DE602005004702T2

DE602005004702T2 - Verfahren und Vorrichtung zur Ermittlung der Leistungsverschlechterung eines Flugzeuges

Info

Publication number: DE602005004702T2
Application number: DE602005004702T
Authority: DE
Inventors: Gerard Petit
Original assignee: Avions de Transport Regional
Current assignee: Avions de Transport Regional
Priority date: 2004-06-28
Filing date: 2005-06-14
Publication date: 2008-11-27
Anticipated expiration: 2025-06-15
Also published as: ES2300957T3; RU2302359C2; FR2872327A1; DE602005004702D1; RU2005119883A; EP1612140B1; FR2872327B1; ATE385950T1; US7398182B2; US20050288895A1; EP1612140A1; CN100509559C; CA2510304A1; CN1721275A; CA2510304C; DK1612140T3

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Ermittlung einer Leistungsverschlechterung eines Flugzeuges.
Ein solches Verfahren und eine solche Vorrichtung sind aus der US B1 6304194 bekannt, das den nächstgelegenen Stand der Technik darstellt.
Es ist bekannt, dass Flugzeuge, insbesondere Transportflugzeuge, trotz einer vorschriftsmäßigen Zertifizierung Situationen antreffen können, welche die Aerodynamik deutlich verschlechtern, ohne dass sich die Besatzung dessen bewusst ist. Eine solche Situation kann zu einem Überraschungseffekt führen, der eine unangemessene Reaktion der Besatzung verursachen kann, und zwar umso mehr da, wenn die Verschlechterung der aerodynamischen Leistungen größer wird, die Flugeigenschaften verändert und die Steuerung des Flugzeuges schwieriger werden.
Die bekanntesten Ursachen für die Leistungsverschlechterung sind vor allem Vereisung, nicht vorhandene Enteisung am Boden einer vereisten Flugzeugzelle, Schnee, vereisender Regen, Anwendung von Enteisungs- oder Vereisungsschutzmitteln, Insektenansammlungen an den Tragflächenvorderkanten, Verlust eines Teils einer Tragflächenvorderkante oder eines Panels des Flügels.
Wenn ein Flugzeug mit einer der vorgenannten Situationen konfrontiert wird, die zu einer Verschlechterung seiner Leistungen führen, steigt sein Stirnwiderstand in der Luft und der Rücktrieb wird größer. Wenn in einem solchen Falle die Leistung nicht verändert wird, verliert das Flugzeug an Geschwindigkeit, wenn es sich in Höhenhaltung befindet, oder aber die Aufstiegsrate fällt, wenn es sich in Geschwindigkeitshaltung befindet, was selbstverständlich sehr gefährlich werden kann und nicht akzeptabel ist.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, der Besatzung in solchen Situationen, die gefährlich sein können, zu helfen. Sie betrifft ein Verfahren, um einfach, schnell und präzise, eine Leistungsverschlechterung eines Flugzeuges, insbesondere eine Leistungsverschlechterung infolge schwerer Vereisungsbedingungen am Flugzeug, zu ermitteln.
Zu diesem Zwecke ist dieses Verfahren (Anspruch 1) erfindungsgemäß dahingehend bemerkenswert, dass automatisch und wiederholend folgende Abfolge von Schritten durchgeführt wird:

a) Berechnet werden mindestens: – eine aktuelle Masse des Flugzeuges, – ein theoretischer Widerstand dieses Flugzeuges anhand dieser aktuellen Masse und – ein aktueller Widerstand dieses Flugzeuges; – wobei dieser aktuelle Widerstand CXa/c mit folgender Formel berechnet wird:
in der . R eine Konstante ist, . S für die Flügelfläche des Flugzeuges steht, . TAS eine errechnete Luftgeschwindigkeit ist, . G ein von TAS abhängiger Wert und . T ein Antriebswert ist.
b) Es wird mindestens eine Vergleichsmenge angewendet, die sich auf den Widerstand bezieht und mindestens einen Vergleich zwischen dem aktuellen Widerstand und dem theoretischen Widerstand umfasst, und
c) es wird mindestens anhand dieser ersten Vergleichsmenge ermittelt, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges vorliegt.

Wenn in diesem Schritt c) eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges ermittelt wird, wird vorteilhafterweise mindestens eine Warnmeldung abgegeben, die einem folgenden Schritt d) entspricht.
So ist man dank der Erfindung in der Lage, eine Leistungsverschlechterung eines Flugzeuges auf einfache und schnelle Weise zu ermitteln, indem Widerstandswerte, unter anderem ein theoretischer Widerstand, der anhand der geschätzten Masse des Flugzeuges errechnet wird, berücksichtigt werden, und die Besatzung über eine solche Ermittlung zu informieren. Diese kann dann in Kenntnis der Lage alle erforderlichen Maßnahmen ergreifen, um eine solche Situation, die gefährlich sein kann, zu beheben.
In einer bevorzugten Ausführungsart erfolgt in Schritt a):

– eine Berechnung dieser aktuellen Masse des Flugzeuges anhand der ursprünglichen Masse vor dem Flug und eines Treibstoffverbrauchs während des Fluges, der mindestens von der Höhe des Flugzeuges während des Fluges und vom Typ dieses Flugzeuges abhängt; und/oder
– eine Berechnung dieses theoretischen Widerstands CXth anhand der folgenden Gleichung: CXth = f1(CZ2) + f2(RE) + ΔCXf,in der . CZ ein von der aktuellen Masse des Flugzeuges abhängiger Widerstandswert, . f1(CZ²) eine Funktion abhängig von CZ², . f2(RE) eine Funktion abhängig von der Reynolds-Zahl RE und . ΔCXf ein von CZ² und CZ abhängiger Wert sind.

