Projectverslag: De Basic Six

2011 Projectverslag: De Basic Six

Van links naar rechts: Jitske Boonstra Daniel Driessen Sinyo Dekkers Joey Janssen Niel Baaijens Niels Dekker Fabio Neira Marlies Terzopoulos Lucas de Jong Project docent Mevrouw R. Schadee Com. docent Mevrouw J. Meeuwsen

Projectgroep aiR Hogeschool van Amsterdam Amsterdam, 8 december 2011

Projectverslag: De Basic Six

Aviation Studies

Hogeschool van Amsterdam

Voorwoord Wij hebben veel tijd en energie gestoken in het verkrijgen van gegevens, vergaderen en het schrijven van het verslag. Met veel plezier kijken wij terug op het onderzoek en bij deze willen wij iedereen bedanken die ons heeft geholpen bij het maken van dit projectverslag.


Aviation Studies


Inhoudsopgave Samenvatting........................................................................................................................................... 1 Summary ................................................................................................................................................. 2 Inleiding ................................................................................................................................................... 3 Hoofdstuk 1 Uitleg Basic Six .................................................................................................................... 4 1.1 Gyroscopen........................................................................................................................................ 4 1.1.1 Gyroscoop theorie .......................................................................................................................... 4 1.1.2 Turn- en Slip Indicator .................................................................................................................... 8 1.1.3 Heading indicator ......................................................................................................................... 10 1.1.4 Artificial horizon ........................................................................................................................... 11 1.2 Air Data ............................................................................................................................................ 13 1.2.1 Air Data Theorie ........................................................................................................................... 13 1.2.2 Altimeter....................................................................................................................................... 16 1.2.3 Airspeed Indicator ........................................................................................................................ 17 1.2.4 Vertical speed indicator................................................................................................................ 18 1.3 Eisenpakket ..................................................................................................................................... 20 1.4 Functieonderzoek ............................................................................................................................ 22 Hoofdstuk 2 Ontwerpfase Cockpit ........................................................................................................ 23 2.1 Morfologisch Overzicht ................................................................................................................... 23 2.2 Ontwerp mogelijkheden .................................................................................................................. 29 2.3 Voor- en nadelenonderzoek ............................................................................................................ 30 2.4 Conclusie ......................................................................................................................................... 33 Hoofdstuk 3 Uitvoeringsfase Cockpit .................................................................................................... 33 3.1 Inbouw systeem .............................................................................................................................. 33 3.2 Weergave Systeem .......................................................................................................................... 35 3.3 Ontwerpaspecten ............................................................................................................................ 38 3.4 Aanbeveling ..................................................................................................................................... 41 Bijlagen .................................................................................................................................................. 42


Aviation Studies


Samenvatting Voor het eerste jaar van de opleiding Aviation Studies gaat projectgroep aiR een advies geven aan de nieuwe luchtvaartmaatschappij; Amsterdam Leeuwenburg Airlines(ALA). Dit advies gaat over het indelen van een uniforme cockpit. Binnen deze cockpit zal projectgroep aiR zich beperken tot enkel de Basic Six. De nieuwe maatschappij ALA gaat verschillende typen toestellen bestellen. De vloot zal bestaan uit: Airbus A380, Boeing 737 NG, 787 en Embraer 190 toestellen. Projectgroep aiR is door de afdeling Standaardisatie binnen Engineering van ALA gevraagd om een cockpit te ontwerpen die passend is voor alle typen toestellen. De Basic Six bestaat uit een zestal vlieginstrumenten die cruciaal zijn bij het analyseren van de stand en gedrag (gyroscopische instrumenten) en de snelheid, hoogte en klimsnelheid (air data instrumenten) van het toestel. Dit zestal instrumenten is in te delen in twee gelijke groepen: instrumenten die werken door middel van luchtdruk en instrumenten die werken door middel van een gyroscoop. Instrumenten die gebaseerd zijn op de gyroscoop geven informatie over stand en gedrag van het toestel. Instrumenten die aangestuurd worden door gyroscopen zijn: de heading indicator, de artificial horizon en de turn- and slip indicator. Instrumenten die gebruik maken van air data zijn de volgende: vertical speed indicator, altimeter en de airspeed indicator. De pitotbuis en de statische poort zijn verantwoordelijk voor het opnemen van respectievelijk de totale- en de statische druk. Met deze gegevens kan de hoogte, verticale- en horizontale snelheid van het toestel worden berekend. Ook moet het systeem dat in de cockpit wordt geplaatst voldoen aan alle wettelijke eisen en natuurlijk aan de aanvullende eisen van de opdrachtgever. Voordat er tot een geschikt ontwerp wordt gekomen, zullen eerst alle beschikbare mogelijkheden voor de totstandkoming van één enkel instrument worden uitgelegd in de negen deelfuncties. Zo is er goed te zien welke keuzes er zijn gemaakt voor het: opnemen, transporteren, omzetten, corrigeren, versterken, omzetten, transporteren, omzetten en weergeven. Om een goed beeld te geven wat voor systemen er in een toestel mogelijk zijn is er georiënteerd naar alle mogelijkheden voor een mechanisch, semi-modern en modern systeem. Er is daarvoor een morfologisch overzicht gemaakt van alle mogelijkheden die betrekking hebben tot de airspeed indicator. Er is voor de airspeed indicator gekozen omdat het onmogelijk is, in dit tijdsbestek, dit voor ieder instrument te maken. In dit morfologisch overzicht zijn vervolgens alle drie de mogelijkheden aangegeven om te laten zien welke instrumenten deze bevatten. Daarna zijn alle drie de systemen vergeleken op basis van de wettelijke eisen. Uit het voor- en nadelen onderzoek is gebleken dat het moderne systeem het beste past bij de eisen van luchtvaartmaatschappij ALA. Het gekozen systeem is duidelijk uitgewerkt met betrekking tot kosten, gewicht en weergave. Allereerst is gekeken hoeveel er van elk onderdeel nodig is volgens de wettelijke eisen. Er is duidelijk in beeld gebracht hoe het systeem zichtbaar zal worden gemaakt in de cockpit. Daarnaast is er een overzicht gemaakt van de kosten en baten die het nieuwe systeem met zich meebrengt. Projectgroep aiR adviseert Amsterdam Leeuwenburg Airlines daarom om bij de aanschaf van de nieuwe toestellen te investeren in het moderne systeem.

1


Aviation Studies


Summary The first year of Aviation Studies group aiR will be advising the new airline; Amsterdam Leeuwenburg Airlines(ALA). This advice focuses in the design of a uniform cockpit. Group aiR will concentrate on the basic six only. The new airline ALA will start with ordering different types of airplanes. The fleet will consist of: Airbus A380, Boeing 737 NG, 787 and Embraer 190. The department of standardization has sent a request to our group to design a cockpit that is suitable for all types of airplanes. The Basic six consist of six flight instruments, which are crucial in analyzing information on the status and behaviour of an airplane. These six instruments are classified in two equal groups: instruments that work with air pressure and instruments that work by gyroscope. Instruments that are based on the gyroscope give information about the state and behaviour of the airplane. Instruments that are controlled by a gyroscope are: the heading indicator, the artificial horizon and the turn- and slip indicator. Instruments utilizing air data are: vertical speed indicator, altimeter and the airspeed indicator. The pitot tube and the static port are responsible for the affiliation of the respectively total- and static pressure. The height, vertical and horizontal speed of the plane is measured with this data. The system that will be placed in the cockpit has to meet all statutory requirements and the additional requirements of the client. Before the appropriate design of the system can be picked, all the possibilities of different sub functions need to be explained. That way it is clear to see which choices are made for: take-in, transport, convert, correct, enhance, convert, transport, convert and display. In the second chapter there has been orientated to all possibilities in a mechanical, semi-modern and modern system. An overview of all the morphological features that are related to airspeed indicator systems have been made. The airspeed indicator has been chosen because the period of time is too short to do it for all instruments. This morphological survey shows three systems which each show the instruments that are used within. After that all three systems are compared on a number of requirements. Pros and cons of this study showed that the modern system best suits the needs of airline ALA. The last chapter is a summary of what this developed system contains. It states what purchase and maintenance costs are involved. There is also shown the benefits there are for using the modern system and what the safety and durability characteristics of this modern system are. Therefore group aiR advices Amsterdam Leeuwenburg Airlines to invest in the modern system best suiting their needs.

2


Aviation Studies


Inleiding In het schooljaar 2011-2012 krijgt de projectgroep aiR van de Hogeschool van Amsterdam een opdracht toegewezen. Projectgroep aiR heeft van de opdrachtgever Amsterdam Leeuwenburg Airlines(ALA) de opdracht om een uniforme legale cockpit in te delen. De maatschappij ALA gaat verschillende typen toestellen bestellen. De vloot bestaat uit Airbus A380, Boeing 737 NG, 787 en Embraer 190 toestellen. Projectgroep aiR is door ALA gevraagd om een cockpit te ontwerpen die passend is voor alle typen toestellen. Projectgroep aiR moet zich daarbij beperken tot de Basic Six, de zes basis instrumenten in de cockpit. Dit alles met als doel om kosten te besparen. Om van een uniforme cockpit een ontwerpanalyse te kunnen maken, gaat groep aiR kennis op doen. Het overzicht van de ontwerpanalyse wordt gecreëerd doordat het verslag wordt onderverdeeld in drie hoofdstukken. In hoofdstuk één wordt de Basic Six, de zes basis instrumenten in een cockpit, behandeld, de theorie over de gyroscoop, een draaiende tol die de stand van het toestel bepaald, en de gyroscopisch aangestuurde instrumenten. Vervolgens zal de theorie van de air data, gegevens die worden verzameld door luchtdruk, en de air data aangestuurde instrumenten aan bod komen. Hierop volgend wordt het functieonderzoek, werking van de systemen, besproken en de weten regelgeving, waaraan de Basic Six voldoen moet, behandeld. Hieruit zal een conclusie getrokken worden en deze word verder met het functieonderzoek in hoofdstuk twee uitgewerkt.(1) In hoofdstuk twee zal het ontwerp van een cockpit worden beschreven. Hierbij wordt gebruik gemaakt van een morfologisch overzicht, ontwerp mogelijkheden worden voorgesteld, voor- en nadelen worden onderzocht, waaruit een onderbouwde conclusie volgt.(2) In hoofdstuk drie komt de uitvoering van de cockpit aan bod, gebaseerd op de conclusie van hoofdstuk twee. Hierbij wordt rekening gehouden met wettelijke eisen en die van de opdrachtgever. De volgende elementen worden beschreven: de inbouw van het systeem, het weergave systeem en de ontwerpaspecten. Afsluitend wordt een advies gegeven en onderbouwd.(3) Het projectverslag wordt opgebouwd volgens het dictaat van “Van der Hoeven” (2011). In de bijlagen is een termenlijst te vinden waarin Engelse woorden worden uitgelegd. Deze woorden zijn cursief gedrukt.

3


Aviation Studies


Hoofdstuk 1 Uitleg Basic Six In de cockpit zijn veel verschillende instrumenten aanwezig, er is een zestal instrumenten in de cockpit die behoren tot de belangrijkste; de Basic Six (figuur 1.1). Dit zijn de instrumenten die alle informatie over bijvoorbeeld de stand en de snelheid van het toestel geven. Onder de Basic Six vallen: de airspeed indicator (1), de artificial horizon (2), de altimeter (3), de vertical speed indicator (4), de heading indicator (5) en de turn- en slip indicator (6). Deze zes instrumenten zijn in elke cockpit centraal geplaatst en altijd in een vastgestelde volgorde aanwezig. De Basic Six kunnen worden onderverdeeld onder de air data- en de gyroscopische instrumenten.

1. Airspeed Indicator 2. Artificial horizon 3. Altimeter

4. Vertical speed indicator 5. Heading indicator 6. Turn- en Slip Indicator

Figuur 1.1 de Basic Six

Verder is veiligheid heel erg van belang en daarom worden ook de eisen, die gesteld zijn door de wet en de opdrachtgever, behandeld.

1.1 Gyroscopen Een gyroscoop is een snel draaiende tol die een aantal bijzondere eigenschappen bezit. Deze voor ziet drie van de zes basis instrumenten van informatie, dit zijn de turn en bank indicator (1.1.2), de heading indicator (1.1.3) en de artificial horizon (1.1.4).

1.1.1 Gyroscoop theorie Het doel van de gyroscoop is door middel van zijn eigenschappen informatie te verkrijgen over bijvoorbeeld de stand van het toestel. Deze informatie zal vervolgens getransporteerd en omgezet worden zodat de vlieger bruikbare informatie te zien krijgt op zijn scherm. In deze paragraaf worden er een aantal punten behandeld worden over de gyroscoop, om de werking (1.1.1.a) en de afwijkingen (1.1.1.b) duidelijk te krijgen.

4


Aviation Studies


1.1.1.a Werking Een gyroscoop (figuur 1.2) kan op verschillende manieren zijn opgehangen; half cardanisch en vol cardanisch. Half cardanisch opgehangen betekent dat de gyroscoop maar over twee assen vrij kan roteren. Vol cardanisch betekent dat een gyroscoop over drie assen kan roteren. Een gyroscoop kan aangedreven worden op twee verschillende manieren, pneumatisch of via een elektro motor. De werking van de gyroscoop berust op een aantal bijzondere eigenschappen, waar in de luchtvaart gebruik van wordt gemaakt. Deze eigenschappen zijn als volgt:

Figuur 1.2 de Gyroscoop

1. Precessie 2. Standvastigheid 3. Behoud van impulsmoment Ad. 1 Precessie Door middel van precessie kan de gyroscoop vrij bewegen om zijn as (de tol-as). Er zijn twee krachten die op een gyroscoop van pas zijn, een externe kracht bijvoorbeeld de zwaartekracht, en de kracht die de rotor uitoefent. De zwaartekracht wil de gyroscoop omlaag werken, maar doordat de rotor draait wordt er een tussenweg gevonden waarin de gyroscoop blijft voortbewegen. Precessie zorgt voor het effect dat wanneer er bijvoorbeeld bij een horizontale gyroscoop een kracht wordt uitgeoefend loodrecht op de horizontale lijn, de gyroscoop een reactie van 90 graden op de uitgeoefende kracht geeft (figuur 1.3). In de theorie van de gyroscoop wordt uitgegaan dat de rotor oneindig kan doordraaien. Hierbij geldt de wet van behoud van Figuur 1.3 de Gyroscoop impuls moment. De belangrijkste gegevens hiervoor zijn de straal, draaisnelheid en massa van de rotor. Met de massa en draaisnelheid van de rotor kan het impuls worden berekend (formule 1). Als de uitkomst van formule 1 nul is , is er geen wrijving. Dat houdt in dat de eerste wet van Newton hier van toepassing is. De eerste wet van Newton houdt in dat een voorwerp waar geen resultante kracht op wordt uitgeoefend, stilstaat of met een constante snelheid voortbeweegt. Het impuls wordt vervolgens vermenigvuldigd met de straal van de rotor en daaruit komt het impuls moment (formule 2).

Formule om impuls te berekenen

Wet van behoud van impuls moment

5


Aviation Studies


Ad. 2 Standvastigheid Een bewegende gyroscoop neemt een vaste positie in ten opzichte van de ruimte en zal niet veranderen. De gyroscoop heeft echter alleen deze eigenschap als de gyroscoop een vol cardanische ophanging heeft. Door deze standvastigheid kan er precies worden weergegeven wat de stand is van het toestel op de horizon. Standvastigheid wordt bepaald door een aantal elementen: de snelheid waarmee de rotor draait, de lengte vanaf de grond tot het massa middelpunt en de grootte van de rotor. In een toestel zijn ruimte en gewicht aandachtspunten; de gyroscoop mag niet te groot en niet te zwaar zijn. Daarom moet het grootste deel van de standvastigheid gewaarborgd worden door de snelheid van de rotor.

1.1.1.b Afwijkingen De gyroscoop heeft net als andere apparaten last van afwijkingen als het instrument in gebruik is. Deze afwijkingen zijn als volgt: 1. 2. 3. 4. 5.

