ForschungsverbundLeiser Verkehr

Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren

Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V.

Forschungsbericht 2005-19

Untersuchung der Fliegbarkeit von lärmoptimierten Anflugverfahren durch den Piloten E. M. Elmenhorst J. Heider R.G. Huemer W. Jans R. König O. Lehmann H. Maaß S. Nowack H. Neb G. Plath A. Samel G. Saueressig E. Schubert H. Soll M. Vejvoda

DLR-Institut für Luft- und Raumfahrtmedizin Köln und Hamburg DLR-Institut für Flugsystemtechnik, Braunschweig Deutsche Lufthansa AG, Köln und Frankfurt Technische Universität Berlin 189 Seiten 75 Bilder 24 Tabellen 49 Literaturstellen Anhang

Förderung:

Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Forschungsbericht 2005-19 Untersuchung der Fliegbarkeit von lärmoptimierten Anflugverfahren durch den Piloten E. M. Elmenhorst* J. Heider** R.G. Huemer** W. Jans*** R. König** O. Lehmann**** H. Maaß* S. Nowack* H. Neb*** G. Plath* A. Samel* G. Saueressig*** E. Schubert**** H. Soll* M. Vejvoda*

* Institut für Luft- und Raumfahrtmedizin Köln und Hamburg ** Institut für Flugsystemtechnik, Braunschweig *** Deutsche Lufthansa AG, Köln und Frankfurt **** Technische Universität Berlin 189 Seiten 75 Bilder 24 Tabellen 49 Literaturstellen Anhang

II

Inhaltsverzeichnis

Vorwort........................... ............................. VI

Abkürzungsverzeichnis................................................................................VIII

1. Einleitung.................... ............................. 1

2. Methoden............................................................................................……. 8

2.1 Full-Flight-Simula ………. 8

2.1.1 Lufthansa Flight Training A320-200 Flugsimulator………….. 8

2.1.2 ZFB A330/340 Sim gebung

an der TUB… ........................................................... . 9

2.2 Auslegung eines lä flugverfahrens.......................... 13

2.3 Lärmberechnungsprogramme.......................................................…... 18

2.3.1 SIMUL......... ............................................… 18

2.3.2 Integrated No M).............................................…... 21

2.4 Hypothesen zur te chbarkeit des Verfahrens.................. 22

3. Übersicht zur Versuchsdurchführung.......................................................... 25

3.1 Kollektiv und Untersuchungsablauf..................................................... 25

4. Ergebnisse................................................................................................... 28

4.1 Flugtechnische Da ........................................................ 28

4.1.1 Auswertbarke 28

4.1.2 Ergebnisse de he Daten)......... 31

4.2 Debriefing-Frageb

4.2.1 Debriefing-F

4.2.2 Anflugbewertung durch Checkpiloten (APRS-Scale)................. 73

4.2.3 Anflugbewertung durch Checkpiloten......................................... 76

4.2.4 Zusammenfa .............................................. 78

4.3 Beurteilungen zur Belastung und Beanspruchung............................... 80

4.3.1 Ermüdung..................................................................................... 80

4.3.2 Karolinska Sleepiness Scale........................................................ 84

4.3.3 Wachheit...................................................................................... 86

...................................................

.................................................

toren.A320 und A330........................……

ulator und Forschungsum

…………...

rmreduzierten An

................................

ise Model (IN

chnischen Ma

ten...................

it der Daten............................................................

r Simulatorversuche (flugtechnisc

ogen und Anflugbewertung.................................... 52

ragebogen................................................................ 52

ssung und Diskussion

III

4.3.4 Spannung...................................................................................... 88

.

............... 118

4.5 eite

5.5

5.6

4.3.5 Arbeitsbelastung (NASA-TLX)................................................... 89

4.3.6 Zusammenfassung und Diskussion der Ergebnisse..................... ..92

4.4 Elektrophysiologischen Untersuchungen............................................ ..95

4.4.1 Einleitung..................................................................................... ..95

4.4.2 Methodik...................................................................................... ..97

4.4.3 Auswertung und Ergebnisse...........................................................99

4.4.4 Diskussion.....................................................................

W re physiologische Parameter....................................................... 120

4.5.1 Blutdruck...................................................................................... 120

4.5.2 Stresshormon Cortisol.................................................................. 123

5. Bewertung und Diskussion.......................................................................... 130

5.1 Aufgabenerfüllung............................................................................... 130

5.2 Einschränkungen der Aussagekraft der Ergebnisse............................. 130

5.2.1 Wetter, FMS, Prozeduren............................................................ 130

5.2.2 Lärmminderungspotential............................................................ 132

5.2.3 Übertragbarkeit der Ergebnisse für A320/A330 auf andere

Flugzeugtypen............................................................................. 133

5.2.4 Vergleichbarkeit der Ergebnisse zu A320 und A330 bzgl.

Genauigkeit bei der Einhaltung der geflogenen Profile.............. 134

5.3 Bewertung der Pilotenbefragungen...................................................... 136

5.4 Bewertung der Befragung zu Belastung und Beanspruchung.............. 136

Bewertung der physiologischen Untersuchungen................................ 138

Zusammenfassende Bewertung aus fliegerischer Sicht....................... 141

6. Ausblick...................................................................................................... 143

6.1 Verbesserung der Verfahren und der Unterstützung....................... 143

6.2 Anpassung an andere Flugzeugtypen.............................................. 145

6.3 Technische Verbesserungen............................................................ 146

6.4 Systemtechnische Überlegungen.................................................... 147

IV

6.5 Validierungsstudien zur Belastung und Akzeptanz........................ 149

A3

7. Zusammenfassung....................................................................................... 151

8. Literatur....................................................................................................... 155

Anhang............................................................................................................ 161

A1: Debriefing-Bögen................................................................................ 161

A2: Beobachtungsbogen zur Anflugbewertung durch Checkpiloten......... 171

: Ergebnisse der Beobachtungen (Fragebögen aus Anhang A2)........... 174

A4: Approach Procedure Rating Scale (APRS)…………………………. 175

B: Tabellen zur statistischen Auswertung von

Herzfrequenz und Blinkrate.................................................................. 176

V

Vorwort

Fluglärm gefährdet die zukünftige Entwicklung des Luftverkehrs, da Flughafen-

anrainer sich durch den ansteigenden Luftverkehr belästigt und/oder in ihrer Ge-

Verfahren ist Ziel eines For-

vom Bundesminister für Bildung und Forschung (BMBF) gefördert wird.

Auch in der Vergangenheit wurden schon Flugverfahren hinsichtlich ihres Po-

tentials der Verminderung von Lärmimmissionen erprobt und eingesetzt. Durch

die technische Verbesserung der Triebwerke ist die Schallleistung erheblich ge-

senkt worden, so dass heutzutage bei Landeanflügen die Umströmungsgeräu-

sche einen wesentlichen Beitrag zur Geräuschemission leisten. Vor diesem Hin-

tergrund ist eine weitere Verbesserung von geräuscharmen Ab- und Anflugver-

fahren im Hinblick auf eine Reduzierung der Geräuschgesamtbelastung in der

Umgebung von Flughäfen dringend erforderlich.

Allerdings müssen die sicherheitsrelevanten Aspekte von geänderten Ab- und

Anflugverfahren beachtet werden. Denn unter der Bedingung, dass die Sicher-

heit des Flugbetriebs Vorrang vor möglichen Lärmreduktionsmaßnahmen haben

muss, ist einerseits die technische Sicherheit von Bedeutung, andererseits muss

die optimale Funktion des menschlichen Operators bei neuen Flugverfahren si-

cher gestellt sein.

Innerhalb des Verbundprojekts „Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren“

wurde deshalb getestet, ob und inwieweit sich die Belastung, Beanspruchung

und Akzeptanz von Piloten unter neuartigen Anflugverfahren ändert. Dazu wur-

den Vergleiche zwischen einer heutzutage üblichen Standardprozedur und einem

sundheit beeinträchtigt fühlen. Eine Möglichkeit, kurz- bzw. mittelfristig den

Lärm in der Umgebung von Flughäfen bei gleichem oder sogar wachsendem

Flugaufkommen zu senken, besteht in „lärmoptimierten“ Ab- und Anflugverfah-

ren. Die Entwicklung und Überprüfung solcher

schungsprojekts, das im Forschungsverbund „Leiser Verkehr“ entstanden ist und

VI

geänderten Anflugverfahren unter simulierten Bedingungen hinsichtlich ihrer

srelevanz durch Flugzeugführer angestellt.

diesem Vorhaben haben das DLR-Institut für Luft- und Raumfahrtmedizin,

alyse der Untersuchungen wäre diese Studie nicht möglich

Sicherheit

In

das DLR-Institut für Flugsystemtechnik, die Deutsche Lufthansa AG und die

Technische Universität Berlin zusammengearbeitet.

In diesem Forschungsbericht werden die Herangehensweise, die Studienwerk-

zeuge, die Durchführung und die Ergebnisse der Experimente dargestellt. Die

Ergebnisse werden diskutiert und bewertet. Aus den Bewertungen werden einige

Empfehlungen für weitergehende und notwendige zukünftige Maßnahmen auf-

gezeigt und Schlussfolgerungen für praktische Anwendungen gezogen.

Die Kooperation zwischen den beteiligten Einrichtungen war von Beginn an

hervorragend. Durch gemeinsame Planungstreffen, Besprechungen über die Da-

tenanalyse und die Ergebnisse sind die in diesem Projekt vorgesehenen Ziele

erreicht worden.

Dieser Bericht bildet den formalen Abschluss der Einzelaufgabe. Die Ergebnisse

werden in einige der anderen Projekte innerhalb des Forschungsverbundprojekts

„Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren“ und in andere weiter führende Ar-

beiten einfließen.

Die Autoren dieses Berichts bedanken sich bei den Piloten, die sich für die nicht

immer leichte Aufgabe dieser Einzelaufgabe freiwillig zur Verfügung gestellt

haben, ganz herzlich für ihr Engagement. Ohne die ständige Hilfe des Betriebs-

personals der Simulatoren und ohne die stetige Unterstützung von Kolleginnen

und Kollegen aus den beteiligten Einrichtungen bei der Vorbereitung, Durchfüh-

rung und Datenan

gewesen. Ihnen sei an dieser Stelle ebenfalls herzlich gedankt.

