Hogeschool van Amsterdam -Basic Mix- Domein Techniek, Aviation

Transcriptie

1

2 Inhoudsopgave Samenvatting... 1 Summary... 2 Inleiding Definitie Basic Six Air data instrumenten Theorie drukinstrumenten Altimeter Vertical speed indicator Airspeed indicator Gyroscopische instrumenten Theorie gyroscoop Artificial Horizon Turn & Bank Indicator Heading indicator Eisen en wetgeving Wettelijke Eisen Eisen Opdrachtgever Functieonderzoek Conclusie Ontwerpfase Uitleg morfologisch overzicht Meten Transporteren Omzetten Corrigeren Versterken Transporteren Omzetten Weergeven Systemen Voor- en Nadelen Mechanisch systeem Conventioneel systeem Digitaal systeem Conclusie Uitvoering ontwerp Constructie van de componenten in het gekozen systeem Smartprobe SSE en Digital Air Data Computer Arinc Videomonitorkaart LCD-scherm Presentatie van de cockpit De inrichting van de cockpit Layout van de Basic Six Onderhoud Aircraft Maintenance Manuals Onderhoud basic-six instrumenten Regelmatige checks Kosten en baten Kosten Baten Controle eisen...42

3 Wetten Eisen opdrachtgever Conclusie Aanbeveling...43 Bronnenlijst...44 Bijlagenlijst...46

4 Samenvatting Er is een opdracht gegeven door de Hogeschool van Amsterdam om een uniforme cockpit voor Boeing te ontwerpen. Dit houdt in dat deze cockpit in elk soort Boeing kan worden ingebouwd, waarvoor eerst wel omscholing van piloten voor nodig is, maar daarna niet meer. In deze cockpit komen verschillende soorten instrumenten: air data en gyroscopische instrumenten. Deze worden de Basic Six genoemd. Om erachter te komen hoe de air data instrumenten werken, is de theorie achter de luchtdruk uitgezocht, zoals welke verschillende soorten druk op een vliegtuig werken en met wat voor instrumenten de druk gemeten kan worden. Verder is het handig om enkele natuurkundige formules te kennen en om te weten hoe de meetinstrumenten de druk berekenen. Als de druk bekend is, kunnen de hoogte, de snelheid en de stijg- en daalsnelheid berekend worden. De gyroscopische instrumenten werken met, zoals het woord al zegt, een gyroscoop. Bij een gyroscoop draait het om standvastigheid en precessie. Er zijn twee soorten aandrijvingen voor de gyroscoop: pneumatische en elektrische. Een gyroscoop bevindt zich in de attitude indicator, de turn & bank indicator en de heading indicator. Het eisenpakket bestaat uit de wettelijke eisen en de eisen van de opdrachtgever. Een paar van de wettelijke eisen zijn: de aanwezigheid van instrumenten en de afleesbaarheid, de positie en de betrouwbaarheid daarvan. De voornaamste eis van de opdrachtgever is dat het een uniforme cockpit wordt. In het functieonderzoek komt ter sprake welke stappen genomen moeten worden, voordat de gegevens in de cockpit worden weergegeven. Hierin is beschreven hoe de gegevens gemeten, omgezet en weergeven worden. Met deze gegevens is een morfologisch overzicht gemaakt. In een morfologisch overzicht zijn een aantal lijnen getekend van mogelijke systemen. Hieruit is het systeem gekozen, dat het beste aansluit op de eisen van de opdrachtgever. Dit is het digitale systeem geworden. Die heeft weliswaar de hoogste in de kosten, maar het weegt het minste, is zeer duurzaam, nauwkeurig en betrouwbaar en verder is dit systeem het goedkoopste in het onderhoud. Nu het systeem is gekozen, is het klaar om in de cockpit geïnstalleerd te worden. De inrichting van de cockpit speelt hierbij een belangrijke rol, want de Basic Six kan niet overal in de cockpit geplaatst worden. Wanneer het systeem geïnstalleerd is, zal het regelmatig onderhouden moeten worden. Doordat dit systeem uniform is, is het systeem gemakkelijk te onderhouden. De kosten van dit systeem liggen vele malen hoger dan het oude systeem, maar dit zal allemaal terugverdiend worden door de besparingen ten opzichte van het oude systeem. Er is berekend dat dit systeem na ongeveer 3,6 jaar is terugverdiend en dan wordt er winst mee gemaakt. De eisen en wetten zijn gecontroleerd en de cockpit voldoet hieraan, dus nu kan het worden toegepast. Pagina 1

5 Summary An assignment has been given by the High School of Amsterdam to design an uniform cockpit for Boeing. That means that this cockpit can be installed in any airplane of Boeing. For each pilot is retraining required, for one time. In this uniform cockpit there are different instruments: the air data instruments and gyroscopic instruments. They are called the Basic Six. To find out how the air data instruments work, it is very important to know something about the air pressure, such as what kind of pressure works on the airplane and what instruments do you need to measure pressure. Further it makes easier to know some physicist formula to understand how the measure instruments can calculate the pressure. By knowing the pressure it is possible to calculate the altitude, the speed and the climb & descent speed. The gyroscopic instruments work with a gyroscope. The gyroscope is based on rigidity and precession. Rigidity means that the gyroscope always keeps on pointing to one direction. The precession of the gyroscope consists of two forces, one of them exercises a force by turning the mass of the gyroscope and the other one is an external force. If the external force exercises strange on the gyroscope, this force will be taken to 90 degrees further before it works. There are two ways to let the gyroscope spin: pneumatic and electric. The gyroscope can be find in the following instruments: the attitude indicator, the turn & bank indicator and the heading indicator. The desire package consists of the legal demand and the demand of the client. The demands of the law are: present of the basic six, reading, position and the solidity. The main demand of the client is that it will be a uniform cockpit. In the functional examination was described what the steps are that must be taken to care that the system will work like what is required. It will describe how the measure, convert and reproduce signals, and finally show them on a screen. With these data a morphological survey is made. In the morphological survey three lines have been drawn of the possible systems. Out of here the system has been chosen that was close by the demands of the client. The system that has been chosen is the digital system. This one has the highest cost, but the advantages are: it is very durable system, the system is accurate, and solid and further this system is less expensive in the maintenance. Now the system has been chosen, it s ready to install the system in the cockpit. The lay-out of the cockpit plays an important influence, because the basic six cannot be place everywhere in the cockpit. When the system already has been installed, they often must be maintenance. Because it s a uniform system it will be easy to maintenance. The costs of this system are many times higher than the old system, but this will all be recouped by the savings over the old system. It is estimated that this system after about 3.6 years has been recouped and then there profit at least. The demands and laws have been inspected and it confirmed the cockpit, so now it can be applied. Pagina 2

6 Inleiding Groep 2A1AZ van de hogeschool van Amsterdam heeft als opdracht gekregen om een uniform ingedeelde cockpit te ontwerpen, beperkt tot de Basic six, voor een gehele vloot. De bedoeling is dat deze opdracht gepresenteerd wordt in een verslag waarin een ontwerpanalyse komt te staan. Richtlijnen in dit verslag zijn: het maken van een ontwerp van de Basic six en hoe de metingen daarvan tot stand komen en gepresenteerd worden in de cockpit. Bij het maken van dit ontwerp wordt door de hogeschool van Amsterdam verwacht dat de groep 2A1AZ zich houdt aan de wettelijke eisen die vast gesteld zijn voor de indeling van de componenten in de cockpit. Eerst komen alle Air Data en Gyroscopische systemen aan bod. Van deze systemen wordt ook hun manier van meten uitgelegd. Dan komen de eisen aan bod. Dit zijn de eisen van zowel de opdrachtgever als de wettelijk vastgestelde eisen. Deze systemen worden vervolgens onderzocht en de stappen die genomen moeten worden, worden beschreven in het functieonderzoek (1). In het zogehete morfologisch overzicht is dan schematisch uitgelicht welke componenten in de stappen: meten, transporteren en weergave er mogelijk zijn. Er worden drie lijnen getrokken, die mogelijke ontwerpen aangeven. Hierna wordt er analyse gedaan op basis van de voor- en nadelen van instrumenten binnen deze methoden. Om tot slot tot een keuze te komen van het systeem dat het best te gebruiken is in de cockpit van een Boeing (2). Uiteindelijk zal deze keuze uitgewerkt worden tot een nieuwe uniforme cockpit door middel van het uitwerken van de constructie van de componenten in het gekozen systeem. Tevens wordt beschreven hoe deze gepresenteerd worden in de cockpit. Ook zal hierbij ingegaan worden op het bijkomende onderhoud en de kosten en baten wat van dit systeem. Tot slot wordt deze constructie en manier van presenteren getoetst aan de eisen van zowel de opdrachtgever als die de wet voorschrijft. Ook komen hier duurzaamheid en betrouwbaarheid aan de orde. Als afsluiting van dit verslag zal hierover een conclusie plaatsvinden (3). De belangrijkste bronnen die zijn geraadpleegd zijn: het boek van Pallett, E.H.J. Aircraft instruments & integrated systems, Siers, F.J. Methodisch ontwerpen en Wentzel, T. Opbouw projectverslag. Belangrijke bijlagen zijn: Morfologisch overzicht (VI) Schematische tekening inbouw (VII). Pagina 3

7 1. Definitie Basic Six Voor het maken van een ontwerp van een uniforme cockpit, zal er eerst duidelijkheid moeten zijn over de aanwezige instrumenten. Er kan onderscheid gemaakt worden tussen air datainstrumenten (1.1) en gyroscopische instrumenten (1.2). Tevens moet bij het ontwerp van de cockpit rekening gehouden worden met de gestelde eisen (1.3) en zal er onderzoek gedaan moeten worden naar de functies van de verschillende instrumenten in het te ontwerpen systeem (1.4). Deze informatie vormt de basis voor het te maken ontwerp (1.5) Air data instrumenten Alle instrumenten van de basic six die werken met behulp van druk worden air data instrumenten genoemd. Om de instrumenten te kunnen beschrijven is een uitleg nodig over druk in het algemeen (1.1.1). In de cockpit zijn de volgende drukinstrumenten aanwezig: altimeter (1.1.2), vertical speed indicator (1.1.3) en airspeed indicator (1.1.4) Theorie drukinstrumenten Om een goede uitleg te kunnen geven van de werking van de drukinstrumenten is kennis over de atmosfeer en de samenstelling ervan noodzakelijk (1.1.1.a). Een ander belangrijk aspect is de druk (1.1.1.b), aangezien alle instrumenten die druk meten (1.1.1.c) gebruikmaken van druk rondom het vliegtuig. Hierbij worden een aantal natuurkundige formules toegepast (1.1.1.d) a. Atmosfeer Rondom de aarde bevindt zich een zeer grote hoeveelheid lucht, die erg typerend is voor het leven op aarde. Deze luchtlaag heeft een bepaalde samenstelling. Er is een standaardrekenmodel ontwikkeld dat internationaal wordt gebruikt: International Standard Atmosphere (ISA). De lucht in onze omgeving bestaat uit een mengsel van de volgende stoffen: a. zuurstof, 21 % b. stikstof, 78% c. rest, 1%. de belangrijkste zijn koolstofdioxide, koolstofmonoxide, waterdamp en ozon. De atmosfeer kunnen we indelen in vijf opeenvolgende temperatuurslagen lagen (Bijlage I). Tussen deze lagen zijn overgangslagen aanwezig waar de temperatuur constant blijft. Als we atmosfeer indelen gaan we ervan uit dat de temperatuursgrenzen op een bepaalde hoogte liggen, hiervoor gebruiken we een standaardmodel, ISA. De indeling van de atmosfeer ziet er als volgt uit, waarbij alleen de eerste twee lagen van belang zijn voor de luchtvaart: 1. Troposfeer 0 11 km Tropopauze (overgangslaag, T=-56 C) km 2. Stratosfeer km Stratopauze (overgangslaag, T=-10 C) km 3. Mesosfeer km Mesopauze (overgangslaag, T=-107 C) km 4. Termosfeer km 5. Exosfeer >105 km Het is niet gemakkelijk alle factoren die de samenstelling van de atmosfeer beïnvloeden mee te nemen in berekeningen en onderzoeken. Daarom heeft men besloten een model te maken, de standaardatmosfeer, deze wordt ISA genoemd. Hierdoor is het mogelijk vrij gemakkelijk berekeningen aan de atmosfeer uit te voeren. ISA is gebaseerd op de gemiddelde atmosfeer. In de luchtvaart gebruikt men alleen de ICAO- standaardatmosfeer. Hieronder een aantal waarden van de ISA. Verder staan in ISA: hoogte, temperatuur, druk, dichtheid, geluidssnelheid en viscositeit (Bijlage II). Pagina 4

8 ISA-waarden: - op zeeniveau (Mean Sea Level, MSL) is de temperatuur 15 C; - in de tropopauze is de temperatuur op elf km hoogte -56,5 C; - de temperatuur op 32 km hoogte is -49,5 C; - de temperatuursafname van nul tot 11 km is niet constant, doordat de luchtvochtigheid niet constant is; daarom wordt een gemiddelde waarde gebruikt van 0,65 C/100m; - de druk op zeeniveau (MSL) = 1013,25 hpa, dit is ongeveer gelijk aan één atmosfeer b. Druk Druk kunnen we beschrijven aan de hand van een formule (1). Vervolgens is druk in te delen in soort druk (2) en kunnen we de relatie van andere grootheden met druk beschrijven (3). ad 1 Definitie Druk wordt gedefinieerd als de kracht die per vierkante meter wordt uitgeoefend (Form. 1-1). Druk: Hierin is: P= F/A P= druk in [Pa] F= kracht in [N] A= oppervlakte in [m 2 ] Form. 1-1 ad 2 Druksoorten We kunnen verschillende soorten druk onderscheiden: de statische druk (P s ), de dynamische druk (P d ) en de totale druk (P t ) (Form.1-2). De statische druk is de druk die altijd heerst. Dit betekent dat de statische druk zowel aanwezig is als het vliegtuig op de grond staat als wanneer het vliegtuig vliegt. De dynamische druk ontstaat door beweging. Van dynamische druk is dus alleen sprake als het vliegtuig een snelheid (v) heeft. Totale druk: Statische druk: Dynamische druk: P t = P s + P d = constant P s = ρ. g. h + p 0 P d = ½. ρ. v 2 Form. 1-2 Hierin is: ρ= de dichtheid van de lucht in [kg/m 3 ]. g= de valversnelling, op aarde 9,81 m/s 2. h= hoogte(verschil). P 0 = de standaarddruk. v= de snelheid van de lucht in [m/s]. Omdat de totale druk constant is, moet de statische druk afnemen als de dynamische druk toeneemt en andersom. Dat betekent dat de totale energie gelijk moet blijven (Form.1-3). Wet van energiebehoud: E t = E p + E k = constant Hierin is: E p is de potentiële energie. E k is de kinetische- of bewegingsenergie. E t is de totale energie (=constant). Form. 1-3 ad 3 Relatie druk, dichtheid, temperatuur en hoogte In de ISA-tabel (Bijlage II) zijn onder andere druk, dichtheid, temperatuur en hoogte weergegeven. Naast de bekende waarden die in deze tabel staan is er een verband te beschrijven tussen de gemeten druk en de hoogte (Form.1-4). In de luchtvaart maakt onder andere de hoogtemeter gebruik van dit verband. Pagina 5

9 Relatie hoogte en druk: Hierin is: P 0 is de ingestelde druk op de subscale in [mbar] P is de gemeten druk in [mbar] H is de hoogte in [m] Form c. Het meten van druk De luchtdrukinstrumenten maken gebruik van drukmetingen. Er zijn drie instrumenten die druk meten. Dat zijn de statische poort (1), de pitotbuis (2) en de venturibuis (3). ad 1 Statische poort Statische poorten (Afb. 1-1) zijn gaatjes in de romp van het vliegtuig die zoveel mogelijk in de ongestoorde luchtstroom zijn geplaatst, zodat de dynamische druk moeilijk bij deze gaatjes kan komen. Alleen de statische druk wordt zo gemeten. Statische poorten op het vliegtuig zijn verbonden met de drie air data instrumenten. Afb. 1-1 Statische poorten ad 2 Pitotbuis Een pitotbuis wordt gebruikt om de snelheid van een vliegtuig t.o.v. de lucht te bepalen. Een pitotbuis bevindt zich aan de buitenkant van een vliegtuig aan beide kanten van de romp (Afb. 1-2). Afb. 1-2 Een pitotbuis De pitotbuis bestaat uit een U-vormige buis gevuld met een vloeistof die vaak ook verbonden is met een statische poort (Afb. 1-3). De opening (2) van de pitotbuis wijst in de vliegrichting van het vliegtuig, waar de totale druk wordt opgemeten. De opening is zo geplaatst dat deze evenwijdig loopt aan de luchtstroom (1). Op het moment dat het vliegtuig in beweging komt, komt er een luchtstroom op gang die tegengesteld is aan de vliegrichting. Wanneer de luchtstroom de pitotbuis instroomt, voert deze een druk (P 2 ) uit op de vloeistof (punt A), waardoor het vloeistofniveau verandert. Doordat de andere kant van de U-vormige buis verbonden is met de statische poort, wordt daar een atmosferische druk (Pa) uitgeoefend op de vloeistof. Zoals al eerder is besproken, is de totale druk (P t ) gelijk aan statische druk plus dynamische druk. Dus om de dynamische druk te kunnen berekenen wordt het verschil tussen de meting van de pitotbuis en statische poort genomen wat tot de dynamische druk leidt. Pagina 6

10 Afb. 1-3 De werking van de pitotbuis ad 3 Venturibuis De venturibuis (Afb. 1-4) is een buis met in het midden een kleinere doorsnede dan aan de voor- en achterzijde van de buis. Afb. 1-4 De venturibuis (Afb. 1-5) wordt gebruikt om de volumestroom door een leiding te meten. De luchtstroom komt met een bepaalde snelheid (V1) in de voorzijde van de buis (A1). Op het moment dat de luchtstroom in het midden (A2) komt van de buis wordt de luchtstroom versneld (V2), waardoor de druk lager wordt dan de druk in de voorzijde. Dit drukverschil wordt gemeten door een U-vormige buis die gevuld is met kwik of water. De venturibuis maakt gebruik van de Continuïteitswet (1.1.1.c) en Wet van Bernoulli (1.1.1.c) en het instrument kan zo gebruikt worden om de snelheid van het vliegtuig te meten A 1 = oppervlakte voorzijde V 1 = snelheid luchtstroom A 2 = oppervlakte middenstuk V 2 = snelheid in het midden van de buis (vernauwing) h= hoogteverschil vloeistof Afb. 1-5 De venturibuis d. Natuurkundige wetten Bij het begrip druk horen een aantal natuurkundige wetten die een verband beschrijven tussen de druk en andere grootheden. De twee natuurkundige wetten die een belangrijk rol spelen zijn de continuïteitswet (1) en de wet van Bernoulli (2). ad 1 Continuiteitswet De continuïteitswet houdt in dat de energie in een buis (bijvoorbeeld) niet verloren gaat, dit geldt voor een niet-samendrukbare, stationaire en wrijvingloze stroming. Voor een stationaire stroming in een stroombuis geldt de wet van behoud van massa. De massastroom die een stroombuis binnengaat is gelijk aan de massastroom die de stroombuis verlaat, dit geldt ook voor het volume (Form.1-5). Massastroom is, dus de massahoeveelheid die per seconde door het doorsnijdingsvlak stroomt. Continuïteitswet: V 1 x A 1 = V 2 x A 2 Hierin is: V 1 = instroomsnelheid Pagina 7

