• European Union Aviation Safety Agency / EASA

• Federal Aviation Administration / FAA

• Luftfahrtbundesamt / LBA

Luftfahrtamt der Bundeswehr, Köln / LuFaBw

Wehrtechnische Dienststelle 61 / WTD 61

Type Certificate

Es bescheinigt die Konformität eine Produktes (Lfz, Triebwerk ,o.ä.) mit den Zualssungvorschriften. Es ist Grundlage für z.B. die Produktionsgenehmigung oder den Lufttüchtigkeitsnachweis.

Supplemental Type Certificate

Es behandelt Modifikationen von bereits zugalssenen Lfz (z.B. bei Upgrades und Umbauten)

Technical Standard Order

Erlaubt den Einsatz von Komponenenten in Lfz. Häufig für Avionik genutzt.

TSO + STC => erlaubter Einsatz in Lfz

Permit To Fly

Lfz ohne Lufttüchtigkeit können eine PFT beantragen. Häufig bei Erprobungsträgern zu finden.

Commercial of the Shelf - Komponenten

Es handelt sich um seriengefertigte Hard- und Softwarekomponenten.

1. Pre-Study

2. Requirement Specification

   Definition der Anforderungen an das System

3. Design

   Design des Systems

4. Implementation

   Umsetzung / Bau der Komponente

5. Integration

   Integration in ein Gesamtsystem

6. Verification

   Überprüfung der korrekten Umsetzung und Funktion entsprechend der Requirements

Die Zulassungsbasis wird noch vor der Anforderungsspezifikation festgelegt, da auch die Zulassungsbasis einfluss auf die Spezifikationen hat!

Design Organization Approval

Eine Zulassung die es dem Hersteller erlaubt Lfz und Komponenten herzustellen und dafür Type Certificates zu beantragen.

Will ein Hersteller Lfz oder Systemkomponenten entwickeln, benötigt er ein DOA, da er sonst nicht in der Lage sein wird die Komponenten zuzulassen.

Product Organization Approval

Es handelt sich um die Erlaubnis luftfahrttechnische Komponenten zu fertigen.

• Nachweis der guten Kommunikation zwischen Design- und Produktionsorganisation

• Nachweis zur Definition und Einhaltung von Prozessen zur Sicherstellung der Lufttüchtigkeit

• Qualitätssicherung mit unabhängigen Prüfern

• Lückenlose Dokumentation aller ausgeführten Arbeitsschritte an einer Komponente

• Verfügbarkeit von qualifiziertem Personal

Acceptable Means of Compliance

Es handelt sich um zulassungsfähige Vorgehensweisen bei der Entwicklung von Komponenten. Sie sind zwar nicht verbindlich, ein Abweichen von Ihnen muss aber gut begründet werden.

Advisory Circulars

FAA Name für AMCs.

1. No Safety Effect

2. Minor

3. Major

4. Hazardous

5. Catastrophic

1. No Probability Requirement

2. Probable

3. Remote

4. Extremly Remote

5. Extremely Improbable

Je kritischer ein Fehlerfall, desto kleiner muss seine Eintrittswahrscheinlichkeit sein, da die Konsequenzen eines schwereren Fehlers bis hin zum Verlust von Menschenleben gehen können.

Die standardisierte und hierarchische Unterteilung von Lfz und deren Komponenten sowie eine einheitliche Schreibweise.

• Entgegnet unterschiedlicher Klassifizierung von Luftfahrzeugkomponenten

• Gleicht die Taxonomie verschiedener Hersteller an

• Stiftet gleiche Taxonomie über unterschiedliche Sprachzonen hinweg

1. Planning Process

   Prozess vor der eigentlichen Entwicklung

2. System Development Process

   Eigentlicher Entwicklungsprozess

3. Integral Process

   Entwicklungsbegleitender Prozess zur Sicherstellung von Konformität

1. Aircraft Function Development

2. Allocation of Aircraft Function to Systems

3. Development of System Architecture

4. Allocation of System Requirements to Items

5. System Implementation

Nein, es handelt sich um eine Aerospace Recommended Practice, also eine Empfehlung. Der Zulassungsbetrieb muss der Behörde die geforderten Nachweise liefern.