Dr. Alexander Samel

VII

Abkürzungsverzeichnis

A

A320 Airbus 320 (Kurz- bis Mittelstreckenpassagierflugzeug)

A330 Airbus 330 (Mittel- bis Langstreckenpassagierflugzeug)

pm beats per minute (Herzschläge pro Minute)

aptain, Kapitän

utsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt

lyStat Flugstatus (PF/PNF)

anagement- und Flugführungssystem (Flight Management

and Guidance System)

FMS Flugmanagementsystem (Flight Management System)

AFS Auto-Flight System

AOM Aircraft Operations Manual

APRS Approach Procedure Rating Scale

B

b

C

CP / CPT C

D

dB(A) Dezibel, A-gewichtet

DLR De

DME Distance Measuring Equipment

F

FAA Bundesluftfahrtbehörde der USA (Federal Aviation Administra-

tion)

FCS Flugregelungssystem (Flight Control System)

FFS Full Flight Simulator

F

FMGS Flugm

VIII

FMGES Flight Management and Guidance and Envelope System

O First Officer, Co-Pilot

A Flugbahnwinkel (Flight Path Angle)

n Höhenangaben)

l Positioning System)

GF Helmholtz-Gemeinschaft deutscher Großforschungseinrichtun-

gen

AO International Civil Aviation Organization

Instrumentenlandesystem (Instrument Landing System)

erechnungsprogramm der FAA)

S Karolinska Sleepiness Scale

ax , A-Gewichtet

rdanflugprofil zur Lärmredukti-

F

FP

FT Längeneinheit Fuß (1ft = 0,3048m)

G

GND Boden (Ground, Referenz vo

GPS Satellitennavigationssystem (Globa

H

HF Herzfrequenz

H

I

IC

ILS

INM Integrated Noise Model (Lärmb

ISA Standardatmosphäre

K

KS

KT Geschwindigkeitseinheit Knoten (1kt = 1,852 km/h)

L

LAM Maximaler Lärmpegel

LDLP Low Drag Low Power (Standa

on)

IX

M

M Mittelwert

MSL Mean Sea Level (Höhe mittlerer Meeresspiegel, Referenz für

n %

ASA-TLX National Aeronautics and Space Administration – Task Load

Index (Fragebogen zur Arbeitsbelastung)

NM Nautical Mile (Längeneinheit Seemeile, 1NM = 1,852km)

PD Noise Power Distance Table (Lärm-Triebwerksleistung-

Entfernungstabelle)

OPS

t

NF Pilot non-flying, nicht aktiv steuernder Pilot

D Point of Descent (Beginn des Sinkfluges)

NAV/GPS Area Navigation (Flächennavigation) / Global Positioning Sys-

tem

S

Segmented Continuous Descent Approach (lärmreduziertes An-

flugprofil)

Höhenangaben)

N

N / n Anzahl der Probanden

N1 Drehzahl des Niederdruckverdichters eines Triebwerkes, i

N

NDB Non Directional Beacon

NIROS Noise Impact Reduction and Optimization System

N

P

PANS Procedures for Air Navigation Services – Operations

PF Pilot flying, aktiv steuernder Pilo

P

PO

R

R

Rank Rang (Kapitän, Co-Pilot)

SCDA

X

Sd Standardabweichung

D Top of Descent

LR Berlin – Institut für Luft- und Raumfahrt

V

SEG Segment

SEL Sound Exposure Level (Dauerschallpegel)

T

TO

TUB-I Technische Universität

Typ Typ des Simulators (A320 oder A330)

VOR VHF Omni Range

Z

ZFB Zentrum für Flugsimulation Berlin

XI

1. Einleitung

Seit dem 1.12.2002 wird vom Bundesminister für Bildung und Forschung

hr“ im Bereich „Ge-

einsame Verfahren und Methoden“ das Verbundvorhaben „Lärmoptimierte

- und Abflugverfahren“ gefördert und durch eine Vielzahl von Kooperations-

rn in mehreren Programmpaketen und diversen Einzelaufgaben durchge-

inderung v ch operationelle Verfah-

n, die mittel- oder langfristig in die Praxis umgesetzt werden können. Ein we-

tliches Ziel dabei ist auch, dass dadurch die Flugsicherheit nicht beeinträch-

ier ergibt sich der Ansatzpunkt der Einzelaufgabe EA 1637 „Untersuchung der

egbarkeit von lärmoptimierten Ab- und Anflugverfahren durch den Piloten“.

ie Flugsicherheit bei neuen

lärmarmen Ab- und Anflugverfahren unter humanspezifischen Aspekten beein-

trächtigt wird. Dazu wurde das Belastungs- bzw. Beanspruchungsprofil für die

Piloten herausgearbeitet, welches sich durch die Veränderung der Verfahren er-

gab. Ferner wurden Anforderungen an bord- und bodenseitige Unterstützungs-

systeme definiert, die zu einer Minderung der Arbeitsbelastung führen können.

Kooperationspartner bei der Bearbeitung dieser Einzelaufgabe waren:

- DLR-Institut für Luft- und Raumfahrtmedizin in Köln (Flugphysiologie)

und Hamburg (Luft- und Raumfahrtpsychologie),

- DLR-Institut für Flugsystemtechnik,

- Deutsche Lufthansa AG (DLH) mit Lufthansa Flight Training (LFT) in

Frankfurt,

- Institut für Luft- und Raumfahrt der Technischen Universität Berlin

(TUB-ILR) mit dem Zentrum für Flugsimulation Berlin (ZFB) als Unter-

auftragnehmer des DLR-Instituts für Luft- und Raumfahrtmedizin.

(BMBF) innerhalb des Forschungsverbunds „Leiser Verke

m

An

partne

führt (Tabelle 1-1). Allgemeiner Hintergrund dieser Forschungsaktivität ist die

Verm on Fluglärm bei Ab- und Anflügen dur

re

sen

tigt werden darf und soll.

H

Fli

Ziel der Einzelaufgabe ist die Überprüfung, ob d

1

In der Einzelaufgabe übernahmen das DLR-Institut für Luft- und Raumfahrtme-

dizin die Erarbeitung der Humanfaktoren durch physiologische und psychologi-

sche Methoden, das DLR-Institut für Flugsystemtechnik die Berechnung der

lärmoptimierten Anflugverfahren, die Deutsche Lufthansa und das Institut für

Luft- und Raumfahrt die Implementierung der Verfahren in die Flugsimulatoren,

die Anwerbung der Flugzeugführer und die Bereitstellung der Flugsimulatoren.

Stand der Technik

Heutige Ab- und Anflugverfahren basieren auf den seit langem eingeführten

Verfahren, die teilweise überarbeitet wurden. Insbesondere Vertikalprofile ori-

-

icklung. Als Beispiel sei hier die späte Aufnahme von RNAV/GPS–Verfahren

e Verfah-

ren

Grund eröffentlichungen den

Vo der praktischen Umsetzung vor Ort

hab

relativ große Spielräume, die von Parametern wie z.B. Verkehrsdichte, Luftfahr-

zeu

entieren sich grundsätzlich an den aerodynamischen Gegebenheiten der Luft-

fahrzeuge und den zugehörigen internationalen Vorschriften. Die Konstruktion

von Flugverfahren ist weltweit seitens der ICAO (International Civil Aviation

Organization) geregelt. Diese "Empfehlungen", welche im PANS OPS niederge-

legt sind, sind praktisch von allen Staaten ratifiziert worden und damit internati-

onal gültiges Rechtsgut.

Die komplexen Abstimmungsprozesse innerhalb der ICAO führen nur zu einer

wenig zeitnahen Anpassung des PANS OPS an die rasante technologische Ent

w

für den Flughafennahbereich (TMA – Terminal Area) aufgezeigt. Dies

eröffnen völlig neue Möglichkeiten der Flugführung.

sätzlich müssen alle verbindlichen Verfahrensv

rschriften des PANS OPS genügen. In

en jedoch die Luftfahrzeugführer in Zusammenarbeit mit der Flugsicherung

gmix, Tageszeit und Wetter beeinflusst werden.

2

Handlungsbedarf

.B. Verletzung der im AOM (Aircraft Operational Manual) festgelegten Be-

sagierkomfort), zum anderen kommt der Funktion des

zeug- und flughafenspezifische spezielle Anflugverfah-

r Belastung und Bean-

Bei den technischen Untersuchungen zur Verbesserung der Lärmcharakteristik

durch veränderte Ab- und Anflugverfahren (z.B. steilere Anstiege beim Abflug,

geänderte Gleitpfade und Gleitwinkel beim Anflug) müssen die sicherheitsrele-

vanten Aspekte dieser Veränderungen beachtet werden. Unter der Prämisse,

dass die Sicherheit des Flugbetriebs Vorrang vor etwaigen Lärmreduktionsmaß-

nahmen haben muss, ist zum einen die technische Sicherheit von Bedeutung

(z

triebsgrenzen, Pas

menschlichen Operators bei neuen Flugverfahren eine wesentliche Rolle zu.

Die Unfallstatistik besagt, dass die meisten Flugunfälle während des Landean-

fluges passieren (Boeing 2005). Für den Piloten sind Landeanflug und Landung

kritische Flugphasen, in denen seine ganze Aufmerksamkeit gefordert wird. Das

gilt insbesondere für Landeanflüge nach einem 12-h Langstreckenflug (Samel et

al. 1994a, 1995, 1997b, c) bzw. nach mehreren Einsätzen auf Kurzstrecken.

U.U. wird der Pilot bis an die Grenzen seiner Leistungsfähigkeit gefordert. Ver-

langt man jetzt noch flug

ren, deren Durchführung vom Piloten zusätzliche Aufmerksamkeit und Aktivitä-

ten (z.B. geänderte Fahrwerks- und Landeklappenroutine, verkürzte Stabilisie-

rungsphase auf dem Gleitpfad) erfordern, kann es zu einer Überlastung des Pilo-

ten kommen, die als Konsequenz zu einer reduzierten Sicherheit führen kann.

Geänderte Flugverfahren können also eine Erhöhung de

spruchung des Piloten zur Folge haben. Sie stellen möglicherweise auch ein er-

hebliches Akzeptanzproblem dar, wenn derartige Verfahren eingeführt werden

sollen. Umso wichtiger ist es, die wesentlichen Humanfaktoren unter realisti-

schen Bedingungen zu ermitteln, um eine belastbare Basis für die Fortentwick-

lung von lärmarmen Flugverfahren zu generieren.

3

Untersuchungskonzept

er-

s für Flugsimulation an der

echnischen Universität Berlin zur Verfügung.

In diesem Vorhaben wurde zunächst unter kontrollierten Bedingungen in „Full-

Flight“-Simulatoren untersucht, inwieweit Änderungen von lärmarmen Ab- und

Anflugverfahren Einfluss auf die Belastung und Beanspruchung sowie auf die

Leistungsfähigkeit von Piloten haben. Das geschah einerseits durch die Untersu-

chung von physiologischen und psychologischen Funktionen, andererseits durch

die simultane Aufzeichnung von technischen Parametern und ihren Änderungen,

die während der Flugsimulationen erfasst wurden. Szenarien, die als lärmmin-

dernde Flugverfahren in Frage kommen, wurden jeweils an einem A320- bzw.

A330/A340-Simulator getestet. Zum Vergleich wurden heute übliche Flugv

fahren herangezogen. Die Untersuchungen wurden mit Flugzeugführern durch-

geführt, die Erfahrungen im normalen Flugbetrieb auf den Mustern A320

und/oder A330/A340 mitbringen (Typerating).

Übersicht der eingesetzten Methoden

Die eingesetzten Methoden werden hier nur kurz skizziert. In den einzelnen Ka-

piteln werden sie im Einzelnen dargestellt.

Zur Ermittlung von lärmarmen Anflugverfahren wurde auf die im HGF/DLR-

Projekt „Leiser Flugverkehr“ entwickelten Verfahren zurückgegriffen (Isermann

2004, König & Stump 2004). Dort wurde ein so genannter „Segmented Conti-

nuous Descent Approach (SCDA)“ vorgeschlagen, der die Grundlage für die

Durchführung in dieser Einzelaufgabe bildete. Neben dem SCDA wurde ein

Standardanflug nach ICAO-Regeln geflogen (Low-Drag Low-Power, LDLP).

Die technische Umsetzung der Prozeduren, um den SCDA durchzuführen, wur-

de in zwei „Full Flight Simulatoren“ (FFS) implementiert. Dazu standen einmal

ein A320-Simulator des Lufthansa Flight Trainings der Deutschen Lufthansa

AG sowie ein A330/340 Simulator des Zentrum

T

4

Die Messmethoden zur Untersuchung der Humanfaktoren bei den Piloten waren

(1) Bereitstellung der Methoden und Simulationswerkzeuge, Vorbereitung

er Messtechnik und Datenaufzeichnung

ftware und Verfahren in die Simula-

n

ommen eine Zusammenfassung,

ein Literaturverzeichnis und die Anhänge A und B. Nach dieser Einleitung wer-

(elektro-) physiologischer und psychologischer Art. Dabei wurden die elektro-

physiologischen Verfahren kontinuierlich eingesetzt, während weitere physiolo-

gische und psychologische Daten diskret erhoben wurden.