11 V 2 = uitstroomsnelheid A 1 = doorsnede van de buis op plaats 1 A 2 = doorsnede van de buis op plaats 2 Form. 1-5 ad 2 Wet van Bernoulli De wet van Bernoulli voor stromende lucht (Form.1-6) is niet anders dan de wet van behoud van energie (Form.1-3). De wet van Bernoulli mag alleen maar worden toegepast wanneer aan de volgende voorwaarden wordt voldaan: er is sprake van een incompressibel gas (=niet samendrukbaar); het stromende gas ideaal is, dus wrijvingsloos en homogeen; adiabatisch proces, dus geen energie uitwisseling met de omgeving; er is sprake van stationaire stroming. De wet van Bernoulli: P 1 +ρgh 1 +1/2ρv 2 1 = P 2 +ρgh 2 +1/2ρv 2 2 = constant Hierin is: P 1, P 2 = druk (vaak atmosferische druk) in [Pa] ρ = luchtdichtheid in [kg/m 3 ] g = de valversnelling in [m/s 2 ] (9,81 m/s 2 ) h 1,h 2 = de hoogte in [m] v 1,v 2 = snelheid van de lucht in [m/s] Form Altimeter Tijdens een vlucht is het erg belangrijk om op de hoogte te zijn van de vlieghoogte aangezien de piloot wil weten wat hij wel en niet kan met het vliegtuig. De hoogtemeter, in het Engels altitude-indicator, is het instrument dat de vlieghoogte meet. Deze heeft eigen werkingsmechanisme (1.1.2.a). De gemeten druk wordt uiteindelijk aangegeven op een meter in de cockpit (1.1.2.b). Toch kan de piloot er niet van uitgaan dat de aangegeven hoogte altijd klopt, er bestaan namelijk een aantal afwijkingen in het systeem die gecorrigeerd moeten worden (1.1.2.c) a. De werking Het blijkt dat de hoogtemeter een drukmeter is die de omgevingsdruk meet, de statische druk. Na het meten van de statische druk, zullen de gegevens naar de hoogtemeter getransporteerd moeten worden (Afb. 1-6 en Afb. 1-7). Hierop zien we een membraandoos (1) en een meter die de druk aangeeft. De statische druk komt door de statische poorten binnen en wordt via een verbindingsstuk (4) in het mechanisme gebracht. De membraandoos is te vergelijken met een zak die kan uitzetten en krimpen. Bovendien is deze membraandoos geïsoleerd, zodat de temperatuur zoveel mogelijk constant blijft, anders treedt er namelijk een temperatuurfout op (1.1.2.c). De statische druk komt binnen in het systeem en heerst rondom de membraandoos. Neemt de statische druk af, dan zal de membraandoos uitzetten. Als de statische druk toeneemt, zal de membraandoos krimpen. Afb. 1-6 Schematisch overzicht van de werking van de hoogtemeter. Pagina 8

12 Aan de membraandoos is een as bevestigd met een tegengewicht (7). Deze as wordt in beweging gezet als de membraandoos uitzet of krimpt. Op deze as zit een driehoekig tandwiel dat een rond tandwiel aandrijft. Dit ronde tandwiel is verbonden met de stangen waar de wijzers aan vastzitten. Op deze stangen zitten kleinere tandwielen die onderling ook contact met elkaar maken. Als het tandwiel van de grootste wijzer één keer rondgaat, zal het tandwiel van de middelgrote wijzer een klein stukje opschuiven. Dat betekent dat de grootste wijzer, die per 100ft aangeeft, helemaal rond is geweest (1000ft=10 x 100ft) en de middelgrote wijzer één streepje is opgeschoven (=1000ft). Zo worden de wijzers door elkaar aangedreven. Tevens kan de piloot met behulp van en stelschroef (2) de referentiedruk instellen. Deze schroef is verbonden met een tandwiel (3) dat de wijzer in beweging zet, als er aan de schroef gedraaid wordt. De ingestelde druk is dan af te lezen op een drukschaal (5). 1. Luchtledige membraandoos. 2. Stelschroef. 3. Tandwiel dat de stelschroef bedient. 4. Verbinding met statische poort. 5. Drukschaal. 6. Isolatie, voor een constante temperatuur. 7. Contragewicht. Afb. 1-7 Het mechanisme achter de hoogtemeter. De hoogtemeter wordt door de piloot ingesteld op een referentiedruk (Bijlage III). De volgende instellingen worden gebruikt: 1. QNH 2. QFE 3. QNE. ad 1 QNH Hoogtemeting ten opzichte van gemiddeld zeeniveau (Mean Sea Level). Bij deze instelling wordt de druk op zeeniveau gemeten en gebruikt voor de berekening van de hoogte. Als we het bij deze instelling over hoogte hebben, spreken we van altitude. ad 2 QFE Hoogtemeting ten opzichte van het terrein waarboven gevlogen wordt. De luchtdruk wordt dan ingesteld op die van het Field (bijvoorbeeld die op de luchthaven). Bij deze instelling wordt de hoogte aangeduid met de term height. ad 3 QNE Hoogtemeting ten opzichte van het referentiedrukvlak 1013,25 hecto Pascal. We spreken hier van Flight Level vliegen. Flight Level vliegen wordt alleen toegepast op grotere hoogtes. De regels voor flight level vliegen zorgen daarnaast voor voldoende afstand tussen verschillende soorten vliegverkeer, bijvoorbeeld verkeer in tegengestelde richting. In Nederland is het verplicht bij hoogtes boven de 3000ft over te schakelen op flight levels. Tussen een bepaalde hoogte moeten piloten omschakelen van altitudes naar flight levels of andersom. Dit gebied is de transition layer. De hoogte waarop de piloot overschakelt van flight levels naar altitudes noemen we transition level. De hoogte waarop de piloot overschakelt van altitudes naar flight levels noemen we transition altitude. Flight levels worden berekend vanaf het ingestelde barometrische vlak van 1013,25 hecto Pascal. Elk flight level is 100 ft. Dat betekent dat FL010 een hoogte van 1000 ft aangeeft. Er bestaan verschillende flight levels, afhankelijk van de magnetische koers. Flight levels worden ingedeeld in: - Eastbound: Magnetische koers van 0 tot 179. De flightlevels betreffen dan de oneven duizendtallen (FL250, FL270 enz.) Pagina 9

13 - Westbound: Magnetische koers van 180 tot 359. De flightlevels betreffen dan de even duizentallen (FL260, FL280 enz.) Flightlevels voorkomen het kruisen van vliegtuigen in tegengestelde richting. Ook hoeven piloten niet steeds van hoogte te wisselen als een ander vliegtuig nadert, aangezien deze toestellen zich op een veilige horizontale hoogte van elkaar bevinden b. De weergave De meter in de cockpit die de hoogte aangeeft (Afb. 1-8) heeft drie wijzers, een hoogteschaalverdeling (6), een subscale (3), een stelschroef (7) en een zwart-wit gestreept vlak (4). De lange dunne wijzer (1) geeft de hoogteverandering per 1000ft aan, de grote dikke wijzer doet dit per 100ft (5) en de kleinste wijzer per ft (2). De schaalverdeling op de meter is in foot en bestaat uit cijfers die lopen van nul tot en met negen. Tussen de cijfers bevinden zich streepjes die een verdere verdeling aangeven. Ook zit er een subscale op de meter. Deze wordt gebruikt voor het aflezen van de ingestelde druk. De stelschroef bevindt zich links naast de meter en wordt gebruikt bij het instellen van de druk. Het zwart-wit gestreepte vlak verdwijnt als het vliegtuig boven een hoogte van ft komt. Met de verdwijning van dit vlak worden de piloten hierop geattendeerd. De meeste meters geven aan in foot, maar de drukschaal is niet altijd hetzelfde: sommige meters geven de druk aan in inch kwikdruk. De subscale op de afbeelding geeft ook in inch kwikdruk aan. 29,92 inch kwikdruk komt overeen met 1013,25 Pa. Dit is de standaardinstelling die in Nederland gebruikt wordt voor hoogtes boven 3000ft. De piloot krijgt deze standaarddruk door van de toren (QNH). Afb. 1-8 Een analoge hoogtemeter 1. Aanwijzing per 1000ft. 2. Aanwijzing per ft. 3. Drukschaal (subscale). 4. Gestreept vlak. 5. Aanwijzing per 100 ft 6. Hoogteschaal (in ft). 7. Stelschroef c. Afwijkingen Het is niet vanzelfsprekend dat de hoogtemeter altijd de juiste hoogte aangeeft. Tijdens het meten, doorgeven en weergeven treden er een aantal fouten op waarmee rekening gehouden moet worden, wil de piloot de juiste hoogte aflezen van de meter. Er zijn drie soorten fouten waar rekening mee moet worden gehouden, dit zijn: 1. wrijvingsfout, 2. temperatuurfout, 3. hoogtefout. ad 1 Wrijvingsfout Deze fout wordt veroorzaakt door de wrijving van de raderen en tandwielen in de hoogtemeter. Hierdoor wordt niet de hoogte aangegeven waarop men vliegt, maar is er een kleine afwijking. Dit wordt meestal gecorrigeerd door een trillend kastje in het mechanisme aan te brengen, waardoor de weerstand in het mechanisme verlaagd kan worden en de meter betrouwbaarder wordt. ad 2 Temperatuurfout Wanneer de werkelijke temperatuur afwijkt van de standaardomstandigheden, zal de hoogtemeter een onjuiste hoogte weergegeven. Aangezien bekend is dat de druk afneemt bij dalende temperatuur, zal bij een andere temperatuur dan die volgens ISA, de luchtdruk verschillen van de druk die verwacht wordt. Onderdelen in de hoogtemeter kunnen krimpen of uitzetten, waardoor er een fout ontstaat. Om de temperatuur zoveel mogelijk constant te Pagina 10

14 houden, is bijvoorbeeld de membraandoos geïsoleerd, zodat de temperatuurfout zo klein mogelijk is. ad 3 Hoogtefout Op grote hoogte zijn de drukverschillen per 100 m kleiner dan 12,5 hpa zoals op lage hoogte. De membraandozen geven op grote hoogte kleinere uitslagen, de onnauwkeurigheid neemt toe met de hoogte. Dit is niet erg, aangezien het belangrijker is de juiste hoogte te weten als men op lage hoogte vliegt, dan wanneer men hoger vliegt. Bovendien maakt het niet uit of het vliegtuig op een hoogte van ft of een hoogte van ft vliegt, aangezien de onderlinge afstand tussen twee vliegtuigen altijd voldoende is (ongeveer 500ft) Vertical speed indicator In het vliegtuig is een meter aanwezig die de stijg- en daalsnelheid weergeeft: de vertical speed indicator. Ook de vertical speed indicator werk op druk en maakt gebruik van de gemeten statische druk (1.1.3.a). De verticale- snelheidsmeter bestaat uit een mechanisme, met als laatste component de meter in de cockpit (1.1.3.b). Deze heeft een aantal afwijkingen, die veroorzaakt worden door schommelingen in de temperatuur en de traagheid in het mechanisme (1.1.3.c) a. Werking De vertical speedindicator is aangesloten op de statische poort, die alleen de statische druk meet. Hierna gaat de lucht door een systeem met een eigen werkingsmechanisme, voordat de verticale snelheid wordt weergegeven in de cockpit. De statische druk gaat door de statische poorten en komt dan via een buis (6) in het systeem terecht (Afb. 1-9) Eerst komt de lucht in de membraandoos (5), welke niet luchtdicht is afgesloten. Wel kan de statische druk maar in geringe mate in de omgeving van de membraandoos komen, de opening waar de lucht doorheen kan (1) is erg nauw. Als het vliegtuig stijgt neemt de statische druk af. Hierdoor zal de lucht terugstromen vanuit de membraandoos door de buis naar buiten. Tegelijkertijd stroomt er ook lucht terug vanuit de omgeving van de membraandoos. De druk in de membraandoos zal sneller afnemen, dan rondom de membraandoos. Zo ontstaat er een drukverschil. Als het vliegtuig stijgt en de statische druk afneemt, zal de membraandoos krimpen. De as die vastzit aan de membraandoos (3) beweegt dan naar links en via een tandwiel (4) zal de wijzer op de meter (2) naar boven bewegen, het vliegtuig stijgt. Als het vliegtuig niet meer stijgt zal de druk in en rondom de membraandoos weer gelijk worden en neemt de membraandoos weer haar neutrale stand aan. De verticale snelheid is nul. Bij het dalen gebeurt precies het omgekeerde. De druk in de membraandoos neemt snel toe, terwijl de druk rondom de membraandoos geleidelijk toeneemt. De membraandoos zet uit en de stang aan de membraandoos beweegt naar links, de wijzer geeft dalen aan. Als het vliegtuig niet meer daalt, is er geen drukverschil meer en geeft de meter nul aan. Afb. 1-9 De werking van de stijg- en daalsnelheidsmeter. 1. Nauwe opening. 2. Aanwijzing in de cockpit. 3. Overbrenging (as). 4. Tandwiel. 5. Membraandoos. 6. Buis naar membraandoos. De statische druk gaat het mechanisme binnen door een buis die verbonden is met de statische poort (1). De statische druk gaat door een buis (2) de membraandoos (3) binnen. Als de membraandoos uitzet, wordt de stang die eraan vastzit (5) naar boven bewogen. Met be- Pagina 11

15 hulp van een hefboom (4) wordt deze omhoog gaande beweging omgezet naar een draaiende beweging. Hierdoor gaat een as (6) draaien. Aan deze as is een driehoekig tandwiel bevestigd (8). Dit tandwiel drijft een kleiner tandwiel aan (9). Dit tandwiel is met een staaf verbonden waar de wijzer (12) aan vast zit. Deze wijzer geeft dan respectievelijk stijgen of dalen aan (11). De lucht rondom de membraandoos kan terugstromen naar buiten door een nauw buisje (10). Als de meter op nul gezet moet worden kan dit met behulp van een stelschroef (7), die bedient wordt door eraan te draaien. Overigens is de meter van te voren geijkt, wat met behulp van de instelschroeven gebeurt (13). 1. Verbinding met statische poort. 2. Buis naar membraandoos. 3. Membraandoos. 4. Hefboom. 5. Stang aan membraandoos. 6. Draaibare as. 7. Stelschroef 8. Driehoekig tandwiel. 9. Klein tandwiel. 10. Nauwe terugstroomopening. 11. Schaalverdeling. 12. Wijzer. 13. Instelschroeven. Afb Mechanisme achter de stijg- en daalsnelheidsmeter b. Aanwijzing Het uitzetten of indrukken van de membraandoos wordt vertaald in een snelheid waarmee het vliegtuig van hoogte verandert per minuut (feet per minute). De schaalverdeling op de meter is meestal lineair (Afb. 1-11). Maar er zijn ook variometers met logaritmische schalen (Afb. 1-12). Dit heeft een speciale reden: er wordt vaak met een lage snelheid gestegen of gedaald. Daarom is het van veel groter belang bij lage snelheden de precieze snelheid te weten dan bij grote verticale snelheden. Als de verticale snelheid nul is, moet de meter op nul staan en dus naar links wijzen. Bij het stijgen beweegt de wijzer naar boven. Bij dalen beweegt de wijzer naar beneden. De meter kan op nul gezet worden, door te draaien aan een stelschroef die zich links onder de meter bevindt. Afb Lineaire schaal. Afb Logaritmische schaal c. Afwijkingen Tijdens het meten, doorgeven en weergeven treden er een aantal fouten op waarmee rekening gehouden moet worden, wil de piloot de juiste snelheid aflezen van de meter. Deze fouten zijn: 1. temperatuurfout, 2. instrumentfout. ad 1 Temperatuurfout Als de verticale snelheid nul is en de statische druk constant, kan er een foute weergave op de meter optreden. Dit is het geval als het vliegtuig in een gebied terechtkomt waar de temperatuur ineens toeneemt. Het volume van de lucht in de membraandoos zal dan toenemen, waardoor de membraandoos uitzet. Hierdoor ontstaat een verkeerde weergave op de meter. Pagina 12

16 Deze afwijking door veranderende temperatuur kan gecorrigeerd worden door de behuizing van het mechanisme te isoleren, waardoor de temperatuur constant blijft. ad 2 Instrumentfout In de vertical speed indicator treedt altijd een traagheidsfout op. Aangezien het drukverschil in de meter niet direct ontstaat zal de meter niet meteen klimmen of dalen aangeven. Dit duurt enkele seconden. Om sneller de verticale snelheid te kunnen aflezen, gebruikt men tegenwoordig een ander soort vertical speed indicator: de instantaneous vertical speed indicator, IVSI (Afb. 1-13). Deze bevat een zuiger (4),die de snelheid in het instrument verhoogt. Deze zuiger staat in verbinding met de statische poort en het apparaat zelf (1). Als het vliegtuig daalt, stijgt de statische druk en wordt de zuiger naar beneden geduwd. Daardoor is de statische druk in de membraandoos (2) nog maar heel even groter dan rondom de membraandoos. Dit komt doordat de zuiger ervoor zorgt dat de druk rondom de membraandoos veel sneller toeneemt, dan het geval is bij een normale variometer. Die heeft enkel een kleine opening (3) waar de druk naar buiten het membraan kan. Het drukverschil is bij de IVSI sneller aanwezig door het werken van de zuiger. Hierdoor reageert de wijzer veel sneller en is de traagheid zoveel mogelijk uit het instrument. 1. Buis vanaf statische poort. 2. Membraandoos. 3. Opening. 4. Zuiger. Afb IVSI Airspeed indicator Snelheid is in de luchtvaart van groot belang. Op het moment dat een vliegtuig in beweging is, ontstaan er aerodynamische krachten rondom het vliegtuig. Vlieg je te langzaam kan je stall (dan is er geen lift meer aanwezig) creëren, vlieg je te snel kan er schade aangericht worden aan de constructie. Het is dus relevant voor de piloot dat er een snelheidmeetinstrument aanwezig is. Ook maakt de piloot gebruik van deze gegevens om te kunnen navigeren en om te bepalen hoeveel tijd er nog nodig is om zijn bestemming te kunnen bereiken. De snelheidsmeter is een meetinstrument dat de snelheid van het vliegtuig ten opzichte van de omringende lucht meet. Dit gebeurt door het meten van de statische- en dynamische druk via een statische poort en een pitotbuis die in het mechanisme van de snelheidsmeter aanwezig zijn (1.1.4.a). Uiteindelijk wordt de snelheid in de cockpit weergegeven (1.1.4.b). De snelheidsmeter heeft afwijkingen, waardoor er verschillende type snelheden weergegeven kunnen worden. Deze zijn calibrated airspeed (CAS), equivalent airspeed (EAS) en True airspeed (TAS). (1.1.4.c) a. Werking De snelheid wordt gemeten met behulp van dynamische druk, zoals eerder besproken is. De dynamische druk is het verschil tussen de totale- en statische druk. In Afb wordt de binnenkant van de snelheidsmeter weergegeven. De snelheidsmeter bestaat uit een afgesloten metalen instrumentenhuis (1) met twee inlaten aan de achterkant van. De twee inlaten zijn verbonden met de pitotbuis (2) en de statische port (3). Via de statische poort komt de statische druk in het instrumentenhuis terecht, waardoor de statische druk heerst. Dat betekent dat de druk in het instrumentenhuis gelijk is aan de atmosferische druk. De pitotbuis meet de totale druk die uiteindelijk terecht komt in de membraandoos (4). Door het verschil in statische- en totale druk wordt de snelheid berekend. Als de snelheid van het vliegtuig toeneemt, wordt de totale druk in het membraan groter dan de statische druk in het instrumentenhuis, waardoor het membraan gaat uitzetten. Dat proces is er ook omgekeerd: als de Pagina 13