Apparent drift Transport wander Real drift Gimballock Gimbal error

Ad. 1 Apparent drift Apparent drift ontstaat door dat de aarde met 15° per uur om zijn eigen as draait. De rotor van de gyroscoop draait niet met 15° per uur om zijn eigen as. Doordat er hier door een afwijking optreedt, zal deze gecorrigeerd moeten worden door middel van een speciaal apparaat dat ervoor zorgt dat de rotor een plaats inneemt ten opzichte van het aardoppervlak in plaats van een positie ergens in de ruimte. Ad. 2 Transport wander De rotor zal een positie in nemen en zal in deze positie blijven staan (standvastigheid). Dit kan een willekeurig punt zijn in de ruimte. Op het moment dat het toestel zich over het aardoppervlak verplaatst zal de rotor zijn oorspronkelijke positie blijven houden. De ophanging van de gyroscoop zal dit niet doen, aangezien de ophanging niet over de eigenschap standvastigheid beschikt. Hier door zal de rotor en de ophanging een andere positie ten opzichte van elkaar hebben. Wat gewenst is, is dat de rotor een positie inneemt ten opzichte van het aardoppervlak en niet van een ander punt. Om ervoor te zorgen dat de rotor altijd zijn positie behoudt ten opzichte van het aardoppervlak, is er een speciaal apparaat dat ervoor zorgt dat de afwijking gecompenseerd wordt. Dit houdt in dat als de rotor een punt in de ruimte aangeeft, het apparaat een bepaalde kracht uitoefent op de rotor. Zodat deze weer in de goede positie wordt gebracht en weer ten opzichte van het aardoppervlak staat. Ad. 3 Real drift Real drift is een afwijking die ontstaat wanneer bijvoorbeeld de lagers van de rotor aan het slijten zijn of al versleten zijn. Hierdoor kan de rotor niet soepel draaien en ontstaat er speling waardoor de rotor uit evenwicht kan raken. Deze afwijking is op te lossen door goed en op tijd onderhoud te plegen aan de lagers. Ad. 4 Gimballock Er zijn een aantal gimbalringen aanwezig bij een gyroscoop, op het moment dat de twee gimbalringen over elkaar komen te liggen (allebei in de dezelfde positie staan) kan de gyroscoop niet 6


Aviation Studies


meer over al zijn vrijheden bewegen. Hierdoor zal de gyroscoop niet naar behoren functioneren met als gevolg dat de gyroscoop onnauwkeurig wordt. Dit kan opgelost worden door regelmatig onderhoud en inspecties te plegen. Ad. 5 Gimbal error De gimbalringen staan onder normale omstandigheden loodrecht op elkaar (één in horizontale richting en één in verticale richting). Deze afwijking houdt in dat de gimbalringen om een bepaalde reden niet meer loodrecht op elkaar staan, hierdoor kan de gyroscoop niet naar behoren functioneren en zal deze onnauwkeurig worden. Deze afwijking kan verholpen worden door regelmatig onderhoud en inspecties te plegen. Twee veel gebruikte oplossingen om afwijkingen aan de gyroscoop te corrigeren zijn de kogeldoos en de kleppendoos.

1.1.1.c Correcties In hoofdstuk 1 hebben we gesproken over verschillende afwijkingen die kunnen optreden bij een gyroscoop. Deze afwijkingen kunnen gecorrigeerd worden door middel van; een kleppendoos (1) of een kogeldoos (2). Ad 1. Kleppendoos De kleppendoos zit aan de behuizing van de gyroscoop bevestigd, tijdens bedrijf wanneer er geen afwijking is, staan de openingen op de y- en de z-as even ver open. Hierdoor is de druk aan alle vier de kanten even groot, aangezien er even veel lucht door de openingen wordt geblazen en de kogeldoos in evenwicht staat. Als er een afwijking optreedt zal de kleppendoos in een andere stand komen te staan afhankelijk van de stand van de behuizing van de gyroscoop. Stel dat er een afwijking ontstaat en de kleppendoos over de z-as begint te draaien, zullen er drie kleppen door de zwaartekracht dicht gaan. De vierde opening zal open blijven staan waardoor er een hoge druk opgebouwd wordt bij die opening. Het gevolg is dat de kogeldoos terug zal Figuur B.1 de Kleppendoos vallen in zijn oorspronkelijke positie. Op dat moment zullen er door de zwaartekracht de drie gesloten kleppen weer open gaan en zal de druk bij alle vier de openingen even groot zijn zodat de kogeldoos weer in evenwicht is. Dit werkt door naar de behuizing van de gyroscoop aangezien deze hieraan bevestigd zit. Ad 2. Kogeldoos De kogeldoos zit net als de kleppendoos aan de behuizing van de gyroscoop bevestigd, tevens draait de kogeldoos met een bepaalde snelheid rond. Ook loopt de kogeldoos in een lichte trechter vorm af, waar de kogel onder normale omstandigheden ligt. Als de gyroscoop normaal functioneert zal de kogeldoos recht staan en zal de kogel in het midden van de kogeldoos blijven liggen. Op het moment dat de afwijking optreedt, zal de kogeldoos naar een kant afwijken. Door de centrifugale krachten zal de kogeldoos terug in zijn oorspronkelijke positie komen te staan. Door dat de kogeldoos in een lichte trechter vorm loopt, zal de kogel terug vallen in zijn oorspronkelijke positie, in het midden van de kogeldoos waardoor alles weer in evenwicht komt te staan.

Figuur B.2 de Kogeldoos

7


Aviation Studies


1.1.2 Turn- en Slip Indicator De turn en slip indicator wordt gebruikt om weer te geven hoe een bocht gevlogen wordt. Twee waarden worden weergegeven: de richting en de coördinatie van de bocht. De richting van de bocht wordt weergegeven doormiddel van het gyroscopische principe precessie en de coördinatie doormiddel van zwaarte en centrifugaal krachten. Bij de turn en slip indicator zal er uitgelegd worden wat zijn werking (1.1.2.a) is en hoe deze wordt weergegeven (1.1.2.b).

1.1.2.a Werking De werking zal voor beide instrumenten wordt apart uitgelegd: 1. Turn indicator 2. Slip indicator Ad. 1 Turn indicator De werking van de turn indicator (figuur 1.4) is gebaseerd op een gyroscoop met slechts één gimbal (half-cardanische ophanging) (1), met daarin een horizontale rotor (2). Een dergelijk gyroscoop wordt een rate-gyro genoemd. De gimbal kan alleen om de lengte as draaien (YY1), single axis wordt dit genoemd. In de normale stand staat de as van de rotor altijd horizontaal door middel van een controlerende veer. De wijzer staat dan ook op nul. Als de rotor gaat draaien blijft deze op nul. Gaat de indicator dan draaien om de verticale as(input axis), wordt dit gedetecteerd als een gelijke kracht op punt F. Als een gevolg van precessie wordt er een kracht uitgeoefend op punt P, hierdoor kantelt de rotor. Doordat de rotor kantelt draait de gimbal om de lengte as (YY1). Hierdoor wordt de veer (4) samengedrukt/uitgerekt en zorgt ervoor dat de vaste waarden afgelezen kunnen worden doordat er evenwicht ontstaat tussen de precessiekrachten en de kracht die de veer geeft. Hierdoor slaat de wijzer (3) niet totaal naar links of rechts uit.

1. Gimbal 2. Rotor 3. Wijzer Figuur 1.4 de Turn indicator

4. Veer

8


Aviation Studies


Ad. 2 Slip indicator Naast de grootte van de bocht is het belangrijk om te zien of het toestel gecoördineerd schuin hangt in de bocht. Hiervoor is de slip indicator toegevoegd aan het instrument. De slip indicator (figuur 1.5) bestaat uit een gebogen glazen buisje gevuld met een vloeistof, daarin zit een balletje. Dit balletje wordt beïnvloed door de zwaarte- en centrifugaal krachten. Bij stilstand wordt het balletje in het midden gehouden door de zwaartekracht, het balletje ligt tussen twee streepjes die het midden weergeven (a). Komt het balletje buiten deze streepjes is het toestel niet goed afgeschuind (waterpas principe). Als het toestel nu een bocht maakt, draait het hele instrument mee met het toestel. Het balletje dreigt buiten de lijntjes te gaan als gevolg van zwaarte en centrifugaal krachten. Als er echter met een gecoördineerde hoek en snelheid wordt gevlogen blijft het balletje in het midden door de resulterende kracht die erop werkt (b). Als de snelheid hoger is en niet genoeg wordt afgeschuind, is het toestel underslipped (c). Dit komt doordat de centrifugale kracht dan groter is dan de zwaarte kracht. Is de snelheid te laag dan is het gevolg een overslipped toestel (d). Dit komt doordat de zwaarte kracht groter is dan de centrifugale kracht. Een goed uitgevoerde bocht is het meest comfortabel voor de passagiers. Als het toestel underslipped of overslipped is, wordt de passagier niet recht in zijn Figuur 1.5 de Slip Indicator stoel gedrukt maar er uitgedrukt. Underslipping zorgt er ook voor dat het toestel uit de bocht glijdt doordat de centrifugale kracht groter is dan de lift van het toestel.

1.1.2.b Weergave De wijzer (1) van de turn- en slip indicator (figuur 1.6) is direct verbonden met de gimbal en geeft de richting en de grootte van de bocht weer. De grootte van de bocht is verdeeld van 1 t/m 4, 180,360,540 en 720 per minuut. De streepjes aan weerszijde van de nul op de indicator schaal staan voor een bocht grootte 1, dat is 180 per minuut. Doordat de gimbal recht wordt gehouden door een veer, hoeft de rotor niet met een grote snelheid te draaien. Standaard is de snelheid ongeveer 12000 tot 24000 RPM (revolutions per minute), belangrijk is dat deze snelheid constant blijft, zodat de gyroscoop een stabiel is en ook de goede 1. Wijzer waarnemingen weergeven. 2. Turn indicator

3. Slip Indicator

Figuur 1.6 de Turn en Slip Indicator

9


Aviation Studies


1.1.3 Heading indicator De heading indicator wordt gebruikt om de koers van een toestel te kunnen bepalen. Dit is vooral van belang bij slechte weersomstandigheden en in het donker als het zicht buiten de cockpit minimaal is. Het volgende zal aanbod komen: De werking (1.1.3.a) van de heading indicator, de weergave (1.1.3.b) van dit instrument en de afwijkingen (1.1.3.c) die kunnen optreden.

1.1.3.a Werking De werking van de heading indicator is gebaseerd op de theorie van de gyroscoop en maakt gebruik van de eigenschap standvastigheid. De gyroscoop bevindt zich in een vol cardanische ophanging, hierdoor zijn er bewegingen mogelijk over alle assen. De rotor hangt in tegenstelling tot andere gyroscopische instrumenten horizontaal in de behuizing. De reden voor het gebruik van een gyroscoop in plaats van een magnetisch kompas is dat; een magnetisch kompas gebruikt het magnetisch noorden als referentiepunt, door dat dit punt elk jaar een aantal graden verplaatst ten opzichte van het echte noorden zal dit problemen opleveren. Door het gebruik van een gyroscoop is dit probleem opgelost, aangezien de gyroscoop het ware noorden als referentiepunt gebruikt en niet het magnetisch noorden. De werking wordt weergegeven aan de hand van een plaatje (figuur 1.7). Op het moment dat de rotor (2) draait ontstaat er standvastigheid, dit houdt in dat de rotor te allen tijden in zijn positie blijft staan. De cardanische ophanging zit aan het toestel gemonteerd. Als het toestel van richting veranderd, zal de ophanging mee gaan draaien, de rotor zal in zijn oorspronkelijke positie blijven staan. Doordat de gimbalringen (4) bewegen, zal het hoofdtandwiel (1) in beweging worden gezet. Dit zet vervolgens allerlei tandwielen (5) in beweging, die op hun beurt het tandwiel van de wijzer (3) in beweging zet waardoor het vliegtuigsymbool begint te draaien.

1. Hoofdtandwiel 2. Rotor 3. Tandwiel wijzer 4. Gimbalringen 5. Tandwielen Figuur 1.7 de Heading Indicator

10


Aviation Studies


1.1.3.b Weergave Op de heading indicator (figuur 1.8) is een vliegtuigsymbool te zien. De schaalverdeling is verdeeld in meerdere cijfers. Deze getallen staan voor de koers in graden, om een druk display te voorkomen is ervoor gekozen om het aangeven in tientallen te doen. De punt van dit symbool geeft de richting van het toestel aan. Ook zijn er vier letters weergegeven, dit houdt in:  N: North  E: East  S: South  W: West Hierdoor kan de vlieger zijn koers bepalen.

1.1.3.c Afwijkingen

Figuur 1.8 de Heading Indicator

Aangezien de heading indicator werkt door middel van een gyroscoop, heeft deze te maken met afwijkingen die kunnen optreden. In dit geval gaat het om de apparent drift, real drift en gimbal error.

1.1.4 Artificial horizon De artificial horizon is een instrument waarmee de stand van het toestel ten opzichte van de horizon worden bepaald. Dit instrument is één van de drie instrumenten die aan de hand van een gyroscoop werkt. Het volgende komt aanbod; de werking (1.1.4.a) van de artificial horizon, de weergave (1.1.4.b) en de afwijkingen (1.1.4.c) die mogelijk kunnen optreden.

1.1.4.a Werking Het mechanisme (figuur 1.9) werkt door de gyroscoop die in het toestel zit. De gyroscoop waarmee de kunstmatige horizon werkt heeft drie los van elkaar bewegende ringen en een verticale opgehangen gyroscoop. De as die dwars staat stelt het horizontale vlak van de vleugels voor en de horizontale as stelt de staart naar de neus van het toestel voor. De rotor (1) draait altijd, het kan zowel linksom als rechtsom draaien. Door de bouw van de gyroscoop wordt een kracht uitgeoefend op de cardan ringen, die kracht wordt opgenomen en wordt weergegeven op het instrument.

1. Rotor

Figuur 1.9 de Artificial Horizon

11


Aviation Studies


1.1.4.b Weergave Wanneer, in de artificial horizon (figuur 1.10), de fixed bank pointer (1) en de stabilized bank attitude pointer (2) precies naar elkaar wijzen, betekent dit dat de vleugels gelijk staan aan de horizon. Als het toestel een bocht maakt functioneert dit instrument deels als een turn indicator. De stabilized bank attitude pointer wijst over de bank indicatie (3) aan, hoe schuin de vleugels staan. De schematische toestelweergave (4) geeft de neusstand van het toestel weer. Wijst schematische toestelweergave in het blauw deel van de artificial horizon dan is de punt van het toestel boven de horizon gericht. Wijst schematische toestelweergave in het bruine deel van de artificial horizon dan is de punt van het toestel onder de horizon gericht. Boven en onder de schematische horizon is ook een indicatie aangebracht. Deze indicatie (5) wordt aangegeven met hoeveel graden de neus van het toestel boven of onder de horizon uit wijst. 1. Fixed bank pointer 2. Stabilized bank attitude pointer 3. Bank indicatie 4. Schematische toestelweergave 5. Graden indicatie

Figuur 1.10 de Artificial Horizon

1.1.4.c Afwijkingen Ieder instrument heeft afwijkingen, op al deze afwijkingen is ook een systeem ontwikkeld dat de afwijkingen corrigeert. Afwijkingen kunnen ontstaan vanwege verouderd materiaal of slecht onderhoud. De eerste error die bij de kunstmatige horizon kan voorkomen als een toestel slipt en de gyroscoop naar de kant van de slip word geduwd. Als het toestel weer recht en level vliegt, geeft de kunstmatige horizon aan dat het toestel nog steeds slipt, maar dan in de tegenovergestelde richting. Dit kan opgelost worden door middel van een kleppendoos of kogeldoos en door regelmatig onderhoud te plegen. Door acceleratie en decceleratie kunnen er precessie errors ontstaan door de hoeveelheid druk die op de gyroscoop staat. Tijdens acceleratie beweegt de balk die de horizon moet voorstellen naar beneden, waardoor het lijkt alsof het toestel klimt. Tijdens de-acceleratie beweegt de balk naar boven, waardoor het lijkt alsof het toestel daalt.

12


Aviation Studies


1.2 Air Data De Air Data (1.2.1) instrumenten werken door middel van luchtdruk. Deze instrumenten bestaan uit; de altimeter (1.2.2), de airspeed indicator (1.2.3) en de vertical speed indicator (1.2.4).

1.2.1 Air Data Theorie Air Data is een verzamel naam voor de gegevens die worden verzameld door de pitotbuis en de statische poort (1.2.1.b). Deze gegevens gecombineerd met de gegevens uit de International Standard Atmosphere (ISA) (1.2.1.a) worden gebruikt om de snelheid en de hoogte van het toestel te bepalen. Er kan altijd wat fout gaan met instrumenten, dit wordt behandeld in (1.2.1.c).