Die vorliegende Erfindung kann unabhängig von der Flugphase des Flugzeuges angewendet werden. In einer bevorzugten Ausführungsart prüft man jedoch, ob sich das Flugzeug in Reiseflug befindet oder nicht, indem vor allem geprüft wird, ob auf diesem Flugzeug eine übliche Höhenerfassungsbetriebsart aktiviert ist.
Vorteilhafterweise wird, wenn sich dank der vorgenannten Prüfung herausstellt, dass sich das Flugzeug nicht in Reiseflug befindet, in Schritt c) nur anhand dieser ersten Vergleichsmenge, die sich auf den Widerstand bezieht, ermittelt, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges vorliegt.
In diesem Fall wird vorteilhafterweise eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges ermittelt, wenn eine der beiden folgenden Bedingungen A und B, die sich auf diese erste Vergleichsmenge beziehen, erfüllt ist:

– Bedingung A: • CXa/c > CXth + ΔCX1 während einer vorgegebenen Dauer,
– Bedingung B: • CXa/c > CXth + ΔCX2 und • ΔCXa/c > ΔCXth + ΔCX3, wobei – CXa/c der errechnete aktuelle Widerstand des Flugzeuges, – CXth der errechnete theoretische Widerstand des Flugzeuges, – ΔCX1, ΔCX2 und ΔCX3 vorgegebene Widerstandswerte, – ΔCX2 beispielsweise gleich ΔCX1, – ΔCXa/c eine Differenz des aktuellen Widerstandes zwischen zwei vorgegebenen verschiedenen Zeitpunkten und – ΔCXth eine Differenz des theoretischen Widerstandes zwischen zwei vorgegebenen verschiedenen Zeitpunkten sind.

Wenn sich dank der vorgenannten Prüfung herausstellt, dass sich das Flugzeug in Reiseflug befindet, wird im Übrigen

– in Schritt a) außerdem eine theoretische Reisefluggeschwindigkeit anhand dieser aktuellen Masse des Flugzeuges berechnet und eine aktuelle Geschwindigkeit des Flugzeuges gemessen;
– in Schritt b) eine zweite Vergleichsmenge verwendet, die sich auf die Geschwindigkeit bezieht und mindestens einen Vergleich zwischen dieser aktuellen Geschwindigkeit und dieser theoretischen Reisefluggeschwindigkeit beinhaltet, und
– in Schritt c) ermittelt, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges vorliegt, und zwar ebenfalls anhand dieser zweiten Vergleichsmenge, die sich auf die Geschwindigkeit bezieht, also gleichzeitig anhand der ersten und zweiten Vergleichsmenge, die sich jeweils auf den Widerstand und die Geschwindigkeit beziehen.

In diesem Fall berechnet man vorteilhafterweise in Schritt a) diese theoretische Reisefluggeschwindigkeit anhand der aktuellen Masse des Flugzeuges, einer gemessenen Höhe des Flugzeuges und einer Temperaturdifferenz zwischen einer Standardtemperatur und einer gemessenen Temperatur.
Des Weiteren ermittelt man vorteilhafterweise in Schritt c) eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges in Reiseflug, wenn eine der beiden folgenden Bedingungen C und D, die sich auf diese erste und zweite Vergleichsmenge beziehen, erfüllt ist:

– Bedingung C: • CXa/c > CXth + ΔCX4 und • IAS < IASth – ΔIAS1 während einer vorgegebenen Dauer,
– Bedingung D: • CXa/c > CXth + ΔCX4; • IAS < IASth – ΔIAS1 und • ΔCXa/c > ΔCXth + ΔCX5, wobei neben den vorgenannten Parametern – ΔCX4 und ΔCX5 vorgegebene Widerstandswerte, – IAS die gemessene Geschwindigkeit des Flugzeuges, – IASth die errechnete theoretische Reisefluggeschwindigkeit und – ΔIAS1 eine vorgegebene Geschwindigkeitsdifferenz sind.

Wenn keine der vorgenannten Bedingungen C und D im Reiseflug erfüllt ist, ermittelt man vorteilhafterweise in Schritt c) eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges, wenn eine der beiden folgenden Bedingungen E und F, die sich auf diese erste und zweite Vergleichsmenge beziehen, erfüllt ist:

– Bedingung E: • CXa/c > CXth + ΔCX6 und • IAS < IASth – ΔIAS2 während einer vorgegebenen Dauer,
– Bedingung F: • CXa/c > CXth + ΔCX6; • IAS < IASth – ΔIAS2 und • ΔCXa/c > ΔCXth + ΔCX7, wobei neben den vorgenannten Parametern – ΔCX6 und ΔCX7 vorgegebene Widerstandswerte, – ΔCX6 kleiner als ΔCX4, – ΔCX7 zum Beispiel gleich ΔCX5, – ΔIAS2 eine vorgegebene Geschwindigkeitsdifferenz und – ΔIAS2 größer als ΔIAS1 sind.

Des Weiteren prüft man vorteilhafterweise, wenn keine der vorgenannten Bedingungen C, D, E und F im Reiseflug erfüllt ist, ob eine der beiden folgenden Bedingungen G und H, die sich auf diese erste und zweite Vergleichsmenge beziehen, erfüllt ist:

– Bedingung G: • CXa/c > CXth + ΔCX8 und • IAS < IASth – ΔIAS3 während einer vorgegebenen Dauer,
– Bedingung H: • CXa/c > CXth + ΔCX8; • IAS < IASth – ΔIAS3 und • ΔCXa/c > ΔCXth + ΔCX9, wobei – ΔCX8 und ΔCX9 vorgegebene Widerstandswerte sind, wobei ΔCX8 kleiner ist als ΔCX6, und – ΔIAS3 eine vorgegebene Geschwindigkeitsdifferenz ist, die kleiner ist als ΔIAS1 und als ΔIAS2, und – wenn eine der Bedingungen G und H erfüllt ist, wird in Schritt d) eine Meldung abgegeben, die besagt, dass die Reisefluggeschwindigkeit gering ist.

