Entwicklung von GBAS CAT I Verfahrenskriterien...schungsprojekt mit dem Ziel initiiert, das OCP bei...

Die Entwicklung von Verfahrenskriterien für Präzisionsanflüge der Betriebsstufe I

unter Verwendung bodengestützt augmentierter Satellitensysteme

Genehmigte Dissertation

zur Erlangung des Grades eines Doktor-Ingenieurs in der Fakultät V der TU Berlin

Verkehrs- und Maschinensysteme Institut für Luft- und Raumfahrt

Fachgebiet Flugführung und Luftverkehr

René Dörries

Promotionsausschuss:

Vorsitzender: Prof. Dipl.-Ing. H. Linde

Berichter: Prof. Dr.-Ing. M. Fricke

Prof. Dipl.-Ing. H. Olbert

Tag der wissenschaftlichen Aussprache: 14. April 2004

Berlin 2004

D 83

VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE EXTRAKT

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EXTRAKT Die vorliegende Arbeit ist eingebettet in die Aktivitäten der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation (ICAO), deren Ziel es ist, bis spätestens 2005 bodengestützt augmentierte Satellitensysteme (GBAS) für Präzisi-onsanflüge nutzbar zu machen. Hieraus resultiert für das Obstacle Clearance Panel (OCP) als Gremium dieser Organisation die Aufgabe, auch entsprechende Verfahrenskriterien bis zu diesem Zeitpunkt zur Verfügung zu stellen.

In diesem Kontext wurde 2000 durch die DFS Deutsche Flugsicherung GmbH und das Fachgebiet Flug-führung und Luftverkehr am Institut für Luft- und Raumfahrt der Technischen Universität Berlin ein For-schungsprojekt mit dem Ziel initiiert, das OCP bei der Erfüllung dieser Aufgabe wissenschaftlich zu unter-stützen.

Die vorliegende Arbeit leistet einen Beitrag zu den Zielen des Projektes, indem sie verschiedene Möglich-keiten für die Entwicklung der oben genannten Verfahrenskriterien aufzeigt und systemtechnische Werk-zeuge zur Verfügung stellt, mit denen eine optimale Auswahl bezüglich der Ziele des OCP getroffen wer-den kann.

Für das Instrumentenlandesystem (ILS), das derzeit weltweit für Präzisionsanflüge eingesetzt wird, exis-tiert ein bewährtes System aus Verfahrenskriterien, das aus Obstacle Limitation Surfaces (OLS), Obstacle Assessment Surfaces (OAS) und Collision Risk Model (CRM) besteht. Um aufzuzeigen, inwieweit diese für GBAS-Präzisionsanflüge übernommen werden können, werden die technologischen Unterschiede zwi-schen ILS und GBAS erläutert. GBAS kann entweder uneingeschränkt oder ILS look-alike zum Einsatz kommen. Bei der letztgenannten Variante liefert der GBAS-Bordempfänger Ausgangssignale, als ob ILS zum Einsatz käme.

Ausgehend von diesen Informationen werden Methoden für die Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS-Präzisionsanflüge vorgeschlagen. Es sind dies:

• ILS-Äquivalenzmethode:

Diese sieht die Übernahme der ILS-Verfahrenskriterien für GBAS vor. Dies wird möglich, wenn der Nachweis erbracht wurde, dass die GBAS-Fehlercharakteristika nicht ungünstiger sind, als die des ILS.

• RNP-Ansatz (RNP – Required Navigation Performance):

Dieser sieht vor, bestimmte Forderungen an die Fehlercharakteristika der anfliegenden Luftfahrzeu-ge zu stellen und die Verfahrenskriterien auf Basis dieser Forderungen zu formulieren.

• Weiterentwicklung des ILS-CRMs:

Bei dieser Methode wird das bestehende CRM des ILS so modifiziert, dass es auch für GBAS-Präzisionsanflüge genutzt werden kann.

• Entwicklung eines neuen GBAS-CRMs:

Bei dieser Methode wird ein völlig neues CRM für GBAS basierend auf Monte-Carlo-Simulationen aufgebaut.

Mit Hilfe einer speziell für die Auswahlsituation des OCP entwickelten systemtechnischen Bewertungsme-thode wird sichergestellt, dass diejenige Alternative ausgewählt wird, die dem Präferenzsystem des OCP am besten entspricht.

VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE INHALTSVERZEICHNIS

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INHALTSVERZEICHNIS EXTRAKT...........................................................................................................................................1 INHALTSVERZEICHNIS ........................................................................................................................3 ABBILDUNGSVERZEICHNIS..................................................................................................................7 TABELLENVERZEICHNIS .....................................................................................................................9 ABKÜRZUNGEN................................................................................................................................11

1 Einleitung und Überblick .............................................................................................................19 1.1 Einleitung ........................................................................................................................................19 1.2 Überblick.........................................................................................................................................19

2 Das Obstacle Clearance Panel als Element des Systems Luftverkehr...................................21 2.1 Die Internationale Zivilluftfahrtorganisation – ICAO .......................................................................21 2.2 Das Obstacle Clearance Panel als Organ der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation...............22 2.3 Die Vorschriften der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation........................................................23 2.4 Die CNS/ATM Strategie der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation ...........................................24

2.4.1 Aktivitäten der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation ......................................................25 2.4.2 Defizite der konventionellen Systeme ..................................................................................26 2.4.3 Das CNS/ATM System.........................................................................................................26 2.4.4 Direkter Nutzen aus den neuen Systemen ..........................................................................28 2.4.5 Indirekter Nutzen aus den Neuen Systemen .......................................................................28

2.5 Das Obstacle Clearance Panel im Prozess der Einführung satellitengestützter Verfahren ..........29 2.6 Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge als Aufgabe des OCP.............................29

3 Die Technologien..........................................................................................................................31 3.1 Überblick.........................................................................................................................................31 3.2 Das Instrumentenlandesystem – ILS .............................................................................................32 3.3 Das Ground Based Augmentation System – GBAS.......................................................................33

3.3.1 Das Global Navigation Satellite System...............................................................................34 3.3.2 Augmentierungen des Global Navigation Satellite Systems................................................35 3.3.3 Aufbau und Funktion von GBAS ..........................................................................................36 3.3.4 Die Genauigkeit von GBAS..................................................................................................37 3.3.5 Die Genauigkeit von GBAS in Zahlen ..................................................................................39 3.3.6 Der Multimode Receiver.......................................................................................................40 3.3.7 ILS look-alike GBAS.............................................................................................................40 3.3.8 Uneingeschränktes GBAS ...................................................................................................41

3.4 Vergleich der Technologien............................................................................................................42

4 Die Verfahrenskriterien für ILS-Präzisionsanflüge ...................................................................43 4.1 Überblick – Die grundsätzliche Systematik von Verfahrenskriterien für An- und Abflüge .............43 4.2 Grundlagen .....................................................................................................................................44

4.2.1 ICAO PANS-OPS .................................................................................................................44 4.2.2 Segmente des Instrumentenanfluges ..................................................................................45 4.2.3 Luftfahrzeugkategorien.........................................................................................................47 4.2.4 ILS Precision Segment.........................................................................................................47 4.2.5 Hindernisfreihöhe – OCA/H..................................................................................................48 4.2.6 Height Loss / Altimeter Margin .............................................................................................49 4.2.7 Standard Conditions.............................................................................................................49 4.2.8 Berechnung der äquivalenten Höhe von Missed Approach Hindernissen ..........................50

4.3 Berechnung der Hindernisfreihöhe OCA/H im ILS Precision Segment .........................................51 4.4 Basic-ILS-Surfaces.........................................................................................................................52

4.4.1 Geometrie.............................................................................................................................52 4.4.2 Berechnung der Hindernisfreihöhe – OCA/H.......................................................................52

4.5 Obstacle Assessment Surfaces – OAS..........................................................................................53 4.5.1 Geometrie.............................................................................................................................53

INHALTSVERZEICHNIS VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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4.5.2 Mathematische Beschreibung der Flächen der OAS .......................................................... 53 4.5.3 Anpassung der Konstanten ................................................................................................. 54 4.5.4 Höhen der OAS.................................................................................................................... 55 4.5.5 Korrekturen der OAS durch Obstacle Limitation Surfaces des ICAO-Annex 14................. 55 4.5.6 Die Ermittlung der Hindernisfreihöhe OCA/H mit Hilfe der OAS ......................................... 56 4.5.7 OAS und Obstacle Free Zone – CAT III-Betrieb ................................................................. 57