1.2.1.a Atmosfeer De atmosfeer bestaat uit een groot aantal verschillende gassen, in de onderste 90 km van de atmosfeer is deze vrijwel constant. Deze stoffen zijn: Stikstof (N2) (komt voor 78,08% voor in de droge atmosfeer), Zuurstof (O2) (komt voor 20,95% voor in de droge atmosfeer), Argon (Ar)(komt voor 0,93% voor in de droge atmosfeer) en Koolstofdioxide (CO2) (komt voor 0,038% voor in de droge atmosfeer). Naar mate je hoger in de atmosfeer geraakt, zal de druk afnemen. De algemeen geaccepteerde standaard waarde voor de druk op zeeniveau is 1013,25 hPa (ISA), op zeeniveau is de dichtheid van de lucht gemiddeld 1,3 kg/m3. Omdat de luchtdruk en dichtheid continu veranderen is er een standaard atmosfeer ingevoerd voor de luchtvaart. Dit is een tabel waarin waarde voor druk en dichtheid staan voor bepaalde hoogten, dit zijn allemaal gemiddelde waardes. Aan de hand van deze waarden kan het meetinstrument bepalen op welke hoogte het toestel zicht bevindt. 1013,25 hPa mag overigens alleen worden gebruikt (in Nederland) boven de 3000 voet (ft). Wanneer deze instelling wordt gebruikt spreken we van ‘Flight levels’.

1.2.1.b Meetinstrumenten Om de snelheid, hoogte en klimsnelheid van een toestel te bepalen wordt gebruik gemaakt van twee verschillende meetinstrumenten: 1. Pitotbuis 2. Statische poort Deze twee meetinstrumenten hebben de volgende waarden: De statische druk: Deze druk wordt opgenomen met de statische poort, statische druk wordt vervolgens gebruikt in de druk formule. De totale druk: Deze druk wordt opgenomen met de pitotbuis, hier wordt de statische druk vanaf getrokken om de dynamische druk te berekenen. Ad. 1 Pitotbuis De pitotbuis (figuur 1.11) is een buis die ter hoogte van de cockpit aan de buitenkant van het toestel zit. Vaak zitten er twee of meer op elk toestel. De pitotbuis steekt iets uit, de ingang van de wijst mee met de richting van het toestel. De lucht komt hierdoor met de zelfde snelheid de pitotbuis in als de snelheid die het toestel op dat moment heeft. De druk die zich in de pitotbuis opbouwt is de totale druk. Binnen in de 13 Figuur 1.11 Pitotbuis


Aviation Studies


pitotbuis zit een U-vormige buis gevuld met een vloeistof. Deze vloeistof verplaatst door de opbouwende druk in de pitotbuis. Aan het verschil in de hoogte van de vloeistof kan de snelheid bepaald worden, dit wordt gedaan met behulp van de wet van Bernoulli (formule 4). Ad. 2 Statische poort De statische poort (figuur 1.12) is een kleine opening aan de voorkant van een toestel en meet de statische druk, om te voorkomen dat de statische poort wordt beïnvloed door de dynamische druk (snelheid van de lucht) is de statische poort haaks op de vliegrichting gemonteerd zodat d totale druk erlangs schiet. Doordat de statische poort op deze manier is gemonteerd meet het de directe luchtdruk van de hoogte waarop het toestel zich bevindt. De statische druk Figuur 1.12 Statische poort wordt ook gebruikt om de snelheid te bepalen, naarmate het toestel sneller vliegt zal de statische druk ook dalen omdat er dan steeds minder luchtdeeltjes in de statische poort komen.

1.2.1.c Afwijkingen Er kunnen een aantal dingen fout gaan die effect hebben op de weergaven van de opgenomen waardes in het toestel. Dit noemen we afwijkingen, de hieronder behandelde onderwerpen zijn: 1. Pitotbuis 2. Statische poort Ad. 1 Pitotbuis Een blokkade van de pitotbuis kan er voor zorgen dat de airspeed indicator een verkeerde snelheid aangeeft. Een blokkade van de pitotbuis heeft alleen effect op de airspeed indicator zoals is te zien in (bijlage I) (de donkere blauwe lijn loopt alleen naar de vertical speed indicator). Wanneer de pitotbuis geblokkeerd is, neemt deze namelijk geen verandering in druk meer waar en zorgt er zo voor dat het lijkt alsof de snelheid van het toestel oploopt. Dit komt doordat de statische druk afneemt naarmate er hoger wordt gevlogen, maar er geen verandering in totale druk wordt waargenomen door de blokkade van de pitotbuis. Dit kan geïllustreerd worden aan de hand van de druk formule (formule 3). Wanneer de pitotbuis geblokkeerd raakt en de statische druk daalt, stijgt de dynamische druk dus volgens de formule. Hierdoor lijkt het alsof het toestel steeds sneller vliegt. Om dit te voorkomen dient men voor elke vlucht even de pitotbuis te controleren op blokkades. Ook kan de nauwkeurigheid van de pitotbuis beïnvloedt worden door ijsvorming. Dit kan worden tegengegaan door een verwarmingselement te activeren dat is verbonden met de pitotbuis. Ad. 2 Statische poort Een afwijking in de statische poort is een groter probleem, dit heeft namelijk niet alleen effect op de airspeed indicator maar ook op de rest van alle pitot statische instrumenten, de altimeter en de vertical speed indicator. Zoals te zien is in dat de statische poort op alle drie de instrumenten effect heeft (licht blauwe lijn) en de pitotbuis alleen op de airspeed indicator (donkerblauwe lijn). Een gevaar is dat het frame van de statische poort bevriest en dan de opgenomen statische druk stagneert. Hierdoor zal de vertical speed indicator niet meer bewegen en de altimeter op een vaste hoogte blijven staan. In de meeste moderne cockpits zit een alternatieve statische poort die in de cockpit geactiveerd kan worden in het geval dat de statische poort niet meer functioneert. In kleine of oudere toestellen is deze alternatieve statische poort niet aanwezig.

14


Aviation Studies


1.2.1.d Formules Voor de dynamische druk geldt: Hierin is:

Pdynamisch Ptotaal Pstatisch

Pdynamisch = Ptotaal – Pstatisch

= dynamische druk in hPa = totale druk in hPa = statische drukin hPa

Formule om de dynamische druk te berekenen Om de snelheid van het toestel te bepalen maken we gebruik van de wet van Bernoulli (formule 4).

De wet van Bernoulli De belangrijkste factor in deze formule is de h, deze h refereert naar het hoogteverschil tussen de vloeistof in de U-vormige buis zoals te zien is in (figuur 1.13). Om de snelheid van een toestel te bepalen wordt gebruik gemaakt van een andere, afgeleide formule : Figuur 1.13 het hoogteverschil De afgeleide wet van Bernoulli Voorbeeld: Een toestel in kruisvlucht gebruikt een pitotbuis voor het berekenen van zijn snelheid ten opzichte van de omringende lucht. Het U-vormige deel van de buis is gevuld met een vloeistof , waarvan ρ = 1,30 g/cm3. Het hoogteverschil bedraagt 48,4 cm. De dichtheid ρ van de lucht op die hoogte bedraagt 0,724 kg/m3.

Omdat er in de luchtvaart met knopen wordt gewerkt moet dit antwoord nog worden omgerekend:

15


Aviation Studies


1.2.2 Altimeter Een altimeter is een meetinstrument dat een verschil aanduidt tussen de hoogte waar het toestel zich bevindt en het zeeniveau (mean sea level). De altimeter wordt gebruikt in de luchtvaart, het is één van de vlieginstrumenten die behoort tot één van de zes belangrijkste instrumenten in een toestel. De barometrische altimeter is de bekendste van alle altimeters, zijn werking is gebaseerd op de verhouding tussen druk en standaarddruk (1013,25 hPA). Genomen als basis is het zeeniveau, maar de werking is afhankelijk van het weer, dus een altimeter zou ingesteld kunnen worden als er drukveranderingen zijn in het klimaat of atmosfeer. Doordat het zeeniveau niet overal ter wereld gelijk is, verandert de basis voor het opnemen van de druk ook met de breedtegraad waarin het toestel bevindt; als dezelfde altimeter in verschillende landen gebruikt wordt, kunnen de metingen veranderen als deze niet op de basis van zeeniveau, dat dient als referentie, opgenomen worden. Doordat de dikte van de atmosfeer veel verschilt, kan de verhouding tussen druk en hoogte veel verschillen. Bij de altimeter zal er een aantal punten besproken worden om zo een goed beeld van dit instrument te verkrijgen. Dit zijn de werking van de altimeter (1.2.2.a), gevolgd door de weergave (1.2.2.b) en ten slotte een stuk over de hoogte instellingen (1.2.2.c).

1.2.2.a Werking Een altimeter (figuur 1.14) werkt met behulp van de statische druk. Omdat er altijd een dynamische druk aanwezig is, bijvoorbeeld bij wind of als het toestel in beweging is, moet de statische poort op een plek zitten waar de dynamische druk het kleinst is. Deze poort staat in verbinding via een holle buis of slang met vrijwel luchtledige membraandoos (1), hierdoor is de druk gelijk aan de statische druk. Als het toestel daalt, neemt de druk toe, doordat de druk toeneemt, krimpt de membraandoos in, hierdoor zal het tandwiel (2) gaan draaien. Het tandwiel staat in verbinding met de wijzers, deze gaan bewegen en geven een uitslag op de schaalverdeling. Omdat de aanwijzing van een hoogtemeter varieert met luchtdrukverschillen, is er een instelling op de hoogtemeter aangebracht die door de vlieger op de juiste luchtdruk wordt ingesteld. Deze waarde kan worden verkregen bij de luchtverkeersleiding. Door de drukinstelling te veranderen wordt het hele huis (3) gedraaid, waardoor de wijzers andere hoogte zullen aangeven. Als om wat voor reden dan ook, het pitot statisch systeem beschadigd wordt, kan men overschakelen op een alternatieve statische bron. Deze bevindt zich in de cockpit.

1. Membraandoos 2. Tandwiel 3. Verstelbaar huis Figuur 1.14 de Altimeter

16


Aviation Studies


1.2.2.b Weergave De altimeter (figuur 1.15) wordt als volgt weergegeven. Alle markeringen zijn op lineaire afstand van elkaar uitgezet (van 0 tot en met 9). In grotere toestellen zitten drie wijzers om de hoogte aan te geven. Ook zit er op de wijzerplaat een zwart-wit gestreepte vlak (4), deze kan wisselen tussen zwart of gestreept. Dit gestreepte vlak geeft aan dat er onder de 10.000 ft. gevlogen wordt.

1. Tienduizend voet wijzer 2. Duizend voet wijzer 3. Honderd voet wijzer 4. Gestreept vlak

Figuur 1.15 de Altimeter

1.2.2.c Hoogte instellingen In de luchtvaart wordt de hoogte gemeten aan de hand van drie altimeterinstellingen (bijlage II) die referentievlakken worden genoemd. Voorafgaand aan de vlucht kan de vlieger de altimeter instellen op de luchtdruk van één van de drie referentievlakken, deze instellingen worden aangeduid met QNH, QFE en QNE. Als men het heeft over luchtdruk in een vlucht wordt dit aangegeven met een ‘Q’. QFE staat voor Query Field Elevation. Met deze instelling wijst de altimeter een hoogte van 0 ‘nul’ bij het landen en de take off. De hoogte die hiermee gemeten wordt, noemt men height (AGL, Above Ground Level). QNH staat Query Nautical Height. Met deze instelling zal de altimeter de hoogte ten opzichte van de zeeniveau wijzen. De hoogte die hiermee gemeten wordt, noemt men "altitude" (AMSL Above Mean sea level). QNE staat voor Query Nominal Elevation. Met deze instelling wordt de altimeter ingesteld op 1013.25 hPa en spreekt men van ‘flightlevels (FL)’. Dit mag alleen gebruikt worden boven een bepaalde hoogte, in Nederland is dat bijvoorbeeld boven de 3500 ft.

1.2.3 Airspeed Indicator Tijdens het vliegen is het ontzettend belangrijk om te allen tijde goed op de hoogte te zijn van de snelheid van het toestel. De airspeed indicator is een instrument waarop de snelheid van het toestel wordt weergegeven ten opzichte van de omringde lucht. De snelheid wordt weergegeven in knopen. Buiten het feit dat de wijzer precies aangeeft hoe snel er gevlogen wordt, zijn er ook verschillende kleuren te zien. Hiermee kan gemakkelijk worden afgelezen in welke categorie het toestel zich bevindt. Eerst zal de werking (1.2.3.a) worden uitgelegd, vervolgens de weergave (1.2.3.b) en tenslotte zal worden ingegaan op de verschillende snelheden (1.2.3.c).

1.2.3.a Werking Er zijn twee verbindingen in de airspeed indicator (figuur 1.16); een verbinding met de pitotbuis (1) en een verbinding met de statische poort (2). In de pitotbuis wordt, zoals in paragraaf 2 van dit hoofdstuk is uitgelegd, de totale druk opgenomen. Dit gaat van daaruit naar het membraan (3), waarin dus ook totale druk aanwezig is. Dit membraan kan, afhankelijk van de statische druk die in de kamer heerst, inkrimpen of uitzetten. Als de druk in het membraan hoger is dan de druk in de kamer, 1. 2. 3.

Verbinding met de pitotbuis Verbinding met de statische poort Membraan

4.

Tandwielmechanisme

17 Figuur 1.16 de Airspeed Indicator


Aviation Studies


zet het membraan uit en vice versa. Zodra het membraan inkrimpt, beweegt de wijzer door middel van het tandwielmechanisme (4), tegen de klok in. Vanzelfsprekend zal de wijzer positief uitslaan zodra het membraan uitzet. Het principe van de airspeed indicator is dus gebaseerd op drukverschil. Snelheid, ook wel dynamische druk, wordt verkregen door de statische druk van de totale druk af te halen.

1.2.3.b Weergave De weergave van de airspeed indicator is ingedeeld met een aantal kleuren die ieder een bepaalde betekenis. Het belangrijkste is de rode lijn (1) deze snelheid mag onder geen enkele omstandigheid worden overschreden, vanwege krachten op het toestel. Daarna komt de groene zone (2), dit is de zone waarin je gedurende de vlucht het langst in verkeerd. Als derde volgt de witte zone (3), in deze zone is gebruik van flaps noodzakelijk om met deze snelheid genoeg lift te creëren. Dit gebeurt bijvoorbeeld tijdens het opstijgen en landen van het toestel. De laatste zone is de oranje zone (4) in dit gedeelte mag alleen gevlogen worden indien er geen last is van turbulentie of instabiele lucht.

1. Niet te overschrijden snelheid

2. Normale operatie categorie 3. Flaps operatie categorie 4. Structurele gevaren categorie Figuur 1.17 de Airspeed Indicator

1.2.3.c Snelheden De snelheid kan worden weergegeven in knopen, mijlen per uur of in mach. 1 knoop=1 nautische mijl/uur = 1852 meter/uur. 1,0 Mach is de geluidssnelheid, verkeersvliegtuigen vliegen daar onder. De snelheid die met de wijzer wordt aangegeven, is de indicated airspeed (IAS). De calibrated airspeed (CAS) is IAS gecorrigeerd voor position error. Als de CAS gecorrigeerd wordt voor de samendrukbaarheid, ontstaat de equivalent airspeed (EAS). De EAS gecorrigeerd voor de temperatuur en drukhoogte is de true airspeed (TAS), ook wel de ware snelheid. Het is erg belangrijk om de TAS te weten, omdat met behulp van de TAS de groundspeed (GS), ook wel grondsnelheid, berekend kan worden. Om te kunnen berekenen hoelang een toestel erover doet om van A naar B te gaan, wordt berekend met behulp van de GS. De grondsnelheid is de TAS gecalculeerd voor de wind. communication panel.