17 snelheid lager wordt, dan wordt de totale druk lager ten opzichte van de statische druk, het gevolg ervan is dat de membraandoos krimpt. Door het uitzetten en krimpen van de membraandoos wordt er een beweging overgebracht door een calibratie stang (5). Deze geeft de beweging door aan de verticale overbrenging (6). De overbrenging geeft door middel van een tandwiel (7) haar beweging door aan een ander tandwiel (8), dat is bevestigd aan de wijzer (9). De wijzer slaat dan uit op de wijzerplaat (10). Afb Het mechanisme achter de snelheidsmeter. 1. Behuizing. 2. Totale drukinlaat. 3. Statische drukinlaat. 4. Membraan. 5. Calibratiestang. 6. Overbrenging. 7. Overbrenging met tandwiel. 8. Tandwiel. 9. Wijzer. 10. Wijzerplaat b. Weergave Op het weergavepaneel van de snelheidsmeter (Afb. 1-15) wordt de aangegeven luchtsnelheid, ofwel Indicated Airspeed (IAS) weergegeven. De getallen op het weergave paneel geven de snelheid aan. Snelheid wordt aangegeven in knopen (knots). Eén knoop is 1,852 km/h. Op de meter zijn er verschillende gekleurde lijnen. De gekleurde lijnen geven de piloten extra informatie, die veiligheidsaspecten bevatten met betrekking tot de vliegsnelheid. Het rode merkteken is de maximale snelheid die het vliegtuig kan bereiken, de Never Exceed Speed (VNE). Als het vliegtuig over de rode streep gaat, dan is de kans groot dat het vliegtuig zwaar beschadigd raakt door de grote krachten die optreden op de constructie. De witte lijn geeft het bereik van de snelheden waarin de flaps (welvingskleppen) en het landingsgestel gebruikt mogen worden. Het einde van de witte lijn geeft de Flaps Extended speed (VFE) aan. Als het vliegtuig een snelheid bereikt voor de witte lijn geeft het de Stall speed (VS) aan. Dit betekent dat het vliegtuig niet genoeg snelheid heeft om lift te kunnen creëren. De gele lijn geeft snelheden aan die bereikt mogen worden als er geen turbulentie voorkomt en beperkte manoeuvres gedaan worden. De groene lijn geeft aan bij welke snelheden het veilig is om alle manoeuvres uit te voeren die het vliegtuig kan. Het einde van de groene streep geeft de Maximum Manoeuvring speed (VNO) aan. Afb De snelheidsmeter in de cockpit c. Afwijkingen Tijdens het meten van de snelheid treden er afwijkingen op. Door de drukinstrumenten in een verkeerde positie te plaatsen kunnen er afwijkingen in de vliegsnelheid optreden. Het heeft ook ermee te maken dat snelheid niet alleen afhankelijk is van de dynamische druk, maar ook van de luchtdichtheid en temperatuur. Veel snelheidsmeters rekenen met een gemiddelde luchtdichtheid van 1,225 kg/m³. Deze waarde is de gemiddelde luchtdichtheid op zeeniveau. Snelheidsmeters die op deze manier hun snelheid weergeven, geven de Indicated Airspeed aan (IAS). Omdat het vliegtuig op verschillende hoogtes vliegt, is de luchtdichtheid steeds verschillend ten opzichte van het zeeniveau. Om dus tot de werkelijke snelheid Pagina 14

18 (True Airspeed, TAS) te komen worden er verschillende correcties gedaan (Afb. 1-16). We kennen drie soorten snelheden: 1. Indicated Airspeed (IAS), 2. Calibrated Airspeed (CAS), 3. Equivalent Airspeed (EAS), 4. True Airspeed (TAS). ad 1 Indicated Airspeed (IAS) Dit is de luchtsnelheid die wordt aangegeven op de snelheidsmeter in de cockpit. Dit is de ongecorrigeerde luchtsnelheid. ad 2 Calibrated Airspeed (CAS) Als de indicated air speed wordt verbeterd op drukval in leidingsystemen wordt de gekalibreerde snelheid behouden, de Calibrated Airspeed. ad 3 Equivalent Airspeed (EAS) Deze snelheid is berekend met het gemeten drukverschil, als voor de dichtheid de constante waarde op zeeniveau wordt gebruikt. Equivalent air speed is de Calibrated Airspeed plus de gecorrigeerde samendrukbaarheid van de lucht op vlieghoogte. ad 4 True Airspeed (TAS) De laatste stap op weg naar de ware luchtsnelheid is door de Equivalent Airspeed te corrigeren met de luchtdichtheid en de temperatuur van de lucht op bepaalde hoogten. De ware luchtsnelheid blijft uiteindelijk over. Afb Snelheden Gyroscopische instrumenten Alle instrumenten van de basic six die werken met behulp van gyroscoop worden gyroscopische instrumenten genoemd. Om de instrumenten te kunnen beschrijven is een uitleg nodig over gyroscoop in het algemeen (1.2.1). In de cockpit zijn de volgende gyroscopische instrumenten aanwezig: artificial horizon (1.2.2), turn and bank indicator (1.2.3) en heading indicator (1.2.4) Theorie gyroscoop De uitvinder van de gyroscoop Léon Foucault stelde in 1852 de naam samen uit de Griekse woorden "gyros" en "skopein" die respectievelijk "cirkel" en "zien" betekenen. Voor een vlieger zijn navigatie en coördinatie belangrijke aspecten, waarbij de gyroscoop van groot belang is. Er moet kennis zijn over de werking van de gyroscoop (1.2.1.a) om tot een goed ontwerp te komen.verder hebben gyroscopen een aantal eigenschappen die van belang zijn (1.2.1.b) en bestaan er verschillende soorten aandrijvingen (1.2.1.c). Ook zijn er nog een aantal afwijkingen waar rekening mee moet worden gehouden (1.2.1.d). Pagina 15

19 1.2.1.a. De werking van de gyroscoop Een gyroscoop is een rotatiesymmetrische massa die om zijn as kan draaien. Te vergelijken met een tol (Afb. 1-17) Een gyroscoop die kan draaien om drie onafhankelijke assen; de spin- as (1), de horizontale as (2) en de verticale as (3) wordt een gyroscoop met een volcardanisch ophanging genoemd en de engelse benaming Two Degrees of Freedom (TDF), waardoor de gyroscoop vrij kan bewegen om de drie assen: x as, y as en de z as. Dit zorgt voor vrije beweging van de massa ten opzichte van de omgeving. Hierdoor heeft de volcardanische gyroscoop dus twee bewegings -richtingen. Een gyroscoop die gebruikt maakt van drie assen behoud zijn stand in de ruimte. 1. Spin as. 2. Horizontale as. 3. Verticale as Afb De gyroscoop. Eveneens een gyroscoop die kan draaien om twee onafhankelijke assen; de sping-as(1) en de horzontale as wordt een gyroscoop met een half-cardanisch ophanging genoemd en het engelse benoeming Single Degree of Freedom (SDF). Bij deze vorm kan de gyroscoop over twee assen bewegen, de spin-as(1) en de horizontale as(2) en heeft dus maar vrijheid in één bewegingsrichting. Een gyroscoop die gebruikt maakt van twee assen behoud dus niet zijn volledige stand in de ruimte. De wet van behoud van impulsmoment (Form. 1-7) stelt: als een voorwerp eenmaal in een bepaald tempo aan het draaien is, het de neiging heeft om die draaiing aan te houden. Er is dus een kracht - of liever gezegd een moment nodig om dat te veranderen. Wordt dat moment niet geleverd, dan kan er geen verandering zijn van het impulsmoment en wordt dat "behouden". Het is één van de behoudswetten waarop de klassieke mechanica is gebaseerd. Met een behoudswet wordt uitgedrukt dat een aantal eigenschappen van een systeem constant zijn als er geen externe factoren een rol spelen. Impuls: p = m * v Hierin is: m = Massa (kg) v = Snelheid (m/s) p = Impuls (kg m/s) Form. 1-7 Impuls en impulsmoment. Impulsmoment: L = r * p L = r m v Hierin is: L = impulsmoment (kg m²/s) r = straal van de gyroscoop (m) In formules wordt impulsmoment aangegeven met L. In deze L zit de massa van het draaiende voorwerp verwerkt, hoe snel die massa beweegt en hoe ver van de draai as die massa (gemiddeld) zit. Wrijving tussen de bewegende delen geeft een extern krachtmoment en die stopt uiteindelijk de draaibeweging van de gyroscoop. Gyroscopen voor oriëntatieapparatuur moeten mechanisch in beweging worden gehouden b. Eigenschappen Een gyroscoop heeft twee belangrijke eigenschappen die optreden; dat zijn standvastigheid (1) en precessie (2). Er zijn instrument die gebruikt maken van precessie of standvastigheid. En er zijn instrument die van bijde eigenschappen gebruik maken. Dit wordt verder in hoofdstuk één per instrument behandeldt. Pagina 16

20 ad 1 Standvastigheid Standvastigheid is het verschijnsel dat een gyroscoop met zijn as altijd naar één positie blijft wijzen in de ruimte en deze ook niet meer zal veranderen zolang hij in werking is. De standvastigheid wordt bepaald door de rotatiesnelheid, massa en diameter van de gyroscoop. En juist willen men in de vliegtuigeninstrumenten zo klein en zo licht mogelijk. Daarom kan de massa en diameter van een gyroscoop niet te groot zijn. In dat geval des te harder de symmetrische massa van de gyroscoop draait des te beter de standvastigheid. Verder is standvastigheid van de gyroscoop is te verklaren met de eerste wet van newton, ook wel de wet van traagheid genoemd. Deze wet stelt dat als er op een voorwerp geen resulterende kracht inwerkt, deze in rust is of beweegt rechtlijnig met constante snelheid voort. De mate van standvastigheid wordt bepaald door drie factoren: de massa van de rotor, de draaisnelheid en de afstand van waar de massa aangrijpt tot het midden van de rotor. Dit verband kan men ook door midden van wet van behoud van impulsmoment verklaren. Uit de formule kan afgeleid worden dat voor hetzelfde impulsmoment, bij een grotere massa en straal, een lagere draaisnelheid nodig is. Voor de luchtvaart is een klein instrument praktischer vanwege gewicht- en ruimtebesparing dus moet de snelheid opgevoerd worden, als de massa en straal klein gehouden moet worden. Kortom het impulsmoment bepaalt de mate van standvastigheid. ad 2 Precessie Een verandering in richting van een snel draaiende gyroscoop is alleen mogelijk wanneer de koppelmoment is toegepast op een as dat verschilt met de draaiende as. Dit koppelmoment kan afkomstig zijn van een kracht die wordt uitgeoefend door onder andere de draaiende massa van de gyroscoop of van een kracht van buitenaf(externe kracht). Oefent men een kracht uit op een draaiende gyroscoop, dan komt die kracht pas tot uitdrukking, nadat deze 90 is meegedraaid in de draairichting van de symmetrische massa van de gyroscoop, dit verschijnsel wordt precessie genoemd. Ook precessie is aan de hand van een formule te verklaren (Form. 1-8). Precessie: L x = r F = τ Hierin is: τ = het uitgeoefende moment (= r *F) L(x) = de verandering van het impulsmoment (=precessiesnelheid). Form. 1-8 Bovenstaande formule zegt dat de verandering van de richting van L en dus van de rotatieas zal liggen volgens het moment dat men erop uitoefent. De zwaartekracht levert hier een moment dat in een horizontaal vlak ligt, omdat de kracht loodrecht op zijn arm staat. De richtingsverandering van de rotatie-as is dus voortdurend horizontaal: de top van de rotatie-as beschrijft een cirkel in een horizontaal vlak. De verandering is dus niet horizontaal, zoals men spontaan verwacht, maar verticaal volgens de kracht. Uit de formule is af te leiden, hoe groter het impulsmoment des te lager de precessiesnelheid c. Soorten aandrijving Er zijn twee soorten manieren om een gyroscoop werkende te krijgen: pneumatisch vacuüm (1) en elektrische aandrijving (2). Deze pneumatisch aangedreven gyroscoop behoort tot de mechanische gyroscopen. ad 1 Pneumatisch vacuüm Onder pneumatische aandrijving wordt verstaan dat de tol aangedreven wordt door middel van lucht. De vliegtuigmotor zet een vacuümpomp in werking. Deze creëert een onderdruk in het instrumenthuis door de lucht weg te zuigen. Door de drukverschillen zal lucht het instru- Pagina 17

21 menthuis in willen stromen. Deze instromende lucht wordt over een ronde schijf (de gyroscoop) met schoepen geleid die hierdoor snel gaat ronddraaien. Deze aandrijving zorgt voor ongeveer rotaties van de symmetrische massa, per minuut. Omdat op grote hoogte de luchtdichtheid afneemt, zal een pneumatisch aangedreven gyroscoop minder goed presteren. ad 2 Elektrische aandrijving Vliegtuigen die tot grotere hoogtes kunnen komen, hebben om die reden meestal een elektrisch aangedreven gyroscopen. De elektriciteit wordt tijdens de vlucht verzorgd door de motoren. De aandrijving door elektriciteit zorgt voor een hogere omwentelingssnelheid dan een pneumatische aangedreven gyroscoop, ongeveer rotaties van de symmetrische massa, per minuut. Door een hogere omwentelingssnelheid is de precessie van de gyroscoop beter d. Afwijkingen Door de aardrotatie zal een gyroscoop continu verlopen ten opzichte van het aardoppervlak. Een gyroscoop heeft te maken met afwijkingen waar piloten regelmatig op moeten letten bij het aflezen van metingen op instrumenten die gebruik maken van de gyroscoop. We kennen drie soorten afwijkingen: 1. werkelijke drift, 2. schijnbare drift, 3. transport wander. ad 1 Werkelijke drift Deze afwijking ontstaat door de lagerwrijving en onbalans waardoor de as van de gyroscoop wordt verplaatst en een andere aanwijzing van zijn ingestelde richting aangeeft. ad 2 Schijnbare drift De schijnbare drift ontstaat door de rotatie van de aarde (Afb. 1-18). Doordat de gyroscoop de eigenschap van de standvastigheid heeft zal deze niet met de aarde meedraaien. De gyroscoop krijgt ongeveer een afwijking van 15 graden per uur. Als de gyroscoop op de evenaar staat en de draaias wijst naar een punt in de ruimte, heeft de stand van de as ten opzichte van de aarde een uur later een afwijking van vijftien graden. Na twaalf uur staat de draaias zelfs ondersteboven, ofwel hij heeft een afwijking van 180. Dit komt doordat de aarde draait en eens in de 24 uur een omwenteling maakt, maar de gyroscoop is standvastig en wijst altijd naar hetzelfde punt in de ruimte. Als de stand van de gyroscoop ten opzichte van de aarde bekeken wordt, heeft deze na een tijdje een afwijking. De plaats op aarde is ook van belang; stel dat er een gyroscoop op de Noordpool zou staan. De draaias wijst dan naar de poolster. Hier vindt geen afwijking plaats, doordat de gyroscoop dan evenwijdig is met de draaias van de aarde (en die is ook standvastig). De afwijking per uur hangt dus af van waar de gyroscoop staat op de aarde. Dit is te berekenen als de hoek ten opzichte van de evenaar bekend is. Dit wordt schijnbare drift of aparrent wander genoemd. 0 = geen afwijkingen. 1 = afwijking van vijftien graden per uur. Als: 0 < a < 1= a Dan: a * vijftien= afwijking (in graden per uur) Afb Schijnbare drift. ad 3 Transport wander Transport wander treedt op wanneer de gyroscoop beweegt langs het aardoppervlak. De gyroscoop blijft op het zelfde punt wijzen in de ruimte. Terwijl het vliegtuig met de bolling van de aarde meegaat en er dus een verschil optreed in de verticale gyroscoop as en de vertica- Pagina 18