4.6 Das Collision Risk Model für Instrumentenlandesysteme – ILS-CRM........................................... 57 4.6.1 Einführung............................................................................................................................ 57 4.6.2 Die Datenein- und -ausgabe................................................................................................ 58 4.6.3 Das mathematische Modell ................................................................................................. 61 4.6.4 Das ILS-Anflugmodell .......................................................................................................... 63 4.6.5 Das vertikale Fehlanflugmodell............................................................................................ 65 4.6.6 Das laterale Fehlanflugmodell ............................................................................................. 66 4.6.7 Die Fehlanflugrate................................................................................................................ 67 4.6.8 Die Abschattung................................................................................................................... 68 4.6.9 Ablauf der Bestimmung des Kollisionsrisikos ...................................................................... 69 4.6.10 Bewertung des ILS-CRMs ................................................................................................... 71

5 Mögliche Methoden für die Ermittlung von GBAS CAT I-Verfahrenskriterien....................... 73 5.1 Überblick ........................................................................................................................................ 73 5.2 Die ILS-Äquivalenzmethode........................................................................................................... 74

5.2.1 Die Fehlerkomponenten ...................................................................................................... 74 5.2.2 Die ILS CAT I Referenzwerte .............................................................................................. 75 5.2.3 Die Flugversuche für den Vergleich GBAS CAT I versus ILS CAT I................................... 76 5.2.4 Die Auswertung der Flugversuche für den Vergleich GBAS CAT I versus ILS CAT I ........ 78 5.2.5 Korrelation zwischen vertikaler und lateraler Ablage vom Sollflugweg ............................... 79 5.2.6 Schlussfolgerungen ............................................................................................................. 80

5.3 Das Konzept der Required Navigation Performance – RNP-Konzept........................................... 82 5.3.1 Das RNP-Konzept für den Streckenflug .............................................................................. 82 5.3.2 Die RNP-Parameter ............................................................................................................. 83 5.3.3 Die Ableitung der RNP-Parameter....................................................................................... 85 5.3.4 Das Tunnelkonzept .............................................................................................................. 86 5.3.5 Kritische Diskussion............................................................................................................. 88

5.4 Die Weiterentwicklung des ILS-CRMs........................................................................................... 91 5.4.1 Prinzipielles.......................................................................................................................... 91 5.4.2 Ausschluss der Berücksichtigung von gekrümmten Anflügen mit variablem Höhenverlauf92 5.4.3 Die Weiterentwicklung des ILS-CRMs für gerade GBAS-Präzisionsanflüge ...................... 95 5.4.4 Zusammenfassung ............................................................................................................ 100

5.5 Die Entwicklung eines neuen GBAS-CRMs................................................................................. 101 5.5.1 Anforderungen an ein GBAS-CRM.................................................................................... 101 5.5.2 Das Prinzip von Monte-Carlo-Simulationen....................................................................... 103 5.5.3 Monte-Carlo-Simulationen als Teil des Zulassungsprozesses ......................................... 103 5.5.4 Konzeptvorschlag für ein Monte-Carlo-basierendes GBAS-CRM..................................... 106 5.5.5 Vorschlag für die Realisierung des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs ................... 108 5.5.6 Kritische Diskussion des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs ................................... 113 5.5.7 Die Erfüllung der Anforderungen durch das vorgeschlagene Realisierungskonzept........ 118 5.5.8 Zusammenfassung ............................................................................................................ 118

6 Systemtechnische Bewertungsmethoden zur vergleichenden Einstufung von Alternativen121 6.1 Überblick ...................................................................................................................................... 121 6.2 Die Nutzwertanalyse .................................................................................................................... 125

6.2.1 Einführung.......................................................................................................................... 125 6.2.2 Das Grundmodell der Nutzwertanalyse............................................................................. 125

6.3 Verfahren zur Durchführung der Schritte der Nutzwertanalyse................................................... 128 6.3.1 Aufstellung eines Zielsystems ........................................................................................... 129 6.3.2 Skalierung von Präferenzordnungen ................................................................................. 131

VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE INHALTSVERZEICHNIS

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6.3.3 Zielgewichtung ...................................................................................................................133 6.3.4 Entscheidungsregeln zur Wertsynthese ............................................................................134

7 Die Anwendung der systemtechnischen Bewertungsmethoden für die Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge.........................................................137

7.1 Die Ausgangssituation..................................................................................................................137 7.1.1 Die zur Auswahl stehenden Alternativen ...........................................................................137 7.1.2 Szenarien für die zukünftige Entwicklung ..........................................................................139

7.2 Definition und Ordnung von Zielen zu einem Zielsystem.............................................................139 7.2.1 Abgrenzung ........................................................................................................................139 7.2.2 Entwurf des Zielsystems ....................................................................................................140

7.3 Gewichtung der Ziele....................................................................................................................143 7.4 Erläuterungen zu den Zielkriterien und deren Gewicht ................................................................144 7.5 Beschreibung der Zielerträge und Zielwerte der Alternativen......................................................149 7.6 Modifikationen des Zielsystems, der Gewichtung, der Zielerträge und der Zielwerte bei

dauerhaftem Einsatz von ILS look-alike anstelle von uneingeschränktem GBAS.......................150 7.7 Wertsynthese der Zielwerte..........................................................................................................152 7.8 Die Entscheidung..........................................................................................................................155

8 Zusammenfassung.....................................................................................................................157

9 Ausblick.......................................................................................................................................169 LITERATURVERZEICHNIS ................................................................................................................171

INHALTSVERZEICHNIS VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE ABBILDUNGSVERZEICHNIS

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ABBILDUNGSVERZEICHNIS Abbildung 1: Organisationsstruktur der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation (Quelle: /140/) .............. 22 Abbildung 2: Überblick über die zu erwartenden Nutzeneffekte aus den neuen CNS Systemen

(Eigene Darstellung in Anlehnung an /104/) .......................................................................... 27 Abbildung 3: Komponenten des Instrumentenlandesystems (Quelle: /138/) ............................................. 33 Abbildung 4: Systemkomponenten des LAAS (Quelle: /174/) .................................................................... 37 Abbildung 5: Lateraler Kurssektor des ILS look-alike LAAS (Quelle: /180/)............................................... 41 Abbildung 6: Vertikaler Kurssektor des ILS look-alike LAAS (Quelle: /180/).............................................. 41 Abbildung 7: Segmente eines Instrumentenanflugs (Quelle: /54/) ............................................................. 45 Abbildung 8: Phasen des Missed Approach (Quelle: /95/) ......................................................................... 46 Abbildung 9: Luftfahrzeugkategorien (Eigene Darstellung in Anlehnung an /95/)...................................... 47 Abbildung 10: ILS Precision Segment (Quelle: /95/) .................................................................................... 47 Abbildung 11: Beziehung zwischen OCA/H und DA/H für Präzisionsanflüge (Quelle: /95/) ........................ 48 Abbildung 12: Die Height Loss Zusammenhänge (Quelle: /100/) ................................................................ 49 Abbildung 13: Die Height Loss / Altimeter Margin (Quelle: /95/) .................................................................. 49 Abbildung 14: Missed Approach Hindernis weiter als 900m hinter der Schwelle (Quelle: /95/)................... 50 Abbildung 15: Missed Approach Hindernis weniger als 900m hinter der Schwelle (Quelle: /95/) ............... 50 Abbildung 16: Die Basic-ILS-Surfaces (Quelle: /95/).................................................................................... 52 Abbildung 17: Nicht zu betrachtende Objekte bei der Ermittlung der OCA/H (Quelle: /95/) ........................ 52 Abbildung 18: Perspektivische Darstellung der ILS Obstacle Assessment Surfaces (Quelle: /95/) ............ 53 Abbildung 19: Koordinatensystem der Obstacle Assessment Surfaces (Quelle: /95/) ................................ 53 Abbildung 20: Beispiel aus PANS-OPS Attachment I to Part III:

Konstanten für die Berechnung der OAS (Quelle: /95/) ........................................................ 54 Abbildung 21: Typische OAS Kontur für CAT II-Anflüge mit Autopilot (Quelle: /95/) ................................... 55 Abbildung 22: Nicht zu betrachtende Objekte bei der Ermittlung der OCA/H (Quelle: /95/) ........................ 56 Abbildung 23: Hindernisfreiheit eines geraden Missed Approach (Quelle: /95/) .......................................... 56 Abbildung 24: Obstacle Free Zone (Quelle: /97/) ......................................................................................... 57 Abbildung 25: Objektmodellierung im x-y-z-Koordinatensystem des ILS-CRMs (Quelle: /100/) ................. 59 Abbildung 26: Report des ILS-CRMs (Quelle: /100/).................................................................................... 60 Abbildung 27: Das ILS Precision Segment (Quelle: /100/) ........................................................................... 61 Abbildung 28: Lage eines Hindernisses relativ zum Sollflugweg (Quelle: /100/) ......................................... 61 Abbildung 29: Lage eines angepassten Hindernisses relativ zum Sollflugweg (Quelle: /100/).................... 62 Abbildung 30: Der Anflugtrichter (Quelle: /97/) ............................................................................................. 63 Abbildung 31: Anpassung der lateralen Fehlanflugverteilung für veränderte OCH-Range (Quelle: /95/).... 67 Abbildung 32: Abschattung des Hindernisses 2 durch das Hindernis 1 (Quelle: /100/)............................... 68 Abbildung 33: Fehlerkomponenten (Quelle: /174/) ....................................................................................... 74 Abbildung 34: GPS Landing System Prozedur für die Bahn 13 in Atlantic City (Quelle: /19/) ..................... 77 Abbildung 35: Streuungsdiagramme für hoch und niedrig korrelierte Merkmale (Quelle: /202/) ................. 80 Abbildung 36: Das Tunnelkonzept nach Kelly (Quelle: /119/) ...................................................................... 88 Abbildung 37: Systemelemente des ILS-CRMs (Eigene Darstellung).......................................................... 91 Abbildung 38: Systematik von Bewertungsmethoden (Eigene Darstellung in Anlehnung an /200/) .......... 122 Abbildung 39: Allgemeine Aufbaulogik einer Nutzwertanalyse

(Eigene Darstellung in Anlehnung an /200/) ........................................................................ 126 Abbildung 40: Modell zur Definition von Zielen (Eigene Darstellung in Anlehnung an /200/) .................... 129

ABBILDUNGSVERZEICHNIS VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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Abbildung 41: Prinzip des Zielbaumverfahrens Endpunkte der Zielketten sind die bewertungsrelevanten Zielkriterien (Eigene Darstellung).......................................130

Abbildung 42: Zusammenhang zwischen Messgegenstand und möglichen Bewertungsskalen (Eigene Darstellung in Anlehnung an /200/) ........................................................................132

Abbildung 43: Eigenschaften und Operationalität der wichtigsten Skalentypen der messenden Bewertung (Eigene Darstellung in Anlehnung an /200/) ............................132

Abbildung 44: Bestimmung von "Verzweigungsrelevanzen" oder "Knotengewichten" (Eigene Darstellung in Anlehnung an /200/) ........................................................................134

Abbildung 45: Errechnung der "Systemrelevanzen" oder "Stufengewichte" (Eigene Darstellung in Anlehnung an /200/) ........................................................................134

Abbildung 46: Rechnerische Kombinationsmöglichkeiten der Methoden zu Wegen (Eigene Darstellung).............................................................................................................138

Abbildung 47: Kombinationsmöglichkeiten der Methoden zu Wegen, welche die ILS-Äquivalenzmethode einschließen (Eigene Darstellung)..............................138

Abbildung 48: Sinnvolle Wege für die Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge (Eigene Darstellung) ....................................................138

Abbildung 49: Das Zielsystem zur Bestimmung des optimalen Weges zur Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge (Eigene Darstellung).....................141

Abbildung 50: Beispielhafte Gewichtung der Zielkriterien des Teilziels "A3 Leichte Implementierung" (Eigene Darstellung).............................................................................................................143

Abbildung 51: Beispielhafte Gewichtung der Zielkriterien des Teilziels "B Große Anwendungsvorteile" (Eigene Darstellung).............................................................................................................144

Abbildung 52: Das beispielhaft ausgefüllte Zielsystem zur Bestimmung des optimalen Weges für die Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge (Eigene Darstellung) ....................................................150

Abbildung 53: Abschätzung der Aufwandsreduktionen bei der Erarbeitung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge durch den dauerhaften Einsatz von ILS look-alike anstelle des uneingeschränkten GBAS (Eigene Darstellung)..............................................152

Abbildung 54: Tabellarische Übersichtsdarstellung von Aufwand und Noten als Zielwerte der Teilziele A1 bis A3 und B (Eigene Darstellung) .............................................................153

Abbildung 55: Grafische Aufbereitung der Noten als Zielwerte der Teilziele B1 bis B9 (Eigene Darstellung).............................................................................................................154

Abbildung 56: Matrix-Darstellung von Aufwand und Noten als Zielwerte der Teilziele A1 bis A3 (Eigene Darstellung).............................................................................................................155

Abbildung 57: Sinnvolle Wege für die Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I- Präzisionsanflüge (Duplikat von Abbildung 48, Seite 138, eigene Darstellung) ..................164

Abbildung 58: Das beispielhaft ausgefüllte Zielsystem zur Bestimmung des optimalen Weges für die Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge (Duplikat von Abbildung 52, Seite 150, eigene Darstellung)................................................165

Abbildung 59: Tabellarische Übersichtsdarstellung von Aufwand und Noten als Zielwerte der Teilziele A1 bis A3 und B (Duplikat von Abbildung 54, Seite 153, eigene Darstellung) ......165

Abbildung 60: Grafische Aufbereitung der Noten als Zielwerte der Teilziele B1 bis B9 (Duplikat von Abbildung 55, Seite 154, eigene Darstellung)................................................166

Abbildung 61: Matrix-Darstellung von Aufwand und Noten als Zielwerte der Teilziele A1 bis A3 (Duplikat von Abbildung 56, Seite 155, eigene Darstellung)................................................167

VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE TABELLENVERZEICHNIS

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TABELLENVERZEICHNIS Tabelle 1: Kriterien der Betriebsstufen für Präzisionsanflug-Landebahnen (Quelle: /89/) ..................... 32 Tabelle 2: Zuordnung der Performance Types zu den ILS-Kategorien (Quelle: /177/).......................... 37 Tabelle 3: Nennwerte für die Positionsgenauigkeit von GPS, GLONASS

und einer Kombination GPS/GLONASS (Quellen: /53/ und /52/).......................................... 39 Tabelle 4: Vergleich zwischen Instrumentenlandesystem, ILS look-alike GBAS

und uneingeschränktem GBAS (Eigene Darstellung) ........................................................... 42 Tabelle 5: 1. Referenzwert – 1σ TSE für ILS CAT I, 3.800m Abstand Localizer-Schwelle

(Eigene Darstellung nach /100/) ............................................................................................ 75 Tabelle 6: 2. Referenzwert – 2σ TSE, FTE, NSE für ILS CAT I,

3.000m Abstand Localizer-Schwelle (Eigene Darstellung nach /100/) ................................. 75 Tabelle 7: Vergleich der Flugversuchsergebnisse mit Referenz 1 (Eigene Darstellung nach /19/)....... 78 Tabelle 8: Vergleich der Flugversuchsergebnisse mit Referenz 2 (Eigene Darstellung nach /19/)....... 79 Tabelle 9: Vergleich der Korrelationskoeffizienten zwischen lateraler

und vertikaler Ablage für GBAS und ILS CAT I (Eigene Darstellung nach /18/) ................... 80 Tabelle 10: RNP-Werte für den Anflug-, Lande- und Abflugbereich (Eigene Darstellung nach /105/) .... 84 Tabelle 11: ILS-Anforderungen gemäß ICAO-Annex 10 (Eigene Darstellung nach /87/)........................ 85 Tabelle 12: FTE-Annahmen für die Ableitung der RNP-Parameter (Eigene Darstellung nach /105/) ..... 85 Tabelle 13: Systematik der Zuordnung von maximaler Auftrittswahrscheinlichkeit und

Schwere der Konsequenzen (Eigene Darstellung nach JAR 25.1309 /112/)...................... 104 Tabelle 14: Vergleich zwischen Instrumentenlandesystem, ILS look-alike GBAS und

uneingeschränktem GBAS (Duplikat von Tabelle 4, Seite 42, eigene Darstellung)............ 158

TABELLENVERZEICHNIS VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE ABKÜRZUNGEN

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ABKÜRZUNGEN

A AAIM Aircraft Autonomous Integrity Monitoring ABAS Aircraft Based Augmentation Systems AC Advisory Circular ACARS Aircraft Addressing and Reporting System ACAS Airborne Collision Avoidance System ADC Air-Data Computer ADF Automatic Direction Finder ADI Attitude Director Indicator ADIRS Air Data Inertial Reference System ADS-B Automatic Dependent Surveillance Broadcast AFCS Automatic Flight Control System AHRS Attitude Heading Reference System AIC Aeronautical Information Circular AIP Aeronautical Information Publication ANC Air Navigation Commission AOM Airplane Operations Manual APL Airport Pseudolites ARB Air Registration Board ARINC Aeronautical Radio, Inc. ASM Airspace Management A-SMGCS Advanced Surface Movement Guidance and Control System ATA Air Transport Association ATC Air Traffic Control ATG Advanced Technologies Group ATS Air Traffic Services AWOP All Weather Operations Panel