1.2.4 Vertical speed indicator De vertical speed indicator, ook wel de variometer genoemd, wordt gebruikt om de snelheid van het stijgen of dalen aan te geven. Het instrument is ervoor zodat vliegers kunnen zien of ze stijgen, dalen of horizontaal vliegen. Wanneer een toestel stijgt, komt het in een gebied met lagere luchtdruk. Op basis van deze statische luchtdrukverandering geeft de vertical speed indicator aan hoe snel het 18


Aviation Studies


toestel stijgt of daalt. De toe- of afname van de hoogte van het toestel wordt uitgedrukt in voet per minuut. In deze sub-paragraaf zal het volgende aanbod komen; de werking (1.2.4.a), de weergave (1.2.4.b) en tot slot de back-up (1.2.4.c).

1.2.4.a Werking De vertical speed indicator (figuur 1.18) werkt op verschil in statische druk. De kamer zelf heeft maar twee openingen met de buitenlucht: de statische druktoevoer (2) en het gekalibreerde lek (3). De statische druk toevoer staat in verbinding met het membraan (1) en met de kamer van het apparaat via het gekalibreerde lek. De verbinding met het membraan is direct, terwijl de verbinding met de kamer vertraagd is. Als het toestel van hoogte verandert en met een afdaling begint, stijgt de druk in het membraan dus meteen, terwijl de druk in de kamer zich nog langzaam zich aanpast. Door het luchtdrukverschil zet het membraan uit, of trekt het samen. Als het membraan uitzet, duwt het een stokje omhoog, dit brengt vervolgens een mechanisme in werking dat aan de hand van de 1. Membraan wijzer laat zien dat het toestel 2. Statische druktoevoer daalt. Een lagere 3. Gekalibreerde lek luchtdruk Figuur 1.18 de Altimeter betekent dat het membraan intrekt en dus dat het pijltje omhoog gaat, andersom: een hogere luchtdruk betekent dat het membraan uitzet en dus dat het pijltje omlaag gaat. De vertical speed indicator herstelt zich doordat het gekalibreerde lek in verbinding de kamer langzaam lucht doorlaat. Daardoor wordt de luchtdruk in het membraan en de vertical speed indicator gelijk. Een gelijke luchtdruk betekent dat het membraan niet in- of uitzet, wat weer betekend dat de vertical speed indicator aangeeft dat het toestel level vliegt. Doordat de vertical speed indicator op verschil in luchtdruk werkt, is er altijd een vertraging: het apparaat loopt dus altijd achter, omdat er een klein drukverschil nodig is om iets weer te geven. Moderne vertical speed indicators maken gebruik van luchtdruksensoren, die worden afgelezen door een computer en de informatie die daaruit voorkomt, wordt op het beeldscherm gezet. De luchtdruksensoren nemen het drukverschil bijna direct op, zo wordt de vertraging uit het systeem gehaald.

19


Aviation Studies


1.2.4.b Weergave Op de vertical speed indicator (figuur 1.19) wordt een stijging of daling wordt aangegeven in voet per minuut (ft. per minute), het ligt aan de grootte van het toestel of er per 10, 100 of 1000 ft. wordt aangegeven: bij zweefvliegtuigen is het van belang accuraat te weten of het toestel stijgt of daalt en voor een grotere toestel is een kleine afstand veel minder van belang. Bij de meeste vertical speed indicators is het dat als het wijzertje omhoog gaat het toestel stijgt en als het wijzertje omlaag gaat dat het toestel daalt.

1. Stijgings- en daalsnelheid indicatie 2. Wijzer

Figuur 1.19 de Altimeter

1.2.4.c Back-up Als de vertical speed indicator kapot is of niet meer goed werkt dan kan de verticale snelheid nog steeds berekend worden met behulp van de hoogtemeter en een klok. Stel het toestel daalt 100 voet in 10 seconden, dan daalt het toestel met een snelheid van 600 voet per minuut. Ook kan het zijn dat de statische poort verstopt zit. Er is dan altijd nog een tweede statische poort op het toestel, maar mocht deze ook verstopt zijn dan moet het glas van de display gebroken worden. Door het breken van het glas is er een nieuwe ingang voor lucht in de vertical speed indicator gekomen, waardoor de verstopte statische poort overbodig is.

1.3 Eisenpakket 1.3.1 Wettelijke eisen Bij het maken van een cockpit moeten er strenge eisen nagestreefd worden. Het is belangrijk dat deze eisen over de hele wereld hetzelfde zijn. De Europese unie heeft een gemeenschappelijk agentschap opgericht voor alle wetten en regels van veiligheid in de luchtvaart waaraan toestellen moeten voldoen in Europa; European Aviation Safety Agency (EASA). De wettelijke eisen die van toepassing zijn op dit project vallen onder CS-25 (Certification specification for large airplanes). Deze gelden alleen voor toestellen met een opstijgmassa van meer dan 5700 kilogram of meermotorig zijn. Slechts enkele eisen hebben betrekking op de instrumenten van de Basic Six die wij behandelen. 1. 2. 3. 4. 5. 6.

CS-25.1303 CS-25.1321 CS-25.1323 CS-25.1325 CS-25.1326 CS-25.1327

Ad.1 Ad.2 Ad.3 Ad.4 Ad.5 Ad.6

Flight and navigation instruments Arrangement and visibility Airspeed indicating system Static pressure systems Pitot heat indication systems Heading indicator

Ad. 1 Flight and navigation instruments Beide vliegers in het toestel moeten ieder beschikken over een instrumenten paneel die de Basic Six instrumenten bevat; airspeed indicator, altimeter, vertical speed indicator, turn and bank indicator, heading indicator en artificial horizon. 20


Aviation Studies


Ad. 2 Arrangement and visibility (a) Alle instrumenten van beide vliegers moeten duidelijk zichtbaar zijn met een minimale inspanning vanaf zijn/hun normale positie en blikveld als hij/zij rechtdoor kijkt langs de vliegbaan. (b) De instrumenten in bovengenoemde CS-25.1303 moeten zoveel mogelijk gegroepeerd en gecentreerd in het verticale vlak van het blikveld van de vlieger staan. - de artificial horizon moet op het paneel midden boven staan - de airspeed indicator moet op het paneel links boven staan - de altimeter moet op het paneel recht boven staan - de heading indicator moet op het paneel midden onder staan Ad. 3 Airspeed indicating system Elke airspeed indicator moet goedgekeurd en zo gekalibreerd zijn dat deze de true airspeed (op zeeniveau met standaard atmosfeer) weergeeft. Ook moet het systeem gekalibreerd worden om de systeemfout te bepalen (de verhouding tussen IAS en CAS) in de lucht en tijdens de take-off. Het systeem moet ook een verwarmbare pitotbuis hebben om een storing te verhelpen als gevolg van eventuele ijsvorming. Waar dubbele airspeed indicators nodig zijn, moeten de pitotbuizen ver genoeg van elkaar staan om schade aan beide pitotbuizen te voorkomen. Ad. 4 Static pressure systems Alle instrumenten op basis van statische druk moeten in verbinding staan met de atmosfeer buiten het toestel door een geschikt leidingsysteem. De statische poort moet zo geplaatst worden dat deze zo min mogelijk wordt beïnvloed door verandering in luchtstroom of vocht. Ad. 5 Pitot heating system Als in een toestel een pitot heating system is geïnstalleerd, moet een indicatie instrument worden toegevoegd waarop wordt aangegeven als de pitot heating uit- of aanstaat. Dit moet worden aangegeven door middel van een oranje gekleurd lamp, dat goed zichtbaar is voor de vliegers. Ad. 6 Direction indicator De gyroscopisch gestabiliseerde heading indicator moet aan een nauwkeurigheid voldoen voor de veilige werking van het toestel.

1.3.2 Eisen van de opdrachtgever Bij het ontwerpen van een cockpit moet er rekening gehouden worden met de eisen van de opdrachtgever. De cockpit moet aan de Europese en Amerikaanse wetten voldoen en er zijn bepaalde regels voor wat betreft de indeling van de instrumenten in de cockpit. De opdrachtgever van projectgroep Air is een luchtvaartmaatschappij in oprichting; Amsterdam Leeuwenburg Airlines (ALA). De vloot van ALA zal bestaan uit verschillende typen toestellen; de Airbus A380, de Boeing 737 NG, de Boeing 787 en de Embraer 190. De cockpits van Boeing, Airbus en Embraer maken gebruik van verschillende cockpit indelingen. Bij het ontwerpen gaat het om een uniform en moderne cockpit die in verschillende typen toestellen kan worden geplaatst, zodat er niets aan verschilt in de indeling van de instrumenten. Zo is het niet meer nodig vliegers om te scholen, wat een voordeel is voor de luchtvaartmaatschappij omdat dit kosten zal besparen. Het kosten besparen is niet de enige eis van de opdrachtgever voor een uniforme cockpit, het systeem in de cockpit moet betrouwbaar en veilig zijn. De ontwerp kosten moeten laag zijn, maar de 21


Aviation Studies


cockpit moet modern zijn en dus met duurzame materialen uitgevoerd te worden. De cockpit moet aan de internationale wetten en eisen voldoen. De eisen van de opdrachtgever: 1. Kostenbesparend 2. Veilig 3. Betrouwbaar 4. Duurzaam

1.4 Functieonderzoek Bij het functieonderzoek is het belangrijk om te onderzoeken welke stappen er aanwezig zijn voordat er iets op het instrument te zien is. Voor het functieonderzoek zal worden onderzocht welke stappen er nodig zijn om gegevens in de lucht om te zetten naar de gegevens die een vlieger nodig heeft. Tijdens dit onderzoek wordt er precies uitgelegd welke negen stappen er moeten worden genomen bij een airspeed indicator. Er is voor de airspeed indicator gekozen, omdat deze zowel de statische als de totale druk nodig heeft voor zijn berekeningen. Dit is het enige air data gestuurde instrument welke allebei de drukken gebruikt. De negen stappen van het functieonderzoek zijn: 1. Opnemen  Hoe worden de druk gegevens opgenomen. 2. Transporteren  Hoe wordt de druk in het opname apparaat naar het omzet apparaat getransporteerd. 3. Omzetten  Hoe worden de druk gegevens omgezet naar een signaal. 4. Corrigeren  Hoe wordt het omgezette signaal gecorrigeerd. 5. Versterken  Hoe wordt het gecorrigeerde signaal versterkt. 6. Omzetten  Hoe wordt het versterkte signaal omgezet om optisch te transporteren. 7. Transporteren  Hoe wordt het signaal van de versterker naar het omzet apparaat getransporteerd. 8. Omzetten  Hoe wordt het getransporteerde signaal omgezet. 9. Weergeven  Hoe worden de gegevens weergegeven. In hoofdstuk twee zullen deze stappen, in de paragraaf morfologisch onderzoek (2.1), verder uitgewerkt worden.

22


Aviation Studies


Hoofdstuk 2 Ontwerpfase Cockpit In dit hoofdstuk wordt uitgelegd hoe de verschillende cockpit systemen tot stand komen. Door eerst uit te leggen hoe het signaal, bijvoorbeeld een opgenomen hoeveelheid luchtdruk, wordt omgezet in een verandering op de Primary flight display. Dit wordt gedaan in het morfologisch onderzoek (2.1). Nadat alle losse onderdelen onderzocht zijn, kunnen de systeemmogelijkheden bepaald worden in de paragraaf ontwerpmogelijkheden (2.2). Daarna worden alle systemen in een voor- en nadelen onderzoek (2.3) bekritiseerd. Het gehele hoofdstuk zal daarna afgesloten worden door de keuze van een systeem in de conclusie (2.4).

2.1 Morfologisch Overzicht Voordat de informatie over snelheid in de cockpit te zien is, moeten er eerst een aantal stappen doorlopen worden. Ten eerste worden de verschillende drukken opgenomen (2.1.1). De opgenomen drukken worden getransporteerd (2.1.2) en omgezet (2.1.3) in een mechanisch, analoog of digitaal signaal. Dit signaal wordt vervolgens gecorrigeerd (2.1.4) en versterkt (2.1.5).Na het versterken moet dit signaal worden omgezet (2.1.6), maar dit hoeft hier alleen als daarna via een glasvezelkabel wordt getransporteerd (2.1.7) naar een omzetter (2.1.8), welke het signaal omzet in een bruikbaar signaal. Dit bruikbare signaal kan worden weergegeven (2.1.9) in de cockpit, waardoor de vliegers de correcte snelheid af kunnen lezen. In de laatste paragraaf (2.1.10) worden verschillende onderdelen die meerdere stappen verhandeld. Al deze mogelijkheden zijn te zien in het morfologisch overzicht (bijlage III).

2.1.1 Opnemen Het opnemen van druk kan met verschillende meetinstrumenten worden verricht. Deze instrumenten zitten op verschillende plaatsen in en rondom het toestel. Deze instrumenten zijn de pitotbuis (2.1.1a), de statische poort (2.1.1b), de pitot-statische poort (2.1.1c) en een smartprobe (2.1.1d). 2.1.1.a Pitotbuis De pitotbuis is een haakse buis die met de opening parallel aan de luchtstroom staat. De pitotbuis zit aan de romp van het toestel, zo dicht mogelijk bij de cockpit. Dit is efficiënt omdat dit het gebruik van transport minimaal houdt. De pitotbuis meet de totale druk. In combinatie met de statische druk wordt hieruit de dynamische druk afgeleid. De dynamische druk wordt vervolgens gebruikt om de snelheid van het toestel te bepalen. De pitotbuis is voorzien van een verwarmingselement om bevriezing te voorkomen. 2.1.1.b Statische poort De statische poort is een kleine opening omringd door kleinere gaatjes in de romp van het toestel. Deze openingen staan haaks op de richting van de ongestoorde luchtstroom gemonteerd. Zodat er geen lucht de statische poort instroomt. Aan beide zijden van het toestel is een statische poort gemonteerd om position error te voorkomen. Mochten beide statische poorten defect zijn, kun je in de moderne cockpit een alternatieve statische poort vinden. 2.1.1.c Pitot-statische poort De pitot-statische poort is in feite een pitotbuis met een opening die fungeert als statische poort aan de boven- en onderkant. Deze werkt volgens hetzelfde principe, maar bij de pitot-statische poort is de output de dynamische druk. 23


Aviation Studies


2.1.2 Transporteren (1) De drukmetingen worden door middel van leidingen getransporteerd naar een omzetter. Deze leidingen kunnen gemaakt worden van verschillende materialen. De meest voorkomende materialen zijn koper (2.1.2.a), aluminium (2.1.2.b) en kunststof (2.1.2.c). 2.1.2.a Koperen leiding Koper heeft een dichtheid van 8,9 g.cm-3 en is hierdoor vrij zwaar van gewicht. Koper is tevens corrosie bestendig, dit komt doordat er een zuivere koper laag aanwezig is. Hierdoor kan water en zuurstof geen reactie aan gaan met het onderliggende materiaal. Ook is dit materiaal bestand tegen hoge temperaturen, zo heeft het een smeltpunt van 1083 °C en een kookpunt van 2595 °C. 2.1.2.b Aluminium leiding Aluminium is een materiaal dat goed bewerkbaar is, dit komt omdat dit een zacht materiaal is en is hierdoor goed te verspanen. Het heeft een dichtheid van 2,7 g.cm -3 en is hierdoor licht van gewicht. Ook is dit materiaal corrosie bestendig, dit komt door dat er een zuiver laag aluminium over het materiaal ligt waardoor het geen reactie aan kan gaan met water en zuurstof. 2.1.2.c Kunststof leiding Kunststof leidingen hebben meestal een lage dichtheid en zijn daarom over het algemeen licht. Ook is kunststof makkelijk bewerkbaar. Hierdoor kan het makkelijk in allerlei vormen worden gebogen.

2.1.3 Omzetten (1) Het getransporteerde signaal kan nog niet direct worden gebruikt in de cockpit. Dit signaal moet eerst worden omgezet in een bruikbaar signaal. Dit kan op verschillende manieren plaatsvinden; op mechanische wijze (2.1.3.a), analoog digitaal convertor (2.1.3.b), membraandoos (2.1.3.c), een piëzo sensor (2.1.3.d) en de force balance transducer (2.1.3.c) 2.1.3.a Mechanische wijze Het omzetten van opgenomen gegevens op mechanische wijze wordt gedaan door een tal van verschillende stangen, tandwielmechanismen en omkeermechanismen. Deze manier wordt niet gebruikt in grote (>5700 kg) toestellen. Het gaat hier om een analoge weergave. 2.1.3.b Analoog Digitaal Convertor (AD convertor) In een AD convertor worden gegevens verzameld die zijn opgenomen door een analoog meet instrumenten. Deze worden vervolgens omgezet in binaire codes door de AD convertor, bruikbaar voor de air data computer. Omzetten wordt gedaan door een systeem van geïntegreerde schakelingen. 2.1.3.c Membraandoos De membraandoos is een instrument die in de verte de vorm van een accordeon heeft. Deze is onder andere te vinden in het mechanische instrument in de altimeter. Binnenin de membraandoos heerst de totale druk, de rest van de ruimte waarin de membraandoos zich bevindt heerst statische druk. Hierdoor zal de membraandoos zich steeds meer uitzetten hoe meer het toestel klimt, dit in combinatie met een tandwielmechanisme zorgt voor een uitslag op het instrument.