Insgesamt nahmen 40 Piloten an den Untersuchungen teil. Die Simulationen

wurden nachts durchgeführt. In jeder Nacht wurden acht Simulatorsitzungen mit

jeweils einem Piloten, einem Kopiloten und einem Checkkapitän absolviert. Die

ersten beiden Sitzungen beinhaltete eine Standardprozedur (LDLP), die anderen

sechs den SCDA.

Teilaufgaben und Zeitplan

Die Einzelaufgabe wurde am 1.12.2002 begonnen. Folgende Arbeitschritte wur-

den durchgeführt:

der Simulatoren, Anpassung d

(Monate 1 – 3)

(2) Implementierung der notwendigen So

toren (Monate 4 – 12)

(3) Definition und Ausarbeitung der Simulationsszenarien, Implementierung

in die Simulatoren und Durchführung von Probeläufen (Monate 8 –12)

(4) Bereitstellung von Piloten und Simulatoren, Durchführung der Simulatio-

nen mit Piloten, Versuchsbegleitung (Monate 13 – 16)

(5) Analyse der technischen, physiologischen und psychologischen Date

(Monate 16 – 22)

(6) Berichterstellung (Monate 19 – 24)

Übersicht über den Forschungsbericht

Der Bericht teilt sich in sechs Kapitel. Hinzu k

5

den im zweiten Kapitel die für die Untersuchungen verwendeten A 330/340 und

A320 Simulatoren und die in den Untersuchungen angewendeten technischen

Methoden und operationellen Maßnahmen beschrieben, die für das Vorhaben z.

T. neu entwickelt bzw. angepasst wurden. Das dritte Kapitel gibt eine kurze Ü-

ethoden vorgestellt, die für diese Einzelaufgabe entwickelt,

odifiziert oder angepasst wurden. Die Ergebnisse des Vorhabens werden im

d bewertet. Das sechste, abschließende Kapitel zeigt

rgebnisse, die unter Bedingungen im Simulator erzielt wur-

den

bersicht über die Versuchsdurchführung wieder, einschließlich einiger Angaben

über das Kollektiv der untersuchten Piloten. Im vierten Kapitel werden die Er-

gebnisse aus den unterschiedlichen Disziplinen geschildert. Zum besseren Ver-

ständnis werden in diesem Kapitel auch die psychologischen und medizinisch-

physiologischen M

m

fünften Kapitel diskutiert un

einen Ausblick auf notwendige weitere Forschungsarbeiten und macht Vor-

schläge, wie die E

, unter realen Bedingungen validiert werden können.

6

Tabelle 1-1 : Übersicht über die einzelnen Projekte, die im Verbundprojekt „Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren“ bearbeitet werden (VV: Ver-bundvorhaben; PP: Programmpaket, EA: Einzelaufgabe) VV 1600 Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren (LAnAb) PP 1610 Modellierung der Schallquellen EA 1611 Auswertung vorhandener Windkanalmessungen EA 1612 Auswertung vorhandener Überflugmessungen EA 1613 Überflüge Validierungsdaten mit Einzelmikrophonen EA 1614 Überflüge Arraymessungen EA 1615 Bereitstellung von Flugleistungsdaten PP 1620 Entwicklung des Berechnungsverfahrens EA 1621 Parametrisierung Schallquellen EA 1622 Quellparameter Umströmungslärm EA 1623 Anpassung auf praxisnahe Modelle EA 1624 Erweiterung Rechenmodell EA 1625 Integration Ausbreitungsmodelle EA 1626 Implementierung Umströmungslärmmo EA 1627 Bereitstellung Rechenprogramm

delle

PP 1630 Lärmminderungspotential / Fliegbarkeit An- & Abflugverfahren EA 1631 Lärmminderungspotential / Fliegbarkeit steile Anflüge EA 1632 Vermeidung von Kapazitätseinbußen von CDA-Verfahren EA 1633 Einfluss mittlere Windrichtung EA 1634 Bündelung Flugrouten mit Autobahnen EA 1635 Lärmarme Abflugverfahren EA 1636 Wetterabhängige Flugrouten EA 1637 Fliegbarkeit durch den Piloten PP 1640 Messkampagnen zur Verifizierung EA 1641 Bereitstellung und Betrieb des Flugzeugs EA 1642 Überflugmessungen und Datenauswertung EA 1643 Bewertung der Messergebnisse PP 1650 Ergebnisübertragung an NIROS EA 1651 Implementierung Rechenverfahren in NIROS EA 1652 Implementierung Ausbreitungsmodell in NIROS EA 1653 Erweiterung von NIROS

7

2. METHODEN

.1 Full Flight Simulatoren A320 und A330 2

2.1.1 Lufthansa Flight Training A320-200 Flugsimulator

Der hier verwendete Full Flight Simulator, in dem die erste Hälfte der Testrei-

urden, ist ein

Als sog.

der DLH A320-Flotte operie-

n e spezifiziert. Das simu-

ax. Standschub.

ie für das Training von

wohl in normalen Flugzu-

t nach. Die Übereinstim-

urch das Luft-

n System- und Performan-

an-

d.h. ein Trainee darf nach er-

ne jegliches weitere

esetzt werden.

e en is , wie Schalter, Hebel und Steu-

des Simulators genau wie

und Soundsimula-

druck des echten Flugzeuges

ndschaft, des Flughafens und

lierten Cockpits

ittels dreier

ildprojektoren, die über dem Cockpit montiert sind, werden entsprechend ge-

nerierte Bilder auf den Spiegel projiziert und erzeugen ein reales, dreidimensio-

nales Bild der Sicht aus den Cockpitfenstern. Das simulierte Flugzeug wird au-

hen zum Forschungsvorhaben der leisen Anflüge durchgeführt w

Flugsimulator der kanadischen Firma CAE Inc. aus dem Jahre 1988.

Masterflugzeug für die Simulation wurde das in

re d A320-211 – Flugzeug mit dem Tailsign D-AIPA

lierte Triebwerk ist ein CFM56-5A1 Motor mit 25.000 lbs m

Der Simulator bildet alle Systeme dieses Flugzeuges, d

Flugbesatzungen erforderlich sind, in allen Details so

ständen als auch in abnormalen Fehlfunktionen exak

mung des Simulators mit dem realen Flugzeug wird jährlich d

fahrtbundesamt anhand von subjektiven und objektive

cetests überprüft und bestätigt. Der Simulator erfüllt die höchsten Zulassungskri-

terien, die zum Zeitpunkt seines Baues galten, und ist für die Deutsche Lufth

sa AG für Zero Flight Time Training zugelassen,

folgreicher Umschulung auf diesem Simulator theoretisch oh

Training im Flugzeug direkt im Linienbetrieb eing

N b den phys chen Komponenten im Cockpit

erelemente, die verwendet werden, um die Bedienung

im Flugzeug zu ermöglichen, sind auch noch die Bewegungs-

tion zu nennen, die dem Piloten den realen Ein

vermitteln sollen. Zur visuellen Darstellung der La

verschiedener Wettergeschehen ist vor den Fenstern des simu

ein Spiegel mit horizontalem Öffnungswinkel von 150° montiert. M

B

8

ßerdem auch mit digitalen Daten über den Verlauf des Geländes versorgt, sodass

öhenprofile, Gebirge und Täler neben den Informationen der Funknavigati-

es Instrumentenlandesystems ILS

argestellt werden.

enz

H

onshilfen wie VOR, NDB, DME etc. und die d

korrekt in den simulierten Instrumenten und Warnsystemen d

Neben Hunderten von Softwareprogrammen und Datenfiles, die die Simulation

des Flugzeuges übernehmen, werden Flugsimulatoren außerdem mit zahlreichen

Tools ausgeliefert, die das Monitoren, Debuggen und Ändern von einzelnen

Software-Modulen ermöglichen. Ein solches Aufzeichnungstool wurde im

Rahmen des hier beschriebenen Forschungsvorhabens verwendet, um ca. 80

verschiedene Simulations-Parameter jeweils für ca. 12 min in einer Frequ

von 5 Hz aufzuzeichnen.

2.1.2 ZFB A330/340 Simulator und Forschungsumgebung an der TUB

Abb. 2-1: A 330/340 Full Flight Simulator

Der A330/340 Full Flight Simulator (FFS) des ZFB wurde von der kanadischen

Firma CAE Electronics Ltd. Im Jahre 1992 an der Technischen Universität Ber-

9

lin (TUB) installiert (Abb. 2-1). Er entspricht im grundsätzlichen Aufbau dem

A320 Simulator in Frankfurt (siehe Kapitel 2.1.1). Dieser A330 FFS wird so-

wohl für Ausbildung und Training von Piloten unterschiedlicher Airlines ver-

wendet, als auch in enger Zusammenarbeit mit der TUB für vielfältige For-

d es besteht die Möglichkeit, die Simulationssoftware

n der SRF beliebig zu verändern, ohne die Zulassung des Trainingsbetriebs zu

Flug-

zeug-Avionik (z.B. das komplette FMGES) softwaremäßig nachzubilden. Dieser

Umstand ermöglicht es, Veränderungen an diesen Systemen ohne Hardwaremo-

difikationen durchzuführen. Sollten für neue An- und Abflugverfahren Modifi-

kationen innerhalb des FMGES notwendig sein, ist dieses an der SRF grundsätz-

lich realisierbar.

Durch die softwaremäßige Nachbildung von Original Avionik ist auch ein so

genannter „Stand-Alone“ Betrieb der SRF (ohne Cockpit) bei gleichzeitigem

Trainingsbetrieb möglich. Diese kostengünstige Variante ist für Test der Szena-

rien und Vorversuche äußerst wertvoll. Für Versuche mit Piloten kann die SRF

dann wieder mit dem Cockpit des FFS betrieben werden. Für die Datenaufzeichnung an der SRF existiert eine spezielle Software (Data

Gathering Utility), die bis maximal 200 Parameter mit einer maximalen Rate

durchgeführte Versuchsreihe wurden

sgesamt 195 Parameter mit einer Rate von 5 Hz aufgezeichnet.

schungsprojekte genutzt (Schubert 2001).

Angeschlossen an den FFS ist die spezielle Forschungsumgebung (Scientific Re-

search Facility SRF), die nur in Verbindung mit dem Typ A330 genutzt werden

kann.

Die spezielle Konstruktion dieses Simulators macht es möglich, für Forschungs-

und Trainingsbetrieb unterschiedliche Host-Rechner zu benutzen. Beide Host-

Rechner sind identisch un

a

gefährden. Weiterhin ist die SRF in der Lage, die vorhandene Original

von 60 Hz aufzeichnen kann. Für die hier

in

10

Die Parameter gliedern sich in 8 Bereiche (weitere zusätzliche und hier nicht

beschriebene Parameter wurden für die Vergleichbarkeit mit bereits durchge-

führten Versuchsreihen beibehalten):

1) Generische Simulatordaten, wie Zeitreferenz, Position (z.B. Latitude,

Longitude), flugmechanische und –aerodynamische Größen (z.B. Flugla-

hören Geschwindigkeit, Lage, Höhe

und des Autothrust-Systems, werden ebenfalls komplett auf-

Stick und Schubhebel-

stellungen.

Flugsystemtechnik abgestimmt und aufgezeichnet. Hierzu zählen z.B.

gewinkel).