B BCAR British Civil Airworthiness Requirements BGBl. Bundesgesetzblatt BLEU Blind Landing Evaluation Unit BMVBW Bundesminister für Verkehr Bau- und Wohnungswesen B-RNAV Basic Area Navigation

C C/A-Code Clear Access: Signalcode des GPS für zivile Nutzer CAA Civil Aviation Authorities CAT Category, Kategorie, Betriebsstufe CDGPS Carrier-phase Differential-GPS CDI Course Deviation Indicator CDM Collaborative Decision Making CDR Critical Design Review CESAR Certification Policies, Procedures and Requirements for Satellite based Navigation and

Landing Systems and corresponding Research Activities CFAR Constant False Alarm Rate CFDS Centralized Fault Display System CFIT Controlled Flight into Terrain CG Center of Gravity CIKADA satellitengestützte Navigationssystem der ehemaligen Sowjetunion für die Seefahrt CNS Communication, Navigation, Surveillance CPOD Constant Probability of Detection

ABKÜRZUNGEN VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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CRC Cyclic Redundancy Check CRM Collision Risk Model CRT Cathod Ray Tube CWC Crosswind Component

D DA(H) Decision Altitude (Height) DCP Data Collection Program DDM Difference in Depth of Modulation DER Departure End of Runway DF Direction Finding DFS Deutsche Flugsicherung GmbH DGPS Differential GPS DH Decision Height DLR Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e. V. DME Distance Measurement Equipment DO Document Doc. Document DoD Department of Defense DOP Dilution of Precision DRMS Distance Root Mean Square DSE Display System Error

E ECAC European Civil Aviation Conference EEC EUROCONTROL Experimental Center EFCS Electronic Flight Control System EFIS Electronic Flight Instrument System EGNOS European Geostationary Overlay System EGPWS Enhanced Ground Proximity Warning System ESA European Space Agency ETA Estimated Time of Arrival EU Europäische Union EUROCAE European Organisation for Civil Aviation Equipment EUROCONTROL Bezeichnet die europäische Flugsicherungsbehörde

F FAA Federal Aviation Administration FAC Flight Augmentation Computer FAF Final Approach Fix FANOMOS Flight Track and Noise Monitoring System FANS Future Air Navigation System FAP Final Approach Point FAR Federal Aviation Regulation FAS Final Approach Segment FCA Functional Configuration Audit FCS Flight Control System FD Flight Director FDE Fault Detection and Exclusion FEC Forward Error Correction FHA Functional Hazard Analysis FL Flight Level FLIP Flight Performance using Frankfurt ILS FMEA Failure Mode and Effect Analysis FMECA Failure Mode Effects Criticality Analysis


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FMGC Flight Management and Guidance Computer FMS Flight Management System FNP Funknavigationsplan FOB Fuel on Board FOG Fiber-Optic Gyro FPAP Flight Path Alignment Point FRP Federal Radio Navigation Plan FSAV Verordnung über die Ausrüstung der Luftfahrzeuge mit Flugsicherungsausrüstung FSD Full Scale Deflection ft Feet FTE Flight Technical Error

G GARP GLS Azimuth Reference Point GBAS Ground Based Augmentation System GIBS GPS Informations- und Beobachtungsdienst GIS Geographical Information Systems GLONASS Global Navigation Satellite System GLS GNSS Landing System GNSS Global Navigation Satellite System GNSSP Global Navigation Satellite Systems Panel GP Glide Path GPA Glide Path Angle GPS Global Positioning System GPWS Ground Proximity Warning System GS Glide Slope

H HF Hochfrequenz HL Height Loss HSI Horizontal Situation Indicator HW Hardware Hz Hertz

I IAA Initial Approach Altitude IAF Initial Approach Fix ICAO International Civil Aviation Organisation IF Intermediate Fix IFR Instrument Flight Rules ILS Instrument Landing System IMA Integrated Modular Avionics IMC Instrument Meteorological Conditions IMU Inertial Measurement Unit INMARSAT International Maritime Satellite Organisation INS Inertial Navigation System IODE Issue of Data Ephemeris ION Institute of Navigation IPV Instrument Approach with Vertical Guidance IRS Inertial Reference System / Sensor IRU Inertial Reference Unit ISA International Standard Atmosphere ISPA International Symposium on Precision Approach and Automatic Landing

J JAA Joint Aviation Authorities


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JAR Joint Aviation Requirements JTIDS Joint Tactical Information Distribution System JTSO Joint Technical Standard Order

K km Kilometer KSB Kurssektorbreite kt, kts Knoten

L LAAS Local Area Augmentation System LADGPS Local Area DGPS LAS Load Alleviation System LBA Luftfahrtbundesamt LCD Liquid Crystal Display LEP Load-Exchange Procedure LIDAR Laser-Doppler Anemometer LLZ Localizer LOC Localizer LORAN Long Range Navigation LPL Lateral Protection Level LRU Line Replaceable Unit LTP/FTP Landing Threshold Point/ Fictitious Threshold Point LuftVG Luftverkehrsgesetz LuftVO Luftverkehrs-Ordnung LWL Lichtwellenleiter

M m Meter M/A Missed Approach MACG Missed Approach Climb Gradient MAPt Missed Approach Point MASPS Minimum Aviation System Performance Standard MCDU Multipurpose Control and Display Unit MDA Minimum Descent Altitude MDH Minimum Descent Height MEL Minimum Equipment List MHz Mega Hertz MLA Multipath Limiting Antenna MLS Microwave Landing System MM Middle Marker MMEL Master Minimum Equipment List MMR Multi Mode Receiver MNPS North Atlantic Minimum Navigation Performance Specification MOC Means of Compliance MOC Minimum Obstacle Clearance MOPS Minimum Operational Performance Standard MSA Minimum Sector Altitude MSL Mean Sea Level MT Message Types MTBF Mean Time Between Failure MTBO Mean Time Between Outages MTOW Maximum Take Off Weight MTTR Mean Time To Repair MW Mittelwelle


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MWA Mehrwegeausbreitung

N N/A Not Applicable NAV Navigation NAVSTAR Navigation System with Time and Ranging ND Navigation Display NDB Non Directional Radio Beacon NfL Nachrichten für Luftfahrer NGC Navigation, Guidance and Control NLR Nationaal Lucht- en Ruimtevaartlaboratorium NM Nautical Mile NN Normal Null NOTAM Notice To Airmen NPA Non Precision Approach NPV Non Precision Approach with Vertical Guidance NSE Navigation Sensor Error – Navigation System Error

O OAS Obstacle Assessment Surfaces OCA/H Obstacle Clearance Altitude / Height OCP Obstacle Clearance Panel OFZ Obstacle Free Zone OIS Obstacle Information Surface OLS Obstacle Limitation Surface OM Operations Manual OPS Operations

P PA Precision Approach PAN Precision Approach Navigatior PANS-OPS Procedures for Air Navigation Services – Aircraft Operations PAPI Precision Approach Path Indicator PAPPS Pseudolite Augmented Precision Positioning System PAR Precision Approach Radar PDF Probability Distribution Function PDG Procedure Design Gradient PFD Primary Flight Display PL Pseudolites PLPL Predicted Lateral Protection Level PLRS Position Location Reporting System PPS Precision Positioning Service PRN Pseudo Random Noise P-RNAV Precision Area Navigation PT Performance Type PVPL Predicted Vertical Protection Levels PVT Position Velocity Time

Q QFE Luftdruck des Flugplatzes QNH Luftdruck auf Meeresspiegelhöhe

R RAIM Receiver Autonomous Integrity Monitoring RDH Reference Datum Height RDP Runway Data Point


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RGCSP Review of the General Concept of Separation Panel RMS Root Mean Square RNAV Area Navigation RNP Required Navigation Performance RSS Root Sum Square RTCA Radio Technical Commission for Aeronautics RVR Runway Visual Range RVSM Reduced Vertical Separation Minima

S s Sekunden SA Selective Availability SARPs Standards And Recommended Practices SBAS Space Based Augmentation System SCAT-I Special Category I SCATMIG Special CAT I Manufacturer Interoperability Group SCPA Self-Calibrating Pseudolites Array SCW Sector Course Width SID Standard Instrument Departure SIS Signal In Space SOC Start of Climb SPS Standard Positioning Service SRF Scientific Research Facility SSR Secondary Surveillance Radar STAR Standard Arrival Route STOL Short Take-Off and Landing