24


Aviation Studies


2.1.3.d Piëzo sensor Een Piëzo kristal heeft de eigenschap dat het een elektrisch signaal produceert door drukstijging. Dit kan ook gebruikt worden bij instrumenten die hun weergaven aan de hand van drukverschil (hoogteverschil) weergeven. 2.1.3.e Force balance transducer De force balance transducer wordt gebruikt om de luchtdruk verkregen van de pitotbuis om te zetten in een analoog elektrisch signaal. Een capsule werkt als membraan wat in en uit krimpt. Deze mechanische beweging zorgt ervoor dat een I-spoel in beweging komt. De I-spoel beweegt ten opzichte van een E-spoel wat een spanningsverschil veroorzaakt. Dit spanningsverschil wordt omgezet in een elektrisch signaal.

2.1.4 Corrigeren Voordat de opgenomen waarden in de cockpit terecht komen, is het van groots belang dat deze zijn gecorrigeerd voor factoren die de metingen kunnen beïnvloeden. Denk hierbij aan positiefouten van meetinstrumenten, luchtdruk op verschillende hoogten, maar ook signalen die exponentieel stijgen en omgezet moeten worden op een lineaire schaal. Corrigeren kan door middel van Square law compensation (2.1.4.a), een bimetaal (2.1.4.b), een analoge Air Data Computer (2.1.4.c) en een digitale Air Data Computer (2.1.4.d). 2.1.4.a Square law compensation Square law compensation wordt gebruikt om de signalen die exponentieel toenemen om te zetten in een lineair signaal. De dynamische druk wordt uitgebeeld in de formule qdyn=½ρv². Hier is te zien dat de snelheid (v) en de dynamische druk niet lineair toenemen. Dit komt doordat het een kwadratische functie is. Dit wordt gedaan door een soort metalen pianoveer. Deze veer heeft verstelschroeven waardoor het mogelijk is een lineaire schaal te verkrijgen. 2.1.4.b Bimetaal Een bimetaal corrigeert voor temperatuursveranderingen. Een bimetaal bestaat uit twee, tegenover elkaar geplaatste, metalen strips. Deze strips hebben een verschillende uitzettingscoëfficiënt, omdat het twee verschillende metalen zijn. Hierdoor zet de ene strip eerder uit bij verandering van temperatuur.

2.1.5 Versterken Het signaal dat uit het instrument komt moet eerst worden versterkt voordat het gebruikt kan worden, dit omdat het vaak een zwak signaal is. Bij bijvoorbeeld een membraan is de uitzetting heel erg klein bij een kleine verandering in de druk. Dit wordt mechanische versterkt (2.1.4.a), elektrische signalen worden door middel van elektrische componenten versterkt (2.1.4.b). 2.1.5.a Mechanisch versterken Het versterken van een uitslag wordt gedaan door enkele tandwielen van een verschillend aantal groottes te laten samenwerken. Hoe meer van deze tandwielen er samenwerken hoe meer het signaal wordt versterkt. Een voordeel van deze manier van versterken is dat er geen stroom voor nodig is. Dit kan vooral van pas komen wanneer de stroom in het toestel uitvalt. Een nadeel is alleen dat tandwielen sneller slijten dan een elektrisch systeem.

25


Aviation Studies


2.1.5.b Elektrisch versterken Voor elektrisch versterken zijn verschillende mogelijkheden namelijk: de operationele versterker (opamp), een Field-Effect transistor (FET), en een buisversterker. Ad 1. Transistor Een transistor is een elektrisch component, bestaande uit 3 onderdelen. Een basis (B), collector (C) en emitter (E). Het elektrische signaal dat binnenkomt door een elektrisch meetinstrument. Dit komt binnen in de collector (n gebied) naar de emitter (p gebied). Tussen deze twee onderdelen zit een overgangslaag. Door de hoge snelheid van de elektronen gaan ze door het dunne laagje van de basis heen en komen in het collector gebied terecht. De stroom van de basis en de collector samen vormen het signaal van de transistor. Het nadeel van een transistor is, dat het afhankelijk is van stroom Hierdoor werkt de transistor niet wanneer de stroom uitvalt. Om deze reden is er een back-up stroomvoorziening aanwezig. Een van de voordelen van de transistor is dat het licht van gewicht is en weinig onderhoud vergt. Ad 2. Buisversterker (elektronenbuis) Een buisversterker, ook wel een elektronenbuis genoemd, is een apparaat dat de stroom versterkt. Het bestaat uit een glazen buis, waarin een vacuüm heerst. In deze buis zit een kathode met daaromheen een metalen plaat (anode) en een rooster. Doordat de kathode warm wordt, verliest het elektronen die worden opgenomen door de anode waardoor een positieve stroomkring gaat lopen. Maar deze stroomkring wordt onderbroken door een negatief geladen rooster. Deze negatieve stroom is variabel. Hoe hoger deze negatieve stroom is, hoe lager de stroom is tussen de anode en kathode. Afhankelijk van de grootte van de negatieve spanning gaan er minder of meer elektronen naar de anode, op deze manier kan de stroom in de buis worden geregeld. Als gevolg van de wisselende stroom aan de anode, wordt er een spanningsverandering opgewekt die groter is dan de stroom aan het negatieve rooster. Op deze manier wordt het signaal versterkt.

2.1.6 Omzetten (2) Het versterkte signaal zal voor het transport via glasvezelkabel eerst moeten worden omgezet. Dit signaal moet eerst worden omgezet in een lichtsignaal. Dit kan door een transceiver gedaan worden (2.1.6.a). Ook in hoofdstuk 2.1.8.a bevat een transceiver, deze is gelijk aan de transceiver van dit hoofdstuk, maar dan de ontvanger. 2.1.6.a Transceiver Als data via een glasvezelkabel verstuurd gaat worden moet het elektrische signaal worden omgezet in een licht signaal, een glasvezelkabel transporteert immers licht. Een transceiver zet het elektrische signaal om in een optisch signaal. Dit wordt gedaan doormiddel van een light-emitting diode of laser diode. De transceiver kan ook het optische signaal omzetten in een elektrische. De transceiver kan dus zowel een signaal versturen (transmit) als ontvangen (receive). De data snelheid van de tranceiver’s verschilt tussen de 100 Mb/s tot 10 Gb/s.

2.1.7 Transporteren (2) Wanneer de signalen zijn versterkt moeten ze getransporteerd worden naar het instrument om weergegeven te worden. Dit signaal is meestal elektrisch en wordt dan getransporteerd via: een koperen (2.1.7.a), coax (2.1.7.b), twisted pair (2.1.7.c) of glasvezel kabels (2.1.7.d). Ook kan het signaal mechanisch (2.1.7.e) worden doorgegeven.

26


Aviation Studies


2.1.7.a Koperen kabel Een koperen kabel is één van de manieren om een elektrisch signaal te transporteren. Koper is een goede geleider, naarmate de stroomsterkte hoger wordt. Het is echter een duur materiaal (kilo prijs 2011: € 6,80) en kan snel doorbranden als de stroomsterkte te hoog wordt. Een koperen kabel kan zowel analoge als digitale informatie transporteren. 2.1.7.b Coaxkabel De coaxkabel bestaat uit een metalen binnengeleider met daar omheen isolerende kunststof hier omheen zit een van metaal gevlochten omhulsel, de buitengeleider. De laag hierna (buitenste laag) is weer een isolerende kunststof. Door de hoge bandbreedte van de coaxkabel kan informatie snel verzonden worden. Een coaxkabel kan zowel analoge als digitale informatie transporteren. 2.1.7.c Twisted pair kabel Een twisted pair kabel bestaat uit twee kabels, die om elkaar heen draaien. Dit is gedaan zodat de kernen van de twee kabels op hetzelfde punt liggen. Hierdoor wordt het magnetische straling verlies gereduceerd. De kabels die om elkaar heen draaien zijn allebei van koper en geïsoleerd. De hoogte van bandbreedte is te vergelijken met die van de coaxkabel. 2.1.7.d Glasvezel kabel Een glasvezel kabel bestaat uit meerdere kleinere kabels. Het gebruik van een glasvezel kabel in tegenstelling tot andere kabels: geeft een hogere transmissiecapaciteit, zeer hoge verzendsnelheid (bandbreedte), lage verliezen, ongevoelig voor magnetische storing en geen storing of ruis. Glasvezel kabels zijn ook goedkoop. 2.1.7.e Mechanisch transport Een mechanisch transport wordt gebruikt als er geen elektrisch signaal is. Er wordt gebruik gemaakt van stangen en tandwielen om signalen door te geven. Deze manier van transport wordt alleen in oudere systemen toegepast.

2.1.8 Omzetten (3) Het signaal wat getransporteerd is moet nu worden omgezet in een signaal wat kan worden weergegeven. Dit kan gedaan worden door middel van: analoog/digitaal convertor (2.1.8.b), digitaal/analoog convertor (2.1.8.c), symbool generator (2.1.8.d). Bij oudere systemen kan een signaal ook mechanisch omgezet worden. 2.1.8.a Transceiver Zie uitleg in hoofdstuk 2.1.6.a 2.1.8.a Analoog/digitaal convertor Als een analoog signaal digitaal moet worden weergegeven wordt een AD convertor gebruikt. De AD convertor zet het analoge signaal om in een digitale, doormiddel van een binaire code. Er kan nu een digitaal signaal worden weergegeven op een scherm van het instrument. 2.1.8.b Digitaal/analoog convertor Een DA convertor wordt gebruikt om een digitaal signaal om te zetten in een analoog signaal. De DA convertor doet precies het tegenovergestelde van de AD convertor. Er kan nu een elektrisch signaal worden weergegeven op een scherm van het instrument.

27


Aviation Studies


2.1.8.c Symbool generator De symbool generator ontvangt data input van de vlieger en signalen van de sensoren. De symbool generator geeft niet alleen symbolen weer maar controleert ook de verkregen gegevens. Deze gegevens worden vervolgens doorgestuurd voor weergaven. De symbool generator kan zowel analoge als digitale signalen verwerken.

2.1.9 Weergave De signalen zullen nu moeten nu worden weergeven zodat de vliegers de opgenomen waarden kunnen aflezen. Er zijn verschillende mogelijkheden om zowel analoge als digitale signalen weer te geven: Analoog (2.1.9.a), de Cathode Ray Tube (2.1.9.b), LCD (2.1.9.c), LED scherm (2.1.9.d) en HUD (2.1.9.e). Ook kan een meting analoog worden weergegeven bijvoorbeeld doormiddel van wijzers. 2.1.9.a Analoog Om het mechanische signaal weer te geven wordt nu een analoge weergave gebruikt. Dit is een wijzerplaat waarop met een wijzer een grootte/eenheid wordt aangegeven. Deze weergave komt veel voor in de oudere vliegtuigen en is goedkoop om in te bouwen. 2.1.9.b Cathode ray tube De Cathode Ray Tube (CRT), ook wel beeldbuis genoemd, bevat een elektronenkanon waar elektronen worden afgeschoten op een fluorescentiescherm. Als dit fluorescentiescherm geraakt wordt door een elektron ontstaat er een oplichting in dat punt. Door afbuigspoelen kunnen de elektronenstralen gestuurd worden zodat er een afbeelding ontstaat op het beeldscherm. 2.1.9.c LCD LCD staat voor Liquid Crystal Display. Een LCD-cel bestaat uit twee glasplaatjes met daartussen een vloeibaar kristal (liquid crystal). Als er een spanning wordt gezet op deze kristallen zijn ze in staat de polarisatierichting van het licht te draaien. TFT (Thin-Film Transistor) displays zijn een verbetering op de LCD’s. In deze schermen zitten drie RGB kleurenfilters (rood, groen en blauw) en een transistor. Deze transistor stuurt het licht door een bepaalde kleur filter. De drie RGB kleurenfilters vormen samen één pixel. 2.1.9.d LED scherm LED schermen maken gebruik van Light Emitting Diodes, deze geven licht af als er een stroom door loopt. De LED schermen hebben geen backlight nodig en zijn hierdoor aanzienlijk dunner en lichter zijn. Tevens is het energieverbruik laag, dit kan 27 watt bedragen en lager, afhankelijk van het type scherm, de grootte en het aantal uur dat deze in gebruik is. 2.1.9.e HUD scherm Een Head Up Display (HUD) is een systeem wat data projecteert op een transparant oppervlak. In toestellen wordt dit gedaan op de vooruit, zo kunnen vliegers in één oogopslag hun instrumenten bekijken zonder opzij te hoeven kijken. Hierdoor kan een vlieger continu recht vooruit blijven kijken wat het vliegen een stuk comfortabeler maakt.

2.1.10 Samengestelde onderdelen Naast de onderdelen die onder één categorie vallen zijn er ook onderdelen die meerdere stappen uitvoeren. Deze instrumenten zijn: een smartprobe (opnemen, transporteren, omzetten) (2.1.10.a), een Air Data Computer (corrigeren, versterken) (2.1.10.b) en een databus (transporteren, omzetten) (2.1.10.c). 28


Aviation Studies


2.1.10.a Smartprobe Een smartprobe is een buis die zowel de totale druk als de statische druk meet en deze direct omzet in een elektrisch signaal. Het voordeel van een smartprobe is dat er geen buizenstelsel nodig is, wat scheelt in gewicht. Ook is een smartprobe een stuk nauwkeuriger dan conventionele meetinstrumenten. De smartprobe aan de linkerzijde van het toestel is bedoeld voor de instrumenten van de gezagvoerder. De smartprobe aan de rechterzijde is bedoeld voor de copiloot. De smartprobes nemen zowel de statische als de dynamische luchtdruk op. Deze twee drukken zet hij meteen om in een elektrisch signaal. 2.1.10.b Air data computer Het elektrische signaal dat van de smartprobes komt, zal door de air data computer gecorrigeerd en versterkt worden. Ad 1. Analoge Air Data Computer (AADC) Tijdens stijgen, dalen, gieren en andere manoeuvres van het toestel verandert de invalshoek van de luchtstroom ten opzichte van de meetinstrumenten. Hierdoor kan er een statische druk opgenomen worden welke niet de werkelijke statische druk is. Dit verschijnsel heet position error en wordt door de AADC met een synchroniseersysteem, met behulp van een servomotor, gecorrigeerd. Ad 2. Digitale Air Data Computer (DADC) Waar de AADC corrigeert op een analoge manier, doet de DADC dit met behulp van microprocessors. Verder werkt de digitale ADC volgens hetzelfde principe als de analoge ADC. Het wezenlijke verschil zit hem dus in dat bij de DACD alle signalen geconverteerd zijn en digitaal getransporteerd worden. Er bevinden zich drie air data computers aan boord, voor elke smartprobe is er één air data computer aanwezig (twee voor elkevlieger en één als back-up). Het elektrisch signaal dat uit de air data computer komt is klaar om weergegeven te worden op de LED schermen. 2.1.10.c Databus ARINC 429 is een databus welke veelal gebruikt wordt in de grotere moderne toestellen. Een databus is een bus die zorgt voor het transport van digitale data. Op dit systeem kunnen twintig ontvangers worden aangesloten waaraan de ARINC 429 de data kan verzenden. Omdat deze databus een duplex systeem is kan er ook data worden opgenomen. Sommige systemen in het toestel versturen hun data parallel (meerde bits naast elkaar). De ARINC 429 zet deze parallelle om in seriële binaire woorden, dat wil zeggen dat bit na bit wordt verzonden. Hierdoor kunnen de snoeren dunner gemaakt worden wat gewicht bespaard. ARINC is een 32-bits systeem, dat houd in dat data woorden van 32 bits breed verzonden kunnen worden, iedere bit staat voor een binaire 1 of 0. De eerste 8 bits vertellen om wat voor soort informatie het gaat. Bits 9 en 10 bevatten informatie over de afzender en de bestemming. Bits 11 tot 29 bevatten informatie over de daadwerkelijke inhoud. Bits 30 en 31 bevatten informatie over de status en de laatste bit is nodig ter controle bij de ontvanger. De data wordt met een snelheid van 100 Kbits/sec verstuurd. De ARINC 629 is de nieuwere versie van de ARINC 429. Deze databus verstuurt data met een snelheid van 2 Mbit/sec in plaats van 100 Kbits/sec. Ook is dit systeem lichter vanwege het kleinere aantal kabels dat nodig is.

