanöver NICHT ausgeführt werden
sollte, da das Flugzeug möglicherweise
nicht in der Lage ist, das Gelände
zu übersteigen.
Die Pilotenreaktion auf die Warnung kann das Flugzeug in eine Situation
einer verschlechterten Steigleistung versetzen. Anders ausgedrückt, erfordern
FAA-Flugzeugzertifizierungsanforderungen, daß Flugzeughersteller
Flugzeuge entwickeln, die auch in einer Triebwerk-Ausfall-Situation
minimale Heraussteigeeinschränkungen
erfüllen
können.
Eine Abweichung von dem Flug mit den besten Triebwerk-Ausfall-Steigleistungsprozeduren
kann deshalb die Gefahr des Zusammenstoßes mit einem Abflughindernis
(Boden, Funktower) nur vergrößern. Statt
dessen sollte sich der Pilot an die vorgeschriebene Triebwerk-Ausfall-Prozedur
halten.
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In
einem System, das versucht, dieses Problem zu lösen, modifiziert das System
den für
Warnungsberechnungen verwendeten Mindeststeigwinkel von 6 Grad.
Im Fall des Triebwerk-Ausfall-Zustands vergrößert leider eine Verkleinerung
des angenommenen Steigwinkels in den meisten Fällen jedoch nur die Änderungen
eine störenden
Warnung zu erhalten.
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Es
werden also sowohl ein Verfahren zum Detektieren des Leistungsverlustszustands
als auch Änderungen
an dem EGPWS-Warnungsalgorithmus benötigt.
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Bevor
man die Vorausschaualgorithmen modifizieren kann, muß man in
der Lage sein, den Verlust eines Triebwerks beim Abheben zu detektieren. Das
obige vorbekannte System erforderte ein Signal von dem Flugzeug
zur Anzeige, wann ein Triebwerkausfall aufgetreten ist, sowie zahlreiche
gespeicherte aerodynamische Parameter. Leider führt dies zu komplizieren Flugzeugschnittstellenproblemen
sowie zu einem signifikanten Datensammeln zum Erhalten der richtigen
Parameter.
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Deshalb
ist es notwendig, ein Verfahren zu schaffen, das die Last und Kosten
zur Bestimmung eines Treibwerk-Ausfall-Zustands
reduziert.
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KURZFASSUNG DER ERFINDUNG
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Die
vorliegende Erfindung umfaßt
ein System, ein Verfahren und ein Computerprogrammprodukt zum Verringern
von störenden
Warnungen während
Abhebebedingungen mit niedriger Leistungsfähigkeit. Das System enthält eine
erste Komponente, die die aktuelle Steiggeschwindigkeit des Flugzeugs und
die potentielle Steiggeschwindigkeit auf der Basis von Flugzeug-Vertikalgeschwindigkeitsdaten
und Geschwindigkeitsinformationen bestimmt, und eine zweite Komponente,
die die bestimmte derzeitige Steiggeschwindigkeit und potentielle
Steiggeschwindigkeit addiert. Das System enthält außerdem eine dritte Komponente,
die Warnungen sperrt, wenn die Summe der aktuellen Steiggeschwindigkeit
und der potentiellen Steiggeschwindigkeit um einen Schwellenbetrag
von einer vorbestimmten Steiggeschwindigkeit verschieden sind und
wenn sich das Flugzeug in einem Zustand maximalen Schubs (z. B.
Abheben, Fehlanflug) befinden soll.
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Gemäß weiteren
Aspekten der Erfindung basiert die vorbestimmte Steiggeschwindigkeit
auf einem Betrieb mit allen Triebwerken auf maximalem Schub.
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Gemäß weiteren
Aspekten der Erfindung basiert der Betrieb mit allen Triebwerken
auf maximalem Schub auf einer Luftwiderstandskomponente, einer Gewichtskomponente
und einer Komponente maximalen Schubs aller Triebwerke.
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Wie
aus der obigen Kurzfassung ohne weiteres hervorgeht, schafft die
Erfindung ein System, das zuvor erzeugte Werte verwendet, um den
Triebwerkbetrieb zu bewerten und gemäß dem Triebwerkbetriebsstatus
Warnungen zu geben.
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KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
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Die
bevorzugten und alternativen Ausführungsformen der vorliegenden
Erfindung werden nachfolgend ausführlich mit Bezug auf die folgenden Zeichnungen
beschrieben.