Im Übrigen wird in einer besonderen Ausführungsart, wenn man eine Leistungsverschlechterung ermittelt unabhängig von der Flugphase Folgendes unternommen:

– Man vergleicht eine gemessene Geschwindigkeit IAS (insbesondere die Geschwindigkeit, die von einem Anemometer angegeben wird) mit einer errechneten minimalen Betriebsgeschwindigkeit MSIS, die sich auf schwere Vereisungsbedingungen bezieht, und
– wenn diese Geschwindigkeit IAS kleiner als diese Geschwindigkeit MSIS ist, wird eine Meldung abgegeben, die zu einer Erhöhung der Geschwindigkeit auffordert. Des Weiteren werden vorteilhafterweise
– die vorgenannten Schritte a) bis c) nur dann durchgeführt, wenn die Klappen und das Fahrwerk des Flugzeuges eingezogen sind; und/oder
– die vorgenannten Schritte b) und c) nur dann ausgeführt, wenn mindestens eine unten präzisierte Vereisungsbedingung erfüllt ist und wenn darüber hinaus eine gemessene statische Lufttemperatur über einem vorgegebenen Wert liegt.

Die vorliegende Erfindung betrifft außerdem eine Vorrichtung (Anspruch 16) zur Ermittlung und Meldung einer Leistungsverschlechterung eines Flugzeuges.
Erfindungsgemäß umfasst diese Vorrichtung Folgendes:

– einen Satz von Informationsquellen,
– eine zentrale Einheit, die mit diesem Satz von Informationsquellen verbunden ist und eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges ermitteln kann, und
– Mittel zur Berechnung von mindestens einer aktuellen Masse des Flugzeuges, eines aktuellen. Widerstandes dieses Flugzeuges und – anhand dieser aktuellen Masse – eines theoretischen Widerstandes dieses Flugzeuges, wobei dieser aktuelle Widerstand CXa/c mit folgender Formel berechnet wird:
in der . R eine Konstante ist, . S für die Flügelfläche des Flugzeuges steht, . TAS eine errechnete Luftgeschwindigkeit ist, . G ein von TAS abhängiger Wert und . T ein Antriebswert ist;
– Mittel zur Anwendung von mindestens einer ersten Vergleichsmenge, die sich auf den Widerstand bezieht und mindestens einen Vergleich zwischen dem aktuellen Widerstand und dem theoretischen Widerstand umfasst, und
– Mittel, um mindestens anhand dieser ersten Vergleichsmenge zu ermitteln, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges besteht.

Vorteilhafterweise umfasst diese zentrale Einheit außerdem:

– Mittel zur Berechnung einer theoretischen Reisefluggeschwindigkeit anhand der aktuellen Masse des Flugzeuges,
– Mittel zur Messung einer aktuellen Geschwindigkeit des Flugzeuges,
– Mittel zur Bildung einer zweiten Vergleichsmenge, die sich auf die Geschwindigkeit bezieht und mindestens einen Vergleich zwischen der aktuellen Geschwindigkeit und dieser theoretischen Reisefluggeschwindigkeit umfasst, und
– Mittel, um außerdem anhand dieser zweiten Vergleichsmenge, die sich auf die Geschwindigkeit bezieht, zu ermitteln, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges vorliegt.

In einer bevorzugten Ausführungsart

– umfasst dieser Satz von Informationsquellen des Weiteren eine Flugdaten-Erfassungs-Einheit vom Typ FDAU (Englisch: „Flight Data Acquisition Unit"), die üblicherweise die Datenerfassung für einen Flugdatenschreiber vom Typ FDR (Englisch: „Flight Data Recorder") vornimmt, und
– umfassen diese Warnmittel, die dazu dienen, die Besatzung über eine Leistungsverschlechterung oder eine geringe Geschwindigkeit zu informieren, eine Flugzeugleistungs-Schnittstellen-Einheit vom Typ APIU (Englisch: „Aircraft Performance Interface Unit"), die üblicherweise die Steuerung der Signale sowie die Aufzeichnung der Meldungen in einem Flugdatenschreiber des vorgenannten Typs FDR vornimmt.

Diese Warnmittel können visuell und/oder akustisch sein.
Anhand der Figuren der beiliegenden Abbildung lässt sich gut verstehen, wie die Erfindung ausgeführt werden kann. In diesen Figuren bezeichnen identische Bezugszeichen ähnliche Elemente.
1 ist ein Funktionsabbild einer erfindungsgemäßen Vorrichtung.
2 ist ein Diagramm, mit dem die abfolgenden Schritte eines Verfahrens, das von der erfindungsgemäßen Vorrichtung angewendet wird, verdeutlicht werden können.
Die erfindungsgemäße Vorrichtung 1, die schematisch in 1 dargestellt ist, ist eine Vorrichtung zur Ermittlung und Meldung der Leistungsverschlechterung eines nicht abgebildeten Flugzeuges, insbesondere eines Transportflugzeuges. Diese Vorrichtung 1 ist hauptsächlich, obwohl nicht ausschließlich, dazu bestimmt, eine Leistungsverschlechterung infolge eines schweren oder übermäßigen Vereisungsproblems an einem Flugzeug zu ermitteln.
Dazu gehört diese Vorrichtung 1, die im Flugzeug eingebaut wird, einem Typ an, der Folgendes umfasst:

– einen Satz 2 von Informationsquellen,
– eine zentrale Einheit 3, die über eine Verbindung 4 mit dieser Einheit 2 von Informationsquellen verbunden ist und eine Leistungsverschlechterung dieses Flugzeuges ermitteln kann, und
– Warnmittel 5, die über eine Verbindung 6 mit dieser zentralen Einheit 3 verbunden sind.

Erfindungsgemäß umfasst diese zentrale Einheit 3:

– Mittel 7, um mindestens eine aktuelle Masse W des Flugzeuges zu berechnen,
– Mittel 8, die über eine Verbindung 9 mit diesen Mitteln 7 verbunden sind, um einen aktuellen Widerstand CXa/c dieses Flugzeuges und anhand dieser aktuellen Masse W einen theoretischen Widerstand CXth dieses Flugzeuges zu berechnen,
– Mittel 10, die über eine Verbindung 11 mit diesen Mitteln 8 verbunden sind, um mindestens eine erste Vergleichsmenge, die sich auf den Widerstand bezieht und mindestens einen Vergleich zwischen diesem aktuellen Widerstand CXa/c und diesem theoretischen Widerstand CXth beinhaltet, anzuwenden, und
– Mittel 12, die über eine Verbindung 13 mit diesen Mitteln 10 verbunden sind, um mindestens anhand dieser ersten Vergleichsmenge zu ermitteln, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges vorliegt.