2.2 Ontwerp mogelijkheden Aan de hand van het morfologisch overzicht (bijlage IV) zullen er drie systemen ontstaan die te gebruiken zijn in een toestel. Dit is het mechanisch systeem (2.2.1) dat hoofdzakelijk uit mechanische 29


Aviation Studies


onderdelen bestaat. Het tweede systeem is het semi-modern systeem (2.2.2) dat uit zowel mechanische als elektrische onderdelen bestaat. En als laatst het modern systeem (2.2.3) dit is een systeem dat hoofdzakelijk uit elektronica bestaat.

2.2.1 Mechanisch systeem - groen Bij het mechanisch systeem wordt er gebruik gemaakt van de pitotbuis en de statische poort om de totale druk en de statische druk op te nemen. De lucht wordt vervolgend getransporteerd door middel van koperen buizen en komt dan aan bij het membraandoos waar de lucht wordt omgezet naar een signaal. Dit signaal wordt gecorrigeerd door een bimetaal, deze correctie wordt mechanisch versterkt(dit kan gebeuren door middel van tandwielen in verschillende afmetingen). Het versterkte signaal wordt vervolgens mechanische getransporteerd (tandwielen van dezelfde afmetingen) naar een analoge weergave, zodat de vlieger dit kan zien.

2.2.2 Semi-modern systeem - blauw Het semi-modern systeem is een systeem van deze tijd, dit bestaat uit zowel elektrische als mechanische onderdelen. De totale en de statische druk zullen opgenomen worden door middel van de pitotbuis en de statische poort. Deze opgenomen lucht zal getransporteerd worden naar een force balance transducer, dit gebeurd door middel van aluminium buizen. Als de lucht omgezet is naar een signaal zal deze worden versterkt door een transistor. Het versterkte signaal wordt met behulp van koperen kabels naar een digitaal/analoog convertor vervoerd zodat deze er een bruikbaar signaal van kan maken. Dit signaal zal uiteindelijk op een LCD scherm weergegeven worden zodat dit afgelezen kan worden door de vlieger.

2.2.3 Modern systeem - rood Het moderne systeem is zoals de naam al zegt het meest modern, dit systeem bestaat hoofdzakelijk uit elektronica. De dynamische en statische druk worden gemeten met behulp van de pitot-statische buis. De lucht wordt getransporteerd door middel van aluminium leidingen naar de piëzo-sensor die de luchtdruk omzet naar een elektrisch signaal. Het bruikbare signaal versterkt moeten worden, dit gebeurd door middel van transistors. Het versterkte signaal zal verder getransporteerd worden door middel van glasvezel kabels naar de symbool generator, echter moet eerst het signaal worden omgezet naar een optisch signaal door een transceiver. Nadat dit het signaal is getransporteerd zal het ook weer door een transceiver worden omgezet naar een elektrisch signaal. Dit signaal komt aan bij de symbool generator. Deze symbool generator zorgt ervoor dat het signaal omgezet wordt naar een beeld, dit wordt uiteindelijk weergegeven op een LED scherm.

2.3 Voor- en nadelenonderzoek Aan de hand van de drie systemen die ontstaan zijn in het morfologisch overzicht worden in deze paragraaf de voor- en nadelen van deze systemen behandeld. Het eerste is het mechanisch systeem (2.3.1) dat hoofdzakelijk uit mechanische onderdelen bestaat. Het tweede systeem is het semimodern systeem (2.3.2) dat uit zowel mechanische als elektrische onderdelen bestaat. En als laatst het modern systeem (2.3.3) dit is een systeem dat hoofdzakelijk uit elektronica bestaat. Deze systemen worden daarna in een puntenmatrix vergeleken.

2.3.1 Mechanisch systeem Het analoge systeem bestaat voornamelijk uit mechanische onderdelen, deze hebben het voordeel niet afhankelijk te zijn van stroom. Eveneens kunnen deze mechanische onderdelen geen vlam vatten 30


Aviation Studies


waardoor het een heel veilig systeem is. Een mechanisch systeem bevat zwaardere onderdelen dan een semi-modern of modern systeem. Het slijt gevaar is groter dan bij andere onderdelen en de onderdelen moeten regelmatig onderhouden of vervangen worden.

2.3.2 Semi-modern systeem Het opnemen bij een semi-modern systeem gebeurt met de pitotbuis en de statische poort. Dit systeem maakt gebruik van zowel mechanische als elektrische onderdelen. Het elektrisch deel van het systeem wordt lichter door het gebruik van kabels in plaats van leidingen en mechanisme voor het transporteren van de informatie. Bovendien leidt dit tot minder last van slijtage. Door gebruik te maken van een AADC worden verschillende onderdelen vervangen waardoor de gegevens sneller worden weergegeven op de LCD schermen. Een nadeel van dit systeem is dat het duur is.

2.3.3 Modern Systeem Het laatste systeem is het modern systeem. Dit systeem is het meest recente systeem en is volledig gebaseerd op elektronica. Dat brengt een aantal voordelen en nadelen met zich mee. Omdat het modern systeem geavanceerd is zijn de aanschafkosten hoog, echter zijn de onderhoudskosten aanzienlijk lager dan andere systemen. Omdat het modern systeem via computers werkt is de informatie razendsnel en accuraat weergegeven. Om ervoor te zorgen dat er geen foutieve informatie wordt opgenomen zijn er bijvoorbeeld meerdere smartprobes en air data computers op het toestel geplaatst. Een nadeel is dat het systeem bij stroom uitval geen informatie meer weergeeft, daarom zal in een moderne cockpit altijd een mechanisch systeem geplaatst worden voor de veiligheid. Aangezien alle computers aan de hand van kabels met elkaar verbonden zijn, is dit een veel lichter systeem dan een analoog systeem. Deze maakt namelijk gebruik van veel buizen en zware mechanisme. Ook neemt het modern systeem veel minder ruimte in.

2.3.4 Puntenmatrix Om goed weer te geven wat voor luchtvaartmaatschappij ALA het beste systeem is om in de cockpit te plaatsen, is er een puntenmatrix toegevoegd aan dit hoofdstuk. Weegfactor 1. Veiligheid heeft een factor toegekend gekregen van 3,0, hiermee heeft het de hoogste prioriteit, de reden hiervoor spreekt voor zich, veiligheid gaat altijd voor. Teven staat het ook in de wet vastgelegd. 2. Kosten heeft een weegfactor van 2 ,0 gekregen, de kosten zijn voor alle bedrijven heel belangrijk, maar is toch minder belangrijk dan veiligheid. 3. Onderhoud heeft een 2 ,0 toegekend gekregen, dit komt omdat het onderhoud samen hangt met de kosten. Hoe meer onderhoud er gepleegd moet worden, hoe hoger de kosten worden. 4. Gewicht heeft een 2 ,0 toegekend gekregen. Als een systeem minder dan een ander systeem weegt, dan houdt dat in dat er op de kerosine bespaart kan worden of dat er meer vracht mee kan worden genomen op de vlucht. 5. Duurzaamheid heeft een 1,0 toegekend gekregen, vergeleken met de bovengenoemde punten is duurzaamheid het minst belangrijkst. Beoordelingspunten De beoordelingspunten lopen van 1 t/m 10. Hierbij is de 1 de laagste score en de 10 de hoogst haalbare score. 31


Aviation Studies


Mechanisch systeem 1. Veiligheid scoort een 8,0 dit omdat het systeem aan de wettelijk gestelde eisen voldoet. Door dat het een mechanisch systeem is, is het ongevoelig voor stroomstoringen. Wel is het gevoelig voor slijtage. 2. Kosten krijgt een 7,0 toegewezen, de aanschafkosten zijn niet hoog aangezien de mechanische onderdelen volop te verkrijgen zijn en de productiekosten hiervan laag zijn. De onderhoudskosten zijn daar in tegen wel hoog, door dat er gebruik wordt gemaakt van mechanische onderdelen treedt er slijtage op met het gevolg dat onderdelen regelmatig vervangen dienen te worden. 3. Onderhoud krijgt een 3,0 omdat systeem onderhevig is aan slijtage waardoor er regelmatig onderhoud gepleegd moet worden. 4. Het gewicht krijgt een 2,0 toegekend, het mechanisch systeem bestaat uit zware mechanische onderdelen (tandwieloverbrengingen, etc.) in vergelijking tot elektronische onderdelen (printplaten, kabels etc.). Waardoor het mechanisch systeem een stuk zwaarder is dan het semi-modern en het modern systeem. 5. Duurzaamheid scoort een 2,0, het systeem is onderhevig aan slijtage waardoor het systeem geen lange levensduur heeft. Hierdoor zullen er regelmatig onderdelen vervangen moeten worden. Semi-modern systeem 1. Veiligheid scoort een 9,0 dit omdat het systeem aan de wettelijk gestelde eisen voldoet. Dit systeem bevat zowel mechanische als elektrische onderdelen. Het back-up systeem bestaat uit mechanische onderdelen, hierdoor kan een stroomstoring geen levensbedreigende situaties veroorzaken. 2. Kosten heeft een 5,0 gekregen omdat de aanschafkosten hoger zijn dan die van het mechanisch systeem door dat er meer elektronica aanwezig is. Maar de kosten voor het onderhoud liggen lager dan het mechanisch systeem omdat elektronica zeer langzaam slijt. 3. Onderhoud heeft een 6,0 toegekend gekregen omdat er door de elektronica een stuk minder onderhoud noodzakelijk is dan bij het mechanisch systeem. 4. Het gewicht scoort een 6,0 dit is omdat het semi-modern systeem zowel mechanische als elektrische onderdelen bevat. Hierdoor is het lichter dan het mechanisch systeem. Maar het systeem is zwaarder dan het modern systeem, omdat er toch een aantal mechanische onderdelen aanwezig zijn. 5. Duurzaamheid scoort een 7,0 dit omdat er door het gebruik van elektrische onderdelen er minder onderhoud nodig is. Dit heeft tot gevolg dat er minder vaak onderdelen vervangen dienen te worden en er dus minder grondstoffen nodig zijn. Tevens heeft dit systeem een langere levensduur omdat er veel minder slijtage optreedt in vergelijking met het mechanisch systeem. Modern systeem 1. Veiligheid scoort een 9,0 dit omdat er gebruik is gemaakt van de nieuwste onderdelen, deze zijn betrouwbaar. Tevens bestaat het back-up systeem uit mechanische onderdelen, waardoor er bij een stroomstoring het toestel toch zonder problemen aan de grond gezet kan worden. Ook voldoet dit systeem aan de wettelijk gestelde eisen waardoor het als betrouwbaar en veilig mag worden beschouwd.

32


Aviation Studies


2. Kosten scoort een 2,0 omdat de aanschafkosten hoog zijn, vanwege de moderne en kostbare elektronica waaruit het systeem bestaat. Maar er zal veel tijd en geld bespaard worden op de omscholing van personeel en op het onderhoud. 3. Onderhoud heeft een 9,0 toegekend gekregen, door het gebruik van elektrische onderdelen treedt er weinig tot geen slijtage op door dat er geen bewegende onderdelen aanwezig zijn. Hierdoor is er weinig onderhoud noodzakelijk omdat de onderdelen weinig tot niet onderhevig zijn aan slijtage. 4. Het gewicht krijgt een 9,0 toegekend, het modern systeem bevat alleen maar elektrische onderdelen hierdoor is het in tegenstelling tot het mechanisch en semi-modern systeem een licht systeem. 5. Duurzaamheid scoort net als onderhoud een 9,0 omdat er door dat er weinig onderdelen vervangen dienen te worden. Tevens is het zo dat er weinig tot geen slijtage optreed en zo de levensduur van het systeem langer is dan dat van het mechanische en het semi-modern systeem.

2.4 Conclusie Uit dit voor- en nadelen onderzoek is echter gebleken dat het moderne systeem het best past bij de eisen van luchtvaartmaatschappij ALA. In dit hoofdstuk is er georiënteerd naar alle mogelijkheden in een analoog, mechanisch en digitaal systeem. Er is daarvoor een morfologisch overzicht gemaakt van alle mogelijkheden die betrekking hebben tot air data systemen. In dit morfologisch overzicht zijn vervolgens alle drie de mogelijkheden aangegeven om te laten zien welke instrumenten deze bevatten. Daarna zijn alle drie de systemen met elkaar vergeleken op basis van de gestelde eisen.

Veiligheid Kosten Onderhoud Gewicht Duurzaamheid

Weeg factor 3,0 2,0 2,0 2,0 1,0

Totaal Puntenmatrix

Mechanisch 8,0 7,0 3,0 2,0 2,0

Semi-Modern 9,0 5,0 6,0 6,0 7,0

Modern 9,0 2,0 9,0 9,0 9,0

50,0

68,0

76,0

Hoofdstuk 3 Uitvoeringsfase Cockpit In het vorige hoofdstuk is aan de hand van een morfologisch overzicht een voor en nadelen onderzoek gedaan. Aan de hand van deze voor en nadelen is er, met behulp van een punten systeem, gekozen voor een modern systeem. Allereerst zal dit gekozen systeem nader worden toegelicht (3.1). Daarna wordt er gekeken naar hoe de gemeten gegevens op een uniforme manier worden weergegeven op de primary flight display (PFD) (3.2). Een kosten en baten onderzoek wordt uitgevoerd in de hierop volgende paragraaf (3.3). Tot slot volgt er een conclusie (3.4).

3.1 Inbouw systeem In hoofdstuk 2 is er gekozen voor een modern systeem. Dit systeem zal bestaan uit een smartprobe (opnemen, transporteren, omzetten) (3.1.1), een Air Data Computer (corrigeren, versterken) (3.1.2) 33


Aviation Studies


en een ARINC (transporteren, omzetten) (3.1.3). Vervolgens worden de gegevens weergegeven op een LED Scherm (3.1.4). Dit systeem is tot stand gekomen aan de hand van de Boeing 767 manual (bijlage V).

3.1.1 Smartprobe Op het toestel zullen vier smartprobes aanwezig zijn, de reden hiervoor is dat dit geëist wordt door de wetgever. Dit is te vinden in CS-25 1326, pagina 797, 2-GEN-16 (bijlage VII). De smartprobe aan de linkerzijde is bedoeld voor de instrumenten van de gezagvoeder. De smartprobe aan de rechterzijde is bedoeld voor de copiloot. Er is altijd een derde en een vierde smartprobe aanwezig die er zijn voor het geval dat er een error is in een van de smartprobes. Deze zijn aan zowel de linker als de rechterkant geplaatst. De smartprobes nemen zowel de statische als de totale luchtdruk op. Deze twee drukken zet hij meteen om in een elektrisch signaal. De smartprobe vervangt de pitot-statische poort voor het opnemen van de statische- en totale druk en de piëzo sensor om de lucht naar een digitaal signaal om te zetten. Transporteren is niet van toepassing aangezien deze onderdelen in de smartprobe zelf zitten.

3.1.2 Air Data Computer In het gekozen systeem zullen er drie air data computers (ADC) aanwezig zijn, hierbij wordt normaal gesproken de linker ADC gebruikt voor de instrumenten van de gezagvoerder en de rechter voor de copiloot. De derde ADC is een back-up voor eventuele storingen in de andere twee. Op het moment dat één van de twee ADC’s niet naar behoren functioneert, kan er geschakeld worden naar de backup ADC. Deze zal dan het werk overnemen van de defecte ADC. De reden voor het gebruik van drie air data computers is vanwege het feit dat de wetgever altijd een back-up eist. Dit is te vinden in CS25, pagina 564, 2-F-41 (bijlage VII). De air data computer bevat een aantal onderdelen, dit zijn de square law compensation voor het corrigeren en een transistor om het gecorrigeerde signaal te versterken.