T TAE Track Angle Error TAWS Terrain Awareness and Warning System TCAS Traffic Alert and Collision Avoidance System TDZ Touch Down Zone TFV Technische Flugdienstvorschriften THR Threshold TLR Top-Level Requirements TLS Target Level of Safety TOGA Take-Off/ Go-Around TSE Total System Error TSO Technical Standard Order

U u. a. unter anderem UERE User Equipment Range Error UKW Ultrakurzwelle URE Der User Receiver Error beschreibt den Fehler des Empfängers. USCG United States Coast Guard usw. und so weiter UTC Universal Time Coordinated

V VAL Vertical Alarm Limit VASI Visual Approach Slope Indicator VDI Vertical Deviation Indicator VDL VHF Data Link VFR Visual Flight Rules vgl. vergleiche


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VHF Very High Frequency VkBl. Verkehrsblatt VMC Visual meteorological conditions VOR Very High Frequency Omnidirectional Radio Range VPL Vertical Protection Level VTOL Vertical Take-Off and Landing

W WAAS Wide Area Augmentation System WADGPS Wide Area DGPS WGS World Geodetic System

Z ZFW Zero Fuel Weight


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VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE 1 EINLEITUNG UND ÜBERBLICK

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1 EINLEITUNG UND ÜBERBLICK

1.1 EINLEITUNG

Die Internationale Zivilluftfahrtorganisation ICAO1 wurde 1944 durch Artikel 43 der Convention on Internati-onal Aviation /86/ (Chicago Konvention) gegründet. Heute gehören ihr 187 Vertragsstaaten an. Die Bun-desrepublik Deutschland ist seit 1956 Mitglied.

Die grundsätzlichen Ziele der ICAO sind gemäß Artikel 44 der Chicago Konvention die Ausarbeitung von Grundsätzen und technischen Methoden für eine gesunde und sichere Entwicklung des internationalen Zivilluftverkehrs und ihre Anwendung durch die Mitgliedsstaaten. Diese grundsätzlichen Ziele wurden in der so genannten CNS/ATM2 Gesamtstrategie verdichtet. Um deren Erfüllung sicherzustellen gibt die I-CAO Vorschriften heraus, die von Experten Panels erarbeitet werden. Eines dieser Panel ist das Obstacle Clearance Panel (OCP), das unter anderem für die Erarbeitung von Verfahrenskriterien zuständig ist. Die Bundesrepublik Deutschland wird im OCP durch die DFS Deutsche Flugsicherung GmbH in Person von Herrn Gunnar Strobel vertreten.

Die Arbeitsziele des OCP ergeben sich aus der CNS/ATM Gesamtstrategie der ICAO. Da diese vorsieht, dass bodengestützt augmentierte Satellitensysteme bis spätestens 2005 für Präzisionsanflüge verfügbar sein sollen, muss das OCP sicherstellen, dass bis zu diesem Zeitpunkt auch entsprechende Verfahrenskri-terien zur Verfügung stehen. Aus der CNS/ATM Gesamtstrategie sind auch die Prioritäten des OCP bei der Gestaltung dieser Verfahrenskriterien abzuleiten.

In diesem Kontext wurde 2000 durch Prof. Dipl.-Ing. Olbert (DFS Deutsche Flugsicherung GmbH) und Prof. Dr.-Ing. M. Fricke (Fachgebiet Flugführung und Luftverkehr am Institut für Luft- und Raumfahrt der Technischen Universität Berlin) ein Forschungsprojekt mit dem Ziel initiiert, das OCP bei der Erarbeitung der oben genannten Verfahrenskriterien wissenschaftlich zu unterstützen.

Diese Arbeit leistet einen Beitrag zu den Zielen des Projektes, indem sie Möglichkeiten für die Entwicklung der oben genannten Verfahrenskriterien erarbeitet und systemtechnische Werkzeuge zur Verfügung stellt, mit denen aus diesen Möglichkeiten diejenige ausgewählt werden kann, die den Zielen des OCP am bes-ten entspricht. Sie stellt also eine Kombination aus Ingenieurswissenschaften und Systemtechnik dar. Die Herausforderung dieser Arbeit besteht insbesondere darin, zum eine alle relevanten Aspekte und Informa-tionen zu berücksichtigen, dabei aber auch zum anderen den Überblick zu bewahren, der für eine begrün-dete Entscheidung notwendig ist.

1.2 ÜBERBLICK

Die folgenden Ausführungen geben einen Überblick über die Struktur dieser Arbeit, deren Ziel es ist, das Obstacle Clearance Panel (OCP) der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation (ICAO) dabei zu unterstüt-zen, einen optimalen Weg für die Erarbeitung von der Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge zu wählen.

Um dieses Ziel zu erreichen, wird zunächst in

Kapitel 2, Seite 21: Das Obstacle Clearance Panel als Element des Systems Luftverkehr

erläutert, aus welchen Vorgaben das OCP seine Arbeitsziele ableitet, welche Aufgaben es wahrnimmt, welche Werkzeuge es nutzen kann und wie es mit anderen Elementen des Systems Luftverkehr inter-agiert.

1 ICAO: International Civil Aviation Organisation 2 CNS/ATM: Communications, Navigation, Surveillance / Air Traffic Management

1 EINLEITUNG UND ÜBERBLICK VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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Daran anschließend werden in

Kapitel 3, Seite 31: Die Technologien

das Ground Based Augmentation System (GBAS) und das Instrumentenlandesystem (ILS) miteinander verglichen, um aufzuzeigen, welche Konsequenzen sich aus den technologischen Unterschieden und Ge-meinsamkeiten für die Verfahrenskriterien ergeben.

Um Methoden für die Schaffung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge zu identifizie-ren, muss zunächst das bestehende System analysiert werden. Aus diesem Grund wird in

Kapitel 4, Seite 43: Die Verfahrenskriterien für ILS-Präzisionsanflüge

erläutert, wie die Verfahrenskriterien für ILS-Präzisionsanflüge heute gestaltet sind.

Hierauf aufbauend können dann mit den Informationen über die Technologien aus Kapitel 3 in

Kapitel 5, Seite 73: Mögliche Methoden für die Ermittlung von GBAS CAT I-Verfahrenskriterien

mögliche Methoden für die Ermittlung von GBAS CAT I-Verfahrenskriterien identifiziert und diskutiert wer-den.

In

Kapitel 6, Seite 121: Systemtechnische Bewertungsmethoden zur vergleichenden Einstufung von Alternativen

werden systemtechnische Bewertungsmethoden vorgestellt, die dazu eingesetzt werden können, aus einer Menge von gegebenen Alternativen systematisch diejenige auszuwählen, die die Ziele des Anwenders am besten erfüllt. Aus den hier erläuterten Zusammenhängen wird dann in

Kapitel 7, Seite 137: Die Anwendung der systemtechnischen Bewertungsmethoden für die Ermittlung von Verfahrenskri-terien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge

eine eigene Bewertungsmethode entwickelt, die das Obstacle Clearance Panel (OCP) der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation (ICAO) dabei unterstützen kann, den optimalen Weg für die Ermittlung von Verfah-renskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge zu finden.

In

Kapitel 8, Seite 157: Zusammenfassung

erfolgt eine Zusammenfassung der wichtigsten Ergebnisse dieser Arbeit und

Kapitel 9, Seite 169: Ausblick

zeigt Perspektiven für die Zukunft auf.

VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE 2 DAS OCP ALS ELEMENT DES SYSTEMS LUFTVERKEHR

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2 DAS OBSTACLE CLEARANCE PANEL ALS ELEMENT DES SYSTEMS LUFTVERKEHR

In diesem Kapitel wird aufgezeigt, wie das Obstacle Clearance Panel (OCP) der Internationalen Zivilluft-fahrtorganisation (ICAO) in das System Luftverkehr eingebettet ist, um zu verdeutlichen, welche Vorgaben das OCP beachten muss, welche Aufgaben es wahrnimmt, welche Werkzeuge es nutzen kann und wie es mit anderen Elementen des Systems Luftverkehr interagiert.

Hierzu wird zunächst in Kapitel 2.1, Seite 21, die Internationalen Zivilluftfahrtorganisation (ICAO) vorge-stellt, um dann in Kapitel 2.2, Seite 22, zeigen zu können, wo das OCP institutionell anzusiedeln ist. Kapitel 2.3, Seite 23, erläutert, welche Vorschriften die ICAO herausgibt und wie verbindlich diese sind, um zu zeigen wie stark der Einfluss der ICAO und damit seiner Gremien ist.