So ist diese Vorrichtung 1 dank der Erfindung in der Lage, einerseits auf einfache und schnelle Weise eine Leistungsverschlechterung eines Flugzeuges zu ermitteln, indem die Widerstandswerte CXa/c und CXth berücksichtigt werden, wobei der theoretische Widerstand CXth anhand der geschätzten Masse W des Flugzeuges berechnet wird, und andererseits die Besatzung bei einer solchen Ermittlung mithilfe dieser Warnmittel 5 zu benachrichtigen.
In einer besonderen Ausführungsart berechnen diese Mittel 7 diese aktuelle Masse W des Flugzeuges anhand der ursprünglichen Masse WO vor dem Flug und eines Treibstoffverbrauchs während des Fluges, der mindestens von der Höhe des Flugzeuges während dieses Fluges und vom Typ dieses Flugzeuges abhängt. Diese Berechnung erfolgt beispielsweise jede Sekunde ab dem Abheben des Flugzeuges bis zu seiner endgültigen Landung. Um dies zu tun, kann die ursprüngliche Masse WO von einem Besatzungsmitglied in die Vorrichtung 1 beispielsweise mithilfe eines bedienbaren Rotator, der zu diesem Satz 2 gehört, eingegeben werden. Der Treibstoffverbrauch kann in einer Tabelle in Anhängigkeit von der Höhe und eventuell von der Geschwindigkeit des Flugzeuges abgebildet werden (zumindest ist eine vorgegebene maximale Geschwindigkeit für jede der einzelnen Flugphasen zu berücksichtigen), wobei diese Tabelle direkt in diese Mittel 7 oder in eine nicht abgebildete Datenbank dieser Vorrichtung 1 eingespeichert werden kann.
Des Weiteren berechnen diese Mittel 8 diesen theoretischen Widerstand CXth anhand der folgenden Formel: CXth = f1(CZ2) + f2(RE) + ΔCXfin der

– CZ ein unten präzisierter, von der aktuellen Masse W abhängiger berechneter Widerstandswert,
– f1(CZ²) eine Funktion abhängig von CZ²,
– f2(RE) eine Funktion abhängig von der Reynolds-Zahl RE und
– ΔCXf ein von CZ² und CZ abhängiger Wert sind.

Die Funktionen f1(CZ²) und f2(RE) können in Form von Tabellen, die empirisch definiert werden können, abgebildet werden. Des Weiteren

– kann der Wert CZ anhand der folgenden Formel berechnet werden:
in der . g die Fallbeschleunigung, . ρ die Luftdichte, . S die Flügelfläche des Flugzeuges und . TAS die auf übliche Weise berechnete Luftgeschwindigkeit ist, und
– kann der Wert ΔCXf mithilfe der folgenden Formel berechnet werden: ΔCXf = A1.CZ2 + A2.CZ + A3,in der A1, A2 und A3 vorgegebene Koeffizienten sind, die beispielsweise empirisch definiert werden.

Im Übrigen berechnen diese Mittel 8 den aktuellen Widerstand CXa/c anhand der folgenden Formel:
in der

– R ein konstanter Wert (spezielle Gaskonstante) ist,
– S für die Flügelfläche des Flugzeuges steht,
– TAS die errechnete Luftgeschwindigkeit ist,
– G ein von TAS und einer geometrischen Höhe Zg abhängiger Wert und
– T ein Antriebswert ist.

Die vorliegende Erfindung kann in jeder Flugphase (Aufstieg, Reiseflug, Sinkflug) des Flugzeuges eingesetzt werden. Dieser Einsatz hängt jedoch von der Flugphase ab. Wie später im Detail zu sehen sein wird, berücksichtigt man in der Reiseflugphase die Widerstandswerte des Flugzeuges sowie die unten präzisierten Geschwindigkeitswerte, während in den übrigen Flugphasen lediglich die besagten Widerstandswerte berücksichtigt werden.
Auch umfasst die zentrale Einheit 3 außerdem

– Mittel 14, die über eine Verbindung 15 mit diesen Mitteln 7 verbunden sind, um eine theoretische Reisefluggeschwindigkeit IASth anhand der aktuellen Masse W des Flugzeuges zu berechnen,
– Mittel, die zum Beispiel in den Satz 2 integriert sind, um eine aktuelle Geschwindigkeit IAS des Flugzeuges zu messen, und
– Mittel 16, die über eine Verbindung 17 mit diesen Mitteln 14 verbunden sind, um eine zweite Vergleichsmenge zu bilden, die sich auf die Geschwindigkeit bezieht und mindestens einen Vergleich zwischen dieser aktuellen Geschwindigkeit IAS und dieser theoretischen Reisefluggeschwindigkeit IASth beinhaltet.

Des Weiteren können die Mittel 12, deren Aufgabe darin besteht, zu ermitteln, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges vorliegt, außerdem (je nach Flugphase) diese zweite Vergleichsmenge, die sich auf die Geschwindigkeit bezieht und über eine Verbindung 18 dieser Mittel 16 empfangen wird, berücksichtigen.
Die Mittel 14 berechnen diese theoretische Reisefluggeschwindigkeit IASth anhand der aktuellen Masse W des Flugzeuges, einer gemessenen Höhe Zp des Flugzeuges und einer Temperaturdifferenz ΔISA zwischen einer Standardtemperatur Tstd und einer gemessenen statischen Lufttemperatur SAT.
In einer bevorzugten Ausführungsart verwenden diese Mittel 14 hierzu die folgende Formel: IASth = a0 + a1.W + a2.W2 + a3.ΔISA + a4.W.ΔISA + a5.ΔISA2 + a6.Zp + a7.Zp.W + a8.Zp.ΔISA + a9.Zp2
Die Parameter a0 bis a9 sind vorgegebene Werte, die vom Typ des betreffenden Flugzeuges abhängen und beispielsweise empirisch definiert werden.
Im Übrigen umfasst die erfindungsgemäße Vorrichtung 1 außerdem Mittel, die beispielsweise zu Satz 2 gehören, um zu prüfen, ob sich das Flugzeug in Reiseflug befindet oder nicht. Hierfür prüfen diese Mittel beispielsweise, ob auf diesem Flugzeug eine übliche Höhenerfassungsbetriebsart aktiviert ist, und zwar seit einer vorgegebenen Dauer, beispielsweise seit 2 Minuten.
Wenn sich dank der vorgenannten Prüfung herausstellt, dass sich das Flugzeug nicht in Reiseflug befindet (Höhenerfassungsbetriebsart ist nicht aktiviert oder nicht seit der vorgenannten vorgegebenen Dauer aktiviert), ermitteln die Mittel 12 nur anhand der ersten Vergleichsmenge, die sich auf den Widerstand bezieht und von den Mitteln 10 empfangen wird, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges vorliegt.
In diesem Fall ermitteln diese Mittel 12 eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges, wenn eine der beiden folgenden Bedingungen A und B, die sich auf diese erste Vergleichsmenge beziehen, erfüllt ist:

– Bedingung R: • CXa/c > CXth + ΔCX1 während einer vorgegebenen Dauer, beispielsweise 30 Sekunden,
– Bedingung B: • CXa/c > CXth + ΔCX2 und • ΔCXa/c > ΔCXth + ΔCX3, wobei – CXa/c somit der errechnete aktuelle Widerstand des Flugzeuges, – CXth somit der errechnete theoretische Widerstand des Flugzeuges, – ΔCX1, ΔCX2 und ΔCX3 vorgegebene Widerstandswerte, – ΔCX2 gleich ΔCX1, – ΔCXa/c eine Differenz des aktuellen Widerstandes CXa/c zwischen zwei vorgegebenen verschiedenen Zeitpunkten t1 und t2, beispielsweise dem aktuellen Zeitpunkt t1 und einem vorgegangenen Zeitpunkt t2, der einer vorgegebenen Dauer (beispielsweise 30 Sekunden) vor dem aktuellen Zeitpunkt t1, entspricht, also ΔCXa/c = CXa/c(t1)-CXa/c(t2), und – ΔCXth eine Differenz des theoretischen Widerstandes CXth zwischen den zwei vorgenannten verschiedenen. Zeitpunkten t1 und t2: ΔCXth = CXth(t1)-CXth(t2) sind.

Wenn sich wiederum dank der vorgenannten Prüfung herausstellt, dass sich das Flugzeug in Reiseflug befindet (Höhenerfassungsbetriebsart ist aktiviert), ermitteln die Mittel 12 außerdem (zusätzlich zu dieser ersten Vergleichsmenge, die sich auf den Widerstand bezieht und von den Mitteln 10 empfangen wird) anhand dieser zweiten Vergleichsmenge, die sich auf die Geschwindigkeit bezieht und von den Mittel 16 empfangen wird, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges vorliegt.
In diesem Fall ermitteln diese Mittel 12 eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges, wenn eine der beiden folgenden Bedingungen C und D, die sich auf diese erste und zweite Vergleichsmenge beziehen, erfüllt ist:

– Bedingung C: • CXa/c > CXth + ΔCX4 und • IAS < IASth – ΔIAS1 während einer vorgegebenen Dauer, beispielsweise 30 Sekunden,
– Bedingung D: • CXa/c > CXth + ΔCX4 und • IAS < IASth – ΔIAS1 und • ΔCXa/c> ΔCXth + ΔCX5, wobei neben den vorgenannten Parametern – ΔCX4 und ΔCX5 vorgegebene Widerstandswerte, – IAS somit die gemessene aktuelle Geschwindigkeit des Flugzeuges, – IASth somit die errechnete theoretische Reisefluggeschwindigkeit und – ΔIAS1 eine vorgegebene Geschwindigkeitsdifferenz sind.

Ist keine der vorgenannten Bedingungen C und D im Reiseflug erfüllt, prüfen diese Mittel 12 Bedingungen E und F und ermitteln eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges, wenn eine dieser beiden folgenden Bedingungen E und F, die sich auf diese erste und zweite Vergleichsmenge beziehen, erfüllt ist:

– Bedingung E: • CXa/c > CXth + ΔCX6 und • IAS < IASth – ΔIAS2 während einer vorgegebenen Dauer, beispielsweise 30 Sekunden,
– Bedingung F: • CXa/c > CXth + ΔCX6 • IAS < IASth – ΔIAS2 und • ΔCXa/c > ΔCXth + ΔCX7, wobei neben den vorgenannten Parametern – ΔCX6 und ΔCX7 vorgegebene Widerstandswerte, – ΔCX6 kleiner ΔCX4, – ΔCX7 beispielsweise gleich ΔCX5, – ΔIAS2 eine vorgegebene Geschwindigkeitsdifferenz und – ΔIAS2 größer ΔIAS1 sind.

Wenn bei einer der vorgenannten Prüfungen eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges ermittelt wird, geben die Warnmittel 5 mindestens eine entsprechende geeignete Warnmeldung aus. Hierfür können diese Warnmittel 5 Folgendes umfassen:

– mindestens einen Visualisierungsbildschirm 19 zur Anzeige von Warnmeldungen und/oder
– übliche akustische Mittel 20, die im Cockpit des Flugzeuges vorgesehen sind.

Im Übrigen prüfen die Mittel 12, wenn keine der vorgenannten Bedingungen C, D, E und F in der Reiseflugphase erfüllt ist, ob eine der folgenden Bedingungen G und H erfüllt ist:

– Bedingung G: • CXa/c > CXth + ΔCX8 und • IAS < IASth – ΔIAS3 während einer vorgegebenen Dauer,
– Bedingung H: • CXa/c > CXth + ΔCX8 • IAS < IASth – ΔIAS3 und • ΔCXa/c > ΔCXth + ΔCX9, wobei – ΔCX8 und ΔCX9 vorgegebene Widerstandswerte sind, wobei ΔCX8 kleiner ΔCX6 ist, und – ΔIAS3 eine vorgegebene Geschwindigkeitsdifferenz ist, die kleiner als ΔIAS1 und als ΔIAS2 ist; und – wenn eine der Bedingungen G und H erfüllt ist, geben die Warnmittel 5 eine Meldung ab, die besagt, dass die. Reisefluggeschwindigkeit gering ist.