3.1.3 ARINC Er zullen drie ARINC databussen aanwezig zijn, net als bij de ADC zal de linker in gebruik zijn voor de instrumenten van de gezagvoerder en zal die aan de rechterzijde in gebruik zijn voor de co-vlieger. Indien er problemen ontstaan bij één van de twee ARINC databussen, kan er geschakeld worden naar de derde ARINC die als back-up fungeert. Hierdoor zal de back-up ARINC het werk overnemen van de defecte ARINC. Door het gebruik van een derde ARINC is er altijd een back-up aanwezig, dit is terug te vinden in CS-25, pagina 564, 2-F-41 (bijlage VII). De ARINC bevat een aantal onderdelen, dit zijn de transceiver voor het omzetten naar optisch signaal, dit is noodzakelijk voor het transporteren door middel van glasvezel kabels. En een symbol generator voor het omzetten van het digitale signaal naar een beeld.

3.1.4 LED Schermen In de cockpit zijn er twee PFD’s aanwezig, één voor de gezagvoerder en één voor de co-vlieger. Beide PFD’s zijn zo geplaatst dat ze, zonder een fysieke inspanning te leveren, gemakkelijk afgelezen kunnen worden. Het elektrisch signaal dat van de ARINC komt, zal door de LED schermen vertaald worden in een bewegend beeld zodat de vliegers de waarden af kunnen lezen. Van het gekozen systeem is een schakelschema(bijlage VI) gemaakt. Een derde scherm is niet noodzakelijk aangezien er ook analoge back-up instrumenten van de basic-t aanwezig zijn. Dit staat beschreven in CS-25,

34


Aviation Studies


pagina 564, 2-F-41 (bijlage VII). Van het gekozen systeem is een schakelschema en een elektrisch schema (bijlage VIII) gemaakt.

3.2 Weergave Systeem In deze paragraaf zal de lay-out van de cockpit beschreven worden. Dat houdt in, de zeven zones waarin de cockpit is ingedeeld (3.2.1). Omdat het ontwerp alleen betrekking heeft tot de Basic Six wordt de desbetreffende zone verder uitgewerkt, het primary flight display (3.2.2).

3.2.1 Indeling cockpit Een cockpit bestaat uit meerdere panelen die overzichtelijk te verdelen zijn in zeven zones (bijlage IX): PFD voor de gezagvoerder (1), PFD voor de copiloot (2), Engine Indicating and Crew Alert System (EICAS) (3), bediening toestel (4), mode control panel (5), communication panel (6) en overhead panel (7). Deze indeling heeft als belangrijkste reden dat veel posities van de panelen wettelijk zijn vastgesteld. Ad1+2. PFD In een moderne cockpit zijn twee PFD schermen geplaatst, een voor de gezagvoerder en een voor de copiloot. De positie van het PFD scherm is centraal voor de vlieger. Op het PFD scherm wordt de Basic Six digitaal weergegeven op een LED scherm. Bij de indeling van het PFD scherm (figuur 3.1) wordt rekening gehouden met de wettelijke eisen (1.3.1). Op het PFD bevinden zich: de airspeed indicator (1), de slip indicator (2), de artificial horizon (3), de altimeter (4), de VSI(5) en de heading indicator(6) 1. 2. 3. 4. 5.

Airspeed Indicator Slip Indicator Artificial horizon Altimeter Vertical speed indicator

6. Heading indicator Figuur 3.1 Primary flight display Ad 3. EICAS Op dit scherm worden de parameters van de motoren weergegeven zoals: fuelflow, oliedruk en olietemperatuur. Ook wordt informatie weergegeven over landing gear, flaps en brandstofhoeveelheid en temperatuur. Als bij een van deze parameters een storing optreedt, gaat er een waarschuwing indicatie branden op het scherm. 35


Aviation Studies


Ad 4. Pedestal Op dit paneel, wat zich tussen beide vliegers geplaatst is, bevinden zich de gashendels waarmee de snelheid van het toestel geregeld kan worden, hendels voor de flaps en de zogenaamde ‘thrust reversers’ (hiermee kan op de motor worden geremd). Op de gashendels bevinden zich ook twee schakelaars als een doorstart (go-around) gemaakt moet worden. Alle systemen worden door deze actie automatisch aangepast om een doorstart mogelijk te maken. Ad 5. Mode control panel Op dit paneel kan ingesteld worden welke taken overgenomen moeten worden door de automatische piloot, zoals de koers en de vliegsnelheid. Ad 6. Communication and navigation panel Hier bevinden zich communicatie radio’s om bijvoorbeeld contact te maken met verkeerstorens. Ook kan de vlieger hier de frequentie van verschillende bakens instellen, hiermee wordt genavigeerd. Ad 7. Overhead panel Op het overhead panel zitten systemen die niet vaak gecorrigeerd hoeven te worden zoals de verlichting van het toestel, de airconditioning en andere elektrische en hydraulische systemen.

3.2.2 Weergave systeem In het vorige hoofdstuk is gekozen voor een weergave op een LED scherm. Alle drie de instrument moeten afgelezen kunnen worden op één enkel LED scherm, zo een scherm wordt het Primary flight display (PFD) genoemd. In deze paragraaf zal beschreven worden hoe het PFD is ingedeeld met de: artificial horizon (3.2.2.a), vertical speed indicator (3.2.2.b), slip indicator (3.2.2.c), heading indicator (3.2.2.d), altimeter (3.2.2.e) en de airspeed indicator (3.2.2.f). 3.2.2.a Artificial horizon Om de Basic T formatie in acht te houden wordt de artificial horizon (figuur 3.2) centraal op het PFD scherm weergegeven. De informatie van de artificial horizon wordt afgelezen over een virtueel blauwe lucht (1) en bruine grond (2) welke gescheiden worden door een witte horizon (3). De vleugels worden weergegeven door de twee zwarte balkjes (4) op de horizon. Op de schaalverdeling (5) kan de pitchhoek Figuur 3.2 Artificial Horizon afgelezen worden, dit gaat per 2,5°. In het plaatje heeft het toestel een pitchhoek van 0°. Mocht het toestel boven en onder bepaalde ingevoerde pitch hoeken komen te vliegen, kan op het scherm een waarschuwing worden weergegeven in de vorm van een rood signaal. De paarse lijnen in de figuur heten flight director bars (6). Deze flight director bars staan in verbinding met de auto pilot. Zodra de auto pilot aangezet wordt verschijnen deze bars en zal de virtuele neus van het toestel in het midden van het kruis blijven.

36


Aviation Studies


3.2.2.b Vertical speed indicator De vertical speed indicator (figuur 3.3) is helemaal rechts in het PFD geplaatst. Dit voldoet aan de eisen omdat de VSI niet binnen de basic T valt en dus niet op een vaste plek hoeft te zitten. De wijzer (1) van de VSI wijst de verticale snelheid van het toestel aan in voet per minuut. De schaalverdeling (2) is niet lineair en wordt per 500 voet per minuut met een wit streepje aangegeven. In de figuur staat de wijzer op nul, dit houdt in dat er level gevlogen wordt. In geval dat er met een verticale snelheid van meer dan 6000 voet per minuut gestegen of gedaald wordt, zal de wijzer een volledige uitslag geven. Figuur 3.3 Vertical speed indicator 3.2.2.c Slip indicator De turn- and slip indicator (figuur 3.4) bestaat uit een vast punt (1) in de vorm van een driehoek met de punt naar onder. Daaronder zit een driehoek (2) die met de punt naar boven wijst. Zodra er een bocht wordt ingezet, gaat de onderste driehoek naar links of naar rechts over de schaal bewegen. De schaalverdeling (3) van de turn and slip indicator is lineair. De eerste drie streepjes geven 10, 20 en 30 graden aan. De twee wat grotere streepjes geven 45 en 60 graden aan. In de figuur is het toestel niet aan het rollen. De slip indicator (4) is het witte balkje wat onder de onderste driehoek zit. Deze kunnen los van elkaar bewegen. Concluderend, het balkje dient altijd precies onder de driehoek te zitten. Is dit niet het geval, wordt er ongecoördineerd gevlogen. In de grotere jets gebeurd dit automatisch en hoeft er door de vlieger geen voetenstuur (rudder) gebruikt te worden om dit te coördineren.

Figuur 3.4 Turn- and slip indicator

3.2.2.d Heading indicator De heading indicator(figuur 3.5) geeft met behulp van een indicatie driehoek(1) aan welke heading er gevlogen wordt. Als het indicatie driehoekje 23 aangeeft, betekent dat er een koers van 230 graden gevlogen wordt. De schaalverdeling(2) op de draaiende kompas schijf(3) is per 5° weergegeven. Op het moment dat de autopilot wordt geselecteerd, komt er, wederom in het paars, een blokje in beeld. Ook wordt er in het paars de gewenste heading(5) weergegeven, welke door de vlieger wordt geselecteerd in het autopilot paneel (mode control panel). De indicatie MAG(4) wordt weergegeven als de koers die gevlogen wordt ten op zichten van het magnetische noorden wordt weergegeven.

Figuur 3.5 Heading Indicator 37


Aviation Studies


3.2.2.e Airspeed indicator De airspeed indicator (figuur 3.6) wordt, volgens het eisenpakket, links van de artificial horizon geplaatst. In de afbeelding hiernaast is deze te zien. De snelheid wordt weergegeven in knopen. Als er op de autopilot wordt gevlogen is dit op de airspeed indicator duidelijk te zien. Bovenaan de strip staat, in het paars, de ingestelde snelheid (1). Om duidelijk aan te geven in welk gebied niet gevlogen mag worden, is dit aangegeven met rode stippen aan de zijkant van de strip (2). De schaalverdeling (3) is lineair en om de 10 knopen is een wit streepje te zien. De paarse pointer (4) aan de zijkant van de strip wijst de gewenste, ingestelde snelheid aan op de strip zelf, deze pointer schuift dus mee. In het zwarte blokje (5) wordt met witte letters de actuele vliegsnelheid weergegeven. Dit is de calibrated airspeed. De minimale manoeuvreer snelheid wordt Figuur 3.6 Airspeed indicator aangeduid met een gele lijn langs de strip (6). In dit gebied mag gevlogen worden, mits er geen manoeuvres worden uitgevoerd. Tenslotte wordt ook nog de actuele snelheid in mach weergegeven (7). 3.2.2.f Altimeter De altimeter (figuur 3.7) geeft de hoogte aan in voeten. Boven de strip staat de gewenste hoogte (1) welke door de vlieger is ingesteld op de autopilot. De schaalverdeling (2) op de hoogtemeter is, evenals de snelheidsmeter, lineair en voor elke 100 voet staat een apart wit streepje. In het midden van de strip wordt in het zwarte blokje (3) de actuele vlieghoogte afgebeeld. Net als de snelheidsmeter heeft de hoogtemeter een zogenaamde pointer (4), deze staat gelijk aan de ingestelde, gewenste hoogte. Zodra er door de vlieger een andere hoogte op het mode control panel wordt ingesteld, veranderd dit dus bovenaan de strip en de pointer zal verschuiven naar de nieuwe, ingestelde hoogte. Onderaan de strip wordt de drukinstelling (5) weergegeven. In dit geval is de hoogtemeter ingesteld op ‘STD’, wat voor standaard staat. Oftewel, de hoogtemeter geeft nu de hoogte van het toestel aan ten opzichte van het 1013.25 hPa vlak.

Figuur 3.7 Altimeter

3.3 Ontwerpaspecten Een nieuw cockpit systeem ontwerpen, ontwikkelen en inbouwen kost geld maar kan op de lange termijn geld besparen. Dit is afhankelijk van de directe (3.3.1) en indirecte kosten (3.3.2) dat een nieuw ontwerp met zich meebrengt. Verder zijn ook de baten (3.3.3), de veiligheidsaspecten (3.3.4) en de duurzaamheid (3.3.5) van het systeem uitgelegd.

38


Aviation Studies


3.3.1 Directe kosten Kosten die direct te maken hebben met het gekozen moderne systeem zijn directe kosten. Deze blijven onveranderd, ongeacht de duur en hoeveelheid dat het systeem gebruikt wordt. Hieronder vallen bijvoorbeeld de aanschafkosten. Directe kosten kunnen worden onderverdeeld in vaste kosten (3.3.1a) en variabele kosten (3.3.1b). 3.3.1a Vaste kosten Een nieuwe cockpit inbouwen is een grote investering, het in de arm genomen team om deze te ontwerpen zal dan ook enige kosten met zich meebrengen. Dit team bestaat uit experts, welke per uur betaald worden. Dan zijn er natuurlijk de aanschaf kosten. Zodra ALA het besluit neemt het moderne systeem in de gehele vloot in te bouwen, gaat dit geld kosten. Dit moderne systeem is duurder in de aanschaf dan het mechanische systeem. Nadat alle onderdelen afzonderlijk zijn goedgekeurd kunnen ze worden ingebouwd. Dit gaat uiteraard ook niet zonder bijkomende kosten. Het inbouwen zal worden gedaan door een speciaal gecertificeerd team. Zodra dit is gebeurd, moet elk toestel testen uitvoeren en bepaalde testvluchten maken. Dit gaat vanzelfsprekend ook gepaard met kosten, deze kan projectgroep aiR echter niet benaderen omdat gegevens hierover vrijwel onmogelijk te verkrijgen zijn. 3.3.1b Variabele kosten Onder variabele kosten vallen voornamelijk de kosten die het onderhoud met zich meebrengen. Voorafgaand aan iedere vlucht moet er een zogenaamde trip-check worden uitgevoerd. Dit zal met het moderne systeem een veel kortere tijd vergen dan met het mechanische systeem. Doordat het moderne systeem grotendeels zichzelf kan checken, kost dit minder arbeidsuren wat scheelt in de kosten. Naast de trip-check zijn er nog andere checks, bijvoorbeeld servicechecks en A-, B-, C- en Dchecks. Deze checks worden ofwel na een bepaald aantal vlieguren, ofwel na een vaste periode uitgevoerd. De servicechecks zijn uitgebreider dan trip-checks, maar op deze wordt juist geld bespaard met ingang van het moderne systeem. Dit omdat deze checks bij het moderne systeem simpelweg een stuk sneller verlopen in vergelijking met het mechanische. Ook zullen problemen sneller gevonden en opgelost kunnen worden omdat het een veel beter gecentreerd systeem is. De meest uitgebreide check is de D-check, deze neemt een aantal weken in beslag en dit kost natuurlijk enorm veel geld aangezien een toestel alleen geld verdient als deze vliegt. Bij het check wordt ieder onderdeel afzonderlijk gecontroleerd.

3.3.2 Indirecte kosten De indirecte kosten staan niet direct in verband met het gekozen, moderne systeem. Hieronder valt bijvoorbeeld het opleiden van vliegers. Elke nieuwe vlieger van ALA zal een zogenaamde typerating moeten doen, waarbij de vlieger volledig wordt opgeleid volgens de normen en waarden van ALA en zijn nieuwe systeem. Daarbij komt dat er een simulator moet worden gebouwd met het moderne systeem om vliegers in op te leiden, deze kosten zullen ook voor ALA zijn. Het toestel zal af en toe aan de grond komen te staan. Als het geïnspecteerd moet worden kost dit geld. Niet alleen omdat de luchtvaartmaatschappij omzet misloopt, ook is het inhuren van een hangaar ontzettend duur.

39


Aviation Studies


3.3.3 Baten Voordat er een nieuw cockpit systeem wordt ingebouwd, wordt er gekeken naar de baat die een bedrijf hierbij heeft en of dit de kosten kan gaan drukken. Op de korte termijn zal ALA veel geld moeten investeren in het gekozen moderne systeem. ALA zal echter op de lange termijn wel baat hebben bij het moderne systeem. Dit zit hem ten eerste in de onderhoudskosten. Het moderne systeem zal veel minder kosten met zich meebrengen omdat alles digitaal gaat en geen gebruik wordt gemaakt van tandwieltjes en andere slijtende onderdelen. Ook zit het moderne systeem veel dichter bij elkaar en zijn problemen makkelijker te vinden. Een ander groot voordeel van het moderne systeem is dat, wegens de uniformiteit, cockpitcrews gemakkelijk kunnen vliegen op de gehele vloot. Dit brengt als voordeel met zich mee dat crews flexibel kunnen worden ingezet en er maar eenmalig een typerating nodig is. Tenslotte het laatste en misschien wel grootste voordeel; gewichtsbesparing. Luchtvaartmaatschappijen halen de grote winst uit het vervoeren van vracht. Het modern systeem is aanzienlijk lichter doordat het geen gebruik maakt van zware buizen en bekabeling. Hierdoor wordt er op elke vlucht een grote winst geboekt in vergelijking met het mechanische systeem. Dit zal na een bepaalde periode uitvloeien in een zogenaamd ‘break-evenpoint’ (figuur 3.8), waar de extra kosten Figuur 3.8 het Break-evenpoint van het moderne systeem veranderen in winst.