In Kapitel 2.4, Seite 24, wird die CNS/ATM Gesamtstrategie der ICAO dargestellt, um hieraus Ziele und Zielgewichtungen für die Arbeit des OCP ableiten zu können.

Die Rolle des OCP im Prozess der Einführung satellitengestützter Verfahren wird in Kapitel 2.5, Seite 29, erläutert, um dann in Kapitel 2.6, Seite 29, die Entwicklung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge als Aufgabe des OCP diskutieren zu können.

2.1 DIE INTERNATIONALE ZIVILLUFTFAHRTORGANISATION – ICAO

Die Internationale Zivilluftfahrtorganisation (ICAO) wurde durch Artikel 43 der Convention on International Aviation /86/ (Chicago Konvention) 1944 ins Leben gerufen – zunächst als PICAO (Provisional Internatio-nal Civil Aviation Organization), ab 1947 dann als ICAO.

Die Chicago Konvention /86/ regelt die Rechte und Pflichten der Vertragsstaaten für den Bereich des inter-nationalen Luftverkehrs. Das Abkommen ist zugleich die Verfassung der ICAO. Es geht von der Luftho-heitstheorie aus und legt die allgemeinen Grundsätze der Luftfahrt, die Regeln für die technische Zusam-menarbeit und die Gründung einer Internationalen Zivilluftfahrtorganisation (ICAO) fest.

Grundsätzliche Ziele der ICAO sind gemäß Artikel 44 der Chicago Konvention die Ausarbeitung von Grundsätzen und technischen Methoden für eine gesunde und sichere Entwicklung des internationalen Zivilluftverkehrs und ihre Anwendung durch die Mitgliedsstaaten für die:

• Gewährung eines sicheren und geordneten Wachstums der internationalen Zivilluftfahrt,

• Förderung des Baus und des Betriebes von Luftfahrzeugen zu friedlichen Zwecken sowie die Ent-wicklung von Luftverkehrsstraßen, Flughäfen und Flugsicherungsanlagen,

• Verhütung wirtschaftlicher Verschwendung infolge übermäßigen Wettbewerbs,

• Sicherung der Rechte der Vertragsstaaten und deren Möglichkeiten zum Betrieb internationaler Fluggesellschaften,

• Vermeidung von Diskriminierung zwischen den Vertragsstaaten,

• Verbesserung der Flugsicherheit in der internationalen Luftfahrt.

Die politische Macht der ICAO ist hauptsächlich regulativer oder quasi-legislativer Natur. Sie besteht vor allem in der Entwicklung und Überarbeitung der Annexe zum Abkommen.

Heute gehören der ICAO 187 Vertragsstaaten an. Die Bundesrepublik Deutschland ist seit 1956 Mitglied. Von ihr wird am Sitz der ICAO in Montreal eine ständige Vertretung unterhalten, die eine ausgelagerte Organisationseinheit des Bundesministeriums für Verkehr, Bau- und Wohnungswesen darstellt.

Als Sonderorganisation der Vereinten Nationen hat sich die ICAO der Aufgabe angenommen, einheitliche Regelungen für die Sicherheit, Regelmäßigkeit und Wirtschaftlichkeit des internationalen Luftverkehrs zu erarbeiten und weiterzuentwickeln.

2 DAS OCP ALS ELEMENT DES SYSTEMS LUFTVERKEHR VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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2.2 DAS OBSTACLE CLEARANCE PANEL ALS ORGAN DER INTERNATIONALEN ZIVILLUFTFAHRT-ORGANISATION

Das oberste legislative Organ der ICAO ist die in dreijährigem Turnus zusammentretende Generalver-sammlung (General Assembly) aller Mitgliedsstaaten, deren Aufgabe in der Überwachung der Arbeiten der übrigen Organe auf technischem, wirtschaftlichem und juristischem Gebiet sowie in der Festlegung der zukünftigen Aufgaben der einzelnen Organe liegt. Weiterhin obliegt der Generalversammlung die Festle-gung von Haushaltsplänen und Mitgliedsbeiträgen.

Dem ständigen Exekutivorgan, dem Rat, gehören 33 Staaten an. Dies sind Staaten mit großer Bedeutung für den Luftverkehr, Staaten mit den höchsten Beiträgen und Staaten, die für die globale Abdeckung von Seiten der ICAO wichtig sind. Er ist der Versammlung verantwortlich und bestimmt und überwacht die Tä-tigkeit der sechs Ausschüsse, die als seine Hilfsorgane fungieren (vgl. Abbildung 1).

Abbildung 1: Organisationsstruktur der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation (Quelle: /140/)

Einer dieser Ausschüsse ist die Luftfahrtkommission (Air Navigation Commission, ANC), die den Rat der ICAO in technischen Fragen unterstützt. Sie besteht aus 15 Mitgliedern, welche vom Rat nach Vorschlä-


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gen der Mitgliedsstaaten gewählt werden und ist zuständig für die Untersuchung, Planung und Koordinie-rung der technischen Arbeit der ICAO. Ihre Arbeitsergebnisse werden entweder als Procedures for Air Navigation Services (PANS) oder als Standards and Recommended Practices (SARPS) in Form von An-hängen zur Chicago Konvention /86/ (ICAO-Annexe) veröffentlicht. Näheres zu diesen Vorschriften erläu-tert Kapitel 2.3, Seite 23.

Zur Ausarbeitung von Detailfragen und zur Assistenz der Kommissionen und der Ausschüsse unterhält die Organisation mehrere Büros und so genannte Regionalbüros, die über den Globus verteilt sind (Mexico City, Lima, Paris, Kairo, Dakar, Nairobi und Bangkok).

Im Generalsekretariat mit Sitz in Montreal (Kanada) werden die in den einzelnen Büros durchgeführten Arbeiten zusammengefasst und koordiniert. Um darüber hinaus auch spezielle regionale Probleme behan-deln zu können, wurden neun Luftverkehrsregionen definiert. Auf so genannten Regionalkonferenzen wer-den die dort anstehenden Probleme erörtert und der Luftfahrtkommission zugeleitet. Diese erarbeitet wie-derum entsprechende Empfehlungen, die es umzusetzen gilt.

Die Luftfahrtkommission wird in Ihrer Arbeit vom Sekretariat – und hier vom Air Navigation Bureau – und diversen Experten Panels unterstützt, deren Mitglieder – Vertreter von Luftfahrtbehörden, Flugsicherungs-einrichtungen, Industrie und Wissenschaft – von den Vertragsstaaten der ICAO nominiert und von der ANC zugelassen werden. Beispiele für solche Experten Panels – die teilweise nach Erfüllung ihrer Aufgabe a-uch bereits wieder aufgelöst wurden – sind:

• das OCP (Obstacle Clearance Panel),

• das AWOP (All Weather Operations Panel),

• das GNSSP (Global Navigation Satellite Systems Panel),

• das RGCSP (Review of the General Concept of Separation Panel) und

• das FANS (Future Air Navigation System) Special Commitee.

Das Obstacle Clearance Panel wurde 1966 gegründet und hat vornehmlich folgende Aufgaben:

• Entwicklung von Verfahrenskriterien unter Sicherstellung der Übereinstimmung mit den Zielen der ICAO und den ICAO-Annexen,

• Überarbeitung PANS-OPS Volume I und II /95/ und

• Erarbeitung von Kollisionsrisikomodellen.

Die Arbeitsergebnisse des OCP finden schwerpunktmäßig ihren Niederschlag in den folgenden Dokumen-ten der ICAO:

• ICAO PANS-OPS Volume I und II /95/ • ICAO-Annex 4, 6, 11, 14 (/90/ /91/ /88/ /89/) • Collision Risk Model Manual /100/ • Instrument Flight Procedure Construction Manual /101/ • PANS-ATM /94/ • Aeronautical Chart Manual /96/ • Aerodrome Design Manual /98/

Für die Arbeit an bestimmten Themen werden innerhalb des OCP spezialisierte Working Groups (WG) gebildet, beispielsweise zu GNSS.

2.3 DIE VORSCHRIFTEN DER INTERNATIONALEN ZIVILLUFTFAHRTORGANISATION

Um der ICAO Werkzeuge für die Erfüllung ihrer Ziele verfügbar zu machen, hat man Ihr in der Chicago Konvention /86/ die Möglichkeit der Herausgabe von Vorschriften eingeräumt. Diese Vorschriften sollen u.