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1 ist
ein Blockschaltbild von Komponenten eines Warnsystems zum Ausführen der
vorliegenden Erfindung;
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2 ist
ein Kräftediagramm
eines steigenden Flugzeugs; und
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3 ist
ein Flußdiagramm
eines durch die Komponenten von 1 ausgeführten bevorzugten Prozesses.
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AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN
AUSFÜHRUNGSFORM
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Die
vorliegende Erfindung ist ein System, ein Verfahren und ein Computerprogrammprodukt
zum Verringern von störenden
Warnungen während
des Abhebens oder eines Maximalschubzustands (d. h. Fehlanflugs),
wenn bei einem Flugzeug eine Triebwerkleistungsfähigkeit auftritt, die geringer
als normal ist. Wie in 1 gezeigt, enthält ein Flugzeugflugsicherheitssystem 10,
wie etwa das von Honeywell, Inc. hergestellte erweiterte Bodennähe-Warnsystem, Komponenten
zur Verwendung bereits erzeugter Flugdaten zur Bestimmung, ob ein
Flugzeug nicht mit seinem Maximalschubpotential arbeitet. Das System 10 enthält einen
Generator 12 für
die aktuelle Steiggeschwindigkeit, einen Generator 14 für die potentielle
Steiggeschwindigkeit, eine Komponente 18 zur Bestimmung
niedriger Leistungsfähigkeit
und eine Warnungskomponente 20.
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Der
Generator 12 für
die aktuelle Steiggeschwindigkeit und der Generator 14 für die potentielle Steiggeschwindigkeit
sind mit der Komponente 18 zur Bestimmung niedriger Leistungsfähigkeit
gekoppelt und die Komponente 18 zur Bestimmung niedriger
Leistungsfähigkeit
ist mit der Warnungskomponente 20 gekoppelt. Der Generator 12 für die aktuelle Steiggeschwindigkeit
empfängt
einen Flugzeug-Vertikalgeschwindigkeitswert
und einen Bodengeschwindigkeitswert von anderen Flugzeugsystemkomponenten,
wie zum Beispiel einem Vertikalgeschwindigkeitsindikator, einem
GPS-System (Global Positioning System), einem Flugleitsystem (FMS) oder
anderen Flugzeug-Avionikgeräten.
Aus den beiden eingegebenen Werten erzeugt der Generator 12 für die aktuelle
Steiggeschwindigkeit einen Wert der aktuellen Steiggeschwindigkeit.
Der Generator 14 für die
potentielle Steiggeschwindigkeit empfängt nur Bodengeschwindigkeitsinformationen,
erzeugt einen Wert der potentiellen Steiggeschwindigkeit des Flugzeugs
unter Verwendung der Bodengeschwindigkeitsinformationen und sendet
den erzeugten Wert der potentiellen Steiggeschwindigkeit zu der
Komponente 18 zur Bestimmung niedriger Leistungsfähigkeit empfängt den
Wert der aktuellen Steiggeschwindigkeit und die Werte der potentiellen
Steiggeschwindigkeit aus den Generatoren 14 und 12.
Die Komponente 18 zur Bestimmung niedriger Leistungsfähigkeit bestimmt
unter Verwendung des empfangenen Werts, ob sich das Flugzeug in
einem Zustand niedriger Leistungsfähigkeit befindet, entweder
mit Bezug auf den maximalen bestimmten Schub während eines Zustands des Betriebs
aller Triebwerke oder auf der Basis der besten verfügbaren kombinierten Steiggeschwindigkeit
des Werts der aktuellen Steiggeschwindigkeit und des Werts der potentiellen Steiggeschwindigkeit.
Im folgenden werden verschiedene Ausführungsformen beschrieben, die
besser durch die Komponente 18 zur Bestimmung niedriger
Leistungsfähigkeit
ausgeführt
werden.
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Wenn
die Komponente 18 zur Bestimmung niedriger Leistungsfähigkeit
aus den empfangenen Primärraten werten
bestimmt, daß sich
das Flugzeug in einem Zustand niedriger Leistungsfähigkeit
befindet, sendet sie ein Signal zu der Warnungskomponente 20.
Eine Komponente 18 zur Bestimmung niedriger Leistungsfähigkeit
wird nur während
eines Zustands maximalen Schubs aktiviert. Anders ausgedrückt, muß sich das
Flugzeug auf vollem Schub befinden, damit die Komponente 18 freigegeben wird,
ihre Aufgabe auszuführen,
zu bestimmen, ob bei dem Flugzeug gerade eine niedrige Leistungsfähigkeit
auftritt. Viele kommerzielle Flugzeuge enthalten einen Schalter
für Abheben
und Durchstarten (toga), der als der Freigeber für die Komponente 18 wirkt,
weil, wenn der toga-Schalter aktiviert ist, sich das Flugzeug bei
einem Zustand des Betriebs mit allen Triebwerken auf maximal verfügbarem Schub
befinden sollte. Als Alternative könnten die Leistungshebelstellung
oder Triebwerkparameter wie etwa N1 verwendet werden.