3.3.4 Veiligheidsaspecten In de luchtvaart ligt de lat van eisen hoger dan bij ieder andere manier van transport. Dit is omdat een klein ongeluk relatief grote en meestal fatale gevolgen kan hebben. Daarom moet een toestel zijn werk perfect doen. Ook om deze reden wordt er goed geïnspecteerd door Inspectie Verkeer en Waterstaat, voldoet een toestel niet aan de eisen (1.3.1), dan mag het niet vliegen. Voldoet het toestel wel dan is de kans dat het fout gaat heel klein. Het toestel is namelijk opgebouwd uit meerdere systemen, dit om ervoor te zorgen dat als er iets afwijkt in het ene systeem er dan altijd door gevlogen kan worden op een ander systeem. In het geval van het modern systeem is het driedubbel uitgevoerd. Twee maal modern, één voor de gezagvoerder en één voor copiloot. Dit zijn de standaard systemen, waarmee onder normale condities wordt gevlogen. In dit systeem zijn ook weer allemaal veiligheden gebouwd. Zo zit er bijvoorbeeld niet één smartprobe op het toestel, maar zijn het er vier. Aan beide kanten van de romp twee, die de opgenomen gegevens met elkaar vergelijken en uitschakelen als er ijsvorming plaats vind in een van de smartprobes. Ook zijn er meerdere Air Data Computers en LCD-schermen aan boord om de gegevens te verwerken en weer te geven. Mocht de stroom dan uitvallen dan zal er mechanisch een RAT(Ram Air Turbine) uitklappen en noodstroom opwekken. Ook is er één mechanisch systeem aan boord, mocht de stroom en noodstroom uitvallen dan kan met dit systeem geland worden.

40


Aviation Studies


3.3.5 Duurzaamheid Bij het ontwerpen van een uniforme cockpit is het van belang te weten hoe lang een toestel met een bepaald systeem kan doen. Ook is duurzaamheid een van de eisen van de opdrachtgever. Door gebruik te maken van modern apparatuur is de levensduur van zo’n systeem langer. Om de kosten zo laag mogelijk te houden, is het belangrijk dat het systeem zo lang mogelijk goed werkt. Behalve als back-up instrumenten heeft het nieuwe systeem geen analoge apparatuur en hierdoor geen last van slijtage. Verder is het gebruik van een glasvezel kabel duurzaam, omdat glasvezel kabels onbrandbaar en niet gevoelig voor elektromagnetisch velden zijn. De gegevens die de vliegers nodig hebben zullen op en LED scherm verschijnen; LED schermen hebben een levensduur die twee keer zolang is als een LCD scherm. Door het gebruik van deze duurzame materialen zal de vloot van ALA duurzaam zijn.

3.4 Aanbeveling Uit de gehele uitvoeringsanalyse blijkt dat het moderne systeem goed aansluit bij de wensen en eisen van de nieuwe luchtvaartmaatschappij Amsterdam Leeuwenburg Airlines. Eerst is geanalyseerd uit welke onderdelen het systeem bestaat, waarna goed is gekeken naar de vervangende onderdelen. Hieruit is gebleken dat de standaard onderdelen in een modern systeem goed vervangen kunnen worden door: smartprobes, Air Data Computers en ARINC. Dit zorgt ervoor dat minder gewicht hoeft worden meegedragen tijdens een vlucht. Vervolgens is het gehele primary flight display aan de hand van weten regelgeving ingedeeld. In het break-evenpoint wordt getoond, dat hoewel de startkosten bij het modern systeem hoger zijn. Dat de uiteindelijke onderhoudskosten lager zijn en er een grotere winst gemaakt kan worden als bij traditionele systemen. Als er dus met het moderne systeem gewerkt gaat worden, zal dit op de lange termijn meer winst opleveren voor luchtvaartmaatschappij ALA. Daarom adviseert projectgroep aiR om bij de aanschaf van de nieuwe toestellen te investeren in het moderne systeem.

41


Aviation Studies


Bijlage I.

Schematisch Air Data Systeem..................................................................................................ii

II.

Hoogte instellingen ..................................................................................................................iii

III.

Morfologisch Overzicht ............................................................................................................ iv

IV.

Morfologisch Overzicht .............................................................................................................v

V.

Boeing 767 Manual .................................................................................................................. vi

VI.

Schakelschema ........................................................................................................................ vii

VII.

2-GEN–16 ............................................................................................................................... viii

VIII.

Elektrisch Schema .....................................................................................................................x

IX.

Indeling van de zones............................................................................................................... xi

X.

Groep aiR ................................................................................................................................ xii

XI.

Contactgegevens ..................................................................................................................... xii

XII.

Piramide model ...................................................................................................................... xiii

XIII.

Takenlijst ................................................................................................................................ xiv

XIV.

De Projectopdracht ................................................................................................................. xv

XV.

Literatuurlijst........................................................................................................................ xviii Boekenlijst....................................................................................................................... xviii Presentatielijst .................................................................................................................. xix Internetmedialijst .............................................................................................................. xx

XVI.

Termenlijst ............................................................................................................................ xxii

42


I.

Aviation Studies


Schematisch Air Data Systeem

Figuur B.3 het Schematisch Air Data Systeem

ii


II.

Aviation Studies


Hoogte instellingen

Figuur B.4 de hoogte instellingen

iii


III.

Aviation Studies


Morfologisch Overzicht

iv


IV.

Aviation Studies


Morfologisch Overzicht

v


V.

Aviation Studies


Boeing 767 Manual

Figuur B.7 gescande Boeing 767 Manual

vi


VI.

Aviation Studies


Schakelschema

Figuur B.8 het schakelschema

PFD: Arinc B: ADC: ADC B: Sm. pro.: Pit. St. poort:

primary flight display arinc back-up air data computer air data back-up Smart probe Pitot-statische poort

  

Zwarte lijn: Systeem Rode lijn: Schakel systeem (voor als er onderdelen defect raken) Licht rode lijn: Back-up systeem (analoog)

vii


VII.

Aviation Studies


2-GEN–16

Annex to ED Decision 2011/004/R Amendment 11 • The flight crew’s ability to turn off a display (for example, full bright display at night). • Protections provided by other systems (for example, flight envelope protection or augmentation systems). (2) The mitigation means should be described in the safety analysis/assessment document or by reference to another document (for example, a system description document). The continued performance of the mitigation means, in the presence of the failure conditions, should also be identified and assured. (3) The safety assessment should include the rationale and coverage of any display system protection and monitoring philosophies used in the design. The safety assessment should also include an evaluation of each of the identified display system failure conditions and an analysis of the exposure to common mode/cause or cascade failures in accordance with AMC 25.1309. Additionally, the safety assessment should justify and describe any functional partitioning schemes employed to reduce the effect of integrated component failures or functional failures. d. Validation of the Classification of Failure Conditions and Their Effects. There may be situations where the severity of the effect of the failure condition identified in the safety analysis needs to be confirmed. Laboratory, simulator, or flight test may be appropriate to accomplish the confirmation. The method of validating the failure condition classification will depend on the effect of the condition, assumptions made, and any associated risk. If flight crew action is expected to cope with the effect of a failure condition, the information available to the flight crew should be useable for detection of the failure condition and to initiate corrective action. e. System Safety Guidelines (1) Experience from previous certification programmes has shown that a single failure due to a loss or malfunction of the display system, a sensor, or some other dependent system, which causes the misleading display of primary flight information, may have negative safety effects. It is recommended that the display system design and architecture implement monitoring of the primary flight information to reduce the probability of displaying misleading information. (2) Experience from previous certification programmes has shown that the combined failure of both primary displays with the loss of the standby system can result in failure conditions with catastrophic effects. (3) When an integrated standby display is used to provide a backup means of primary flight information, the safety analysis should substantiate that common cause failures have been adequately addressed in the design, including the design of software and complex hardware. In particular, the safety analysis should show that the independence between the primary instruments and the integrated standby instruments is not violated because the integrated standby display may interface with a large number of aeroplane components, including power supplies, pitot static ports, and other sensors. (4) There should be a means to detect the loss of or erroneous display of primary flight information, either as a result of a display system failure or the failure of an associated sensor. When loss or malfunction of primary flight information is detected, the means used to indicate the lost or erroneous information should ensure that the erroneous information will not be used by the flight crew (for example, removal of the information from the display or placement of an “X” through the failed display). (5) The means used to indicate the lost or erroneous information, when it is detected, should be independent of the failure mechanism. For example, the processor that originates the erroneous parameter should not be the same processor that annunciates or removes the erroneous parameter from the display. Common mode failures of identical processor types should be considered (for example, common mode failures may exist in a processor used to compute the display parameters and an identical processor used for monitoring and annunciating failures.) (6) A catastrophic failure condition should not result from the failure of a single component,

viii


Aviation Studies


part, or element of a system. Failure containment should be provided by the system design.

CS–25 BOOK 2 6. BACKGROUND a. General. For a number of years aeroplane systems were evaluated to specific requirements, to the "single fault" criterion, or to the fail-safe design concept. As later-generation aeroplanes developed, more safety-critical functions were required to be performed, which generally resulted in an increase in the complexity of the systems designed to perform these functions. The potential hazards to the aeroplane and its occupants which could arise in the event of loss of one or more functions provided by a system or that system's malfunction had to be considered, as also did the interaction between systems performing different functions. This has led to the general principle that an inverse relationship should exist between the probability of a Failure Condition and its effect on the aeroplane and/or its occupants (see Figure 1). In assessing the acceptability of a design it was recognised that rational probability values would have to be established. Historical evidence indicated that the probability of a serious accident due to operational and airframe-related causes was approximately one per million hours of flight. Furthermore, about 10 percent of the total were attributed to Failure Conditions caused by the aeroplane's systems. It seems reasonable that serious accidents caused by systems should not be allowed a higher probability than this in new aeroplane designs. It is reasonable to expect that the probability of a serious accident from all such Failure Conditions be not greater than one per ten million flight hours or 1 x 10-7 per flight hour for a newly designed aeroplane. The difficulty with this is that it is not possible to say whether the target has been met until all the systems on the aeroplane are collectively analysed numerically. For this reason it was assumed, arbitrarily, that there are about one hundred potential Failure Conditions in an aeroplane, which could be Catastrophic. The target allowable Average Probability per Flight Hour of 1 x 10-7 was thus apportioned equally among these Failure Conditions, resulting in an allocation of not greater than 1 x 10-9 to each. The upper limit for the Average Probability per Flight Hour for Catastrophic Failure Conditions would be 1 x 10-9 , which establishes an approximate probability value for the term "Extremely Improbable". Failure Conditions having less severe effects could be relatively more likely to occur. b. Fail-Safe Design Concept. The CS-25 airworthiness standards are based on, and incorporate, the objectives and principles or techniques of the fail-safe design concept, which considers the effects of failures and combinations of failures in defining a safe design. (1) The following basic objectives pertaining to failures apply: (i) In any system or subsystem, the failure of any single element, component, or connection during any one flight should be assumed, regardless of its probability. Such single failures should not be Catastrophic. (ii) Subsequent failures during the same flight, whether detected or latent, and combinations thereof, should also be assumed, unless their joint probability with the first failure is shown to be extremely improbable. (2) The fail-safe design concept uses the following design principles or techniques in order to ensure a safe design. The use of only one of these principles or techniques is seldom adequate. A combination of two or more is usually needed to provide a fail-safe design; i.e. to ensure that Major Failure Conditions are Remote, Hazardous Failure Conditions are Extremely Remote, and Catastrophic Failure Conditions are Extremely Improbable: (i) Designed Integrity and Quality, including Life Limits, to ensure intended function and prevent failures. (ii) Redundancy or Backup Systems to enable continued function after any single (or other defined number of) failure(s); e.g., two or more engines, hydraulic systems, flight control systems, etc. 2-F-41 Annex to ED Decision 2011/004/R Amendment 11

ix


VIII.

Aviation Studies


Elektrisch Schema

Figuur B.9 het elektrisch schema PFD: Primary Flight Display ADC: Air Data Computer Sm. pro.: Smartprobe RAT: Ram Air Turbine Zwarte lijn: Rode lijn:

Normale stroom voorziening Back-up stroom voorziening

x


IX.

Aviation Studies


Indeling van de zones

Figuur B.10 de Indeling van de zones 1. PFD voor de gezagvoerder 2. PFD voor de copiloot 3. Engine Indicating and Crew Alert System(EICAS) 4. Bediening vliegtuig 5. Mode control panel 6. Communication panel 7. Overhead panel

xi


X.

XI.

Aviation Studies


Groep aiR

Contactgegevens

xii


XII.

Aviation Studies


Piramide model

xiii


XIII.

Aviation Studies


Takenlijst

xiv


XIV.

Aviation Studies


De Projectopdracht

xv


Aviation Studies


xvi


Aviation Studies


xvii


XV.

Aviation Studies


Literatuurlijst

Boekenlijst G. de Jong Electro-mechanical instruments in aircraft 1986

E.H.J. Pallet Aircraft instruments & Integrated systems Eerste druk - 1992

F.J. Siers Methodisch ontwerpen Derde druk - 2007

M. van den Hoeven Bouwen aan je project verslag 2011

J.D. Anderson jr Introduction to Flight Zesde & zevende druk - 2008

R. Elling - B. Andeweg - J. de Jong - C. Swankhuizen Rapportage Techniek 2005

xviii


Aviation Studies


Presentatielijst Workshop “General Aviation” Presentatie op 19 november 2010 “General Aviation” door Fred Abbink Samenwerking van LvNL, KNVvL Workshop “Gadgets in de cockpit” Presentaties op 18 november 2011 “Certificatie van avionica systemen” door Ron van de Leijgraaf (IVW) “Ongevalsanalyse in relatie tot vliegveiligheid in de General Aviation” door Jos van Ruitenbeek ( Onderzoeksraad voor de Veiligheid) “Veilighe idsanalyse van vliegtuigsystemen” door Olav van Bockel (Aviation Consultant) Samenwerking van: Nederlands Instituut voor Navigatie (NIN), Luchtverkeersleiding Nederland (LVNL), Aircraft Owners & Pilots Association (AOPA), Koninklijke Nederlandse Vereniging voor Luchtvaart (KNVvL). Inleidin Aviation Presentaties in semester 1 en 2

xix


Aviation Studies


Internetmedialijst www.wetenschap.infonu.nl/luchtvaart/75060-artificial-horizon-kunstmatige-horizon.html Geraadpleegd op: 21-09-2011

www.wetenschap.infonu.nl/luchtvaart/75057-gyroscoop-systemen.html Geraadpleegd op: 21-09-2011

http://www.zweefvliegopleiding.nl/LAPL%28S%29/algemene%20kennis%20van%20het%20zweefvlie gtuig/instrumenten/instrumentendc2.htm Geraadpleegd op: 21-09-2011

http://www.pipingdesign.nl/mbo%20piping/pagina3-1-2-1.htm Geraadpleegd op: 08-10-2011

http://wetenschap.infonu.nl/luchtvaart/75060-artificial-horizon-kunstmatige-horizon.html Geraadpleegd op: 08-10-2011

http://wetenschap.infonu.nl/luchtvaart/75057-gyroscoop-systemen.html Geraadpleegd op: 08-10-2011

http://www.pilotfriend.com/training/flight_training/fxd_wing/attitude.htm Geraadpleegd op: 08-10-2011

http://www.faa.gov/ Geraadpleegd op: 08-10-2011

http://www.pilotfriend.com/training/flight_training/fxd_wing/vsi.htm Geraadpleegd op: 08-10-2011

www.pilotfriend.com Geraadpleegd op: 09-10-2011

xx


Aviation Studies


www.allstar.fiu.edu Geraadpleegd op: 09-10-2011

http://web.mit.edu/physics/people/faculty/lewin_walter.html Geraadpleegd op: 14-10-2011

xxi


XVI.

Aviation Studies


Termenlijst

xxii


Aviation Studies


xxiii

Projectverslag: De Basic Six

Recommend Documents