Requirements Vaildation

• Das Produkt erfüllt die Anforderungen von Kunden, Nutzern und Zulassungsbehörden auf Lfz, System und Komponentenebene

• Verringerung von nicht gewollter Funktionalität

• Sicherstellung der Vollständigkeit der Anforderungen

• Prüfung der Plausibilität von Anforderungen

• Findet idealerweise vor dem Beginn der Implementierung statt

Implementation Verification

• Weist nach, dass die Umsetzung des Systems den Anforderungen entspricht.

• Weist nach dass die gewünschte Funktionalität umgesetzt wird.

• Stellt sicher, dass die Sicherheitsanalyse für das implementierte System weiterhin gilt.

Reliability

Beispiel:

-> Für ein Triebwerk wird eine Mean Time between Failure (MTBF) von 53.000h garantiert. Es erreicht im Betrieb 55.000h Betriebsstunden bevor ein Fehler auftritt. (Hohe Zuverlässigkeit)

Availability

Beispiel:

Die Triebwerke eines Lfz müssen alle 50 Flugstunden zur Inspektion ausgebaut werden. Ein Austausch grounded das Lfz für mind. zwei Wochen. (Schlechte Verfügbarkeit)

Safety

Beispiel:

Das Fly-By-Wire System eines A340 ist redundant ausgelegt, sodass die Eintrittswahrscheinlichkeit eines katastrophalen Fehlers sehr gering ist.

1. Organizational Issues:

   Einflüsse, die sich aus der Organisiation der Unternehmen ergeben

2. Unsafe Supervision:

   Nicht sichere Überwachung

3. Preconditions for Unsafe Acts:

   Vorraussetzungen für unsicheres Verhalten

4. Unsafe Acts:

   Unsicheres Verhalten

Fail Operative

Beispiel:

Ein Weight-On-Wheel Sensor liefert über längere Zeit falsche Daten und wird vom System deshalb ignoriert.

Fail-Passive

Beispiel:

Ein Weight-On-Wheels Sensor liefert fehlerhafte Daten und wird deshalb abgeschaltet.

• Functional Hazard Analysis (FHA)

• Preliminary Aircraft/System Safety Assessment (PASA / PSSA)

• Aircraft/System Safety Assessmment (ASA/SSA)

• Common Cause Analysis (CCA)

Design Assurance Level

Es handelt sich dabei um Auslegungskriterien, die bestimmen wie hoch die Anforderungen an ein System sind.

Mit Aufsteigendem DAL (E (niedrig) -> A (hoch)) werden die Anforderungen an die Zuverlässigkeit immer höher.

Gibt es mehrere Functional Design Assurance Level (FDAL) in einem System so ist stets der konservative Ansatz zu wählen. Dies bedeutet das immer das höchste vorkommende DAL zu wählen ist.

Beispiel:

In diesem Fall müsste das Gesamtsystem ein FDAL A aufweisen.

Für ein Klasse I Flugzeug wird 10^-5 gefordert. Damit ist das System zulassbar.

1. Functional Breakdown

2. Failure Condition

3. Failure Condition Effects

4. Failure Condition Classification

5. Lower-Level Safety Requirements

6. Supporting Material

7. Means of Compliance

Functional Hazard Analysis

Sie ist nötig zur Identifikation:

• der Systemfunktionen

• möglicher Fehlerfälle

• der Konsequenzen

Durch Klassifizierung der Fehlerfälle nach Ihren Konsequenzen ergeben sich Anforderung an das Design Assurance Level (DAL).

• AoA (Angle of Attack) - Sensor

  z.B. Windfahnen oder Differenzdruckgeber

• Stau-Statik-System

• Inertial Sensoren

• Air-Data-Computer

  Integrierte Lösung zur Bereitstellung von flugrelevanten Daten

• Inertial Navigation System (INS)

  Trägheitsnavigationssystem, dass durch Beschleunigungs- und Drehratenmessung die Position und Lage errechnen kann

• GPS/GNSS (Global Positioning System/ Global Navigation Satellite System)

• DME

• ILS

• VOR

• Traffic Collision Avoidance System

  Verkehrswarnsystem

• Weather RADAR

• FLARM / ADS-B Receiver

• Weight on Wheel Sensoren (WoW)