22 le as van het vliegtuig ten opzichte van de aarde. De verticale as van de gyroscoop zal dan niet meer loodrecht op de aarde staan. Dit gebeurt alleen in de richting van oost-west parallel met de aardas Artificial Horizon De artificial horizon is een instrument in het vliegtuig, dat de piloot laat zien wat de stand van het vliegtuig is ten opzichte van de horizon. Deze metingen worden allemaal getoond op één paneel. (1.2.2.b). Er moet wel enige kennis zijn over de werking van kunstmatige horizon (1.2.2.a), om een goed ontwerp van een nieuw cockpitsysteem te kunnen maken. Verder wordt het instrument gebruikt bij het maken van precieze bochten en de automatische piloot, waarbij in de artificial horizon een aantal afwijkingen kunnen plaatsvinden. Ook hiervoor zijn richtmiddelen aanwezig zijn. (1.2.2.c) a. De werking Het instrumentenhuis van de kunstmatige horizon is bevestigd aan het instrumentenpaneel van het vliegtuig. Dit instrumentenpaneel is bevestigd aan het frame van het vliegtuig waardoor dit paneel in alle bewegingen die het vliegtuig maakt met het vliegtuig mee beweegt. Het binnenwerk van het instrumentenhuis is gestabiliseerd en behoudt hierdoor een vaste stand en zal dus afwijken van de bewegingen van het vliegtuig. Het binnenwerk bestaat uit een mechanisme met een verticale gyroscoop (Afb. 1-19). Afb Werking van de artificial horizon 1. Verticale cardanring. 2. Horizontale cardanring. 3. Vliegtuig symbool. 4. Pen. 5. Gleuf. 6. Wijzerhefboom. 7. Gewichtje. 8. Arm. 9. Gyroscoophuis pen. 10. Horizon (op de meter). Om de gyroscoop zit een verticale cardanring. (1) Aan deze ring zit de horizontale cardanring (2) bevestigd. Hieraan zit een vliegtuig symbool dat de stand van de langs-as van het vliegtuig weergeeft (de roll) (3). Aan de verticale cardanring zit een pen gemonteerd (4), deze pen zit in een soort gleuf op de wijzerhefboom, waardoor de verticale cardanring zich alleen kan bewegen in de lengte van deze gleuf (5). Aan de wijzerhefboom (6) is een gewichtje geplaatst (7). Dit gewicht zorgt ervoor dat de wijzerhefboom in balans is zodra het vliegtuig beweegt. Als het vliegtuig beweegt, dan beweegt de arm mee (8). Wanneer het vliegtuig horizontaal vliegt, zal de pen van het gyroscoophuis (9) en draaipunt van de wijzerhefboom op één horizontale lijn liggen. De horizonstreep (10) staat dan precies horizontaal op de display. De hellingshoekaanwijzer staat dan op nul graden. Gaat het vliegtuig naar voor of achter hellen (de pitch), dan draait de vast gemonteerde instrumentenkast in het vliegtuig met de horizontale cardanring om de gyroscoop heen (want de gyroscoop houdt dezelfde stand, dus de rest draait er omheen omdat deze aan het gyroscoophuis is vast gemaakt). Dit zelfde geldt voor de beweging in de langs-as. (de roll). Maar dan met behulp van de verticale cardanring. Wanneer het vliegtuig een bocht maakt gaat het instrumentenhuis waar de arm aan vast zit, met de beweging mee en zal de wijzerhefboom die aan de verticale cardanring vast zit, dus de standvastigheid van de gyroscoop aanhouden. Deze blijft horizontaal en zal dus een hoek maken met het vliegtuig symbooltje dat aan de arm vast zit. Pagina 19

23 1.2.2.b. De weergave De display van de artificial horizon heeft een scheiding in twee kleuren. De scheiding tussen deze twee kleuren is de horizon. Het vlak onder die scheiding is meestal bruin of zwart en het vlak erboven blauw (Afb. 1-20). Dit maakt het aflezen overzichtelijk. De twee zwarte lijnen, met daartussen de zwarte stip, geven informatie over de vleugels en de neus van het vliegtuig. De ring aan de bovenzijde geeft de dwarshelling ten opzichte van de vaste driehoekige markering weer (eerst 10 graden per klein streepje en vervolgens 30 graden per grote streep). Het blauw/zwarte gedeelte in de cirkel gedraagt zich als de echte horizon en zal dus, wanneer bijvoorbeeld de neus omhoog komt naar beneden zakken en wanneer helling naar links gegeven wordt naar rechts draaien. Het afgebeelde vliegtuig met zijn twee vleugels, kan met behulp van de knop omhoog of omlaag bewogen worden om op die manier de stand van het vliegtuig bij een bepaalde snelheid eenvoudig als referentie vast te kunnen houden. Een beweging van de langsas heet roll (1); een beweging van de breedte as heet pitch (2). Afb De artificial horizon in de cockpit. ad 1 Roll Als de lijnen een hoek maken met de witte lijn die de horizon voorstelt, dan helt het vliegtuig over naar links of rechts. Deze beweging wordt aangeduid met de term roll. ad 2 Pitch Als de stip boven de horizon is, dan wijst de neus van het vliegtuig omhoog, Als de stip beneden de horizon is, dan wijst de neus omlaag. Deze bewegingen worden aangeduid met de term pitch. Pitchen betekent niet meteen stijgen of dalen, het geeft alleen de stand van de neus aan c. Richtmiddellen Door de aardrotatie zal de gyroscoop die de kunstmatige horizon gebruikt, continu verlopen ten opzichte van het aardoppervlak. Een richtmiddel corrigeert dit verloop waardoor het aardoppervlak het punt van referentie blijft. De richtmiddelen die de kunstmatige horizon gebruikt zijn de kleppendoos (1) en de kogeldoos (2). Afb Kleppendoos. Pagina 20

24 ad 1 Kleppendoos Een kleppendoos (Afb. 1-21) is een mechanisch systeem dat aan de onderkant van een gyroscoop gemonteerd wordt. Een kleppendoos wordt gebruikt in een pneumatische kunstmatige horizon. De kleppendoos heeft vier openingen (1) waar lucht doorheen kan, ze worden door een klep (2) half afgedekt. Als de gyroscoop in evenwicht stand is, zijn de openingen even ver open. Als er een afwijking is dan veranderen de openingen van de kleppendoos. Bij twee van de vier openingen wordt deze groter en de tegenover liggende opening kleiner. Door het drukverschil dat ontstaat, zal er lucht bij de grotere openingen uitstromen (3). Door de lucht die uit- en instroomt, ontstaat de eigenschap precessie weer en de gyroscoop komt recht te staan. ad 2 Kogeldoos Dit richtmiddel wordt vooral gebruikt in een elektrisch aangedreven gyroscoop. Het bestaat uit een draaiende schijf (25 rpm, met de klok mee) en een aantal stalen kogels (Afb 1-22). Afb.1-22 Schijf en kogels. Afb Normale stand van de gyroscoop. Op deze schijf zitten een aantal speciaal gevormde haken die zo zijn gemaakt dat ze de stalen ballen bij bepaalde hoeken loslaten of vasthouden. Het geheel zit in een omhulsel en is bevestigd aan de onderkant van de gyroscoop. Als de gyroscoop in normale stand staat kunnen de kogels zich vrij bewegen, maar hun gezamenlijke massa werkt op het midden (draaipunt) van de schijf, dus ook op het middelpunt van de gyroscoop (Afb. 1-23). Deze middenpunten liggen precies op elkaar. De zwaartekracht grijpt dus ook in het midden aan, waardoor alle krachten op de hoofdassen van de gyroscoop gelijk zijn, het geheel is in evenwicht. Nu wordt aangenomen dat de gyroscoop kantelt om de YY1 as (Afb. 1-24). Hierdoor rollen de kogels naar het laagste punt, deze zit aan de rechterkant in de afbeelding en worden gegrepen door de haken die zich daar bevinden. De schijf draait en de kogels draaien mee, waardoor de (zwaarte)kracht zich nu verschuift naar de linkerkant. Deze kracht werkt dus ook op de ophanging van de gyroscoop, waardoor de gyroscoop gaat precesseren. De precessie vindt plaats op precies het goede punt om de afwijking (gekanteld om de y-as) te corrigeren (Afb. 1-25). Als de kant van de schijf waar de kogels zich bevinden eenmaal op het hoogste punt zit, rollen de kogels uit de haken en weer in de haken op het laagste punt, waardoor de kogels weer naar de linkerkant draaien en de gyroscoop verder kan precesseren. Dit gaat zo door totdat de gyroscoop weer in normale positie staat. Dan verspreiden de kogels weer zo, dat de zwaartekracht weer in het midden aangrijpt. Dit proces gebeurt bij elke afwijking die ontstaat door kantelingen in de YY1 as en ZZ1 as. Afb Gyroscoop wijkt af - gedrag kogeldoos Afb Precessie en correctie Pagina 21

25 Turn & Bank Indicator Het doel van de Turn & bank indicator is de piloot informatie geven over de helling en de coördinatie van de draai van het vliegtuig. Het mechanisme van de turn and bank indicator maakt gebruikt van een horizontale gyroscoop (1.2.3.a). Verder bezit de meter twee systemen. Het ene systeem geeft aan of het vliegtuig naar links of rechts helt, het andere geeft aan of er met de juiste snelheid en helling een bocht wordt gemaakt. Deze informatie wordt door beide tegelijk weergegeven op een paneel (1.2.3.b) a. Werking De horizontale gyroscoop is halfcardanisch opgehangen. Dat betekent dat de gyroscoop om twee assen kan bewegen en dus maar één bewegingsrichting heeft (Afb. 1-26). De wijzer (1) geeft aan of er een bocht gemaakt wordt. Doordat de gyroscoop aan het draaien is treedt er standvastigheid op waardoor de wijzer op zijn plek blijft. Op het moment dat een vliegtuig bijvoorbeeld een bocht maakt naar links ontstaat er een kracht (2), maar de standvastigheid van de gyroscoop werkt deze kracht tegen. Doordat de gyroscoop gebruikt maakt van de eigenschap precessie zal de kracht 90 graden verderop aangrijpen (4), waardoor de gimbal ring (3) die verbonden is met de gyroscoop naar rechts zal gaan kantelen. De gekalibreerde veer (5) die verbonden is met de gimbal ring, zorgt ervoor dat het kantelen ervan soepel en geleidelijk verloopt. Vanwege het feit dat de gimbal ring de tegenovergestelde werking heeft dan de bochtrichting zal er een correctie plaats moeten vinden, zodat de juiste informatie wordt weergegeven. De wijzer zal tegenovergesteld bewegen van de gimbal, doordat een mechanische arm die ermee verbonden is, deze beweging tegenovergesteld omzet. 1. Wijzer. 2. Externe kracht (F). 3. Gimbal ring. 4. Precessie. 5. Gekalibreerde veer. 6. Spin as. 7. Verticale as. Afb Mechanisme turn en bank indicator. Wanneer een vliegtuig aan het draaien is geeft de turn indicator de helling van het vliegtuig weer, maar het geeft niet weer of een vliegtuig een gecoördineerde bocht maakt. Om een gecoördineerde bocht te maken spelen er drie factoren een belangrijk rol: snelheid, zwaartekracht en centrifugaal kracht. Op het moment dat deze drie factoren in evenwicht zijn, is er sprake van een gecoördineerde bocht. Het onderdeel dat de coördinatie van de bocht weergeeft is de bank indicator. Het bestaat uit een gebogen glastube gevuld met een vloeistof, met daarin een balletje (Afb. 1-27). De vloeistof, vaak alcohol, remt de beweging van het balletje. Als het vliegtuig geen bocht maakt werkt alleen de zwaartekracht op het balletje. Door de zwaartekracht zal het balletje in het laagste punt van de gebogen buis zitten (Afb. 1-27a). Het balletje zal zich altijd in het midden bevinden van de buis, als er een gecoördineerde bocht wordt gemaakt. Dit komt omdat de snelheid het effect van de zwaarte- en centrifugerende kracht opheft, oftewel, de beide resultanten houden het balletje op zijn plaats (Afb. 1-27b). Als het vliegtuig niet genoeg helt dan heerst de centrifugale kracht over zwaartekracht waardoor het balletje zich naar buiten beweegt (Afb. 1-27c). Dit wordt ook wel skid- Pagina 22

26 ding genoemd. In Afb. 1-27d treedt slipping op, het vliegtuig heeft een te grote helling waardoor de zwaartekracht overheersend is en het balletje naar binnen beweegt. De piloten kunnen dit effect herstellen door de richtingsroeren van het vliegtuig te gebruiken. Daardoor kunnen de piloten ervoor zorgen dat de Afb De bank indicator b. Weergave Op het weergavepaneel van de turn & bank indicator (Afb. 1-28) leest men de helling en de coördinatie van de draai van het vliegtuig af. De turn indicator werkt met een wijzer. Aan beide kanten van de wijzer staan er twee strepen. Aan de linkerkant een L (links) en aan de rechterkant staat een R (rechterkant). Afb Turn en bank indicator. Afb Turn en bank indicator klein vliegtuig. Wanneer de wijzer op de rechter of het linker witte lijntje zit, maakt het vliegtuig een gecoördineerde bocht. Een gecoördineerde bocht houdt in dat een vliegtuig in twee minuten een bocht van 360 graden heeft gemaakt. Ook kan de weergave van de turn & bank indicator anders weergegeven worden. In plaats van een wijzer wordt er een klein vliegtuig weergegeven en de strepen bevinden zich onder het paneel. De bank indicator bevindt zich altijd onder de turn indicator. Hiervan kan de piloot aflezen of tijdens zijn bochten slipping of skidding optreedt Heading indicator De heading indicator (gyrokompas) is een instrument dat de koers van het vliegtuig aangeeft ten opzichte van het geografische noorden. Het instrument maakt gebruik van een horizontale gyroscoop en een non-magnetisch voorwerp (1.2.4a). Als het gyrokompas ingesteld is, kan de richting van het vliegtuig worden weergeven (1.2.4.b). Het gyrokompas wordt gecorrigeerd door het magnetisch kompas, omdat het gyrokompas onnauwkeurig is op lange afstanden (1.2.4.c) a. Werking Het gyrokompas werkt met een horizontale Two Degrees of Freedom (TDF) gyroscoop (Afb. 1-30). Dat betekent dat de horizontale gyroscoop zijn stand in de ruimte behoudt. Hij heeft twee cardanringen (1) en binnen de ringen bevindt zich een horizontale gyroscoop(2). Als het vliegtuig van koers verandert, draait het instrument om de gyro heen en blijft de gyro naar hetzelfde punt wijzen. Dit zorgt ervoor dat het gyrokompas altijd de ingestelde richting aanwijst (het ware noorden). Op de verticale cardanring is een aandrijfwiel (3) Pagina 23

27 aangesloten dat draait als het vliegtuig van richting verandert. Verder staat het aandrijfwiel in verbinding met het weergavewiel (4), waardoor elke richting weergegeven kan worden. Als het vliegtuig een koersverandering naar rechts maakt, draait de wijzer naar links. Op de voorkant van het kastje zit een resetknop (5), waarmee men de richting van de koerswijzer kan instellen. Door de resetknop in te drukken (aan de onderkant zit er een mechanisme dat in verbinding staat met de binnenste ring, maar dit is niet weergeven), zal de binnenste ring van de gyroscoop vastgezet worden, zodat hij 90 graden ten opzichte van de buitenste ring komt te staan. Het is van groot belang om de binnenste ring vast te zetten, want dit voorkomt dat er precessie optreedt, wanneer de buitenste ring gedraaid wordt. Ten slotte komt de resetknop via het resetwiel tegen het weergavewiel aan waarmee een richting ingesteld kan worden door aan de resetknop te draaien. Afb Werkingsmechanisme van de heading indicator b. Weergave Aan de buitenkant van het kastje bevindt zich een kompasroos die onderverdeeld is in graden (Afb. 1-31). Bij het aflezen staat 0 (of 360) voor het noorden, voor 90 graden het oosten, voor 180 graden het zuiden en voor 270 graden het westen. Op het gyrokompas wordt de koers (afb. 1-32) aangegeven door de neus van het vliegtuig (1). Elk wit cijfer dat te zien is, geeft de hoeveelheid graden aan te vermenigvuldigen met tien. De schaalverdeling (2) is vijf graden per witte streep. Dit is gemakkelijk om de koers te bepalen,maar niet heel erg nauwkeurig. Tegenwoordig wordt dit elektrisch gemeten en op een CRT of TFT scherm weergegeven. Dit geeft de koers in graden nauwkeurig weer. Afb Weergave heading indicator Afb c. Richtmiddelen Gyroscopische kompassen zijn nauwkeuriger dan kompassen die gebruikmaken van het aardmagnetisch veld, doordat de laatsten storing ondervinden van de aanwezigheid van ijzer. Bij korte afstanden is het gyrokompas nauwkeuriger dan het magnetische kompas, omdat het magnetische kompas bij een bocht langzamer uitslaat, waardoor de gegevens later worden weergegeven. Echter, is het gyrokompas bij langere afstanden minder nauwkeurig, omdat deze last heeft van een aantal afwijkingen die gecorrigeerd moeten worden. Een gyrokompas zal na verloop van tijd afwijkingen gaan vertonen. Dit zijn: de werkelijke drift, de schijnbare drift en de transportdrift (1.2.1.d). Daarom moet het gyrokompas regelmatig worden geijkt. Dat gebeurt door om de tien á vijftien minuten de resetknop in te drukken, waardoor men het gyrokompas gelijk kan stellen aan het ware noorden met behulp van het Pagina 24

28 magnetische kompas. Deze afwijkingen kunnen ook gecorrigeerd worden door flux valves. Flux valves zijn twee kleppen die aan de wing tips zitten. Deze kleppen vergelijken de magnetische velden, waardoor bepaald kan worden waar het magnetische noorden is. Aan de hand van deze informatie kan het ware noorden bepaald worden. Het gyrokompas maakt gebruik van een vloeistofschakelaar. Door de aardrotatie zal de gyroscoop in het gyrokompas continu verlopen ten opzichte van het aardoppervlak. De vloeistofschakelaar zorgt ervoor dat de gyroscoop niet vrij is om zich te heroriënteren. De vloeistof zal de heroriëntatie van de as van de gyroscoop tegenwerken. Deze wrijvingskracht veroorzaakt door de vloeistof, resulteert in een draaimoment dat op de as werkt, waardoor de as zal draaien in een richting die loodrecht staat op de kracht. Dit heeft als effect dat de as naar het ware noorden zal wijzen. Naast deze fout is er ook een fout die door de cardanring veroorzaakt wordt. Dit is als de buitenste ring parallel staat met de as van het vliegtuig. Hierdoor zullen de gegevens niet juist zijn als het vliegtuig rolt, stijgt of duikt. Deze afwijkingen worden niet veroorzaakt door de gyroscoop zelf, maar door de geometrie van de ringen. Deze afwijking word gimbal error genoemd. Om deze fout te verkomen gebruikt men een zogenaamd roll stabilized gyroscoop. Deze gestabiliseerde gyroscoop gebruikt een extra cardanring, waardoor de ringen loodrecht op elkaar staan en daardoor treedt de gimball error niet meer op Eisen en wetgeving Bij het voorbereiden van het ontwerpen van een uniforme cockpit zijn er bepaalde eisen en wetten waar aan voldaan moet worden. Er zijn verschillende eisen: internationale eisen (1.3.1) voor de luchtvaart en eisen van de opdrachtgever (1.3.2). De basic six in een cockpit moet voldoen aan wettelijk voorgeschreven eisen. Binnen Europa kennen we voor de luchtwaardigheidseisen de European Aviation Safety Agentcy (EASA). De luchtvaarteisen staan beschreven in het Certification Specification-25 (Bijlag IV), deze CS-25 heeft betrekking op large aero planes Wettelijke Eisen Binnen de wettelijke eisen kan men een aantal categorieën onderscheiden: 1. aanwezigheid instrumenten, 2. afleesbaarheid, 3. positie, 4. betrouwbaarheid. ad 1 Aanwezigheid instrumenten Er zijn zes basisinstrumenten die altijd in een cockpit moeten zitten. Er mag zelf gekozen worden op welke manier de weergave verloopt, analoog of digitaal. Het is verplicht een backup te hebben van de basic-six. Dit staat geschreven in de EASA CS-25. De verplichte instrumenten zijn: een snelheidsmetersysteem (Airspeed Indicator), hoogtemeter (Altitude indicator), verticale snelheidsmeter (Vertical speed indicator), gyroscopische bochtaanwijzer in combinatie met een slipmeter (Turn and Bank Indicator), kunstmatige horizon (gyroscopische stabiliteit is vereist) (Artificial Horizon), gyrokompas (gyroscopische stabiliteit vereist, mag magnetisch of niet magnetisch zijn). Er zijn vier back-up meters verplicht, namelijk airspeed indicator, Pagina 25