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Wenn
die Warnungskomponente 20 ein Signal von der Komponente 18 zur
Bestimmung niedriger Leistungsfähigkeit
empfängt,
daß ein
Zustand niedriger Leistungsfähigkeit
bei Erwartung von allen Triebwerken auf maximalem Schub existiert,
sperrt die Warnungskomponente verschiedene Warnungen, wie zum Beispiel
die Warnung "heraufziehen". Die Komponente 18 zur
Bestimmung niedriger Leistungsfähigkeit
kann bestimmen, ob der empfangene Wert der aktuellen Steiggeschwindigkeiten
und der Wert der potentiellen Steiggeschwindigkeit mit einem Triebwerk-Ausfall-Zustand vereinbar
sind. Wenn dies der Fall ist, ist es höchst wahrscheinlich, daß die Flugcrew
sich mehr darum kümmert,
maximale Leistungsfähigkeit
für das
einzige Triebwerk aufrechtzuerhalten oder Zustände eines Betriebs mit weniger als
vollem Triebwerk, als um etwaige Sorge über große Nähe zum Boden. Die Warnungskomponente 20 erzeugt
normalerweise hörbare
und visuelle Warnungen, wenn sich das Flugzeug innerhalb der Parameter
einer vorgespeicherten Datenbank des Bodens befindet. Wenn ein Zustand
vorliegt, in dem bestimmt wird, daß bei dem Flugzeug keine volle
Leistung auftritt oder anders ausgedrückt, ein Triebwerk ausgefallen
ist, kann das Senden einer Heraufziehwarnung zu der Flugcrew bewirken,
daß die
Flugcrew ihren derzeitigen Zustand oder ihren derzeitigen Betrieb
des Flugzeugs mit Bezug auf die Handhabung des Notfalls in Bezug
auf den Triebwerk-Ausfall-Zustand
ignoriert und auf die Heraufziehwarnung reagiert. Indem sie auf
die Heraufziehwarnung reagiert, könnte die Flugcrew leicht das
Flugzeug in einen überzogenen
Flug oder in die Rückseite
der Flugkurve ziehen und somit die derzeitige Steiggeschwindigkeit
des Flugzeugs reduzieren und bewirken, daß das Flugzeug dem in der Warnungskomponente 20 identifizierten
Auftreffen auf ein Hindernis sogar noch näher kommt. Da Flugzeughersteller
sowohl für
Normalbetrieb als auch für
Triebwerk-Ausfall-Zustände
Fehlanflug- und Abhebeprozeduren erfüllen müssen, besteht eine vernünftige Erwartung,
daß solange
die Flugcrew eine ordnungsgemäße Handhabung
des Triebwerk-Ausfall-Zustand-Notfalls aufrechterhält, das
Flugzeug wie erwartet arbeitet und allen Hindernissen beim Abflug
ausweicht.
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2 zeigt
die Kräfte
an einem steigenden Flugzeug. L ist der Flugzeugauftrieb, D ist
der Flugzeugwiderstand und W ist das Flugzeuggewicht. Die vorliegende
Erfindung verwendet die bekannten Werte von 2 zur Erzeugung
eines Steiggeschwindigkeitswerts mit allen Triebwerken auf maximalem Schub
oder eines spezifischen Leistungsüberschußwerts des Flugzeugs. Zuerst
beginnt die vorliegende Erfindung mit der Gleichung F = ma zum Definieren der
Beziehung von Kräften
in 1 und fährt
in den folgenden Gleichungen fort. ma
= FT – FD – FW (1) wg dVdt = Tcosα – D – Wsinγ (2)
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Für kleines
a wird Gleichung 2 zu wg dVdt + Wsinγ = T – D (3) lg dVdt + sinγ = T – DW (4) lg dVdt + lV dhdt = T – DW (5)
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Die
rechte Seite von Gleichung 5 liefert den Steiggeschwindigkeitswert
für alle
Triebwerke auf maximalem Schub. Dies ist ein vorbestimmter Wert, weil
Schub, Widerstand und Gewicht vor dem Systembetrieb bekannt sind.