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a. zu einer weltweiten Vereinheitlichung der Leistungsanforderungen und zur Gewährleistung der Interope-rabilität beitragen.

Bisher hat die ICAO zu insgesamt 18 Sachgebieten Stellung bezogen und entsprechende Anhänge zur Chicago Konvention /86/ (ICAO-Annexe) veröffentlicht, die für die Mitgliedsstaaten die Basis der nationalen Luftverkehrsgesetzgebung darstellen. Beispielhaft seien die für die Arbeit des OCP wichtigen ICAO-Annexe aufgeführt:

• ICAO-Annex 4: Luftfahrtkarten (Aeronautical Charts)

• ICAO-Annex 6: Betrieb von Luftfahrzeugen (Operation of Aircraft)

• ICAO-Annex 11: Flugverkehrsdienste (Air Traffic Services)

• ICAO-Annex 14: Flugplätze (Aerodromes)

In den Anhängen sind u. a. die Richtlinien und Empfehlungen (Standards and Recommended Practices – SARPS) enthalten, die vom Rat gemäß Artikel 37 der Chicago Konvention /86/ angenommen ("adopted") wurden. Sie sind wie folgt definiert:

• Standard:

Jede Bestimmung über äußere Merkmale, Konfiguration, Material, Leistung, Personal oder Verfah-ren, deren einheitliche Anwendung für die Sicherheit oder die Regelmäßigkeit der internationalen Luftfahrt als notwendig anerkannt wird und nach denen sich die Vertragsstaaten in Übereinstimmung mit dem Abkommen richten. Sollte sich die erforderliche Anwendung oder Beachtung als unmöglich erweisen, ist dies nach Artikel 38 dem Rat anzuzeigen.

• Recommended Practice:

Jede Bestimmung über äußere Merkmale, Konfiguration, Material, Leistung, Personal oder Verfah-ren, deren einheitliche Anwendung im Interesse der Sicherheit, der Regelmäßigkeit oder der Leis-tungsfähigkeit der internationalen Luftfahrt als wünschenswert anerkannt wird und um deren Beach-tung die Vertragsstaaten in Übereinstimmung mit dem Abkommen bemüht sein werden.

Die Procedures for Air Navigation Services (PANS) haben nicht den selben Status wie die SARPS der Anhänge zur Chicago Konvention. Während letztere vom Rat gemäß Artikel 37 angenommen ("adopted") werden, werden PANS nur vom Rat genehmigt ("approved") und den Vertragsstaaten zur weltweiten An-wendung empfohlen. Für die PANS gilt nicht – wie für die in den Anhängen der Chicagoer Konvention ent-haltenen SARPS – die Verpflichtung, der ICAO Abweichungen anzuzeigen, die daraus resultieren, dass die entsprechenden Vorschriften nicht implementiert wurden. Allerdings müssen nach ICAO-Annex 15 signifikante Abweichungen von den Empfehlungen der ICAO publiziert werden.

Die ICAO selbst hat keine Hoheitsbefugnisse. Die Richtlinien der ICAO gelten daher nicht unmittelbar in den Mitgliedstaaten. Sie müssen vielmehr von den Vertragsstaaten in entsprechende nationale Rechtsvor-schriften umgesetzt werden.

Auch Deutschland ist an die Festlegungen der Chicago Konvention /86/ durch das "Gesetz über den Bei-tritt der Bundesrepublik Deutschland zu dem Abkommen vom 7. Dezember 1944 über die Internationale Zivilluftfahrt" /36/ gebunden.

2.4 DIE CNS/ATM STRATEGIE DER INTERNATIONALEN ZIVILLUFTFAHRTORGANISATION

Für die Erreichung der in Kapitel 2.1, Seite 21, formulierten Ziele der ICAO ist es notwendig, einer ganz-heitlichen Strategie zu folgen – der so genannten CNS/ATM Strategie. Diese wird im Folgenden erläutert. Hierzu wird zunächst ein Überblick über die Aktivitäten der ICAO gegeben. Im Anschluss daran werden die Defizite der konventionellen Systeme aufgezeigt, um dann kurz die neuen CNS/ATM Systeme zu charakte-risieren und die entsprechenden Nutzeneffekte darzustellen.


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Die in diesem Kapitel zusammengetragenen Informationen basieren auf verschiedenen Dokumenten der ICAO wie beispielsweise ICAO-Doc. 9750 "Global Air Navigation Plan for CNS/ATM Systems"/104/, ICAO-Circular 257 "Economics of Satellite-based Air Navigation Services"/92/ und ICAO-Circular 267 "Guidelines for the Introduction and Operational Use of the Global Navigation Satellite System (GNSS)"/93/.

2.4.1 AKTIVITÄTEN DER INTERNATIONALEN ZIVILLUFTFAHRTORGANISATION

Anfang der achtziger Jahre erkannte die ICAO, dass der zivile Luftverkehr bald nicht mehr vom bis dahin bewährten, konventionellen System aufgenommen werden kann. Zudem zeichnete sich ab, dass bald völ-lig neuer Technologien zur Verfügung stehen würden. Aus diesem Grund wurde 1983 das Special Commit-tee on Future Air Navigation Systems (FANS) auf Beschluss des Rates der ICAO gegründet. Dieses Komi-tee wurde damit beauftragt, neue Technologien zu identifizieren, zu untersuchen, zu bewerten und Emp-fehlungen für die zukünftige Entwicklung der zivilen Luftfahrt über einen Gesamthorizont von über 25 Jah-ren zu geben.

Das FANS Committee stellte fest, dass die Entwicklung neuer Systeme notwendig sein würde, um die Unzulänglichkeiten der konventionellen, bodenbasierten Systeme zu überwinden und damit den zukünfti-gen Ansprüchen einer globalen zivilen Luftfahrt gerecht zu werden. Dabei wurde betont, dass die Satelli-tentechnologie einen Schlüsselfaktor darstellt und nur insgesamt nur ein multidisziplinärer Ansatz in Frage kommt, der Kommunikation, Navigation und Überwachung als Ganzes optimiert.

Im Abschlussbericht des FANS Committees wurde empfohlen, das Special Committee for the Monitoring and Coordination of Development and Transition Planning for the Future Air Navigation Systems (FANS Phase II) einzurichten. Dieses sollte bei der Planung für den Übergang zu den neuen Systemen beratend tätig sein. So sollte sichergestellt werden, dass zukünftige CNS/ATM Systeme global und kosteneffizient eingeführt würden.

Im Juli 1989 wurde vom Rat der ICAO das FANS Phase II Committee gegründet, dass im Oktober 1993 seine Arbeit abschloss. Es wurde unter anderem festgestellt, dass die Implementierung neue Technologien und Verfahren nicht kurzfristig machbar war, sondern in einer Übergangsphase geschehen müsste. Zudem wurde deutlich, dass die benötigten neuen Technologien schon bald zur Verfügung stehen würden.

Im September 1991 fand in Montreal die zehnte Air Navigation Conference statt. Hier wurde das Konzept des FANS Phase II Committees verabschiedet, dass den Ansprüchen der Weltzivilluftfahrt bis weit ins nächste Jahrtausend Rechnung tragen sollte. Das FANS Konzept – bekannt geworden als CNS/ATM Sys-tem (Communications, Navigation, Surveillance / Air Traffic Management) – setzt stark auf die Nutzung von Satelliten und bedingt einen hohen Integrationsgrad aller eingesetzten Technologien. CNS/ATM ist die Vision der ICAO, die den zukünftigen Anforderungen der internationalen Luftverkehrs dadurch begegnen will, dass sie das Zusammenwirken aller Bereiche des Luftverkehrs fordert. Das Ergebnis der zehnten Air Navigation Conference war also insbesondere, dass alle Teilnehmer sich auf Empfehlungen einigen konn-ten, die von allen unterstützt werden. Diese Empfehlungen decken zum einen das komplette Spektrum der CNS/ATM Aktivitäten koordinierend ab und zum anderen geben sie die Richtung an für die technische und betriebliche Implementierung der CNS/ATM Systeme. Hierbei wurde die Rolle der Regionen und Staaten als sehr wichtig angesehen. Nur durch deren starke Einbindung kann eine globale und effiziente Realisie-rung sichergestellt werden.

Von der Versammlung der ICAO wurden in den Folgejahren zwei Resolutionen verabschiedet, die einer schnellen Implementierung von CNS/ATM Systemen zustimmten und diese ausdrücklich unterstützten.