29 altitude indicator, attitude indicator, direction indicator. Deze back-up instrumenten hebben een eigen stroomcircuit nodig, zodat ze kunnen functioneren als de stroom van de andere instrumenten is uit gevallen. De back-up systemen moeten het minstens 30 minuten doen na uitval van het systeem van de basic six. ad 2 Afleesbaarheid Alle instrumenten van de basic six moeten voor elke piloot goed zichtbaar zijn vanaf de plek waar de piloot zit. Hij moet zijn hoofd zo min mogelijk hoeven te draaien om de instrumenten goed af te kunnen lezen. Alle instrumenten en schakelaars moeten zo verlicht zijn dat de informatie duidelijk is af te lezen. De verlichting moet zo geïnstalleerd zijn dat de verlichting geen reflectie genereert dat het zicht van de piloot zou kunnen hinderen. ad 3 Positie De basic six hebben een vaste indeling in de cockpit. De snelheidsmeter is links boven, daarnaast zit de kunstmatige horizon en rechtsboven zit de hoogtemeter. Linksonder is de bochtaanwijzer geplaatst, daarnaast zit in het midden de koerstol en rechtsonder is de verticale snelheidmeter geplaatst. Turn and bank en de verticale snelheid hebben geen verplichte plaats, maar zitten meestal op de aangegeven plaats. Afb Plaatsing basic six ad 4 Betrouwbaarheid Alle instrumenten en systemen moeten zo geïnstalleerd zijn dat als er één faalt dit geen invloed heeft op de anderen. Als een energie bron buiten werking treedt moet er altijd een tweede energie bron zijn waar automatisch of handmatig op kan worden overgeschakeld. Bovendien mag de precisie van de magnetische koerstol niet worden beïnvloed door magnetische velden. De koerstol mag geen afwijking hebben van meer dan 10 graden. De snelheidsmeter mag een afwijking hebben van maximaal 3% of 5 knopen, ligt er aan welke kleiner is. De aangegeven drukhoogte mag op zeeniveau en met een standaardatmosfeer een afwijking hebben van 30 ft. per 100 knopen. Dit geldt alleen als de flaps in positieve of negatieve stand staan. Als de vleugelkleppen in neutrale stand staan hoeft de afwijking niet binnen die 30 ft. te vallen Eisen Opdrachtgever De eis van de opdrachtgever is om een moderne uniforme glass cockpit te ontwerpen. Een uniforme glass cockpit is een cockpit die in verschillende types vliegtuigen geplaatst kan worden, het voordeel hiervan is dat de besturing in alle vliegtuigen hetzelfde is en dat de piloten niet meer omgeschoold hoeven te worden als ze met een ander type vliegtuig willen vliegen. Ook moet de cockpit gebruiksvriendelijk en duurzaam zijn. Pagina 26

30 1.4. Functieonderzoek Voordat de signalen die het vliegtuig binnenkrijgt kunnen worden weergegeven, worden er een aantal stappen doorlopen (a-h) a. Meten Hierbij speelt de dynamische en statische druk een belangrijke rol. Deze twee drukken vormen de basis voor alle andere signalen b. Transporteren De druk moet vervoerd worden naar de volgende deelfuncties zodat deze hun functie uit kunnen voeren. Daarom wordt de druk getransporteerd. Ook kan het zijn dat elektrische signalen vervoerd moeten worden naar hun bestemming c. Omzetten Luchtdrukverschillen zijn niet direct geschikt voor weergave. Deze signalen moeten omgezet worden van een analoog signaal (druk) naar een digitaal signaal (elektrisch) d. Corrigeren Nadat de gegevens omgezet zijn, is het mogelijk dat er fouten in systemen ontstaan. Daarom is het van belang om de gegevens te corrigeren om een zo goed en precies mogelijk resultaat te creëren e. Versterken Wanneer de gegevens omgezet en gecorrigeerd zijn, komen de waarden te klein uit en zijn ze daardoor niet uitleesbaar. Daarom is het nodig om de gegevens te versterken f. Transporteren Na alle stappen van het meten tot het corrigeren van de waarden, wordt het signaal getransporteerd naar de cockpit om het daar eventueel nog één keer om te zetten, voordat het uiteindelijk wordt weergegeven g. Omzetten De signalen die nu binnenkomen, zijn niet altijd geschikt om meteen weer te geven, vandaar dat ze soms nog moeten worden omgezet h. Weergeven Dit is de allerlaatste stap. Nadat alle voorafgaande stappen zijn doorlopen volgt er een resultaat. Dit resultaat wordt weergegeven op het scherm van het desbetreffende instrument Conclusie Om een uniforme cockpit te ontwerpen, is dus kennis over de basic six instrumenten nodig. Verder moeten ook de eisen bekend zijn, om zo de cockpit naar zin te kunnen ontwerpen. Tevens is er kennis nodig over het systeem achter de instrumenten. Er spelen zich verschillende stappen af die nodig zijn om de instrumenten te laten werken. De analyse van de basic six, de eisen die daar aan gesteld zijn en het functieonderzoek, zijn erg belangrijk om in de ontwerpfase tot een systeem te komen dat aan de gestelde eisen voldoet. Pagina 27

31 2. Ontwerpfase Om tot een bruikbaar ontwerp van een uniforme cockpit te komen, zal er eerst gekeken moeten worden naar de verschillende deelsystemen die achter de air data instrumenten zitten (2.1). Vervolgens kan met deze gegevens een morfologisch overzicht gemaakt worden (Bijlage VI). Daarin worden drie lijnen getrokken die mogelijke systemen aangeven (2.2). De systemen hebben echter voor- en nadelen (2.3) die het tot een bruikbaar of een onbruikbaar systeem maken (2.4) Uitleg morfologisch overzicht In het functieonderzoek is uitgelegd welke stappen worden genomen om de gegevens van de instrumenten te verzamelen en verwerken. De stappen zijn: meten, transporteren, omzetten, corrigeren, versterken, omzetten, transporteren, weergeven ( ). In het morfologisch overzicht wordt beschreven wat nodig is om deze stappen uit te voeren. Tevens worden enkele componenten nog nader toegelicht (Bijlage VII) Meten Voor het meten van de druk worden vijf instrumenten gebruikt: smartprobe, statische poort, pitotobuis, pitot-statische buis en venturibuis (a-e) a. Smartprobe Dit is een pitot-statische buis, alleen hierin wordt het signaal meteen omgezet van de luchtdruk naar een elektrisch signaal b. Statische poort De statische druk wordt gemeten via een kleine opening in de romp van het vliegtuig, de statische poort. De statische poort leidt de statische druk naar de drukinstrumenten c. Pitotbuis De pitotbuis meet de dynamische druk (stuwdruk) van het vliegtuig. Deze kan alleen gemeten worden wanneer het vliegtuig een snelheid heeft ten opzichte van de omringende lucht d. Venturibuis Dit is een pijpleiding met een daarin aangebrachte vernauwing, waardoor de lucht versneld wordt (1.1.1.b). Zo kan de snelheid van de lucht bepaald worden e. Pitot-statische buis Een pitot-statische buis is een statische poort en pitotbuis in één. De eigenschappen zijn dus die van de statische poort en die van de pitotbuis Transporteren Het druk- of elektrisch signaal wordt getransporteerd. Dat kan met draden en buizen (a-e) a. Aluminium buis Een buis gemaakt van aluminium, wat gehaald wordt uit aluminiumhoudende mineralen b. Kunststof buis Kunststof buizen zijn buizen die gemaakt zijn van organisch materiaal. Dit is ontstaan uit een reactie van deze organische stoffen c. Koperdraad Dit is een dunne, langgerekte geleider. Pagina 28

32 2.1.2.d. Stalen buis Een legering bestaand uit ijzer en koolstof. De buis is hol van binnen, waardoor er gassen of vloeistoffen doorheen kunnen stromen e. Rubberen slang Dit is een slang gemaakt uit een emulsie van verschillende plantensoorten. Verder is deze net als de rest van de buizen hol van binnen Omzetten Het binnenkomende signaal zal omgezet moeten worden (a-d). Druk kan bijvoorbeeld niet door een elektrisch apparaat verwerkt worden, er zal eerst een elektrisch signaal moeten worden verkregen a. AD-converter Een analoog signaal kan worden omgezet naar een digitaal signaal met behulp van een ADconverter. Om de zoveel tijd wordt het inkomende signaal geregistreerd en wordt deze omgezet naar een digitaal signaal b. Zuiger De binnenkomende druk kan omgezet worden in een mechanische beweging door een zuiger. De zuiger beweegt op en neer in een cilinder door het drukverschil. Aan de zuiger kunnen armen bevestigd worden, die een mechanische beweging in gang zetten c. Membraandoos Bij verandering van de luchtdruk kan een membraandoos uitzetten of krimpen. Hierbij kan, net als bij een zuiger, gebruik gemaakt worden van werkarmen, zodat er een omzetting naar mechanische beweging plaatsvindt d. Air data transducer Een pneumatisch signaal kan worden omgezet in een elektrisch signaal door een air data transducer. Hierin zit een piëzo element, een kristal, dat onder invloed van druk een elektrisch signaal kan opwekken. Positieve en negatieve deeltjes blijven dan niet netjes gerangschikt maar bewegen door elkaar. Zo kan er een stroom gaan lopen Corrigeren Een onnauwkeurig signaal zorgt voor afwijkingen in de instrumenten en dat moet zo veel mogelijk beperkt worden. Daarom wordt het signaal gecorrigeerd (a-b), zodat de weergave in de cockpit zo min mogelijk afwijkt van de werkelijke waarden a. Springveer Springveren worden gebruikt bij het omzetten van mechanische bewegingen. Omdat de veer altijd terugveert naar een vaste positie, is deze ideaal voor het corrigeren van afwijkingen b. Static Source Error Computer De gegevens kunnen ook gecorrigeerd worden in de Air Data Computer, met behulp van een Static Source Error Computer Versterken Vaak is het gecorrigeerde signaal te zwak om op een meter een grootheid aan te kunnen geven, vandaar dat het eerst versterkt wordt (a-d). Dat kan zowel mechanisch als elektrisch. Pagina 29

33 2.1.5.a. Tandwielen Met behulp van één of meerdere tandwielen kan een zwak mechanisch signaal worden omgezet in een sterker mechanisch signaal. Een groot tandwiel drijft een klein tandwiel aan waardoor deze meer rotaties maakt per minuut en het signaal versterkt wordt b. Elektrisch Het binnenkomend elektrisch signaal is vaak erg zwak en moet elektrisch versterkt worden. Voor het versterken van de spanning wordt vaak een Field Effect Transistor (FET) gebruikt. De stroom wordt versterkt met behulp van een buisversterker. Elektrische versterkers komen overigens ook voor in air data computers c. Analoge air data computer De analoge air data computer heeft een elektrische versterker, die het inkomende analoge signaal versterkt d. Digitale air data computer De digitale air data computer heeft een elektrische versterker, die het inkomende digitale signaal versterkt Transporteren Het transport van het verkregen signaal verloopt mechanisch, via draden en kabels, via infrarood of via ARINC (a-e). De keuze voor de component is afhankelijk van het ingangssignaal a. Mechanisch Het mechanische transport gaat vaak over een kleine afstand door assen, tandwielen, hefbomen e.d.. Over een langere afstand is een mechanische overbrenging onnauwkeuriger, aangezien meerdere overbrengingen een grotere wrijvingsfout hebben b. Koperdraad (zie c) c. Glasvezelkabel Deze kan alleen digitale en optische signalen transporteren, is niet gevoelig voor warmte en is niet corrosiegevoelig d. Infrarood Digitale signalen kunnen doorgegeven worden met infrarood licht. Maar de bandbreedte van infrarood licht is erg klein, wat het transport onnauwkeuriger maakt e. ARINC ARINC is een databus systeem dat in de luchtvaart als moderne standaard wordt gebruikt. Hierin bevindt zich een constante stroom van informatie. Deze informatie kan ingevoerd en afgetapt worden. Zo kan de juiste data uit het signaal worden gehaald Omzetten Een elektrisch signaal zal moeten worden vertaald naar een signaal wat weergegeven kan worden op een scherm (a-e). Hiervoor zijn twee wegen: analoog en digitaal a. Potentiometer De potentiometer bevat magneten die langs draden bewegen, waardoor een spanning wordt opgewekt. De potentiometer zet een mechanische beweging om in een analoog signaal. Pagina 30

34 2.1.7.b. Deflectiekaart Een deflectiekaart zet een analoog inkomend signaal om in een digitaal signaal, zodat er een beeld gevormd kan worden van het signaal c. Convergentiekaart Deze zet het digitale signaal dat uit de deflectiekaart komt om in een signaal dat in kleur weergegeven kan worden op een scherm d. Video monitorkaart Een inkomend digitaal signaal kan omgezet worden in een signaal waar een beeld in kleur van gevormd kan worden. Een video monitorkaart scheidt de kleuren rood, groen en blauw en heeft voor elke kleur een eigen uitgang. Die signalen worden naar het scherm gestuurd e. DA-converter Dit is exact het omgekeerde als de AD-converter (2.1.3.a) Weergeven Als het signaal het systeem doorlopen heeft, kan het worden weergeven in de cockpit. Dit kan op een CRT, TFT, analoge klok, LCD en HUD (a-e) a. Cathode Ray Tube (CRT) Weergave op een beeldscherm. Achter een CRT-scherm zit een grote kast, ze lijkt op een ouderwetse televisie b. Thin Film Transistor (TFT) TFT-schermen zijn een verbeterde versie van de plasmaschermen. TFT-schermen zijn duidelijker, schakelen sneller over van beeld en zijn zuiniger dan plasmaschermen c. Analoge klok Deze werkt mechanisch, heeft een schaalverdeling en aanwijzing met wijzers d. Liquid Cristal Display (LCD) De display bestaat uit vloeibare kristalmoleculen die achter het scherm zorgen voor de vorming van een beeld met behulp van elektriciteit die aan deze moleculen wordt toegevoegd e. Head Up Display (HUD) Alle informatie wordt direct geprojecteerd op een helm, bril of doorzichtig scherm, zodat de piloot alle gegevens direct binnen zijn gezichtsveld heeft Systemen In het de beschrijving van het morfologisch overzicht zijn de verschillende componenten beschreven. De componenten zijn in een schema gezet om gemakkelijk een systeem samen te stellen. In dit schema zijn drie mogelijke drie systemen(lijnen) getrokken: Ten eerste een mechanische lijn (zwart), bestaande uit niet elektrische apparaturen Dit systeem meet de druk met een pitotbuis. De druk wordt vervolgens via aluminiumbuis getransporteerd, en bij membraandoos wordt het druk omgezet naar mechanische signaal. Het signaal wordt eerst gecorrigeerd waar het daarna versterkt wordt met tandwielen en in de cockpit wordt het weergegeven op een analoge klok. Ten tweede de conventionele lijn (groen), bestaande voor een gedeeltelijk uit elektrische en niet elektrische apparaturen. Dit systeem meet de druk met pitotbuis en statischebuis en zal vervolgens met een rubberen slang getransporteerd worden naar air data transducer, hier wordt de druk omgezet tot een elektrische signaal. Vanaf hier zal het signaal gecorri- Pagina 31

35 geerd en getransporteerd worden naar de deflectie- en convergentiekaart, hier wordt het signaal omgezet tot een digitale signaal en daarna zal het signaal getransporteerd worden naar een TFT- scherm. Tenslotte de moderne lijn (rood),bestaande uit elektrische apparaturen. In het moderne systeem zet de smartprobe de drukverschillen direct om tot een elektronisch signaal en wordt getransporteerd via koperdraad naar de digitale air data om versterkt te worden. Hierna wordt het digitaal getransporteerd via arinc naar video monitorkaart, waar het signaal wordt omgezet tot een beeld en tenslotte wordt het weergegeven op en LCDscherm Voor- en Nadelen De drie systemen die beschreven zijn (2.2), hebben ieder zijn voor- en nadelen. De voor- en nadelen zijn van belang bij de keuze van een goed, uniform cockpitsysteem. Omdat geen enkel systeem ideaal is, moet er een afweging gemaakt worden tussen welke voor en nadelen zwaarder wegen dan anderen. Door het mechanische (2.3.1), conventionele (2.3.2) en digitale systeem (2.3.3) met elkaar te vergelijken en van elk systeem de voor- en nadelen te analyseren kan een goede keuze gemaakt worden voor het uiteindelijke systeem Mechanisch systeem Het voordeel van een mechanisch systeem is dat het een eenvoudig en goedkoop systeem is. Dit komt door het gebruik van eenvoudige apparaten en verwerkers. Het systeem is door het gebruik van mechanische deelsystemen minder betrouwbaar en onnauwkeuriger dan het digitale systeem. Dit komt doordat er afwijkingen kunnen ontstaan in instrumenten tijdens het transporteren van de luchtdruk. Een verder nadeel is het vele onderhoud wat mechanische overbrengingen met zich mee brengen door slijtage tijdens het omzetten, weergeven en versterken. Waardoor het systeem niet lang meegaat en dus niet duurzaam is. Nog een nadeel is het grote gewicht wat de leidingen in beslag nemen. Vooral in grote verkeersvliegtuigen is dit een nadeel, omdat er hiermee lange afstanden moeten worden afgelegd. Hierdoor is een mechanisch systeem geen goede optie meer voor grote verkeersvliegtuigen. Wel kan dit systeem gebruikt worden als back-up systeem Conventioneel systeem Het voordeel van een conventionele systeem is dat er op gewicht bespaard wordt. Veel leidingen kunnen nu vervangen worden door lichtere kabels. Nog een voordeel is dat de air data transducer luchtdrukken omzet in elektrische signalen waardoor er minder afwijkingen ontstaan. Zo wordt het systeem nauwkeuriger dan een mechanisch systeem. Daarnaast heeft het systeem minder onderhoud nodig dan het mechanisch systeem. Dit komt grotendeels doordat er weinig mechanische componenten zijn gemonteerd. Hierdoor is de duurzaamheid van de componenten veel hoger, omdat de componenten nu minder slijtage ondervinden. Een nadeel van dit systeem zijn de hogere aanschafkosten dan die van het mechanische systeem. Dit komt voornamelijk omdat onderdelen complexer te maken zijn en te ontwikkelen. Nog een nadeel is dat de betrouwbaarheid lager is dan bij het digitale systeem door alle componenten. Dit komt vanwege de storingen die een koperdraad veroorzaakt Digitaal systeem Het voordeel van een digitaal systeem is dat het systeem weinig onderhoud vergt, omdat het systeem zichzelf kan controleren met de geïnstalleerde software. Indien er toch iets kapot gaat, kan dit snel en eenvoudig vervangen worden. Daarnaast is dit systeem het lichtst. Alle zware leidingen zijn niet meer nodig, omdat de smartprobe de luchtdruk nu in een elektrische signaal omgezet. Door het gebruik van de smartprobe worden de meeste nauwkeurige waardes bepaald, waardoor dit systeem een hoge nauwkeurigheid heeft. Daarnaast zal deze nauwkeurigheid niet verloren gaan tijdens het transport, omdat alle data digitaal verstuurd Pagina 32