2) Informationen, die auf dem Primary Flight Display (PFD) direkt vor dem

Piloten dargestellt werden. Hierzu ge

und Kurs, aber auch Ablagen vom Instrumentenlandesystem (Glideslope

und Localizer), die direkt auf die Qualität der Aufgabenerfüllung schlie-

ßen lassen.

3) Der Flight Mode Annunciator (FMA) auf dem PFD stellt alle Informatio-

nen bezüglich des Autopiloten und des Autothrust-Systems des FMGES

dar, so dass hierfür insgesamt 56 Parameter aufgezeichnet wurden, um ein

komplettes Abbild dieses Systems für alle Abschnitte des Anfluges bis

zum Ausrollen auf der Bahn zu erfassen.

4) Eingaben an der Flight Control Unit (FCU), die Bedieneinrichtung des

Autopiloten

gezeichnet.

5) Einstellungen jeweils für Kapitän und Kopilot am Electronic Flight In-

strument System (EFIS), d.h. hier speziell PFD und Navigationdisplay

(ND), jeweils links bzw. rechts von der FCU.

6) Weitere Bedienelemente im Cockpit, wie z.B. Side

7) Parameter der Triebwerke, wie Drehzahlen, Temperaturen und Kraftstoff-

fluss.

8) 20 spezielle Parameter für die Lärmberechnung aus dem aerodynamischen

und flugmechanischen Flugmodell wurden mit dem DLR-Institut für

11

Klappenstellungen in Grad, um die Lärmwirkung anhand des Lärmmo-

dells zu berechnen.

Der an der TU Berlin aufgezeichnete Datensatz beinhaltet alle Parameter, die

auc

ber 10

Mensch-Maschine-Schnittstellen des A330 Flugsimulators.

h bei den Versuchen in Frankfurt aufgezeichnet wurden und bietet durch ü-

0 zusätzliche Parameter ein nahezu vollständiges Abbild der relevanten

12

2.2 Au

Zu Beginn der Auslegung lärmreduzierter Anflugverfahren bestehen zwei pri-

Zunächst muss das

Flugzeug in der Lage sein, mit seinen Flugleistungsmerkmalen das neue Profil

fliegen zu können. Dabei müssen alle rechtlichen sowie sicherheitsrelevanten

Aspekte, wie Beschränkungen der Geschwindigkeit, Sinkrate usw., beachtet

werden. Da in jedem Fall mit einem erhöhten Arbeitsaufwand der Piloten zu

rechnen ist, sollte ein größtmöglicher Grad an Automatisierung realisiert wer-

den. Einerseits spiegelt das die tatsächliche Anwendung im Alltag besser wider

als rein manuell geflogene Verfahren, andererseits wird so ein höheres Maß an

Genauigkeit sowie Zuverlässigkeit erzielt. Dazu ist es notwendig, dass die neue

Prozedur mit der Flugzeug- und Flughafenausrüstung auskommt, die heutzutage

verwendet wird. Hierzu zählt u.a. das Instrumentenlandesystem (ILS), welches

bei schlechtem Wetter derzeit als einzige Navigationshilfe die Möglichkeit der

vertikalen Bahnführung bietet. Eine andere Ausrüstungskomponente, an deren

Eigenschaften das neue Verfahren angepasst werden muss, ist das Flugmanage-

ment- und Flugführungssystem (Flight Management and Guidance System –

FMGS). Es kann zum einen die Arbeitsbelastung des Piloten erheblich verrin-

gern, diktiert dem Auslegungsprozess andererseits aber auch Beschränkungen.

Schließlich müssen all diese Kriterien auf verschiedene zu betrachtende Flug-

zeugtypen, hier A320 und A330, angewandt werden. Dabei unterscheiden sich

vor allem die Flugleistungsmerkmale. Prozedurunterschiede aufgrund von ab-

weichenden Ausrüstungskomponenten fallen durch Kommunalität in den Air-

busfamilien – wenn überhaupt – nur minimal ins Gewicht.

slegung eines lärmreduzierten Anflugverfahrens

märe Forderungen, die von einer neu erstellten Prozedur erfüllt werden müssen.

Das sind zum einen die Durchführbarkeit betreffende Kriterien und zum anderen

die Kernforderung der Lärmminderung gegenüber einem Referenzverfahren.

Zur fliegerischen Machbarkeit gehören folgende Punkte.

13

Abb. 2-1 Schema der Prozedur zur 2D-Auslegung des lärmreduzierten An-flugverfahrens

Um der Forderung der Lärmminderung gerecht zu werden, muss geklärt werden,

welche Faktoren Einfluss auf den Lärm während des Landeanflugs haben. Hier

sei zunächst die Entfernung von der Lärmquelle genannt. Mit größer werdendem

Abstand von ihr nimmt der Lärmpegel nichtlinear ab. Übertragen auf Landean-

flüge bedeutet dies, dass, je höher sich das Flugzeug über Grund befindet, desto

14

geringer die Lärmbelastung am Boden ist, bei sonst gleichen Bedingungen. So

ergibt sich die Forderung nach möglichst hohen bzw. steilen Anflugtrajektorien.

Seitlich vom Flugpfad kann es jedoch auf Grund veränderter Abstrahl- und

Dämpfungseigenschaften zu einer Erhöhung der Lärmbelastung kommen. So-

fern der Anflug gekurvt ist, ist dieser Faktor ebenfalls zu berücksichtigen. Ein

weiterer Einflussfaktor auf den Lärmpegel am Boden ist der Lärm an der Quelle

selbst. Dieser setzt sich aus dem Triebwerksgeräusch als Hauptanteil sowie dem

Lärm, den die Zelle aufgrund von Luftverwirbelungen erzeugt, zusammen. Letz-

terer entsteht vor allem an den Hochauftriebshilfen sowie am Fahrwerk. Daraus

ergeben sich zwei Forderungen:

- Minimierung der Triebwerksleistung über einen möglichst langen Zeit-

raum

- Möglichst spätes Ausfahren der Hochauftriebshilfen und des Fahrwerkes

Ein weiterer, allerdings nicht flugzeugabhängiger Faktor, ist die Besiedlungs-

dichte unter der Anflugbahn. Da diese für verschiedene Flughäfen sehr unter-

schiedlich ist, und sich diese Untersuchung mit dem Vergleich von zwei Verfah-

ren unabhängig von lokalen Gegebenheiten befassen, wird auf eine laterale Op-

timierung der Trajektorie verzichtet. Stattdessen konzentriert man sich auf das

vertikale Profil von Anflugverfahren.

Aus den genannten Forderungen ergeben sich wesentliche Eigenschaften für die

Trajektorie, die nicht alle gleichzeitig verwirklicht werden können. Beispiels-

eise kann kein steiler Anflug durchgeführt werden, um den Abstand zum Bo-

zu-

hren. Da e ohne den hierdurch entstehenden zusätzlichen Wi-

w

den zu maximieren, ohne die Landeklappen und das Fahrwerk schon früh aus

s Flugzeug würdfa

derstand stetig beschleunigen. Deshalb wird eine Segmentierung der Bahn vor-

genommen. So ist es möglich, dass alle Forderungen Eingang in das neue Ver-

fahren finden und sie an den Stellen, an denen es sinnvoll und möglich ist, an-

gewendet werden können. Am Beispiel des in dieser Untersuchung verwendeten

Segmented Continuous Descent Approach (SCDA) wird dies deutlich. In Abb.

15

2-2 sind die vertikalen Verläufe dieses und eines Referenzverfahrens als Höhe

(Altitude) in Abhängigkeit zur Landebahnschwellenentfernung (Distance to

Threshold) dargestellt. Dieses SCDA-Verfahren ist sicherlich nur eines von

mehreren. Es stellt aber prinzipiell ein Verfahren dar, welches hinsichtlich der

Untersuchungen zur Fliegbarkeit und zur Lärmminderung als Beispiel gut ge-

eignet ist.

Abb. 2-2 Bahnprofile des lärmreduzierten Segmented Continuous Descent

Approach’s (SCDA) und des Referenzanfluges Low Drag Low Po-

wer (LDLP)

Dieses neue Verfahren zeichnet sich durch eine Schubminimierung während des

gesamten Anfluges sowie durch eine im Vergleich zum Referenzverfahren hö-

her liegende Bahn aus. Der SCDA beginnt am „Point of Descent“ (POD) mit

einem Sinkflugsegment mit eingefahrenen Klappen und Fahrwerk, mit Trieb-

werken im Leerlauf und maximal erlaubter Geschwindigkeit von 250kt. Ab ei-

ner Zwischenanflughöhe, hier 7000ft MSL, wird der Bahnwinkel vergrößert und

es kommt bei Leerlaufschub zur Verzögerung. Während dessen werden die

Landeklappen gefahren. Am Ende dieses Verzögerungssegmentes fährt das

16

Fahrwerk aus und es folgt der Übergang in einen Steilflug. Er macht einen spä-

teren POD zu Beginn des Verfahrens notwendig und ermöglicht so eine höhere

Bahn. Der Steilflug ist, wie bereits erwähnt, nur mit erhöhtem Widerstand und

natürlich Leerlaufschub möglich. Dabei werden die Hochauftriebshilfen in Lan-

dekonfiguration gefahren. Da nahezu alle ILS-Systeme mit einem 3°-Gleitpfad

arbeiten, muss der Steilanflug in einer sicheren Höhe, hier 2000ft GND, beendet

und der besagte ILS-Gleitpfad angeschnitten und eingenommen werden, um den

verbleibenden Teil des Anfluges konventionell bis zum Aufsetzen abzufliegen.

Nachdem das prinzipielle Aussehen des neuen Verfahrens feststeht, müssen die

einzelnen Parameter für die praktische Umsetzung ermittelt werden. Dazu ist es

notwendig zu wissen, wie dieses Verfahren im Flugzeug zu realisieren ist und

welche Faktoren Einfluss auf den „Erfolg“ des neuen Anfluges haben. In diesem

Zusammenhang sind das Flugzeuggewicht und die Umweltbedingungen, wie

Temperatur und Wind, zu nennen. Abhängig von diesen Größen müssen die

Flugleistungsparameter, wie z.B. die Bahnwinkel, sowie Parameter der Anflug-

geometrie, wie die Lage des POD und aller Segmentwechsel, individuell be-

rechnet werden. In dieser Simulatorstudie wurden die äußeren Einflüsse Ge-

wurden mi

Atmosphär a heutige FMS/FMGS nicht in der Lage sind, derart

omplexe Bahnen vorherzuberechnen. Weil sie ebenso wenig im Stande sind,

wichtsänderung und Wind ausgeschaltet. Die genauen Werte der Trajektorie

ttels Schätzung und anschließender Offline-Simulation für die ISA-

e bestimmt, d

k

diese dem Autopiloten zu kommandieren, ist es notwendig, alle notwendigen

und später unabdingbaren FMS/FMGS-Funktionen im Vorfeld über die Offline-

Simulation ablaufen und während der Flüge von den Piloten umsetzen zu lassen.

Das bedeutet im Einzelnen, dass die vorab berechneten Bahndaten dem Autopi-

loten manuell eingegeben werden müssen. Entsprechend muss eine „Flight Test

Card“ oder „Read & Do List“ erstellt werden, die den Piloten genauestens be-

schreibt, wie das Verfahren zu fliegen ist, welche Eingaben zu machen sind und

ihnen alle Aktionen zum entsprechenden Zeitpunkt, wie ein Backrezept, vorgibt.

17

Im Rahmen von Simulatorversuchen werden die berechneten Parameter validiert

und ggf. berichtigt. Mit Hilfe eines Lärmberechnungsprogramms wird die

Lärmbelastung im Vergleich zu einem Referenzverfahren beurteilt, um somit

Aussagen über das Lärmminderungspotential des neuen Anfluges treffen zu

können.