In einer besonderen Ausführungsart, wenn die zentrale Einheit 3 eine Leistungsverschlechterung ermittelt

– vergleicht sie im Übrigen eine gemessene Geschwindigkeit IAS mit einer errechneten minimalen Betriebsgeschwindigkeit MSIS, die sich auf schwere Vereisungsbedingungen bezieht, und
– wenn diese Geschwindigkeit IAS kleiner als diese Geschwindigkeit MSIS ist, geben die Warnmittel 5 eine Meldung ab, die zu einer Geschwindigkeitserhöhung auffordert.

Diese Geschwindigkeit MSIS wird anhand der folgenden Gleichungen berechnet:
in denen neben den vorgenannten Parametern

– VO ein vorgegebener Geschwindigkeitswert,
– K ein vorgegebener Koeffizient,
– R die spezifische Gaskonstante,
– TO die Standardtemperatur auf Meereshöhe,
– γ ein vorgegebener Wert,
– P der statische Druck in Höhe des Flugzeuges,
– PO der statische Druck auf Meereshöhe und
– CZmax ein vorgegebener Wert sind.

In einer besonderen Ausführungsart

– nehmen die Mittel 8 und 14 die vorgenannten Berechnungen generell sekündlich nur dann vor, wenn die Klappen und das Fahrwerk des Flugzeuges eingezogen sind; ein solcher Einzug wird mithilfe der üblichen Mittel, die beispielsweise zum Satz 2 von Informationsquellen gehören, geprüft; und
– führen die Mittel 10, 12 und 16 die vorgenannten Vergleiche und Verarbeitungen nur dann durch, wenn die gemessene statische Lufttemperatur SAT größer als ein vorgegebener Wert, beispielsweise 5°C, ist und wenn eine der folgenden Vereisungsbedingungen erfüllt ist: – während des stattfindenden Fluges wurde bereits Eisbildung festgestellt, – ein Leuchtanzeiger für Vereisung leuchtet, – ein System zur Enteisung des Rumpfes des Flugzeuges in Betrieb ist.

In einer bevorzugten Ausführungsart

– umfasst dieser Satz 2 von Informationsquellen im Übrigen eine Flugdaten-Erfassungs-Einheit vom Typ FDAU (Englisch: „Flight Data Acquisition Unit"), die üblicherweise die Datenerfassung für einen Flugdatenschreiber vom Typ FDR (Englisch: „Flight Data Recorder") vornimmt, und/oder
– umfassen diese Warnmittel 5 eine Flugzeugleistungs-Schnittstellen-Einheit vom Typ APIU (Englisch: „Aircraft Performance Interface Unit"), die üblicherweise die Steuerung der Signale sowie die Aufzeichnung der Meldungen in einem Flugdatenschreiber des vorgenannten Typs FDR vornimmt.

Das von der erfindungsgemäßen Vorrichtung 1 eingesetzte Verfahren wird nachfolgend mit Bezug auf das Diagramm der 2 vorgestellt.
Dieses Verfahren umfasst:

– einen vorbereitenden Schritt E1 der Eingabe der ursprünglichen Masse WO in die Vorrichtung 1,
– einen Berechnungsschritt E2 zur Berechnung der aktuellen Masse W (Mittel 7),
– einen Überprüfungsschritt E3, um zu prüfen, ob die Klappen und das Fahrwerk des Flugzeuges eingezogen sind. Wenn die Antwort negativ ist („N” für „nein"), wird zu Schritt E2 zurückgegangen, anderenfalls („O” für „ja") wird zu einem Berechnungsschritt E4 und dann zu einem Überprüfungsschritt E5 gegangen, wobei
– in diesem Berechnungsschritt E4 Folgendes berechnet wird: – der aktuelle Widerstand CXa/c, – der theoretische Widerstand CXth, – die Differenz des aktuellen Widerstandes ΔCXa/c, – die Differenz des theoretischen Widerstandes ΔCXth, – die theoretische Reisefluggeschwindigkeit IASth und – die minimale Betriebsgeschwindigkeit MSIS;
– mit diesem Überprüfungsschritt E5 geprüft wird, ob mindestens eine der vorgenannten Vereisungsbedingungen erfüllt ist und ob eine gemessene statische Lufttemperatur SAT größer als ein vorgegebener Wert ist. Ist die Antwort negativ, wird zu Schritt E2 zurückgegangen, anderenfalls folgt ein Überprüfungsschritt E6,
– wobei in diesem Überprüfungsschritt E6 geprüft wird, ob sich das Flugzeug in Reiseflug befindet oder nicht: – wenn nicht, wird zu einem Überprüfungsschritt E7 übergegangen, und – wenn ja, wird zu einem Überprüfungsschritt E8 übergegangen,
– wobei dieser Überprüfungsschritt E7 dazu dient, zu prüfen, ob die vorgenannten Bedingungen A und B erfüllt sind: – wenn ja, wird zu einem Schritt E9 und anschließend zu einem Schritt E10 übergegangen, und – wenn nicht, wird zu Schritt E2 zurückgegangen;
– wobei in diesem Schritt E9 eine Meldung abgegeben wird, welche die Besatzung über eine Leistungsverschlechterung (Warnmittel 5) warnt,
– in diesem Schritt E10 die Geschwindigkeit IAS mit der Geschwindigkeit MSIS verglichen wird. Wenn die Geschwindigkeit IAS größer oder gleich der Geschwindigkeit MSIS ist, wird zu Schritt E2 zurückgegangen, anderenfalls wird zu einem Schritt E11 übergegangen,
– wobei dieser Schritt E11 in der Abgabe einer Meldung besteht, die zu einer Geschwindigkeitserhöhung auffordert (Warnmittel 5).
– Der Überprüfungsschritt E8 dient dazu, im Reiseflug zu prüfen, ob die vorgenannten Bedingungen C und D erfüllt sind: – wenn ja, wird zu Schritt E9 übergegangen, und – wenn nicht, wird zu einem Schritt E12 übergegangen,
– wobei dieser Überprüfungsschritt E12 darin besteht, im Reiseflug zu prüfen, ob die vorgenannten Bedingungen E und F erfüllt sind: – wenn ja, wird zu Schritt E9 übergegangen, und – wenn nicht, wird zu einem Überprüfungsschritt E13 übergegangen,
– wobei dieser Überprüfungsschritt E13 darin besteht, im Reiseflug zu prüfen, ob die vorgenannte Bedingung G erfüllt ist: – wenn nicht, wird zu Schritt E2 zurückgegangen, und – wenn ja, wird zu einem Schritt 14 übergegangen,
– wobei dieser Schritt E14 in der Abgabe einer Meldung besteht, die besagt, dass die Reisefluggeschwindigkeit gering ist (Warnmittel 5).