36 worden. Verder is het door de afwezigheid van bewegende onderdelen de systeem erg betrouwbaar. Echter zijn de kosten van dit systeem wel het hoogst, maar door besparingen in gewicht en onderhoud, is het systeem wel de moeite waard. Samengevat is het systeem duurzaam en is het kwalitatief de beste optie voor een groot verkeersvliegtuig. Eisen Mechanisch Systeem Conventioneel Systeem Kosten Digitaal Systeem Gewicht Duurzaamheid Onderhoud Nauwkeurigheid Betrouwbaarheid Totaal Fig. 2-1 Keuze tabel Zeer goed Goed Minder goed Fig. 2-2 Legenda 2.4. Conclusie Nu alle voor- en nadelen beschreven zijn, word er een keuze gemaakt welke lijn er gebruikt gaat worden voor de cockpit. Voor een moderne cockpit wordt er rekening gehouden met duurzaamheid, veiligheid en betrouwbaarheid. Omdat in de digitale lijn veel technologische onderdelen zitten, die het systeem veiliger en betrouwbaarder maken is er gekozen voor de digitale lijn, deze lijn heeft ook het meeste voordelen voor een vliegtuigmaatschappij. De kosten van dit systeem zijn wel het hoogst, maar door besparing in: gewicht, onderhoud en veiligheid is het kwalitatief de beste optie voor een groot verkeersvliegtuig. Pagina 33

37 3. Uitvoering ontwerp Er is een glass cockpitsysteem ontworpen, een cockpit met digitale beeldschermen. De plaatsing van het moderne systeem in het vliegtuig moet duidelijk zijn voor bijvoorbeeld onderhoudspersoneel (3.1). Tevens is het noodzakelijk te weten hoe de plaatsing in de cockpit eruit ziet (3.2) en hoe het moderne systeem onderhouden moet worden (3.3). Bovendien moet het systeem zo voordelig mogelijk zijn: de kosten zijn zo laag mogelijk en de baten zo groot mogelijk (3.4). Want dan is het systeem rendabel en toepasbaar (3.5) Constructie van de componenten in het gekozen systeem In het ontwerp van de nieuwe cockpit is gekozen voor een digitaal systeem. Dat bestaat uit een smartprobe die het drukverschil meet en direct doorstuurt in een elektrisch signaal (3.1.1). Dit signaal wordt opgevangen met een SSE computer die dit signaal kan corrigeren. Dit signaal wordt dan weer versterkt met een digitale air data computer (3.1.2). Tenslotte wordt dit signaal verzamelt in de ARINC (3.1.3) die het signaal kan transporteren naar verschillende componenten. In dit systeem wordt het signaal getransporteerd naar een video monitorkaart (3.1.4) die er voor zorgt dat het signaal gepresenteerd kan worden op een LCDscherm. (3.1.5) Smartprobe De smartprobe wordt aan weerskanten van de voorzijde van het vliegtuig geplaatst (Afb. 3-1). Deze worden hier geplaatst omdat er op deze plaats tijdens een zogehete yaw beweging de smartprobe s elkaar balanceren. Een yaw beweging wil zegen dat het vliegtuig om zijn as naar lings of naar rechts beweegt. De ene smartprobe krijgt in een yaw beweging meer en de andere smartprobe minder totale druk binnen. De versnelling door de bolling van romp die in dit punt wordt gemeten wordt gecompenseerd door de SSE computer. Er zijn in totaal vier pitotbuizen aanwezig, de twwe bovenste voor de piloten, ieder één. De twee ondersten als back-up. Er zijn in totaal zes statische poorten in dit ontwerp aanwezig. Er zit aan weerszijden naast de voorste deur, onder de ramen een statische poort die alle benodigde informatie opneemt. Het oppervlak waarop de statische poorten zijn gemonteerd moet altijd glad en schoon zijn. Dit om te voorkomen dat een turbulente, storende stroming rond de poort ontstaat. Ook is er schuin onder nog een back-up statische poort voor het geval dat de statische poorten defect zijn en een foute waarde aangeven. Dan wordt er overgeschakeld op de back-up. (Afb. 3-1) Afb SSE en Digital Air Data Computer De SSE en Digitale Air Data Computer digitaliseren het elektrische signaal, dat afkomstig is van de smartprobe om het signaal vervolgens te corrigeren en te versterken. Deze twee computers bevinden zich in het Main Equipment Center (Afb. 3-2). Hierdoor hoeft er zo min mogelijk transport plaats te vinden, wat gewicht en ruimte bespaart Arinc 629 De bewerkte informatie van de SSE en Digital Air Data Computer naar de ARINC 629 gestuurd. De ARINC 629 is op veel punten verbeterd ten opzichte van de ARINC 429, de ARINC 629 gebruikt een zogeheten twee wegenbus, dit houd in dat de ARINC 629 zelf informatie kan doorsturen of opnemen. Hierdoor kan informatie sneller worden verwerkt dan bij de ARINC 429 waarvoor altijd een aparte bus nodig was voor het doorsturen en opnemen van informatie. De ARINC 629 heeft als voordeel dat er minder kabels nodig zijn dan bij een Pagina 34

38 ARINC 429-systeem omdat er veel meer handelingen kunnen worden uitgevoerd door één databus. Dit bespaart meer ruimte en houdt de kabelboom overzichtelijker. Ook is er een gewichtsbesparing vanwege de lagere hoeveelheid kabels die nodig zijn. Ook dit systeem bevind zich in het Main Equipment Center. Afb. 3-2a Afb. 3-2b Videomonitorkaart De informatie die door de ARINC wordt verzonden moet worden weergegeven. De video monitorkaart zorgt ervoor dat het digitale beeldsignaal in een de juiste resolutie en beeldlijnen getoond kan worden op het LCD-scherm in de cockpit. De video monitorkaart bevindt zich direct achter de ARINC, in het Equipment Center (Afb. 3-2). Afb LCD-scherm In de Boeing wordt de weergave van de basic-six instrumenten verzorgd door een LCD-scherm. Elke piloot heeft twee schermen voor zich, op de buitenste twee worden de basic-six instrumenten weergegeven (Afb. 3-3). De reden dat de informatie op deze manier wordt gepresenteerd heeft is dat alles gemakkelijk af te lezen is en er gewicht en ruimte wordt bespaard ten opzichte van analoge systemen. Er is een de grafische tekening voor de inbouw van de componenten gemaakt (Bijlage IX) Presentatie van de cockpit Na het inbouwen van het systeem in de cockpit, is het belangrijk hoe de inrichting en de layout van de basic six wordt bepaald. Daarbij komt kijken dat de inrichting van de cockpit en de lay-out van de basic six tegelijkertijd ook moet voldoen aan de wettelijke eisen. Op deze manier is de inrichting van de cockpit tot stand gekomen. Door de basic six in een LCD scherm te plaatsen komt er meer ruimte in de cockpit en het wordt overzichtelijk voor de piloot De inrichting van de cockpit De cockpit voor de Boeing bestaat uit zes zones (Afb. 3-5). Bovenaan de cockpit bevindt zich het overhead panel (zone 1), waar bijvoorbeeld de verlichting van de cabine geregeld wordt. Daaronder is de automatische piloot te vinden op het Glareshield panel (zone 2). Dit kan ook gezien worden als het dashboard van de cockpit. Onder het Glareshield panel ligt het Main Instrument Panel (zone 3,4 en 5). Deze kan in drie groepen verdeeld worden. Aan de linkerkant bevindt zich het Captains Panel, in het midden de reserve- en Pagina 35

39 motorinstrumenten en aan de rechterkant het First Officers panel. In het Captains panel en het First officers panel wordt dezelfde informatie weergegeven. Deze informatie wordt weergegeven op twee LCD schermen. Tussen de twee pilotenstoelen bevind zich het Pedestal panel (zone 6). In het Pedestal panel zitten de gashendels, de bedieningselementen voor de kleppen, het landingsgestel en de communicatie instrumenten. Zone 1 Overhead panel Zone 2 Glareshield panel Zone 3 Captains panel (Main Instrument panel) Zone 4 Reserve- & engine instruments (Main Instrument Panel) Zone 5 First officers panel (Main Instrument panel) Zone 6 Pedestal panel Afb Layout van de Basic Six De basic six instrumenten moeten in het gezichtsveld van de piloten worden geplaatst. Door de basic six in een scherm samen te voegen in de cockpit van de Boeing kunnen de piloten de instrumenten in één oogopslag zien. In het Captains panel en in het First officers panel bevinden zich twee LCD schermen. In één van de LCD schermen zijn de basic six instrumenten te vinden, dat ook wel de Primary Flight Display (PFD) wordt genoemd. In het andere scherm wordt de navigatie weergegeven. Wij beperken ons alleen tot de basic six instrumenten. Op het beeldscherm van de PFD (Afb. 3-6) zijn alle zes de instrumenten aanwezig (a-e). Afb a. Attitude indicator De kunstmatige horizon (Afb. 3-7) moet volgens de luchtvaartwetgeving in het midden van de PFD worden geplaatst, recht voor de piloten. De kunstmatige horizon lijkt op het eerste gezicht heel veel op een mechanische kunstmatige horizon. Dit komt omdat de kleuren blauw (1) en bruin (2) wettelijk zijn vastgesteld. De witte lijn tussen de twee vakken is de horizon (3). In het midden van het scherm is een symbooltje te zien dat de stand van het vliegtuig aangeeft (4). Met behulp van de aangebrachte schaalverdeling op de horizon kan de piloot op elk moment de pitch van het vliegtuig aflezen. De schaalverdeling wordt in de vorm van horizontale lijnen over de horizon weergeven. De horizontale lijnen zijn verdeeld per 2.5 graden (5). Als het vliegtuig een helling maakt is er boven in het scherm een driehoekje te Pagina 36

40 zien die naar rechts of links beweegt (6). Dit zorgt ervoor dat er niet nog een aparte weergaven erbij hoeft van de turn indicator zodat het overzichtelijk wordt in de PFD lucht 2. grond 3. horizon 4. Schematische vliegtuigje 5. schaalverdeling 6. driehoekwijzer Afb b. Air speed indicator De snelheidsmeter (Afb. 3-8) moet volgens de luchtvaartwetgeving links grenzen aan de kunstmatige horizon. De snelheid wordt weergegeven in een lange, verticale, staande kolom. In die kolom bevindt zich van beneden naar boven een schaalverdeling in knopen (1). De waarde van die getallen loopt op van beneden naar boven. De schaal is verdeeld in stappen van tien knopen. Bij toenemende snelheid verplaatst de schaal zich naar beneden, bij afnemende snelheid naar boven (2). Precies in het midden bevindt zich een vierkantje waarin de snelheid van het vliegtuig vergroot wordt weergegeven (3). Afb. 3-7 Afb. 3-8 Afb c. Altitude indicator De hoogtemeter (Afb. 3-9) moet volgens de luchtvaartwetgeving rechts grenzen aan de kunstmatige horizon. Ook de hoogte wordt weergegeven in een lange, verticaal staande kolom. Er is een strip waarop een schaalverdeling is gemaakt met de hoogte in feet (1). Of de strip omhoog of omlaag beweegt hangt ervan af of het vliegtuig klimt of daalt. Ook hier word in het midden de waarde van de hoogte vergroot door een vierkantje (2). Onder het stripje is de drukwaarde te zien die door de piloot is ingesteld (3) d. Vertical speed indicator De plaats van de vertical speed indicator (Afb. 3-10) is niet vastgelegd in de wetgeving maar deze moet wel binnen oog-, en handbereik zijn van de piloten. Om de cockpit zo uniform mogelijk te maken en overeen te laten komen met andere cockpits in de luchtvaartwereld is de vertical speed indicator rechts van de hoogte meter geplaatst. Het is een balk met daarin een logaritmische schaalverdeling van de verschillende stijg- en daalsnelheden (1). De witte Pagina 37

41 wijzer (2) geeft door middel van een plus of min teken aan of het vliegtuig zich in een daal- of klimvlucht bevindt. Naar boven is positief, naar onder is negatief. Als het vliegtuig een verticale snelheid aanneemt dan loopt als het ware de schaalverdeling door de pointer heen. De afgelezen waarde moet wel vermenigvuldigd worden met 1000, dit wordt gedaan zodat de snelheid makkelijker af te lezen is e. Heading indicator Onder de kustmatige horizon moet volgens de luchtvaartwetgeving de heading indicator worden geplaatst (Afb. 3-11). Na meten en bewerken wordt hier de koers die door het vliegtuig wordt gevlogen (in het horizontale vlak) weergegeven. In een half, ovaalvormig beeld worden koerswaarden getoond op een schaalverdeling (1). De waarden worden in gehele getallen vermeld. De waarde nul staat voor noordelijke richting (nul of 360), en de waarde 180 staat voor zuidelijke richting. In het midden bovenaan de indicator staat een wijzer. De wijzer geeft aan welke koers er gevlogen wordt (2). Ook wordt precies de koers in getallen weergegeven, zodat de piloot de exacte koers af hoeft te lezen (3). De wijzer staat vast, de schaalverdeling draait rond. Als het vliegtuig naar rechts beweegt draait de schaalverdeling naar links. Beweegt het vliegtuig naar links, dan beweegt de schaalverdeling naar rechts. 1 3 Afb Schaalverdeling (graden) 2. Wijzer 3. Digitale waarde f. Bank indicator De bank indicator (Afb. 3-12) heeft zoals de vertical speed indicator geen vaste positie gekregen. De bank indicator bevindt zich bovenin het scherm van de attitude indicator. Het is handig voor de piloot in één oogopslag te kunnen zien of zijn bocht gecoördineerd is of niet. De weergave ervan is hetzelfde als bij de turn & bank indicator. Als het vliegtuig een ongecoördineerde bocht maakt zal het driehoekje uitwijken op de daar boven staande schaalverdeling. Afb Onderhoud Het basic six systeem in de cockpit moet regelmatig gecontroleerd worden. Dit is noodzakelijk om de veiligheid van het vliegtuig te waarborgen. Het onderhoud van de instrumenten moeten voldoen aan de eisen van de European Aviation Safety Agentcy (EASA). Aangezien onderhoud veel tijd en geld kost, moet het onderhoud zo kort mogelijk duren. De vliegtuigmonteurs moeten de Aircraft Maintenance Manuals (AMM) (3.3.1) hanteren. De onderhoud van de basic six (3.3.2) wordt op de zelfde wijze uitgevoerd. Naast de onderhoud voor de basic-six heb je ook de onderhoud van de vliegtuig en dat gebeurt door middel van regelmatige checks (3.3.3) Aircraft Maintenance Manuals De Aircraft Maitenance Manuals of vliegtuig onderhoudshandleidingen zijn belangrijk voor de monteur of engineer bij het onderhoud. Deze manuals zijn nodig, omdat de huidige vliegtuigen te complex zijn om de opbouw en onderhoudsprocedures te kennen. In de Aircraft Maintenance Manuals staat precies beschreven, hoe de monteur een onderdeel moet vervangen of onderhouden. Hierbij bespaart men veel tijd waardoor men ook automatische veel kosten bespaart. In de ontwerpaspecten hebben we gekozen voor een uniform modern systeem. Pagina 38

42 Daardoor hebben monteurs minder omscholing nodig, het systeem kan gemakkelijk gerepareerd worden. Men kan er makkelijk bijkomen zonder de armen op twintig plaatsen te breken en de systemen kunnen makkelijk herkend worden dankzij een specificatiecode, die op elk systeem aanwezig is Onderhoud basic-six instrumenten Alle instrumenten van het basic six systeem moeten op den duur worden vervangen, getest, verwijderd en geïnstalleerd. Een voordeel is dat de componenten vaak op dezelfde manier onderhouden kunnen worden. Daardoor zijn er minder dikke boeken nodig die men moet raadplegen. Bij de installatieprocedure worden eerst de schroeven losgedraaid en wordt het instrument uit zijn huis gehaald. De elektronische verbinding en de snelontbreker-koppeling worden losgehaald. Daarna kan het instrument eruit gehaald worden. De lege kappen worden op de verbroken elektrische verbindingen gezet. De installatie van de instrumenten verloopt op de zelfde wijze, maar dan van achter naar voren. Het is noodzakelijk om eerst van te voren te zorgen dat het gebied en oppervlak waar het instrument op geplaatst wordt schoon zijn Regelmatige checks Voor iedere vlucht wordt er een kleine onderhoudsbeurt aan de vliegtuigen gegeven. Als de vliegtuigen op de thuisbasis zijn aangekomen, moeten ze in een korte tijd streng gecontroleerd worden. Aan de hand van checklijsten en rapportages van de bemanning onderzoeken de grondwerktuigkundigen onderdelen en repareren of vervangen deze als dat nodig is. Zonder deze check en goedkeuring mag het vliegtuig niet opstijgen. In de hangar worden ook grotere onderhoudsbeurten gegeven. Hier staan de vliegtuigen elke vier tot vijf weken één dag binnen, waarbij de vliegtuigen gecontroleerd worden (Afb. 3-13). Dit wordt de A-check genoemd. Bij dit onderhoud wordt vooral het interieur van het vliegtuig schoongemaakt en wordt de buitenkant van het vliegtuig gecheckt. Naast deze onderhoudsbeurten voert de technische dienst ook het complexere groot onderhoud uit, de C-check en de D-check. De C-check wordt elke achttien maanden uitgevoerd, waarbij het vliegtuig ongeveer één week binnen staat. De D- check wordt na ongeveer zes tot acht jaar uitgevoerd. De vliegtuigen staan dan vier tot zes weken stil. Hierbij wordt elk schroefje, moertje en lampje gecontroleerd en onderdelen worden onderhouden (Bijlage IX) Kosten en baten Voor een luchtvaartmaatschappij moeten de kosten zo laag mogelijk zijn en de baten zo hoog mogelijk, omdat de maatschappij winst moet maken. Een analyse van de kosten en baten van het ontworpen systeem is daarom van belang. De kosten zijn vaak nadelig voor de opdrachtgever (3.4.1), terwijl de baten vaak voordelig zijn voor de opdrachtgever (3.4..2) Kosten De totale kosten zijn te verdelen in directe kosten (3.4.1.a) en indirecte kosten (3.4.1.b). Directe kosten zijn direct verbonden aan het ontworpen systeem. Dit zijn materiaalkosten, ontwikkelkosten en personeelskosten. Indirecte kosten zijn bijkomende kosten; onderhoudskosten (Aircraft on ground) en opleidingskosten. Tevens zijn alle kosten een indicatie a. Directe kosten Tot de directe kosten worden gerekend: de materiaalkosten en de personeelskosten. Materiaalkosten worden gemaakt door de aanschaf van de componenten in het in te bouwen systeem (Fig. 3-1). Elke component komt in ieder geval in tweevoud voor, aangezien beide piloten een eigen systeem hebben. Verder is er een backup- systeem aanwezig dat de taken van het digitale systeem moet overnemen als deze uitvalt. Pagina 39