2.3 Lärmberechnungsprogramme

Fluglärmberechnungsverfahren haben einen weiten Anwendungsbereich, der

von der praktischen Anwendung als Planungswerkzeug (Flughafen- und Bebau-

ungsplanung) bis zu wissenschaftlichen Anwendungen (Grundlagenforschung

für Lärmberechnungsmodelle, Neugestaltung von Flugbahnen) reicht. Derzeit

sind weltweit zahlreiche, unterschiedliche Lärmberechnungsprogramme im Ein-

satz. Alle Verfahren modellieren die kausale Kette Emission – Transmission –

Immission, also die Abstrahlung des Schalls durch das Flugzeug, die Schallaus-

breitung durch die Atmosphäre und die Summation der Schallenergien an Punk-

ten in der Flughafenumgebung. Bei der Lärmberechnung mit Simulationsverfah-

ren wird die Flugbahn eines Flugzeuges in diskrete Einzelpunkte zerlegt, an de-

nen Fluggeschwindigkeit und Triebwerksleistung (also implizit die Schallab-

strahlungseigenschaften) des Flugzeugs bekannt sein müssen. Unter Berücksich-

tigung der Schallausbreitungsgesetze und der Geometrie zwischen Flugzeug und

Immissionsort kann dann an letzterem ein zeitlicher Schallpegelverlauf ermittelt

werden, der im Idealfall einem gemessenen Verlauf entspricht.

2.3.1 SIMUL

Für die Lärmrechnung in diesem Projekt wurde das vom DLR Göttingen entwi-

ckelte Programm SIMUL in der Version 3.1 verwendet (Abb. 2-3). Es handelt

sich dabei um ein auf einer Teilschallquellenmodellierung basierendes Simulati-

onsmodell zur Berechnung von Fluglärmimmissionen (Isermann 2004). Dabei

wird grundsätzlich zwischen Triebwerkslärm, Umströmungslärm an der Zelle

18

und Umströmungslärm am Fahrwerk unterschieden. Außerdem wurden die neu-

esten Erkenntnisse über die Schallentstehungsmechanismen mit herangezogen.

Es sollte gewährleistet werden, dass die Effekte von Topographie und Meteoro-

logie in geeigneter Weise durch das Rechenverfahren berücksichtigt werden.

Das Programmpaket enthält neben dem Hauptprogramm zur Lärmberechnung

uch Module zur Flugbahnberechnung und zur Darstellung der berechneten Da-

nn man aber auch extern berechnete Flug-

a

ten. Über geeignete Schnittstellen ka

bahnen (z.B. Daten von Flugsimulatoren) verarbeiten bzw. die mit SIMUL ge-

wonnenen Lärmdaten in anderen Programmen darstellen und weiter bearbeiten

(Isermann 2004).

Abb. 2-3 Beschreibung des Lärmberechnungsprogramms SIMUL

Das Programm ist mit der Zielsetzung konzipiert worden, es für die Berechnung

von komplizierten Flugszenarien einsetzen zu können. Es eignet sich aber auch

für die wissenschaftliche Betrachtung von Einzelereignissen, die Gegenstand

19

dieser Arbeit sind. Das Berechnen von komplexen Flugszenarien macht mit der

aktuellen SIMUL-Version noch wenig Sinn, da nur für den Airbus A320 ausrei-

chend gute Lärmdaten verfügbar sind und somit kein realistischer Flottenmix

erzeugt werden kann. Der A320 ist jedoch ein modernes und weit verbreitetes

Kurz- und Mittelstreckenflugzeug. Daher eignet sich SIMUL durchaus für die

Betrachtung von A320-Einzelereignissen. Aufgrund der getrennten Berechnung

von Triebwerkslärm und Umströmungslärm an den Klappen und Vorflügeln

bzw. am Fahrwerk können mit SIMUL Effekte betrachtet werden, die bislang

mit konventionellen Programmen, wie dem Integrated Noise Model (INM),

nicht darstellbar waren. Wurde bislang hauptsächlich nur der Schub berücksich-

gt, so kann mit SIMUL nun zusätzlich auch dem Einfluss der Konfiguration

(Flugzeugzelle, Fahrwerk) beim Design von Anflugverfahren besser Rechnung

getragen werden (Isermann 2004). Das in FORTRAN erstellte Programmpaket

SIMUL verfügt über die Möglichkeit, Flugbahndaten zu generieren, Lärmrech-

nungen durchzuführen und die Ergebnisse entsprechend darzustellen. In dieser

Arbeit wurde SIMUL jedoch nur für die Immissionsberechnungen verwendet.

Die Flugbahnsimulation erfolgte in Full-Flight-Simulatoren, die Auswertung

von Flugbahn- und Lärmdaten in MATLAB. Die Schnittstellen zwischen den

Programmen waren größtenteils vorhanden, mussten aber entsprechend ange-

passt werden.

Nach der Simulation der Flugbahn werden die Daten von MATLAB in eine

formatierte Textdatei geschrieben. SIMUL kann, bei entsprechendem Verweis

auf diese Datei, die Daten lesen und errechnet daraus die Immissionswerte an

den gewünschten Punkten in den gewünschten Lärmmaßen. Für diese Arbeit

allpegel be-

chnet und anschließend unterschiedlich dargestellt. Das für alle Anflugvarian-

ti

wurde für jeden Punkt eines Gitters der Effektiv- und Maximalsch

re

ten zugrunde gelegte Gitter erstreckt sich in X-Richtung (Flugrichtung) – pas-

send zu den Flugbahndaten – von 40 NM vor, bis 3 NM nach der Landebahn-

schwelle. In Y-Richtung wird ein Korridor von je 5 NM links und rechts der

20

Flugbahn betrachtet. Mit Hilfe von LAMax sind lokale Lärmimmissionsunter-

schiede der einzelnen Verfahren gut bestimmbar und können ihren Ursprüngen

gut zugeordnet werden. Außerdem wird auch der „Sound Exposure Level“

(SEL) berechnet, der die Dauer der Lärmereignisse berücksichtigt und als Effek-

tivschallpegel für die Darstellung der lateralen Lärmverteilung gut geeignet ist.

Die von SIMUL berechneten Schallpegelverläufe werden in Textdateien gespei-

chert und können in MATLAB eingelesen werden. Zur Analyse der Daten wur-

den verschiedene Darstellungsformen gewählt. Zum einen wurden die Schallpe-

gel direkt unter der Flugbahn über die Entfernung zur Schwelle aufgetragen.

Daraus lassen sich Unterschiede zwischen den einzelnen Verfahren recht schnell

und übersichtlich erkennen. Die Lärmdaten des gesamten Gitters wurden durch

Linien gleicher Schallpegel (SEL) dargestellt. Dabei interessiert sowohl die mit

mehr als einem bestimmten Lärmpegel beschallte Fläche, als auch der Verlauf

der Linien. Aus diesen Schallpegelkonturen (Lärm-Footprints) lässt sich erken-

nen, wie groß der Bereich ist, in dem mit Lärmbelastungen gerechnet werden

muss. Die von den einzelnen Konturlinien eingeschlossenen Flächen können im

Zusammenhang mit Besiedlungskarten zur Analyse der Betroffenheit von An-

wohnern verwendet werden. In Wirklichkeit ist die Betroffenenzahl nämlich

nicht nur von der Fläche, sondern auch von den lokalen Gegebenheiten wie Be-

siedlungsdichte, Lage der Siedlungsräume zur Flugbahn, etc. abhängig.

2.3.2 Integrated Noise Model (INM)

Das INM wurde von der amerikanischen Luftfahrtbehörde FAA (Federal Avia-

tion Administration) entwickelt. Es dient u.a. der Abschätzung der Lärmbelas-

tung in der Umgebung von Flughäfen im Vorfeld von Aus- und Umbauten an

der Airportinfrastruktur bzw. bei der Zulassung neuer An- und Abflugverfahren.

Es wurde nicht für die Analyse einzelner Lärmereignisse ausgelegt. Vielmehr

sollen mit Hilfe des INM komplexe Verkehrsszenarien untersucht werden, die

einen vordefinierten Flottenmix, verteilt auf bestimmte An- und Abflugrouten,

21

beinhalten. Es kommt in dieser Auswertung zum Einsatz, da für die A330 sonst

keine Lärmdaten oder Lärmberechnungsmodelle zur Verfügung stehen.

Grundlage des INM sind die sog. Noise-Power-Distance Tabellen (NPD

Tables), welche ein Lärmmaß, z.B. den Maximalschallpegel (LAMax), in Ab-

hängigkeit der gesetzten Triebwerksleistung und dem Abstand vom Immissions-

punkt zum Flugzeug enthält. Dieser Wert wird anhand der eingestellten atmo-

sphärischen Bedingungen korrigiert und als Teil eines Konturplots ausgegeben.

Wie aus den hier genannten Einflussfaktoren zu entnehmen ist, wird lediglich

die Komponente des Triebwerklärms berücksichtigt. Geräuschanteile, die durch

die Flugzeugumströmung, speziell um Fahrwerk und Hochauftriebshilfen, ent-

stehen, werden nicht in die Lärmrechnung einbezogen. Da in dieser Untersu-

chung aber Einzelereignisse für eine Lärmrechnung herangezogen werden, soll-

ten zumindest die quantitativen Aussagen eingeschränkt gesehen und die Auf-

merksamkeit eher auf qualitative Ergebnisse, basierend auf den Vergleich zu

einem Referenzverfahren, gelenkt werden.

Das INM ist in der Lage, selbst vorher festgelegte Anflugbahnen zu simulieren.

Hier ist es nötig, bestehende Datensätze vom INM hinsichtlich des Lärms aus-

werten zu lassen. Die dafür notwendige Schnittstelle wurde mittels MATLAB

realisiert. Ergebnis sind Konturplots bzw. Tabellen mit den Werten für ein Git-

ter. Dieses wurde zur besseren Bearbeitung wieder mit Hilfe von MATLAB vi-

ualisiert. Zur Berechnung von LAMax und SEL unter der Flugbahn wurden die

MATLAB Programm eingefügt. Es er-

s

entsprechenden NPD Tabellen in ein

rechnet die notwendigen Werte und gibt die jeweiligen Spurplots aus.

2.4 Hypothesen zur technischen Machbarkeit des Verfahrens

Das Anflugverfahren wurde zweidimensional ausgelegt, weil lokale Besonder-

heiten, wie Bevölkerungsverteilung, keine Rolle spielen sollten. Es wurde so

entwickelt, dass es mit den heutigen technischen Rahmenbedingungen zu reali-

sieren ist. Insbesondere bei der Umsetzung im Simulator wurde darauf geachtet,

22

dass die notwendigen Handlungsabläufe in die eines normalen Fluges integriert

werden können. Das spiegelt sich im Wesentlichen in der Bedienung des Auto-

rt. Der Einfluss von Wind und Mas-

urchführ-

arkeit hat das Fehlen atmosphärischer Störungen ebenso wenig Einfluss auf die

für einen sol-

piloten wieder. Die Besatzung gibt jede Änderung von Bahnwinkel und Ge-

schwindigkeit manuell in den Autopiloten ein. Grund dafür ist das Fehlen von

FMS-Funktionen, die für die Vorausberechnung und die Ansteuerung der Auto-

piloten von wesentlicher Bedeutung sind. Andererseits hat die Besatzung so die

Möglichkeit, aktiv in den Ablauf integriert zu sein und nicht nur die verschiede-

nen Systeme und den Flugzustand zu überwachen. Die Güte der vorgegeben

Werte wie Bahnwinkel oder Segmentlänge hängt stark von der Qualität der Off-

line- bzw. Fast-Time-Simulation ab, mit deren Hilfe das hier verwendete Ver-

fahren ausgelegt wurde. Mittels einer Validierung in Vorversuchen in einem für

das Pilotentraining zugelassenen Full-Flight Simulator können diese Werte als

zuverlässig und realistisch angenommen werden.