Claims

Verfahren zur Ermittlung einer Leistungsverschlechterung eines Flugzeuges, Verfahren, mit dem automatisch und wiederholend folgende Abfolge von Schritten durchgeführt wird: a) berechnet werden mindestens: – eine aktuelle Masse des Flugzeuges, – ein theoretischer Widerstand dieses Flugzeuges anhand dieser aktuellen Masse und – ein aktueller Widerstand dieses Flugzeuges, wobei dieser aktuelle Widerstand CXa/c mit folgender Formel berechnet wird:
in der . R ein konstanter Wert ist, . S für die Flügelfläche des Flugzeuges steht, . TAS eine errechnete Luftgeschwindigkeit ist, . G ein von TAS abhängiger Wert und . T ein Antriebswert sind. b) es wird mindestens eine Vergleichsmenge angewendet, die sich auf den Widerstand bezieht und mindestens einen Vergleich zwischen dem aktuellen Widerstand und dem theoretischen Widerstand umfasst, und c) es wird mindestens anhand dieser ersten Vergleichsmenge ermittelt, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges vorliegt.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass, wenn eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges in Schritt c) ermittelt wird, in einem nächsten Schritt d) mindestens eine entsprechende Warnmeldung abgegeben wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass in Schritt a) die aktuelle Masse des Flugzeuges anhand der anfänglichen Masse vor dem Flug und anhand eines Treibstoffverbrauchs während des Fluges, der mindestens von der Höhe des Flugzeuges während des Fluges und vom Typ dieses Flugzeuges abhängt, errechnet wird.
Verfahren nach einem beliebigen der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass in Schritt a) der theoretische Widerstand CXth nach folgender Formel berechnet wird: CXth = f1(CZ2) + f2(RE) + ΔCXfin der – CZ ein von der aktuellen Masse abhängiger Widerstandswert, – f1(CZ²) eine Funktion von CZ², – f2(RE) eine Funktion der Reynolds-Zahl RE und – ΔCXf ein von CZ² und CZ abhängiger Wert sind.
Verfahren nach einem beliebigen der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zusätzlich geprüft wird, ob sich das Flugzeug in Reiseflug befindet oder nicht.
Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass, wenn sich das Flugzeug nicht in Reiseflug befindet, in Schritt c) nur anhand der ersten Vergleichsmenge, die sich auf den Widerstand bezieht, ermittelt wird, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges vorliegt.
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass in Schritt c) eine Leistungsverschlechterung ermittelt wird, wenn eine der beiden folgenden Bedingungen A und B, die sich auf die erste Vergleichsmenge beziehen, erfüllt ist: – Bedingung A: • CXa/c >CXth + ΔCX1 während einer vorgegebenen Dauer, – Bedingung B: • CXa/c >CXth + ΔCX2 und • ΔCXa/c> ΔCXth + ΔCX3, wobei – CXa/c der errechnete aktuelle Widerstand des Flugzeuges, – CXth der errechnete theoretische Widerstand des Flugzeuges, – ΔCX1, ΔCX2 und ΔCX3 vorgegebene Widerstandswerte, – ΔCXa/c eine Differenz des aktuellen Widerstandes zwischen zwei vorgegebenen verschiedenen Zeitpunkten und – ΔCXth eine Differenz des theoretischen Widerstandes zwischen zwei vorgegebenen verschiedenen Zeitpunkten sind.
Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass, wenn sich das Flugzeug in Reiseflug befindet, – in Schritt a) eine theoretische Reisefluggeschwindigkeit anhand der aktuellen Masse des Flugzeuges errechnet und eine aktuelle Geschwindigkeit des Flugzeuges gemessen werden, – in Schritt b) eine zweite Vergleichsmenge, die sich auf die Geschwindigkeit bezieht und mindestens einen Vergleich zwischen der aktuellen Geschwindigkeit und der theoretischen Reisefluggeschwindigkeit umfasst, angewendet wird und – in Schritt c) außerdem anhand dieser zweiten Vergleichsmenge, die sich auf die Geschwindigkeit bezieht, ermittelt wird, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges vorliegt.
Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass in Schritt a) die theoretische Reisefluggeschwindigkeit anhand der aktuellen Masse des Flugzeuges, einer gemessenen Höhe des Flugzeuges und einer Temperaturdifferenz zwischen einer Standardtemperatur und einer gemessenen Temperatur errechnet wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 8 und 9, dadurch gekennzeichnet, dass in Schritt c) eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges ermittelt wird, wenn eine der beiden folgenden Bedingungen C und D, die sich auf die erste und die zweite Vergleichsmenge beziehen, erfüllt ist: – Bedingung C: • CXa/c >CXth + ΔCX4 und • IAS <IASth – ΔIAS1 während einer vorgegebenen Dauer, – Bedingung D: • CXa/c >CXth + ΔCX4 und • IAS <IASth – ΔIAS1 und • ΔCXa/c >ΔCXth + ΔCX5, wobei – CXa/c der errechnete aktuelle Widerstand des Flugzeuges, – CXth der errechnete theoretische Widerstand des Flugzeuges, – ΔCX4 und ΔCX5 vorgegebene Widerstandswerte, – IAS die gemessene Geschwindigkeit des Flugzeuges, – IASth die errechnete theoretische Reisefluggeschwindigkeit, – ΔIAS1 eine vorgegebene Geschwindigkeitsdifferenz, – ΔCXa/c eine Differenz des aktuellen Widerstandes zwischen zwei vorgegebenen verschiedenen Zeitpunkten und – ΔCXth eine Differenz des theoretischen Widerstandes zwischen zwei vorgegebenen verschiedenen Zeitpunkten sind.
Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass in Schritt c) eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges ermittelt wird, wenn eine der beiden folgenden Bedingungen E und F, die sich auf die erste und die zweite Vergleichsmenge beziehen, erfüllt ist: – Bedingung E: • CXa/c >CXth + ΔCX6 und • IAS <IASth –ΔIAS2 während einer vorgegebenen Dauer, – Bedingung F: •CXa/c >CXth + ΔCX6 und • IAS <IASth –ΔIAS2 und • ΔCXa/c >ΔCXth + ΔCX7, wobei – CXa/c der errechnete aktuelle Widerstand des Flugzeuges, – CXth der errechnete theoretische Widerstand des Flugzeuges, – ΔCX6 und ΔCX7 vorgegebene Widerstandswerte, – ΔCX6 kleiner als ΔCX4, – IAS die gemessene Geschwindigkeit des Flugzeuges, – IASth die errechnete theoretische Reisefluggeschwindigkeit, – ΔIAS2 größer als ΔIAS1, – ΔCXa/c eine Differenz des aktuellen Widerstandes zwischen zwei vorgegebenen verschiedenen Zeitpunkten und – ΔCXth eine Differenz des theoretischen Widerstandes zwischen zwei vorgegebenen verschiedenen Zeitpunkten sind.
Verfahren nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass, wenn keine der Bedingungen C, D, E und F erfüllt ist, geprüft wird, ob eine der beiden folgenden Bedingungen G und H, die sich auf die erste und die zweite Vergleichsmenge beziehen, erfüllt ist: – Bedingung G: • CXa/c >CXth + ΔCX8 und • IAS <IASth –ΔIAS3 während einer vorgegebenen Dauer, – Bedingung H: • CXa/c >CXth + ΔCX8 und • IAS <IASth –ΔIAS3 und • ΔCXa/c >ΔCXth + ΔCX9, wobei – ΔCX8 und ΔCX9 vorgegebene Widerstandswerte sind, wobei ΔCX8 kleiner ist als ΔCX6, und – ΔIAS3 eine vorgegebene Geschwindigkeitsdifferenz ist, die kleiner ist als ΔIAS1 und als ΔIAS1, und – wenn eine der Bedingungen G und H erfüllt ist, wird in Schritt d) eine Meldung abgegeben, die besagt, dass die Reisefluggeschwindigkeit gering ist.
Verfahren nach einem beliebigen der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass, wenn eine Leistungsverschlechterung ermittelt ist, – eine gemessene Geschwindigkeit IAS mit einer errechneten minimalen Betriebsgeschwindigkeit MSIS, die sich auf strenge Vereisungsbedingungen bezieht, verglichen wird und – wenn die Geschwindigkeit IAS kleiner als diese Geschwindigkeit MSIS ist, eine Meldung abgegeben wird, die einer Erhöhung der Geschwindigkeit auffordert.
Verfahren nach einem beliebigen der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schritte a) eins c) nur dann durchgeführt werden, wenn Klappen und das Fahrwerk des Flugzeuges eingezogen sind.
Verfahren nach einem beliebigen der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schritte b) und c) nur dann ausgeführt werden, wenn mindestens eine Vereisungsbedingung erfüllt ist und wenn eine gemessene statische Lufttemperatur über einem vorgegebenen Wert liegt.
Vorrichtung zur Ermittlung und Meldung der Leistungsverschlechterung eines Flugzeuges, wobei diese Vorrichtung (1) Folgendes umfasst: – einen Satz (2) von Informationsquellen, – eine zentrale Einheit (3), die mit diesem Satz (2) von Informationsquellen verbunden ist und eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges ermitteln kann, wobei diese zentrale Einheit (3) wiederum Folgendes umfasst: . Mittel (7, 8) zur Berechnung von mindestens einer aktuellen Masse des Flugzeuges, eines aktuellen Widerstandes dieses Flugzeuges und – anhand dieser aktuellen Masse – eines theoretischen Widerstandes dieses Flugzeuges, wobei diese Mittel (8) so ausgebildet sind, dass der aktuelle Widerstand CXa/c anhand der folgenden Formel errechnet wird:
in der . R ein konstanter Wert ist, . S für die Flügelfläche des Flugzeuges steht, . TAS eine errechnete Luftgeschwindigkeit ist, . G ein von TAS abhängiger Wert und . T ein Antriebswert sind; . Mittel (10) zur Anwendung von mindestens einer Vergleichsmenge, die sich auf den Widerstand bezieht und mindestens einen Vergleich zwischen dem aktuellen Widerstand und dem theoretischen Widerstand umfasst, und . Mittel (12), um mindestens anhand der ersten Vergleichsmenge zu ermitteln, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges besteht, und . Meldemittel (5), die mit dieser zentralen Einheit (3) verbunden sind.
Vorrichtung nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass die zentrale Einheit (3) außerdem Folgendes umfasst: – Mittel (14) zur Berechnung einer theoretischen Reisefluggeschwindigkeit anhand der aktuellen Masse des Flugzeuges, – Mittel (2) zur Messung einer aktuellen Geschwindigkeit des Flugzeuges, – Mittel (16) zur Bildung einer zweiten Vergleichsmenge, die sich auf die Geschwindigkeit bezieht und mindestens einen Vergleich zwischen der aktuellen Geschwindigkeit und der theoretischen Reisefluggeschwindigkeit umfasst, und – Mittel (12), um außerdem anhand dieser zweiten Vergleichsmenge, die sich auf die Geschwindigkeit bezieht, zu ermitteln, ob eine Leistungsverschlechterung des Flugzeuges besteht.
Vorrichtung nach einem der Ansprüche 16 und 17, dadurch gekennzeichnet, dass der Satz (2) von Informationsquellen eine Einheit zur Erfassung der Flugdaten umfasst.
Vorrichtung nach einem der Ansprüche 16 und 17, dadurch gekennzeichnet, dass die Warnmittel (5) eine Schnittstelleneinheit für die Leistung des Flugzeuges umfassen.