43 Kostensoort Kosten per eenheid Aantal Totaal Smartprobe 5000,- per stuk ,- Koperdraad 10,- per meter ,- SSE-computer ,- per stuk ,- Digitale air data computer ,- per stuk ,- Arinc 5.500,- per stuk ,- Video monitorkaart 100,- per stuk 2 200,- LCD 8.000,- per stuk ,- Backup- systeem , ,- Totaal: ,- Fig. 3-1 Materiaalkosten Naast de materiaalkosten worden er ook personeelskosten gemaakt, doordat het nieuwe cockpitsysteem ingebouwd moet worden. (AOG) (Fig. 3-2). Een monteur die het systeem gaat inbouwen kost: 65,- per uur. Het inbouwen van het systeem kost vijftien manuren. Vier monteurs bouwen samen het systeem in. Kostensoort Prijs per uur Aantal uur Totaal Loon monteurs 65, ,- Totaal: 975,- Fig. 3-2 Kosten monteren systeem De kosten voor de aanschaf en het inbouwen van het nieuwe systeem bedragen: b. Indirecte kosten De indirecte kosten bestaan uit: opleidingskosten, onderhoudskosten en inspecties. Onderhoudsmonteurs en piloten zullen omgeschoold moeten worden, aangezien het nieuwe systeem bij hen onbekend is. Er wordt aangenomen dat er vier onderhoudsmonteurs in dienst zijn, die 65,- per uur kosten (Fig. 3-3). Piloten kosten gemiddeld 150,- per uur. De maatschappij heeft zeven piloten in dienst. De omscholing van de onderhoudsmonteurs duurt twintig uur per monteur. Het omscholen van piloten duurt tien uur per piloot. De kosten voor omscholing bedragen 250,- per uur. Verder wordt er aangenomen dat de onderhoudsmonteurs en de piloten beiden doorbetaald worden tijdens de omscholing. Kostensoort Prijs per uur Aantal uur Totaal Loon onderhoudsmonteurs 65, ,- Omscholing onderhoudsmonteurs 250, ,- Loon piloten ,- Omscholing piloten 250, ,- Totaal: ,- Fig. 3-3 De kosten voor de omscholing van de piloten en onderhoudsmonteurs bedragen: ,- Naast de opleidingskosten zal het vliegtuig ook onderhouden en geinspecteerd moeten worden. Stel dat een air datacomputer vervangen moet worden. Deze kost ,- en het inbouwen duurt vijf uur. Gedurende die vijf uur kan het vliegtuig niet vliegen. Er worden dus kosten gemaakt: Aircraft On Ground (Fig. 3-4). Deze bedragen 2600,- per uur. Kostensoort Prijs per eenheid Aantal Totaal Air datacomputer ,- per stuk ,- Loon onderhoudsmonteur 65,- per uur 5 325,- Aircraft On Ground 2600,- per uur ,- Totaal: ,- Fig. 3-4 Onderhoudskosten Pagina 40

44 De kosten die gemaakt worden bij het vervangen van een air data computer uit het cockpitsysteem bedragen ,-. Voor andere onderdelen uit het systeem zijn de kosten natuurlijk niet hetzelfde. Er wordt aangenomen dat er gemiddeld één onderdeel per jaar vervangen moet worden en dat de kosten daarvoor ,- bedragen. Nadat de cockpit ingebouwd is zal deze eerst geïnspecteerd moeten worden en het vliegtuig een luchtwaardigheidscertificaat moeten hebben. De kosten voor deze inspectie en de afgifte van dit certificaat bedragen 6500,-. De inspectie moet daarna elk jaar herhaald worden. De kosten hiervoor bedragen 2500,- per jaar Baten Op de volgende punten kan men enigszins van baten spreken: 1 Gewicht 2 Onderhoudskosten & duurzaamheid ad 1 Gewicht Het nieuwe systeem en de back-up wegen in totaal zo n 250 kg. Het oude systeem daarentegen woog zo n 400 kg inclusief de back-up. Dit verschil van 150 kg kan men zien als kostenvermindering in de brandstof. Stel een vliegtuig maakt 4000 vlieguren in een jaar en zijn gemiddelde snelheid is 700 km/h, dan legt het jaarlijks zo n 2,8 miljoen km af. Voor 150 kg wordt 1,5 liter kerosine per 40 km gebruikt. Zo bespaart men dus: ( /40) x 1,5= liter kerosine. De prijs van 1 liter kerosine ligt rond 0,35. Zo wordt er per jaar dus 0, = bespaard. ad 2 Onderhoudskosten & duurzaamheid Het nieuwe systeem heeft duurdere onderdelen dan het oude systeem, maar dit nieuwe systeem zal niet zo vaak onderhouden hoeven worden als het oude systeem. Stel in het nieuwe systeem moet een air data computer vervangen worden (dit gebeurt één keer in de 3 jaar), dan kost dit 7.775, per jaar (Fig. 3-4). In het oude systeem zouden bijvoorbeeld tandwielen vervangen moeten worden (dit gebeurt één keer per jaar), dan kost dit , per jaar (Fig. 3-5). Kostensoort Prijs per eenheid Aantal Totaal Tandwielen 100,- per stuk 3 300,- Loon onderhoudsmonteur 65,- per uur 5 325,- Aircraft On Ground 2600,- per uur ,- Totaal: ,- Fig. 3-5 Onderhoudskosten oude systeem Zo wordt er dus = 5.850, op dit deel van het systeem bespaard. De eventueel andere onderdelen die vervangen moeten worden in het nieuwe systeem, bijvoorbeeld de smartprobes, gaan ook langer mee. Er kan dan zo n 1.500, tot 6.000, bespaard worden per vervangen onderdeel. Als er per jaar vier onderdelen vervangen moeten worden, zal er op het gehele systeem: ( )/2 = , per jaar bespaard worden. Ten slotte zal het onderhoud makkelijker uit te voeren zijn. Bij het mechanische systeem moest een groot deel van het systeem uit elkaar gehaald worden voor het verhelpen van een defect. Het nieuwe systeem bestaat daarentegen uit componenten die makkelijk losgekoppeld kunnen worden. Er wordt aangenomen dat een monteur geef vijf uur, maar twee uur bezig is met het verhelpen van een defect. Hierdoor wordt er ( 325,- x 5 uur) ( 325,- x 2 uur) = 975,- per reparatie bespaard. Dit gemiddeld: 975,- x 4 reparaties = 3900 per jaar. In totaal zijn de kosten voor het nieuwe systeem binnen 3,6 jaar terugverdiend (Bijlage X). Er is aangenomen dat de nieuw aangeschafte vliegtuigen minimaal tien jaar meegaan, het is dus een goede investering. Pagina 41

45 3.5. Controle eisen Bij het ontwerp van systeem moet er rekening gehouden worden met wettelijk gestelde eisen (3.4.1) en de eisen van de opdrachtgever (3.4.2) Wetten Onderwerpen in de luchtvaartwetgeving (1.1.3) zijn: de aanwezigheid van de basic-six met hun back-up instrumenten, de afleesbaarheid, positie en de betrouwbaarheid. Het gekozen systeem voldoet aan deze eisen Eisen opdrachtgever De eis van de opdrachtgever is om een moderne uniforme glass cockpit te ontwerpen, die duurzaam en betrouwbaar is. Het systeem dat gekozen is voldoet aan deze eisen. Het systeem is voorzien van de moderne technologie, die betrouwbaarder is en bestaat uit duurzame elementen Conclusie De opbouw van het nieuwe systeem bestaat uit een smartprobe die het drukverschil elektrische opmeet. Dit elektrische signaal wordt met een SSE computer gecorrigeerd. Het signaal word weer versterkt met een digitalel air data computer en vervolgens getransporteerd naar een videokaart, die ervoor zorgt dat het signaal gepresenteerd word op een LCD scherm. De presentatie in de cockpit voor de Boeing is ingedeeld in zes zones: Overhead panel (zone één) bevindt zich bovenaan de cockpit en dient bijvoorbeeld voor de verlichting van de cabine. Glareshield panel (zone twee) wordt gezien als de dashboard van de cockpit en kan men onder ander de auto pilot inschakelen. Main Instrument panel (zone drie, vier en vijf) zijn de schermen waar de systemen op zijn afgebeeld. Zone drie word gebruikt door de captain van het vliegtuig. In zone vier bevind zich de backup-systemen en zone 5 is voor de First Officer Pedestal panel (zone zes), hier zitten de gashendels, de bedieningselementen voor kleppen, het landingsgestel en de communicatie instrumenten. Het onderhoud van een vliegtuig moet gehanteerd worden aan de hand van Aircraft Maitenance Manuals. Hierin staat precies beschreven hoe de monteur een onderdeel moet vervangen of onderhouden. Hierbij bespaart men veel tijd wat evenredig loopt met de kosten. Alle instrumenten van de basic six worden op dezelfde wijze vervangen, getest, verwijdert of geinstalleerd. Hierdoor zullen kosten bespaard worden op de training van het onderhoudspersoneel. De totale kosten zijn te verdelen in directe en indirecte kosten. Directe kosten zijn rechtstreeks verbonden aan het ontwerpen systeem. Indirecte kosten zijn bijkomende kosten. Het nieuwe systeem is lichter van gewicht. Gewichtbesparing zorgt voor lagere brandstofkosten.het nieuwe systeem heeft duurdere onderdelen dan het oude systeem, maar zal daarentegen niet zo vaak onderhouden hoeven te worden als het oude systeem, aangezien het duurzaamheid veel hoger zit dan het oude systeem. Daardoor bespaart men onderhoudskosten wat het digitale systeem een goede investering maakt. Bij het ontwerp van het systeem moet er rekening gehouden worden met de gestelde eisen en de eisen van de opdrachtgever. Binnen de wettelijk eisen hoort de aanwezigheid van de basic six met hun back-up instrumenten, de afleesbaarheid, positie en de betrouwbaarheid. Tevens moet er ook rekening gehouden met de eisen van de opdrachtgever, die een moderne uniforme glass cockpit wilt aanschafen die voldoet aan duurzaamheid en betrouwbaarheid. Het gekozen systeem voldoet aan deze eisen. Pagina 42

46 Na een onderzoek naar werking en weergave van de basic six, waarbij de eisen van wetgever en opdrachtgever in aanmerking genomen zijn, is na een morfologisch overzicht gekozen voor het moderne systeem. Dit systeem komt uit het voor- en na delenonderzoek en is gebleken dat de moderne systeem het beste ontwerp is voor een luchtvaartmaatschappij Aanbeveling Er wordt aanbevolen om een modern systeem in te laten bouwen. In het voorafgaande onderzoek is bewezen, dat het moderne systeem de beste keuze is voor uw vliegtuig. Aangezien er kosten bespaard worden op onderhoud en opleiding is het systeem rendabel en zijn de kosten binnnen 3,6 jaar terugverdiend vanaf het in-gebruik-nemen van de toestellen. Omdat het vliegtuig minimaal 10 jaar mee zal gaan, heeft u zeker profijt van dit systeem. De aanschafkosten van dit systeem zijn wel het hoogst, maar door besparing op: gewicht, onderhoud en opleidingen is het de beste optie voor een groot verkeersvliegtuig. Door het systeem in te bouwen voordat de vliegtuigen gaan vliegen, zijn de kosten laag en kunnen de vliegtuigen zo snel mogelijk de lucht in. Pagina 43

47 Bronnenlijst Boeken: Hofkamp, Jan Leidraad voor motorvliegers Goede Boek Gepubliceerd in 2002 IJspeert, S. Projectboek periode 1-2 Ontwerpanalyse van een cockpit Amsterdam, juli Hogeschool van Amsterdam, domein techniek, Aviation. Jong, G de Electro-Mechanical Instruments in Aircraft NLR Mosbach, B. Theorie voor privévliegers 13e druk, Erkend door KNVvL & AOPA-NL. Pallett, E.H.J. Aircraft instruments & integrated systems 1e Druk Gepubliceerd in 1992 Siers, F.J. Methodisch ontwerpen: Volgens H.H. van den Kroonenberg 3 e druk Groningen, Wentzel, T. Opbouw projectverslag Amsterdam, juni Hogeschool van Amsterdam, domein techniek, Aviation. Internet: f/simulatie%20adc.pdf;jsessionid=9C570AA FF8827C906513F06?recor did=skhb8a e31b83d010ecd e (informatie over transducers) Pagina 44

48 - (piezo element) pdf Software: Microsoft flight Simulator Pagina 45

49 Bijlagenlijst I Indeling atmosfeer 1 II ISA- tabel. 2 III Hoogtemeter instellingen 3 IV EASA CS-25 4 V Vliegtuigmodel keuze. 11 VI Morfologisch overzicht.. 12 VII Extra informatie componenten morfologisch overzicht VIII Schematische tekening: inbouw componenten circuit. 15 IX Onderhoudschecks. 16 X Kosten en besparingen.. 17 XI Engelse termenlijst.. 18 XII Procesverslag Pagina 46

50 Bijlage I Indeling atmosfeer De troposfeer en de stratosfeer hebben beide verschillende kenmerken, namelijk: Kenmerken van de troposfeer: - de temperatuur neemt af met de hoogte. Er is een gemiddelde temperatuurafname van 0,65 C/100m of 1,98 C/1000ft, - de lucht in de troposfeer heeft een relatief hoog waterdampgehalte, - in de troposfeer kennen we wolken en neerslag, - er zijn sterke mengingen van lucht, horizontaal en verticaal. Kenmerken van de stratosfeer: - in de onderste laag van de stratosfeer blijft de temperatuur gelijk, dit is de tropopauze, - boven ongeveer 20 km hoogte neemt de temperatuur weer toe, - in de stratosfeer heeft de lucht een erg laag waterdampgehalte, - er komen zogenaamde parelmoerwolken voor, - er treden plotselinge schommelingen in temperatuur op. Pagina 1

51 Bijlage II ISA tabel Pagina 2

52 Bijlage III Hoogtemeter instellingen Pagina 3

53 Bijlage IV EASA CS-25 Een uitgebreide selectie uit EASA CS- 25. Alles wat hier staat heeft te maken met basic-six. AMC (b) 1. Adequate means of identification should be provided for all cables, connectors and terminals. The means employed should be such as to ensure that the identification does not deteriorate under service conditions. 2. When pipelines are marked for the purpose of distinguishing their functions, the markings should be such that the risk of confusion by maintenance or servicing personnel will be minimised. Distinction by means of colour markings alone is not acceptable. The use of alphabetic or numerical symbols will be acceptable if recognition depends upon reference to a master key and any relation between symbol and function is carefully avoided. Specification ISO.12 version 2ED 1987 gives acceptable graphical markings. CS (a) The following flight and navigation instruments must be installed so that the ` instrument is visible from each pilot station: (1)A free-air temperature indicator or an air-temperature indicator which provides indications that are convertible to free-air temperature. (2) A clock displaying hours, minutes, and seconds with a sweep-second pointer or digital presentation. (3) A direction indicator (non-stabilised magnetic compass). (b) The following flight and navigation instruments must be installed at each pilot station: (1) An Air Speed Indicator. If Air Speed limitations vary with altitude, the indicator must have a maximum allowable Air Speed Indicator showing the variation of VMO with altitude. (2) An altimeter (sensitive). (3) A rate-of-climb indicator (vertical speed). (4) A gyroscopic rate of turn indicator combined with an integral slip-skid indicator (turn-and bank indicator) except that only a slipskid indicator is required on aeroplanes with a third attitude instrument system usable through flight attitudes of 360º of pitch and roll, which is powered from a source independent of the electrical generating system and continues reliable operation for a minimum of 30 minutes after total failure of the electrical generating system, and is installed in accordance with CS (a). (5) A bank and pitch indicator (gyroscopically stabilised). (See AMC (b)(5).) (6) A direction indicator (gyroscopically stabilised, magnetic or non-magnetic). (c) The following flight and navigation instruments are required as prescribed in this paragraph: (1) A speed warning device which must give effective aural warning (differing distinctively from aural warnings used for other purposes) to the pilots whenever the speed exceeds VMO plus 11.1 km/h (6 knots) or MMO + 0X01. The upper limit of the production tolerance for the warning device may not exceed the prescribed warning speed. (See AMC (c)(1).) (2) A mach meter is required at each pilot station for aeroplanes with compressibility limitations not otherwise indicated to the pilot by the Air Speed indicating system required under subparagraph (b)(1) of this paragraph. AMC (b)(5) Pagina 4

54 Attitude Displays 1 Attitude Displays 1.1 For turbo-jet aeroplanes each display should be usable over the full range of 360 in pitch and in roll. For propeller-driven aeroplanes the pitch range may be reduced to ± 75 provided that no misleading indication is given when the limiting attitude is exceeded. 1.2 Paragraph 1.1 is not intended to prohibit the use of vertical references having controlled gyro precession, or its equivalent in the case of a stable platform, but precession should not occur at a pitch attitude closer to the horizontal than 70, and should be completed within an attitude change of The display should take the form of an artificial horizon line, which moves relative to a fixed reference aeroplane symbol so as to indicate the position of the true horizon. NOTES: 1 It is acceptable for the fixed reference aeroplane symbol to be positioned so that it is aligned with the horizon line during cruising flight. 2 If a variable index is provided in addition to the fixed aeroplane symbol it should be so designed that it will not introduce any risk of misinterpretation of the display. 1.4 There should be no means accessible to the flight crew of adjusting the relationship between the horizon line and the reference aeroplane symbol. 1.5 The artificial horizon line should move in roll so as to remain parallel to the true horizon, i.e. when the aeroplane rolls through an angle of 30 the artificial horizon line should also rotate through 30 relative to the fixed index. 1.6 The artificial horizon line should remain in view over a range of pitch attitudes sufficient to cover all normal operation of the aeroplane plus a margin of not less than 2 in either direction. Additional ghost horizon lines should be provided parallel to the main horizon line so that beyond this range at least one such line is in view at an attitude with the range of the display. 1.7 The pitch attitude scale should be sensibly linear while the main horizontal line is in view, but may become non-linear beyond this range. All the attitude displays in the aeroplane should have a similar presentation so as to prevent any risk of confusion in transferring attention from one display to another. 1.9 Sufficient pitch and bank angle graduations and markings should be provided to allow an acceptably accurate reading of attitude and to minimise the possibility of confusion at extreme attitudes A bank angle index and scale should be provided. The index may be on the fixed or moving part of the display The earth and sky areas of the display should be of contrasting colours or shades. The distinction should not be lost at any pitch or roll angle Any additional information (e.g. flight director commands) displayed on an attitude display should not obscure or significantly degrade the attitude information The display should be clearly visible under all conditions of daylight and artificial lighting Words that may be ambiguous (e.g. climb, dive, push, pull ) should not be used. 2 Attitude Display Systems (Acceptable Means of Compliance) 2.1 The probability of indication of dangerously incorrect information without a warning being given should be Extremely Remote. 2.2 The warning may be provided by means of self- or comparison-monitoring and should be clear and unambiguous, e.g. a flashing light. Instrument flags are unlikely to be acceptable as a comparator warning unless they exclude a significant portion of the display in which case means should be provided to permit the removal of the flag from the display, which is not in error. Pagina 5