Die Vorkalkulationen wurden mit den Annahmen konstanter Flugzeugmasse,

ISA-Atmosphäre und Windstille durchgefüh

senabnahme aufgrund von Treibstoffverbrauch würde sich auf die Berechnung

der Trajektorparameter, wie z.B. Point of Descent, beschränken. Für jede Kom-

bination aus Windstärke und Windrichtung und eine stetige Gewichtsabnahme

ergäben sich in der Offline-Simulation andere Werte für die Bahnwinkel und

Segmentlängen. Da diese vorherberechneten Parameter der Besatzung mittels

Flight Test Card vorgegeben werden und der Flug mit eingeschaltetem Autopi-

loten durchgeführt wird, stellen sie keinen Faktor für die Pilotenbelastung dar.

In Hinblick auf einen Vergleich zweier Verfahren hinsichtlich ihrer D

b

Resultate, wie das Beibehalten des Flugzeuggewichtes. Da man

chen Vergleich gleiche Bedingungen voraussetzen muss und es, wie bereits er-

läutert, keinen sonstigen Grund für das Vorhandensein von Wind und Turbulen-

zen gibt, ist das Fehlen dieser Einflüsse gerechtfertigt. Der Treibstoffverbrauch

ist während des Landeanfluges aufgrund verhältnismäßig niedriger Triebwerks-

23

leistung zu gering, als dass der daraus resultierende Gewichtsunterschied beim

Vergleich der beiden Prozeduren von Bedeutung ist. Deshalb ist auch das Fest-

setzen des Flugzeuggewichtes für diese Untersuchungen gerechtfertigt.

Unter den genannten, idealisierten Rahmenbedingungen (kein Wind und kon-

stantes Flugzeuggewicht) sollte das neue Anflugverfahren durchführbar sein.

Für eine Anwendung in der Praxis müssten hingegen diese Einflüsse berücksich-

tigt werden. Mit Hilfe von vorherberechneten Tabellenwerten zum Beispiel soll-

te es möglich sein, dass der Pilot, abhängig von den derzeit herrschenden Bedin-

gungen, die Bahnparameter aus Tabellen oder Graphen herauslesen kann und

entsprechend dieser Vorgaben entweder das FMS programmiert oder die Einga-

ben manuell durchführt. Ziel sollten die bereits mehrfach erwähnten FMS-

Funktionen sein, die dem Piloten genau diese Aufgaben abnehmen. Prinzipiell

sollte das Verfahren dann in der Realität fliegbar sein, vorausgesetzt, die in den

Vorberechnungen der Bahndaten angenommenen Parameter, wie Wind und

Temperatur, in der Vertikalen verteilt, stimmen mit den tatsächlichen Bedingun-

gen überein. Wettererscheinungen wie Inversionen, Windscherungen und starke

vertikale Windfelder hätten großen Einfluss auf die Anflugbahn. Aufgrund des-

sen müssten für eine zuverlässige Durchführung zum einen vorhersehbare Wet-

terereignisse bekannt sein und in die Berechnung der Trajektorie einfließen, zum

anderen die Genauigkeit der Bahnhaltung ständig überprüft und unvorhergese-

hene atmosphärische Störungen ausgeglichen werden. Eine weitere Option ist

die Neuberechnung der Anflugbahn unter den veränderten Bedingungen. Alle

diese Argumente führen zu dem Schluss, dass das ausgelegte Verfahren unter

Idealbedingungen heute fliegbar ist, für einen Einsatz im täglichen Flugbetrieb

aber noch nicht in Frage kommt. Unvorhersehbare Faktoren, wie Wettererschei-

nungen, müssen registriert und kompensierend im Flugverlauf berücksichtigt

werden, sodass eine Praxistauglichkeit derzeit nicht besteht.

24

3 Übersicht zur Versuchsdurchführung

3.1 Kollektiv und Untersuchungsablauf

Die Versuchsreihen der vorliegenden Studie fanden an den beiden Full Flight

Simulatoren A320 in Frankfurt (Lufthansa Flight Training) und A330/340 in

Berlin (Zentrum für Flugsimulation Berlin) statt. Als Anflugszenarien wurden

Anflüge auf den Flughafen München simuliert.

Zur technischen Erprobung der Flugszenarien und zur Überprüfung des medizi-

nisch-technischen Equipments wurden je eine Generalprobe in Frankfurt und

Berlin durchgeführt. Im Vorfeld der Untersuchungen wurden die Piloten einge-

hend schriftlich und mündlich über die Rahmenbedingungen der Simulationen

und der technischen, physiologischen und psychologischen Prozeduren unter-

richtet. Die Teilnahme an den Versuchen war freiwillig. In der Zeit vom 8. März

bis zum 3. April 2004 wurden insgesamt 40 Piloten (davon 2 weiblich) in 20

Nächten flugmedizinisch untersucht. Das Alter der Piloten betrug im Mittel 37,3

Jahre (sd = 7,9 Jahre). Die Berufserfahrung der Piloten lag im Mittel bei 11,4

Jahren (sd = 7,1 Jahre), die Flugerfahrung lag bei 6351 Flugstunden (sd = 3567

Stunden). Die Studie wurde sowohl in Frankfurt als auch in Berlin anhand eines

genau festgelegten Ablaufplans durchgeführt (siehe Abbildung 3-1). Aus orga-

nisatorischen Gründen begann der tägliche Versuchsablauf in Berlin etwa 30-45

Minuten später als in Frankfurt. Vor den eigentlichen Untersuchungen am Simu-

lator trafen sich alle Beteiligten zu einem Briefing um 22:00 Uhr, um die Piloten

in alle flugtechnischen und -medizinischen Details einzuweisen. Danach wurden

die beiden Piloten mit Elektroden beklebt und verkabelt. Gegen 23:15 Uhr konn-

te mit der Instrumentierung im Simulator begonnen werden, so dass um ca.

23:30 Uhr mit dem ersten Referenzszenario (geflogen vom Captain; siehe Ab-

bildung 3.1) begonnen werden konnte.

25

Technik Medizin / Betreuung22:00 Briefing:22:0522:1022:15

1. ALLGEMEINER TEIL

2. PSYCHOPHYSIOLOGISCHER TEIL22:20 (z.B.: Fragebögen, Elektroden etc.)22:25 Briefing22:30 3. TECHNISCHER TEIL22:3522:4022:45 4. Anlegen der Elektroden (EEG, EOG, EKG)22:50

23:0023:0523:1023:15 Simulator Geräteaufbau für Simulator vorbereiten

23:25Initialisierung / Repositionierung Datenaufzeichnung starten FMS/FCU eingeben Ausfüllen der Fr

23:30 Simulation1

22:55

23:20 Geräteaufbau im Simulator, Einnehmen der Cockpitsitze, agebögen, Speichelprobe, Blutdruck

26

Abb. 3-1: Ablaufplan einer Simulationsnacht in Frankfurt (Versuchsbeginn in

Berlin 00:00 Uhr)

23:3523:4023:45 Repositionierung Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck23:50 FMS / FCU eingeben23:5500:0000:0500:10 Repositionierung Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck00:15 FMS / FCU eingeben Simulation3 00:2000:2500:3000:35 Repositionierung Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck00:40 FMS / FCU eingeben00:4500:5000:5501:00 Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck01:0501:1001:1501:2001:25 Repositionierung Anst. der Elektroden, Fragebögen, Speichelprobe,Blutdruck01:30 FMS / FCU eingeben01:3501:40

01:50 Repositionierung Ausfüllen der Fra01:45

gebögen, Speichelprobe, Blutdruck01:55 FMS / FCU eingeben02:0002:0502:1002:15 Repositionierung Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck02:20 FMS / FCU eingeben

02:3002:3502:40 Repositionierung Ausfüllen der Fra

02:25

gebögen, Speichelprobe, Blutdruck02:45 FMS / FCU eingeben02:5002:5503:0003:05 Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck03:10 Verlassen des Simulators; Abbau der Geräte03:15 Entkabelung, 03:20 Debriefing ca. 20 - 30 min03:25 - Debriefingfragebogen03:30 - NASA-TLX-Gewichtung,03:3503:4003:4503:50

Entladen der Simulation

Simulation8

Simulation2

Simulation4

Simulation5

Simulation6

Simulation7

PAUSE

Referenzszenario CPT

Training LAn CPT

Referenzszenario FO

Training LAn FO

SZENARIO LAn CPT

SZENARIO LAn FO

SZENARIO LAn FO

SZENARIO LAn CPT

Vor und nach jedem Szenario wurden bei den Piloten Speichelproben genom-

men, Fragebögen zur subjektiven Ermüdung, Anspannung und Arbeitsbelastung

erhoben, sowie der Blutdruck gemessen. Während der Anflüge wurden das

EEG, die Augenbewegungen (EOG) und das EKG kontinuierlich aufgezeichnet.

Die Synchronisierung der medizinischen Daten mit den Simulatordaten erfolgte

manuell durch das Setzen eines Markers. Ein Checkkapitän (Instruktor) über-

wachte und beurteilte das flugtechnische Geschehen.

Der CPT und der FO flogen jeweils ein Referenzszenario (Standardanflugver-

fahren) und trainierten anschließend jeweils einmal das lärmarme Anflugverfah-

ren. Nach einer Pause wurde das lärmarme Anflugverfahren von jedem Piloten

noch zwei Mal aktiv und zwei Mal inaktiv (jeweils im Wechsel) geflogen (siehe

Abbildung 3-1). Insgesamt ergaben sich also pro Versuchsnacht 8 Anflüge. In

einigen Fällen wurde am Ende des Versuchs noch ein zusätzliches Szenario un-

ter erschwerten Bedingungen angehängt (Emergency Procedure).

Zum Ende erfolgte ein Debriefing außerhalb des Simulators, während dessen ein

ausführlicher Fragebogen ausgefüllt wurde. Danach (ca. 3:45 Uhr) war die Ver-

suchsnacht beendet.

27

4. ERGEBNISSE

Die Auswertungen und Analysen beziehen sich auf sehr unterschiedliche Aspek-

te der technischen, psychologischen und physiologischen Daten. Zum einen

wurden sehr viele „objektive“ Daten erhoben (z.B. technische und physiologi-

sche), zum anderen „subjektive“ Erhebungen durchgeführt (z. B. durch regel-

mäßige Befragungen und das Debriefing), die sich auf die Erfahrung, der Wahr-

nung der Pilo-

lastung und Beanspruchung bei einem neuen Verfahren zu

erzielen.

Man kann die Datensätze in folgende Bereiche unterteilen:

- Flugmechanische Größen: z.B. Bahnparameter wie Höhe über MSL, Ent-

fernung zur Landebahnschwelle, Wahre Eigengeschwindigkeit, Beschleu-

nigungen, Bahnneigungswinkel, Ablagen vom ILS-Leitstrahl usw.

- Flugsysteme / Systemzustände: z.B. Triebwerksschub, Landeklappen- und

Fahrwerksstellung sowie Ruderausschläge usw.

- „Technische“ Parameter des Pilotenverhaltens: z.B. Steuereingaben der

Besatzung, als auch die Bedienung der Systeme wie Fahrwerk und Hoch-

auftriebshilfen, Autopilot sowie Triebwerke.

nehmung und der Einschätzung der Flugzeugführer beziehen. Die Ergebnisse

sind daher nach diesen Aspekten in den folgenden Abschnitten unterteilt.