Der Schub ist der Schub mit allen Triebwerken auf Maximum. Der Widerstand
basiert auf der Flugkonfiguration des Flugzeugs (d. h. halbe Klappen,
keine Klappen, Fahrwerk eingefahren, Fahrwerk ausgefahren usw.).
Das Gewicht ist das Leergewicht, ein voreingestelltes Gewicht auf der
Basis möglicher
Lasten oder ein Gewicht auf der Basis derzeitiger Fracht- und Passagierlasten.
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3 zeigt
einen bevorzugten Prozeß,
der durch die vorliegende Erfindung ausgeführt wird, um Heraufziehwarnungen
zu sperren, wenn das Flugzeug unter dem Steiggeschwindigkeitswert
mit allen Triebwerken auf maximalem Schub arbeitet. Als erstes bestimmt
der Prozeß im
Block 40 den Steiggeschwindigkeitswert der Leistungsfähigkeit
mit allen Triebwerken auf maximalem Schub des Flugzeugs. Der Steiggeschwindigkeitswert
der Leistungsfähigkeit
mit allen Triebwerken auf maximalem Schub des Flugzeugs wird wie
oben beschrieben vorbestimmt. Als nächstes bestimmt der Prozeß im Block 42 die aktuelle
Steiggeschwindigkeit und die potentielle Steiggeschwindigkeit des
Flugzeugs. Der Wert der aktuellen Steiggeschwindigkeit und der Wert
der potentiellen Steiggeschwindigkeit werden unter Verwendung nur
der Flugzeuggeschwindigkeit und Steiggeschwindigkeit bestimmt, die
bereits von anderen Flugzeugsystemen geliefert werden. Im Block 44 wird
dann der Wert der aktuellen Steiggeschwindigkeit zu dem Wert der
potentiellen Steiggeschwindigkeit addiert. Im Block 46 vergleicht
der Prozeß die Summe
der Werte der aktuellen und potentiellen Steiggeschwindigkeit mit
der eingegebenen Steiggeschwindigkeit der Leistungsfähigkeit
mit allen Triebwerken auf maximalem Schub. Im Entscheidungsblock 48 bestimmt
der Prozeß,
ob die Summe der aktuellen und potentiellen Steiggeschwindigkeit
für einen
Zeitraum um mehr als einen Schwellenbetrag von der Steiggeschwindigkeit
der Leistungsfähigkeit mit
allen Triebwerken auf maximalem Schub verschieden ist. Wenn die
Summe der aktuellen und potentiellen Steiggeschwindigkeit für einen
Zeitraum um mehr als einen Schwellenbetrag von der Steiggeschwindigkeit
der Leistungsfähigkeit
mit allen Triebwerken auf maximalem Schub verschieden ist (und bestimmt
wurde, daß das
Flugzeug sich in einem Abhebe- oder Maximalschubzustand befindet),
sperrt der Prozeß Heraufziehwarnungen,
die normalerweise durch das EGPWS während Betrieb im Modus 1 (großer Abstieg
in der Nähe
des Bodens), im Betrieb im Modus 2 (Funkhöhenmesser) oder im Schaualgorithmusbetrieb
erzeugt werden würden.
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Wenn
die Summe der aktuellen und potentiellen Steiggeschwindigkeit des
Flugzeugs unter einer voreingestellten Steiggeschwindigkeit liegt,
wobei die voreingestellte Steiggeschwindigkeit kleiner als die Steiggeschwindigkeit
der Leistungsfähigkeit
mit allen Triebwerken auf maximalem Schub ist, werden bei einer
alternativen Ausführungsform
die Heraufziehwarnungen gesperrt. Wenn zum Beispiel die Steiggeschwindigkeit
der Leistungsfähigkeit
mit allen Triebwerken auf maximalem Schub einem Steigwinkel von 6° entspricht,
entspricht die voreingestellte Steiggeschwindigkeit etwas weniger,
wie etwa einem Steigwinkel von 3°.
Wenn in diesem Beispiel die Summe einem Steigwinkel von weniger
als 3° entspricht,
wird angenommen, daß bei
dem Flugzeug gerade eine niedrige Leistungsfähigkeit auftritt.
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Obwohl
die bevorzugte Ausführungsform
der Erfindung dargestellt und beschrieben wurde, können wie
bereits erwähnt
viele Änderungen
vorgenommen werden, ohne von dem Schutzumfang der Erfindung abzuweichen.
Folglich wird der Schutzumfang der Erfindung nicht durch die Offenbarung
der bevorzugten Ausführungsform
beschränkt.
Statt dessen sollte die Erfindung ausschließlich durch Bezugnahme auf
die folgenden Ansprüche
bestimmt werden.