• Actuator Status

  Rückmeldung über aktuellen Zustand des Aktuators

• Surface Defelction

  Messung des tatsächlichen Ruderausschlages

• Bias / Nullpunktverschiebung

  Systematische Abweichung eines Messignals (Eingang = 0, Ausgang != 0)

• Dead Band / Totzone

  Bereich um null, indem kein Eingang detektiert wird

• Temperature Effect / Temperatureinflüsse

  Temperaturbedingte Messfehler wie z.B. zunehmendes Rauschen

• Noise / Sensorrauschen

  Stochastische Effekte

• Resolution / Auflösungsfehler

  Messfehler durch Fehler in der Analog/Digital Wandlung (ADC)

Zentralisiertes Luftdatensystem

Es handelt sich um einen zentralen Aufbau, d.h. die Messwerterfassung findet zentral in einem Gerät statt.

Vorteile:

• Leichte Bauweise

• i.d.R. klein und kostengünstig

• vor allem für General Aviation geeignet

Nachteile:

• durch lange Leitungen entstehen pneumatische Verzögerungen

• Elektrische Signale (z.B. vom AoA Sensor) sind sehr störanfällig

• Generell ist der Verdrahtungs- und Abschrimungsaufwand groß (ggü. Bus-Systemen)

• Signalverarbeitung erfolgt direkt an den Sensoren

• Datenbusse wie z.B. CAN-Aerospace, ARINC 429, PROFINET oder ETHERNET werden zur übertragung verwendet

Ψ (Psi)

In der Flugmechanik auch Azimutwinkel genannt.

1. schwaches Magnetfeld

   Das Erdmagentfeld ist nur sehr schwach (0.65 - 0.25 Gauss).

2. Inklination und Deklination

   Magentfeldlinien sind nicht gerade oder parallel zur Erdoberfläche.

3. Veränderlichkeit und Variation

   Der magnetische Nordpol wandert zügig und das Feld schwächt sich allgemein ab.

4. Ablenkung und Deviation

   Durch metallische Gegenstände kann das Magnetfeld schnell abgelenkt werden.

Radar Altimeter

Ein nach unten gerichtetes RADAR zur Ermittlung der Flughöhe über Grund.

Verwendung:

• Final Approch bei CAT III Bedingungen

  Triggert Signal für Flare-Out

• GPWS / TAWS

  Ground Proximity Warning System / Terrain Awareness and Warning System

Radar altimeter operating area

Es ist eine Zone in der Nähe von Flughäfen die nicht hoch bebaut werden darf um die Störung von Radar Altimetern zu vermeiden.

Instrument Landing System (ILS)

Das ILS emittiert zwei Signalkeulen, die um 0.5 Grad gegenüber dem Referenzleitstrahl (3°) vertikal geneigt sind. Diese sind mit 90 Hz und 150Hz moduliert.

Ist die Differenz der Modulationsgrade m1 - m2 = 0 so ist das Lfz auf dem Gleitpfad.

γ_G (Gamma) = -3°

Der Winkel γ_G beträgt beim ILS -3°.

Global Navigation Satellite System

Ein Überbegriff für weltumspannende Satellitennavigationssysteme wie z.B. GLONASS, NAVSTAR-GPS, GALILEO

• WGS 84 - Position

  mittels Messung von Signallaufzeiten

• kinematischer Geschwindigkeitsvektor

  durch Doppler-Frequenzverschiebung

Für eine eindeutige Positionsermittlung im zwei-Dimensionalen System sind drei Satelliten nötig.

Der Satellit sendet ein codiertes Signal aus. Dieses enthält die Systemzeit des Satelliten zum Sendezeitpunkt.

Aus dieser Information lässt sich die Laufzeit errechnen. Multipliziert man die Laufzeit mit der Lichtgeschwindigkeit, erhält man den Abstand vom Satelliten.

Da die Position des Satelliten bekannt ist, ergibt sich ein Kreis um den Satelliten.

Durch die Messung mehrerer Satelliten bilden sich Schnittpunkte. Bei vier Satelltien lässt sich die WGS84-Position eindeutig ermitteln und der Uhrenfehler kompensieren.