4.1 Flugtechnische Daten

4.1.1 Auswertbarkeit der Daten

Um Aussagen über die Durchführbarkeit von lärmreduzierten Anflugverfahren

machen zu können, ist es notwendig und sinnvoll, neben der Mei

ten auch „objektive“ Daten, die nicht von der „subjektiven“ Einschätzung der

Flugzeugführer beeinflusst werden, zu erheben und auszuwerten, um ein Ge-

samtbild über die Be

28

EINHEIT PARAMETER 1. Bereich (Flugmechanik) Zeit (Time) s Geogr. Länge (Longitude) grad Geogr. Breite (Latitude) grad Absolute Höhe über Mean Sea Level (Altitude) ft Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeuges (Vertical Speed) ft/s Geschwindigkeit über Grund (Groundspeed) kt Rollwinkel (Roll Angle) grad Nickwinkel (Pitch Angle) grad Magnetischer Steuerkurs (magn. Heading) grad Kalibrierte Eigengeschwindigkeit (CAS) kt Vertikale Abweichung von der ILS-Mittellinie uA Laterale Abweichung von der ILS-Mittellinie uA 2. Bereich (Systemzustand) Hinterkantenklappen (Flaps) grad Vorderkantenklappen (Slats) grad Fahrwerk (Gear) 0…1 Triebwerksdrehzahl N1 % Autopilot 1/2 Engagement 0, 1 Flight Director 1/2 Engagement 0, 1 Auto Thrust Engagement 0, 1 AP Open Descent Mode aktiv 0, 1 AP Flight Path Angle Mode aktiv 0, 1 AP Capture Mode aktiv 0, 1 AP Altitude Hold Mode aktiv 0, 1 AP Glidesope Track Mode aktiv 0, 1 3. Bereich (Systembedienung) Fahrwerkshebelstellung 0, 1 Landeklappenhebelstellung 1, 2, 3, 4 Schubhebelstellung grad Seitenruderpedalstellung grad Sidestickposition für Querruderkommando grad Sid ties ckposition für Höhenruderkommando grad Ein bga e vertikaler Modi am Autopiloten - Eingab - e lateraler Modi am Autopiloten

Tab. 4

In den Studien sind keine künstlichen Fehlfunktionen des Simulators eingebaut

worden. Somit führte die Ansteuerung von Systemen im Cockpit zum entspre-

-1: Auflistung der wichtigsten Parameter aller drei Bereiche

29

chenden Resultat am Flugzeug; dadurch sind die genauen Zeitpunkte der Pilo-

tigkeit. Der Grund dafür ist die Tatsache, dass die

sches Verhalten aufweisen und somit

ben und System- bzw. Flugzeugreaktio-

Auflistung der wichtigsten Parameter

Linie für die Auswertung hinsichtlich

l von Bedeutung. Mittels der Bahn-

echanischen sowie die die Sicherheit

ens betrachtet werden. Aus den Parame-

ienung des Flugzeuges lassen sich Aussagen über die

Bewältigung ableiten. Mit Hilfe der Lärmberech-

Anschluss an die Simulatorkam-

Boden unter Berücksichtigung der Bahnpara-

ion und der Triebwerksleistung ermittelt werden.

enzverfahren lassen sich so Aussagen über das

n Anflugverfahrens treffen.

den Solldaten entsprechend der Prozedurvorgaben

generiert. Hierzu zählen Param ter wie Höhe, Lan-

ellung, gesetzte Autopilotenwerte sowie Segment-

tzteren handelt es sich um flugzustands- und kon-

aximalgeschwindig n sowie um die

prechend der derzeitigen Höhe über

werden durch die Flughandbücher der

eutschen Lufthansa vorgegeben. Anhand dieser Soll- und Sicherheitswerte ist

eitswert für

ie einzelnen Parameter anzustellen und entsprechend der Anzahl an einzelnen

tenhandlung von großer Wich

meisten Systeme Totzeiten bzw. dynami

die zeitlichen Verläufe von Steuereinga

nen stark voneinander abweichen. Eine

aller drei Bereiche ist in Tab. 4-1 enthalten.

Die aufgeführten Daten sind in erster

Fliegbarkeit und Lärmminderungspotentia

und Flugsystemdaten können die flugm

betreffenden Aspekte des neuen Verfahr

tern hinsichtlich der Bed

Arbeitsbelastung und deren

nungsprogramme SIMUL und INM können im

pagne die Geräuschimmission am

meter, der Flugzeugkonfigurat

Im Vergleich mit dem Refer

Lärmminderungspotential des neue

Im Zuge der Auswertung wer

mit der Offline-Simulation e

deklappen- und Fahrwerksst

und Sicherheitsgrenzen. Bei le

figurationsabhängige Mindest- und M keite

maximalen Sinkgeschwindigkeiten ents

Grund. Die Soll- und Sicherheitswerte

D

es möglich, Vergleiche zwischen dem Ist, dem Soll und dem Sicherh

d

Durchgängen statistische Aussagen über deren Verlauf während des Verfahrens

zu machen. Zum anderen können die Ablagen den aufgezeichneten, physiologi-

30

schen Daten gegenübergestellt und auf Korrelationen hin untersucht werden.

Sowohl die Generierung der Solldaten, als auch die Auswertung der einzelnen

Durchgänge mit anschließender statistischer Betrachtung wurden unter MAT-

LAB realisiert. Die Datensätze, z.T. im ASCII-Format, z.T. in Form von EX-

CEL-Dateien, konnten eingelesen, entsprechend bearbeitet und grafisch wieder-

gegeben werden.

4.1.2 Ergebnisse der Simulatorversuche (flugtechnische Daten)

Aus den Datenpaketen wurden sowohl einzelne Zeitschriebe, als auch Dia-

gramme erstellt, die Häufigkeiten von Abweichungen verschiedener Parameter

zeigen. Dabei wurden primär die Ablagen von der Sollhöhe für jedes Segment

sowie die Unterschiede von Soll- zu Ist-Zeitpunkt für das Ausführen von Aktio-

nen, wie Landeklappen oder Fahrwerk fahren, betrachtet. Für die Flugbahndaten

wurden das arithmetische Mittel und die Standardabweichung berechnet, um

allgemeine Aussagen über die zu vergleichenden Verfahren treffen zu können.

Dem Sicherheitsaspekt wird Rechnung getragen, indem die kritischen Werte wie

Geschwindigkeit während des Fahrens der Landeklappen, die entsprechenden

Maximal- bzw. Minimalgeschwindigkeiten sowie die erlaubten Sinkgeschwin-

digkeit in Abhängigkeit von der Höhe mit den Ist-Werten verglichen werden.

4.1.2.1 A320-Simulator

Betrachtet man die Bahnverläufe der A320-Versuchsreihe, fällt auf, dass die

Trajektorien bei den LDLP-Anflügen (Abb. 4-1) primär im zweiten und bei den

SCDA (Abb. 4-2) im vierten Segment stark streuen. Der Grund für die großen

Abweichungen bei ersterem liegt in der unzureichenden Einhaltung des „Point

of Descent“.

31

Abb. 4-1: Bahnverläufe der LDLP-Versuche (A320)

Abb. 4-2: Bahnverläufe der SCDA-Versuche (A320)

32

Abb. 4-3: Häufigkeiten von Sollbahnablagen im zweiten Segment des LDLP

(A320) Durch zu zeitigen oder zu späten Beginn des Sinkfluges ergeben sich Ablagen

von der Sollbahn (Abb. 4-3), die während des Fluges nicht quantifizierbar sind

über das gesamte Verfah-

ren hin durchziehen. Dadurch kam es zu unterschiedlichen Längen im dritten

Segment, was bei der daraus entstehenden längeren Verzögerung zu einem un-

gewollten Hochlaufen der Triebwerksdrehzahl geführt hat, um die Mindestge-

schwindigkeit nicht zu unterschreiten. Einerseits stellt diese Tatsache eine Unzu-

länglichkeit in der Durchführung des Verfahrens dar, spiegelt andererseits aber

die Praxis im Alltag wider. Die Führung auf den Gleitpfad stellt sich, wie erwar-

tet, problemlos dar. Die POD der SCDA Verläufe streuen weit weniger als die

der LDLP Trajektorien. Daraus ergibt sich eine moderate Standardabweichung

der Höhenablage während des zweiten Segmentes. Der Übergang in das Verzö-

gerungssegment geschieht ebenfalls problemlos. Als kritischer Punkt hinsicht-

lich der Einhaltung des Verfahrens stellt sich der Wechsel vom Verzögerungs-

segment zum Steilflugsegment dar. Zum einen variieren diese in ihrer Entfer-

nung zur Landebahnschwelle, was zu einer erheblichen Streuung der Steilflug-

Aktionen der Piloten in

einem sehr kleinen Zeitfenster relativ groß. Die Auswertung im Bereich Sys-

tembedienung geht später darauf ein.

bzw. dem Piloten nicht angezeigt werden und sich so

segmentbahnen führt. Zum anderen ist die Anzahl an

33

Abb. 4-4: Häufigkeiten von Sollbahnablagen im vierten Segment des SCDA

(A320)

Die Ungenauigkeiten im vierten, dem Steilflugsegment des SCDA (Abb. 4-4),

sind in der zu ungenauen Vorberechnung der Bahn und der unzureichenden Va-

lidierung zu suchen. Sie sind kein Effekt, der generell mit dem SCDA als Ver-

fahren zusammenhängt, sondern mit Mängeln in der Modellierung und Simula-

tion der Flugmechanik im Auslegungsprozess zu erklären. So ergab sich z.B. ein

Effekt, der in der Offline-Simulation nur unzureichend berücksichtigt werden

konnte: Während des Ausfahrens der Landeklappen entsteht ein kurzzeitiger,

überproportionaler Auftriebsanstieg, der zu dem so genannten „Ballooning“

führt, eine zeitlich begrenzte und abhängig von Geschwindigkeit und gewählter

Klappenstellung starke Aufwärtsbewegung. Diese wiederum hat einen Anstieg

des Widerstandes zur Folge, welcher die Verzögerung in diesem Segment er-

höht. Dies und die unzureichend genaue Auslegung führen zu einer Verkürzung

des Verzögerungssegmentes, da dessen Länge vom Abbau eines bestimmten

Geschwindigkeitsbetrages abhängt. Aufgrund dessen verkürzt sich das Steilflug-

segment, und es kommt zu einem zu frühen Einnehmen des Landegleitweges

des ILS. Da das Flugzeug, im Gegensatz zum Referenzverfahren, hier schon voll

konfiguriert ist, ist an dieser Stelle ein höherer Schub als beim LDLP notwendig,

um die Anfluggeschwindigkeit zu halten. Zudem wurde der Gleitpfadeinflug in

2000ft GND sehr konservativ festgelegt

, um dem Flugzeug genug Zeit zu las-

34

sen, um in 1000ft GND stabilisiert zu sein. Aufgrund der Tatsache, dass das

Flugzeug beim Einflug auf den Gleitpfad, wie bereits erwähnt, voll konfiguriert

ist, würde, ausgehend von den in dieser Studie gemachten Erfahrungen, eine

Einflughöhe von 1500ft GND genügen. Der Einflug auf den ILS Gleitpfad von

oben ist problemlos vonstatten gegangen, ebenso wie der restliche Anflug bis

zum Aufsetzen. Dieser Teil des SCDA gleicht dem Referenzverfahren LDLP.