55 2.3 The definition of dangerously incorrect information depends to some extent on the characteristics of the aeroplane, but in general an error greater than 5 in pitch or 10 in roll will be considered to be dangerous. AMC (c)(1) Flight and Navigation Instruments In the absence of warning through the inherent aerodynamic qualities of the aeroplane (e.g. buffering) it should be shown that no single faults can result both in misleading Air Speed information and in operation of the warning system outside its tolerances, such as would be likely to lead to exceedance of VMO/MMO. CS (a) The aeroplane equipment and systems must be designed and installed so that: (1) Those required for type certification or by operating rules, or whose improper functioning would reduce safety, perform as intended under the aeroplane operating and environmental conditions. (2) Other equipment and systems are not a source of danger in themselves and do not adversely affect the proper functioning of those covered by sub-paragraph (a)(1) of this paragraph. CS (b) The aeroplane systems and associated components, considered separately and in relation to other systems, must be designed so that: (1) Any catastrophic failure condition (i) is extremely improbable; and (ii) does not result from a single failure; and (2) Any hazardous failure condition is extremely remote; and (3) Any major failure condition is remote. CS No hazardous malfunction may occur as a result of the aeroplane being operated at the negative accelerations within the flight envelopes prescribed in CS This must be shown for the greatest duration expected for the acceleration. (See also AMC ) CS (a) Each flight, navigation, and powerplant instrument for use by any pilot must be plainly visible to him from his station with the minimum practicable deviation from his normal position and line of vision when he is looking forward along the flight path. CS (b) (b) The flight instruments required by CS must be grouped on the instrument panel and centred as nearly as practicable about the vertical plane of the pilot s forward vision. In addition (1) The instrument that most effectively indicates attitude must be on the panel in the top centre position; (2) The instrument that most effectively indicates Air Speed must be adjacent to and directly to the left of the instrument in the top centre position; (3) The instrument that most effectively indicates altitude must be adjacent to and directly to the right of the instrument in the top centre position; and Pagina 6

56 (4) The instrument that most effectively indicates direction of flight must be adjacent to and directly below the instrument in the top centre position. CS (a) Each Air Speed indicating instrument must be approved and must be calibrated to indicate true Air Speed (at sea-level with a standard atmosphere) with a minimum practicable instrument calibration error when the corresponding pitot and static pressures are applied. CS (a) Each instrument with static air case connections must be vented to the outside atmosphere through an appropriate piping system. (b) Each static port must be designed and located in such manner that static pressure system performance is least affected by airflow variation, or by moisture or other foreign matter, and that the correlation between air pressure in the static pressure system and true ambient atmospheric static pressure is not changed when the aeroplane is exposed to the continuous and intermittent maximum icing conditions defined in Appendix C. (See AMC to (i) and (b).) (c) The design and installation of the static pressure system must be such that (1) Positive drainage of moisture is provided; chafing of the tubing and excessive distortion or restriction at bends in the tubing is avoided; and the materials used are durable, suitable for the purpose intended, and protected against corrosion; and (2) It is airtight except for the port into the atmosphere. A proof test must be conducted to demonstrate the integrity of the static pressure system in the following manner: (i) Unpressurised aeroplanes.evacuate the static pressure system to a pressure differential of approximately HPa, (1inch of mercury) or to a reading on the altimeter, 305 m (1 000 ft) above the aeroplane elevation at the time of the test. Without additional pumping for a period of 1 minute, the loss of indicated altitude must not exceed 30 m (100 ft) on the altimeter. (ii) Pressurised aeroplanes. Evacuate the static pressure system until pressure differential equivalent to the maximum cabin pressure differential for which the aeroplane is type certificated is achieved. Without additional pumping for a period of 1 minute, the loss of indicated altitude must not exceed 2% of the equivalent altitude of the maximum cabin differential pressure or 30 m (100 ft), whichever is greater. (d) Each pressure altimeter must be approved and must be calibrated to indicate pressure altitude in a standard atmosphere, with a minimum practicable calibration error when the corresponding static pressures are applied. (e) Each system must be designed and installed so that the error in indicated pressure altitude, at sea-level, with a standard atmosphere, excluding instrument calibration error, does not result in an error of more than ±9 m (±30 ft) per 185 km/hr (100 knots) speed for the appropriate configuration in the speed range between 1X23 VSR0 with wing-flaps extended and 1X7 VSR1 with wing-flaps retracted. However, the error need not be less than ±9 m (±30 ft). (f) If an altimeter system is fitted with a device that provides corrections to the altimeter indication, the device must be designed and installed in such manner that it can be bypassed when it malfunctions, unless an alternate altimeter system is provided. Each correction device must be fitted with a means for indicating the occurrence of reasonably probable malfunctions, including power failure, to the flight crew. The indicating means must be effective for any cockpit lighting condition likely to occur. (g) Except as provided in sub-paragraph (h) of this paragraph, if the static pressure system incorporates both a primary and an alternate static pressure source, the means for selecting one or the other source must be designed so that (1) When either source is selected, the other is blocked off; and (2) Both sources cannot be blocked off simultaneously. Pagina 7

57 (h) For un-pressurised aeroplanes, subparagraph (g)(1) of this paragraph does not apply if it can be demonstrated that the static pressure system calibration, when either static pressure source is selected, is not changed by the other static pressure source being open or blocked CS (a) Each magnetic direction indicator must be installed so that its accuracy is not excessively affected by the aeroplane s vibration or magnetic fields. (b) The magnetic direction indicator required by CS (a)(3) may not have a deviation, after compensation, in normal level flight, greater than 10 degrees on any heading. (c) Direction indicators required by CS (b)(6) must have an accuracy adequate for the safe operation of the aeroplane. AMC CS This AMC addresses the accuracy of stabilised magnetic heading systems, required for safe operation of the aeroplane. These systems include means to compensate or correct for errors induced by stable magnetic effects in the aeroplane. Additional effects due to electromagnetic transients and configuration changes are not normally compensated by the magnetic heading system and are also included in this AMC. Should the correction become unavailable (either intentionally or unintentionally), the effects of the resulting heading indication should be considered for safe operation of the aeroplane. This AMC addresses the condition where correction is available and the condition where correction is not available (or failed). In most circumstances, heading information is not directly used as the primary means of navigation. This condition should permit the applicant to show that the accuracy adequate for the safe operation of the aeroplane may be different than what is defined in this AMC. 1. After correction the cumulative deviation on any heading should not exceed 5, based on the following: a. A change in deviation due to the equipment of the heading system components, the total of which should not exceed 2. b. A change in deviation due to the current flow in any item of electrical equipment and its associated wiring is permissible, but should not exceed 1. The total cumulative effect for all combinations of equipment, with all combinations of electrical load, should not exceed 2. c. A change in deviation due to the movement of any component, (e.g. controls or undercarriage) in normal flight is permissible, but should not exceed If correction fails or is not available, the change in deviation due to the proximity of all equipmecontaining magnetic material should not exceed For magnetic heading indications obtained via geographic (true) heading, the accuracy of the heading Indication should account for the accuracy of the magnetic variation data based on geographic position. This variation may change over time. Acceptable accuracy values have been found to be: 2 degrees (Latitudes between 50 S and 50 N) 3 degrees (Latitudes between 50 N and 73 N) 3 degrees (Latitudes between 50 S and 60 S) 5 degrees (Latitudes between 73 N and 79 N) 8 degrees (Latitudes between 79 N and 82 N) The applicant may propose different accuracy values after consultation with the EA- SA. In areas of known magnetic unreliability (e.g. the magnetic poles), the magnetic variation error can be very large, so the magnetic heading indications (if output) should not be relied upon. 4. For geographic (true) heading indications (such as those provided by Inertial Reference Units), the accuracy should be better or equal to 1. Pagina 8

58 5. For standby compass instruments, the accuracy of the magnetic heading indications after correction should be better or equal to 10. Note: On aeroplanes with a short cruising range, the above limits may be extended after consultation with EASA. For aeroplanes that do not depend on direction or heading information for navigation (VOR, ILS, FMS, GPS), the above limits may be extended after consultation with EA- SA. CS (a) a) For each instrument required by CS (b) that uses a power supply, the following apply: (1) Each instrument must have a visual means integral with the instrument, to indicate when power adequate to sustain proper instrument performance is not being supplied. The power must be measured at or near the point where it enters the instruments. For electric instruments, the power is considered to be adequate when the voltage is within approved limits. (2) Each instrument must, in the event of the failure of one power source, be supplied by another power source. This may be accomplished automatically or by manual means. The failure of one power source must not affect the same instrument of both pilot stations. (3) If an instrument presenting flight and/or navigation data receives information from sources external to that instrument and loss of that information would render the presented data unreliable, a clear and unambiguous visual warning must be given to the crew when such loss of information occurs that the presented data should not be relied upon. The indication CS a) For systems that operate the instruments required by CS (b), which are located at each pilot s station, means must be provided to connect the required instruments at the first pilot s station to operating systems, which are independent of the operating systems at other flight crew stations, or other equipment. b) Equipment, systems, and installations must be designed so that sufficient information is available to assure control of the aeroplane in Air Speed, altitude, direction and attitude by one of the pilots without additional flight crew action after any single failure or combination of failures that is not assessed to be extremely improbable (see AMC (b)); and c) Additional instruments, systems, or equipment may not be connected to the operating systems for the instruments required by CS (b), unless provisions are made to ensure the continued normal functioning of the required instruments in the event of any malfunction of the additional instruments, systems, or equipment which is not shown to be extremely improbable. AMC CS (b) 1. Attitude displays systems. If three displays are used to show compliance with CS (b), the reliability and independence of those displays should be confirmed by a suitable assessment in accordance with CS Each display should have independent sensors and power supplies. If a total failure of the generated electrical power causes the loss of both main instruments, the power supply to the third (standby) attitude indicator and its appropriate lighting should be sucthat the display is usable from each pilot s station for a time duration in accordance with AMC (d). Note: the time for which the display remains usable will be stated in the Aeroplane Flight Manual (AFM). 2. Air Speed, altitude, and direction display systems. The reliability and independence of the displays used to show compliance with CS (b) should be sufficient to ensure continued safe flight and landing appropriate to the intended operation of the aeroplane. Historically, sufficient information To control attitude, Air Speed, altitude, and direction has been provided by specific indicators of the state of each parameter. However, since control is considered to be the ability to change or maintain a given Pagina 9

59 parameter to a desired value, it is assumed that these parameters will be available without flight crew action. There may be alternate parameters in the cockpit that provide equivalent means to control attitude, Air Speed, altitude and direction, without displaying those parameters directly (for example, without display of standby Air Speed, by using a suitable angle-of-attack display). For these alternate cases, compliance to CS (b) must be shown by analysis and flight test. CS (a) The instrument lights must (1) Provide sufficient illumination to make each instrument, switch and other device necessary for safe operation easily readable unless sufficient illumination is available from another source; and (2) Be installed so that (i) Their direct rays are shielded from the pilot s eyes; and (ii) No objectionable reflections are visible to the pilot. (b) Unless undimmed instrument lights are satisfactory under each expected flight condition, there must be a means to control the intensity of illumination. Pagina 10

60 Bijlage V Vliegtuigmodel keuze Boeing serie Punten waar een vliegtuig aan moet voldoen: Milieuvriendelijk Economisch Doel, afstand Duurzaamheid We kiezen voor de Boeing 737, omdat: Veel manuals ter beschikking Bezit van lichte voorkennis Boeing 737 is het meest verkochte vliegtuig type. Boeing is zuinig. Keuze tot passagiers liegtuig: Passagiers vliegtuigen lijden minder onder de crisis dan vracht vliegtuigen. We willen middellange afstanden vliegen: Het is goedkoper Uit ervaring blijkt dat verhouding tussen zitplaatsen en passagiers beter op elkaar is afgestemd. Pagina 11

61 Bijlage VI Morfologisch overzicht Pagina 12

62 Bijlage VII Extra informatie componenten morfologisch overzicht AD-converter Een analoog signaal, vanuit een elektrisch meetapparaat, kan alle waarden binnen een bepaald bereik aannemen. Om de gemeten gegevens te kunnen bewerken met een computer, moet het signaal omgezet worden naar een digitaal signaal. Digitale signalen kunnen alleen bepaalde waarden aannemen, bijv. nul, één, twee, drie volt. Het omzetten van een analoog naar een digitaal signaal noemen we AD-conversie. De AD-converter heeft een bepaalde tijd nodig om het analoge signaal om te zetten. Het ingangssignaal mag bovendien niet veranderen. Daarom zit in een AD-converter altijd een sample-and-hold schakeling. Deze neemt een monster van het analoge signaal en houdt deze even vast. De uitgang van de AD-converter bestaat uit een aantal digitale lijnen. Op elke lijn staat een spanning die of een hoog signaal 1 heeft of een laag signaal 0. Een combinatie van de lijnen geeft een binaire code, dit is een digitale code met enen en nullen. SSE computer De Air Data Computer haalt de foutjes die de meetinstrumenten maken uit het signaal en deze worden door de Static Source Error Computer gecorrigeerd. ARINC Een databus, waar informatie binnenkomt en van afgetapt kan worden. Gegevens kunnen er snel mee getransporteerd worden. Ze bestaat uit gedraaide kabels waartussen een spanningsverschil heerst. De binnenkomende data wordt binair gecodeerd, zodat alleen de juiste data wordt afgetapt. Er bestaan verschillende soorten ARINC: ARINC 429 en ARINC 664. De eerste wordt standaard het meeste gebruikt in huidige moderne vliegtuigen. De ARINC 664 lijkt al veel meer op het PC-netwerk en haalt veel hogere transportsnelheden. CRT Dit zijn schermen waarop zich miljoenen pixels bevinden. Deze komen op het scherm, doordat er met elektronengeweren elektroden op het scherm terecht komen. Dit gebeurt als volgt: de elektronengeweren scannen horizontaal het scherm, en zo ontstaat er een rij pixels, dan scant die de volgende rij en ontstaat er een nieuwe rij pixels. Zo wordt het hele scherm van boven naar beneden gescand. TFT Dit zijn platte beeldbuizen die werken met een dunne laag vloeistofkristallen. Deze kristallen worden verdeeld in kleine vakjes. Drie van zulke vakjes samen wordt een pixel genoemd. Elke pixel bevat de kleuren rood, groen en blauw, elke subpixel staat voor één kleur. Een verzameling van duizenden van deze pixels zorgt voor een beeld op het scherm. De pixels op het scherm zijn gevoelig voor elektrische stroom, ze kunnen van vorm veranderen. Door de aanwezigheid van een lichtfilter kan iedere kleur bij een bepaalde elektrische stroom een eigen intensiteit hebben. Zo zendt een pixel de combinatie uit van de drie kleuren. De kleuren die uitgezonden worden hebben een ontelbaar aantal variaties. Een TFT-scherm zend in vergelijking met een CRT-scherm veel constanter licht uit. CRT-schermen knippperen als het ware heel snel en dat is vermoeiend om naar te kijken. TFT-schermen geven daarentegen steeds dezelfde hoeveelheid licht, alleen de kleuren veranderen. Analoge klok Een analoge klok wordt mechanisch aangedreven door: tandwielen, assen, hefbomen e.d. Zo zitten aan de wijzers tandwielen die in beweging worden gezet doordat een druksignaal omgezet wordt in een mechanische beweging. De klok is analoog, dat betekent wijzers op een plaat de grootheid aangeven. Pagina 13

63 Liquid Cristal Display LCD- schermen werken met behulp van vloeibare kristallen waaraan elektriciteit kan worden toegevoegd (Afb.1). Als er geen elektriciteit staat op de kristallen laten ze al het licht van achteren door en wordt er een wit beeld gevormd. Wordt er wel elektriciteit op de kristallen gezet, dan worden er andere kleuren gevormd en krijgt het beeld kleur. Bij een LCD-scherm is er een achtergrondlicht aanwezig (backlight) die op de kristallen schijnt. Het licht wordt gepolariseerd door een polarisatiefilter. Dit houdt in dat het licht nog maar in één richting kan trillen. LCD- en TFT- schermen lijken veel op elkaar, alleen zijn TFT schermen duidelijker en is er geen achtergrondlicht meer nodig. Afb. 3 De werking van het LCD-scherm. HUD Dit is een projectie van de informatie op een raam, bril of helm. Hierdoor heeft de piloot de informatie direct binnen zijn gezichtsveld. De informatie is vaak afkomstig van een CRT, LCD of een TFT. Dit hangt natuurlijk af van welk scherm aanwezig is in de cockpit. De informatie wordt door een lens, die in de kijkrichting van de piloot is gemonteerd, geprojecteerd. De lens is ingesteld op oneindig, zodat de piloot informatie over bijvoorbeeld de landingsbaan al ver van te voren kan waarnemen. Pagina 14

64 Bijlage VIII Schematische tekening: inbouw componenten circuit Pagina 15

65 Bijlage IX Onderhoudschecks A-check Een A-check wordt na 770 cyclussen of 850 vlieguren uitgevoerd. De A-check duurt minimaal zestien en maximaal 24 uur en daarbij worden de oliefilters en bougies vervangen. Ook worden de motoren gecontroleerd op slijtage, oliedruk en dergelijke en worden kleine storingen aan het vliegtuig verholpen. C-check Een C-check wordt na achttien maanden uitgevoerd. Hierbij worden alle cruciale onderdelen van een vliegtuig gecontroleerd en eventueel vervangen. Ook wordt gekeken of zich corrosie voordoet bij veelgebruikte onderdelen. Cabines worden geïnspecteerd op defecten. D-check Een D-check is groot onderhoud aan een kist. De eerste D-check wordt uitgevoerd nadat het toestel 96 maanden heeft gevlogen, een tweede D-check volgt 72 maanden later en een derde D-check wordt uitgevoerd nadat 60 maanden verstreken zijn na de laatste check. Bij een D-check wordt het hele vliegtuig gestript. Elk draadje gaat eruit en wordt vervangen. Ook krijgt het vliegtuig een geheel nieuwe cabine en een gloednieuwe cockpit. Ook wordt de buitenkant voorzien van een nieuwe grondlaag, bovenlaag en deklaag. Pagina 16