Inertial Measurement Unit (IMU)

• Beschleunigungssensoren

  messen die translatorische Beschleunigung

• Gyroskope

  messen die Winkelgeschwindigkeiten

Somit sind 6 Sensoren nötig, wovon immer drei orthogonal zueinander sein müssen.

1. Mechanical Gyros

2. Ring Laser Gyros (RLG)

3. Fiber Optical Gyros (FOG)

4. Micromechanical Gyros (MEMS)

• i.d.R. Mechanical Gyros oder Fiber Optical Gyros

Typischerweise kommen Sie in ICBMs und U-Booten zum Einsatz.

• Roll- und Nickwinkel des Luftfahrzeugs (Φ und Θ)

• Azimuthwinkel (Ψ)

• Inertiale Beschleunigungen (a_k)

• Drehraten (w_k)

Zur Ermittlung eines initialen Headings.

• Roll- und Nickwinkel des Luftfahrzeugs (Φ und Θ)

• Azimuthwinkel (Ψ)

• Inertiale Beschleunigungen (a_k)

• Drehraten (w_k)

• kinematischer Geschwindigkeitsvektor (v_k)

• Position im WGS-84 System (μ,λ,h)

• Da die Drehraten über die Strap-Down Gleichungen in Änderungen der Lagewinkel übersetzt werden, welche dann Integriert werden, integriert sich auch der Fehler mit.

  w_k -> Strap-Down Gleichung -> phi_dot, theta_dot, psi_dot -> Φ,Θ,Ψ

• Bei der Position werden die Beschleunigungswerte transofrmiert, dabei werden die Lagewinkel genutzt (1. Fehlerquelle), danch folgt eine zweifache Integration (2. u. 3. Fehlerquelle).

  Somit ist die Position noch viel anfälliger für Messfehler.

• Verwendung von Navigation Grade Sensoren mit sehr kleinen Sensorfehlern

• Nutzung externer Stützinformationen zur kompensation (z.B. GPS)

• Reversibel:

  Direkte Verbindung zwischen Steuerflächen und Stick über Seile und Gestänge, Pilot fühlt Lasten der Steuerflächen direkt am Stick

• Irreversibel:

  Ansteuerung über elektrische Signale, keine direkte mechanische Verbindung, Kräfte am Stick werden künstlich erzeugt

• Es besteht keine Dirkete Verbindung des Sticks mit den Steuerflächen

• Bei einer Fehlfunktion oder Ausfall besteht keine Möglichkeit das Flugzeug zu steuern.

=> Catastrophic Failure

DAL-A

Mechanisches Back-Up System

• Airbus:

  • Mechanisches Trimmrad steuer Stabilizer -> Pitch Control

  • Mechnische Verbindung zwischen Pedalen und Seitenruder -> Roll/Yaw Control

• Boeing 777: Backup Trim, wie Airbus und Seitenruder auf Spoilerpaar - Roll Control

1. Gewichtsreduktion durch verzicht auf mechanische Komponenten

2. Verbessterte Flugeigenschaften durch Flugregler

3. Einhalten von Flugbereichsgrenzen (Envelope Protection / Carefree Handling)

Verbesserung der flugdynamischen Eigenschaften, insbesondere der Eigenbewegungsformen.

Beispiele: Gierdämpfer, Nickdämpfer, Rolldämpfer

Durckkabinen erlaubten größere Flughöhen.

• Abnahme der Dämpfung der Eigenbewegungen dur geringere Dichte

• Künstliche Dämpfung durch Steuerflächenausschläge nötig

-> CAS = Control Augmentation System

• Pilot macht Lastfaktorvorgabe

• Control Law vergleicht Soll Lastfaktor mit Ist und errechnet einen Steuerbefehl zum kommandieren des Höhenruderaktuators

-> Die Anstellwinkelschwinung

Es bietet die Einstellmöglichkeit für den Control Anticipation Parameter, also der Vorhersagbarkeit der Flugbahn aus Pilotensicht

1. Attitude Control ( Heading Hold, Pitch Hold,..)

2. Flight Path Control (Vertical Speed Hold, Course Hold, …)

3. Trajectory Control (Altitude Hold, Track Hold,…)

4. Speed Control (Speed by Elevator, IAS / Mach Hold)

5. Automatic Landing (Approch, Flare, Derotation)