Abb. 4-5: Häufigkeiten von zeitlich ungenauem Einstellen des Bahnwinkels für

das Steilflugsegment und das Fahren der Landeklappen auf Stufe 3 beim SCDA (A320)

Beim Fliegen des neuen Verfahrens im A320-Simulator haben sich auch aus

Sicht der Systembedienung durch die Piloten einige interessante Effekte ergeben

(Abb. 4-5). So kam es vereinzelt zu Unstimmigkeiten im Verfahren. Beispiels-

weise wurde bei vier Durchgängen die Konfiguration 3 (SCDA - Time Delay

Flaps 3 Ext.) bereits im Verzögerungssegment eingenommen, obwohl diese erst

im Steilflugsegment hätte gefahren werden sollen. Zu sehen ist dies daran, dass

das Setzen des Bahnwinkels (SCDA SEG4 - Delay in Setting FPA) im Bereich

von einer halben Minute zu spät geschieht. Die gemessene Zeit läuft ab dem Er-

eignis „Fahrwerk ausgefahren und verriegelt“, da im Anschluss daran der Steil-

bahnwinkel eingedreht werden sollte. Während dieser Zeit verzögert das Flug-

zeug weiter, die Klappen werden auf Stufe 3 gefahren und erst jetzt der neue

Bahnwinkel eingenommen. In anderen Durchläufen wurde der Bahnwinkel für

35

das Steilflugsegment gleichzeitig mit dem Fahren des Fahrwerkes eingestellt,

obwohl der Pilot bis zum Verriegeln des Landing Gears, im Cockpit mit drei

grünen Lichtern angezeigt, hätte warten müssen. Eine weitere Auffälligkeit, die

aber bei fast allen Versuchen auftrat, ist das verzögerte Fahren der Landeklap-

pen in die Stellung 3, nachdem der neue Bahnwinkel für das Steilflugsegment

eingestellt wurde. Da auf das Ereignis „Gear down, three green“ zwei Aktionen,

ben das Setzen des neuen Bahnwinkels und das Fahren der Landeklappen auf

Stufe 3, folgen, kommt es auffallend oft zu Verspätungen zwischen 10 und 20

sec beim zweiten Punkt, der Konfiguration 3. Der Grund dafür liegt in der Tat-

sache, dass die Handlungen im Cockpit bestimmten Regeln der Teamarbeit un-

terliegen. So sollten nicht mehrere Aktionen gleichzeitig ausgeführt werden, um

mittels gegenseitiger Kontrolle der Piloten Redundanz gegenüber Fehlbedienun-

gen zu schaffen. Obwohl die Landeklappen nach Plan des SCDA gleichzeitig

mit dem Einstellen des neuen Bahnwinkels hätten gefahren werden sollen, wur-

de dies meist sequentiell getan, um dem sog. „Multi Crew Concept“ Rechnung

heitsverhal

s wird de rgang vom Verzögerungssegment auf das Steil-

e

zu tragen. Dabei handelt es sich um ein beabsichtigtes und trainiertes Sicher-

ten.

utlich, dass der ÜbeE

flugsegment einen weiteren kritischen Punkt im SCDA-Verfahren darstellt. Es

ist zu überlegen, inwieweit die Automatisierung von z.B. dem Fahren der Klap-

pen zu einem zuverlässigeren Konfigurieren führen kann. Weiterhin wäre vor-

stellbar, das Zeitfenster für die Aktionen in diesem Bereich des Anfluges zu

vergrößern, indem man mit z.B. einer Verzögerungsregelung die Geschwindig-

keitsabnahme im Verzögerungssegment auf einem moderaten Wert konstant

hält. All diese Maßnahmen würden zu einer „Entzerrung“ der Handlungsabläufe

in diesem Bereich führen.

Im Bereich Sicherheit wurden keine gravierenden Ereignisse beobachtet. Es gab

zwar kleinere Unterschreitungen von Mindestgeschwindigkeiten sowie ebenso

geringe Überschreitungen von Maximalgeschwindigkeiten. Da diese Verletzun-

36

gen im Bereich von 1 bis 5kt lagen und sehr kurzzeitig waren, kann man aber

nicht von einem Sicherheitsrisiko sprechen, zumal die Sicherheitsgrenzen ent-

weder durch Luftraumstrukturen rechtlich vorgeschrieben waren oder, wenn

strukturkritisch, ein entsprechender Sicherheitsaufschlag verwendet wurde. Die

maximalen Sinkgeschwindigkeiten, die in Abhängigkeit der Höhe abnehmen,

wurden im Verlauf der A320 Kampagne nicht einmal verletzt (Abb. 4-6).

Abb. 4-6: Sinkgeschwindigkeiten und maximal erlaubte Sinkgeschwindigkeit

beim SCDA (A320)

t und Flugzeugkonfiguration sowie die Absolutwerte

Aus den Bahn- und Flugzeugdaten wurde mittels Lärmrechnung die Geräusch-

immission am Boden sowohl direkt unter der Flugbahn, als auch in der näheren

Umgebung berechnet. Dabei wurden sowohl die maximalen Lärmschallpegel

(LAMax), als auch die äquivalenten Dauerschallpegel (SEL) berücksichtigt.

Dargestellt sind zwei Vergleiche, in denen jeweils ein SCDA Durchgang mit

einem LDLP verglichen werden, die von demselben Piloten geflogen wurden

(Abb. 4-7, Abb. 4-8). Die Diagramme beinhalten flugtechnische Daten, wie Hö-

he, Schub, Geschwindigkei

für LAMax und SEL. Weiterhin wurden die Differenzen für LAMax und SEL

zwischen den beiden Durchgängen gebildet.

37

Abb. 4-7: Bahnparameter und Lärmwerte (SIMUL) unter dem Gleitpfad: LDLP

vs. SCDA (A320)

Abb. 4-8: Bahnparameter und Lärmwerte (SIMUL) unter dem Gleitpfad: LDLP

vs. SCDA (A320)

38

In den Abbildungen 4-9 und 4-10 werden die Maximalwerte der in den Einzel-

fällen dargestellten Lärmdifferenzen gezeigt, gemittelt über alle SCDA-LDLP

Vergleichsfälle und aufgetragen über die einzelnen Pegel. Da für die A320 so-

wohl SIMUL, als auch INM als Lärmberechnungsmodelle zur Verfügung ste-

hen, wurden die gemittelten Pegeldifferenzen mit beiden Programmen errechnet.

Die Ursachen für die aufgetretenen Unterschiede werden unter 2.3 erläutert.

Abb. 4-9: Verteilung der Lärmdifferenzen unter dem Gleitpfad: über die ein-

zelnen Pegel LAMax (A320), gerechnet mit SIMUL

Verteilung der LäAbb. 4-10: rmdifferenzen unter dem Gleitpfad: über die ein-

zelnen Pegel LAMax (A320), gerechnet mit INM-NPD-Tabellen

39

Es hat sich gezeigt, dass der SCDA vor allem in den Bereichen von Vorteil ist,

in denen die Bahn deutlich über der des LDLP liegt (Abb. 4-7, 4-8). Das wird

besonders im „Open Descent“-, Verzögerungs- und Steilflugsegment deutlich.

Zudem bedingen beim LDLP Schubspitzen, die während des Konfigurierens im

Zwischenanflugsegment auftreten, höhere Lärmemissionen als beim SCDA.

Beide Effekte führen zu einer Lärmreduktion um ca. 3 bis 8dB(A) zwischen 26

und 10NM zur Landebahnschwelle. Anders ausgedrückt kann man sagen, dass

im Bereich von 45 bis 60dB(A) LAMax, die beim LDLP in dem genannten Ab-

schnitt des Anfluges auftreten, bei SIMUL ein Lärmvorteil von 3 bis 8dB(A) zu

beobachten war (Abb. 4-9) bzw. 2 bis 5dB(A) im Bereich 50 bis 65dB(A) LA-

Max bei INM (Abb 4-10). Die Nachteile des SCDA liegen beim späteren Be-

ginn des Sinkfluges, vor allem aber beim zu frühen Einnehmen des ILS-

Gleitpfades. Diese sind, wie bereits erläutert, bedingt durch unzureichend ge-

naue bzw. zu konservative Auslegung des Verfahrens und z.T. Abweichungen in

der Einhaltung des Verfahrens seitens der Piloten. Der späte Beginn des Sink-

fluges führt zu einem längeren stationären Geradeausflug und somit zu einem

Lärmn (A) äußert. Die

Aussage lässt sich dahingehend relativieren, indem man feststellt, dass die

5dB(A) „Mehrlärm“ in einem Pegelbereich von 40 bis 45dB(A) auftreten LA-

Max (Abb. 4-9). Das Flugzeug befindet sich hier noch 30 bis 25NM von der

Landebahnschwelle entfernt.

Der zu frühe Einflug auf den ILS-Gleitpfad führte beim SCDA zu einer ca. 6 bis

8 dB(A) höheren Lärmbelastung am Boden, da das Flugzeug im Gegensatz zum

LDLP hier schon voll konfiguriert ist und mehr Schubkraft benötigt, um den hö-

heren Widerstand zu überwinden. Dieser „Mehrlärm“ tritt im Pegelbereich von

60 bis 70dB(A) LAMax auf (Abb. 4-9). Die Dauer dieses Effektes hängt im We-

sentlichen von der Auslegung bzw. der Einhaltung des Verfahrens ab. In Abb. 4-

längeren Halten des relativ hohen Triebwerkschubes, was sich wiederum in ei-

achteil des SCDA gegenüber dem LDLP um ca. 5dBnem

7 ist ein Fall dargestellt, bei dem das Steilflugsegment sehr früh beginnt und

40

dementsprechend kurz ausfällt. Zu Beginn des Endanflugsegmentes beim

SCDA, hier in ca. 3000ft GND, läuft der Triebwerksschub wieder hoch, um den

hohen Widerstand aufgrund der ausgefahrenen Landeklappen und des Fahrwer-

kes zu kompensieren. Beim LDLP sind Fahrwerk noch ganz und Landeklappen

teilweise eingefahren. Widerstand und entsprechend der Schub sind im Ver-

gleich zum SCDA an diesem Punkt niedriger, sodass der genannte „Mehrlärm“

seitens des SCDA auftritt. In Abbildung 4-8 stellt sich dieser Effekt zeitlich we-

sentlich kürzer dar. Das Steilflugsegment beginnt später und fällt entsprechend

länger aus. Das Flugzeug fliegt in 2000ft GND auf den Gleitpfad ein und erhöht

hier den Schub. Da beim LDLP erst in 1500ft GND die Endkonfiguration herge-

stellt ist und somit die Triebwerke erst hier wieder hoch laufen, ist auch bei die-

sem Fall der Lärmvorteil beim LDLP zu finden. Der negative Lärmeffekt des

SCDA ließe sich ganz vermeiden, wenn die Einflughöhe auf den Gleitpfad auf

1500ft GND herabgesetzt würde. Dies hätte zum Ergebnis, dass der Höhenvor-

teil des SCDA gegenüber dem LDLP erst dann aufgegeben würde, wenn das

Flugzeug auch beim LDLP voll konfiguriert ist und die Schubverläufe der bei-

den Verfahren ab diesem Punkt gleich wären.

Die Ergebnisse, die bisher dargestellt wurden, bezogen sich auf die Spur unter

der Bahn und den maximalen Lärmpegel. In Abbildung 4-11 sind die Lärmkon-

turen von LDLP und SCDA dargestellt. Es handelt sich hier bei um Linien glei-

chen SEL für 60, 65 und 70 dB(A). Der Sound Exposure Level (SEL) eignet

sich für die Betrachtung der gesamten Lärmimmission, d.h. auch für die laterale

Verbreitung, da er nicht nur die einzelnen Pegel darstellt, sondern auch ihre

Dauer berücksichtigt. Somit ergibt sich die Möglichkeit, das gesamte Lärmer-

eignis