Um den Prozess der Implementierung von CNS/ATM Systemen voranzutreiben, wurde ein entsprechender Plan benötigt. Ein erster Entwurf hierfür wurde 1993 vom FANS Phase II Committee mit dem ICAO Global Co-ordinated Plan for Transition to ICAO CNS/ATM Systems vorgelegt. Als der Rat der ICAO 1996 er-kannte, dass die für das CNS/ATM System benötigten Systeme weitgehend einsatzbereit waren, beauf-tragte er das ICAO-Sekretariat damit, den Global Plan so zu überarbeiten, dass daraus ein ständig aktuel-les, ein "lebendes" Dokument wird. Dieses Dokument soll zum einen die technischen, operationellen, fi-nanziellen, rechtlichen und institutionellen Aspekte abdecken und zum anderen den Staaten und Regionen


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praktische Anleitungen zur Implementierung und Finanzierung der Systeme geben. Das Resultat ist der überarbeitete Global Plan /104/, ICAO Doc. 9750.

Das FANS Committee hat bereits früh herausgestellt, dass das wichtigste Ziel sein muss, ein kosteneffek-tives und effizientes System zur Verfügung zu stellen, das den Nutzern entsprechend ihren Fähigkeiten alle Verfahrensarten ermöglicht.

2.4.2 DEFIZITE DER KONVENTIONELLEN SYSTEME

Vergleicht man die Ziele des FANS Committees mit den existierenden Systemen, so stellt man fest, dass diese verschiedene Defizite aufweisen. Diese resultieren im wesentlichen aus drei Faktoren:

• Ausbreitungsgrenzen (Notwendigkeit einer Sichtlinie zwischen Sender und Empfänger)

• Schwierigkeiten damit, ein weltweit einheitliches System einzuführen und zu betreiben

• Unzureichender Datenaustausch zwischen Bord und Boden aufgrund des Einsatzes von Sprechfunk und fehlender Bord-Boden-Datenverbindungen

Da die erkannten Defizite systeminhärent waren, folgerte das FANS Committee, dass den zukünftigen Ansprüchen allein mit Verbesserungen des bestehenden Systems nicht begegnet werden könnte, sondern neue Ansätze notwendig würden.

2.4.3 DAS CNS/ATM SYSTEM

Dieses Kapitel gibt einen kurzen Überblick über die Elemente des von der ICAO entwickelten CNS/ATM Systems.

• Communications

Die Übertragung des Sprechfunks wird zunächst weiter über die bestehenden VHF-Kanäle erfolgen. Die gleichen Kanäle werden zukünftig aber auch für die Übertragung digitaler Daten genutzt. Es werden globale Daten- und Sprechfunkverbindungen geschaffen, die zum einen Satelliten und zum anderen HF-Kanäle für Datenverbindungen nutzen. Das Sekundärradar Mode S soll verstärkt zur Flugüberwachung in Gebieten mit besonders dichtem Verkehr eingesetzt werden, da es den digita-len Datenaustausch zwischen Bord und Boden erlaubt. Das Aeronautical Telecommunications Net-work (ATN) wird den digitalen Datenaustausch zwischen den Endnutzern unter Verwendung der verschiedensten Verbindungsmöglichkeiten erlauben.

Der Hauptnutzen dieser zukünftigen Kommunikationssysteme liegt darin, dass sie eine direktere und effizientere Verbindung zwischen automatischen Bord- und Bodensystemen ermöglichen. Dieser di-gitale Datenlink ist einer der Schlüsselpunkte der neuen CNS/ATM Systeme.

• Navigation

In puncto Navigation werden die Verbesserungen hauptsächlich aus der Einführung von Area Navi-gation (RNAV) in Verbindung mit dem Global Navigation Satellite System (GNSS) resultieren, das weltweit für den Luftverkehr nutzbar ist. Mit entsprechender Augmentierung kann GNSS auch für Präzisionsanflüge eingesetzt werden.

GNSS ist ein weltweites, wetterunabhängiges Navigationssystem mit hoher Integrität und Genauig-keit. Es wird zum einen den Luftraumnutzern weltweite Navigation mit minimaler Bordausrüstung ermöglichen und zum anderen den Staaten die Möglichkeit eröffnen, weite Teile der Bodeninfra-struktur außer Betrieb zu nehmen.

• Surveillance

Konventionelle Sekundärradaranlagen werden zunächst weiterhin eingesetzt. Gleichzeitig werden in Flugplatznahbereichen und in Gebieten mit hoher Verkehrsdichte Mode S Sekundärradaranlagen eingeführt.


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Die größten Fortschritte werden aber durch die Einführung von Automatic Dependent Surveillance (ADS) erwartet. ADS erlaubt den Luftraumnutzern, automatisch ihre Position und Daten des Flight Management Systems – wie beispielsweise Heading, Geschwindigkeit, voraussichtliche Überflugzei-ten – an die Flugsicherung unter Verwendung der oben genannten digitalen Datenverbindungen zu übertragen. Von dieser können die Informationen verarbeitet und für die Flugverkehrskontrolle ge-nutzt werden. ADS stellt also die Verschmelzung von Navigation und Communications dar und kann zu erheblichen Verbesserungen im Bereich Air Traffic Management führen.

Das Konzept des ADS-broadcast (ADS-B) sieht vor, anderen Luftraumnutzern oder Bodenstationen die aktuelle Flugzeugposition durch periodisches Abstrahlen mitzuteilen. Dadurch stehen allen Systemelementen in Echtzeit die gleichen Informationen zur Verfügung, was deutliche Verbesserungen in der Wahrnehmung der Verkehrssituation erwarten lässt.

• Air Traffic Management

Das moderne Air Traffic Management (ATM) umfasst nicht nur die Luftverkehrskontrolle, sondern auch

− Luftverkehrsdienste (Air Traffic Services, ATS),

− Verkehrsflusssteuerung (Air Traffic Flow Management, ATFM) sowie

− Luftraummanagement (Airspace Management, ASM).

ATM als Ganzes wird am stärksten von den neuen CNS-Technologien profitieren.

Ziel eines globalen, ganzheitlichen ATMs sollte es sein, die Vorteile der neuen CNS-Systeme durch internationale Harmonisierung voll nutzbar zu machen, und den Luftraumnutzern schließlich zu er-möglichen, ihre Flüge entlang der von ihnen gewünschten Trajektorien durchzuführen.

Die folgende Abbildung zeigt die durch die Anwendung der neuen CNS Technologien zu erwartenden Nut-zeneffekte.

Air Traffic Management• Verbesserung der Sicherheit• Erhöhte Systemkapazität, optimierte Nutzung der vorhandenen Flughafenkapazitäten• Verringerung der Verspätungen• Verrringerung der direkten Betriebskosten• Effizienterer Luftraumnutzung, mehr Flexibilität, reduzierte Separationen• Flexiblere Flugplanung, bessere Berücksichtigung optimaler Flugprofile• Reduzierung der Arbeitslast für die Lotsen erhöhte Produktivität

Communications• Direktere und effizientere

Bord-Boden-Verbindungen• Verbessertes

Informationsmanagement• Verbesserung der Kanalnutzung• Verringerung der

Kommunikationsfehler• Verbesserte Interoperabilität

zwischen verschiedenen Anwendungen

• Reduzierung der Arbeitslast

Navigation• weltweites, wetterunabhängiges

Navigationssystem mit hoher Integrität und Genauigkeit

• Verbesserte 4-dimensionale Navigationsgenauigkeit

• Kostenersparnisse durch weniger Bodennavigationseinrichtungen

• Verbesserte Flugplatz- und Start- und Landebahnnutzung

• Ermöglichung von Instrumentenanflügen auf heute noch nicht ausgestatteten Flugplätzen

• Reduzierung der Pilotenarbeitslast

Surveillance• weniger Fehler bei der

Positionsbestimmung• Flugüberwachung von nicht mit

Radar abgedeckten Gebieten• Kostenreduktion• Bessere Zugänglichkeit der

Lotsen für Veränderungen des Flugprofils

• Bessere Überwachung der Einhaltung von Standards und Anweisungen

• Verbesserte Notfallhilfe

Abbildung 2: Überblick über die zu erwartenden Nutzeneffekte aus den neuen CNS Systemen

(Eigene Darstellung in Anlehnung an /104/)


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2.4.4 DIREKTER NUTZEN AUS DEN NEUEN SYSTEMEN

Die neuen CNS/ATM Systeme werden das Informationsmanagement, die Flugüberwachung und die Navi-gationsgenauigkeit deutlich verbessern. Dies wird unter anderem dazu führen, dass die Separationsab-stände reduziert werden können, was wiederum die Luftraumkapazität erhöht.

Zukünftige CNS/ATM Systeme werden u. a. durch den Einsatz digitaler Datenverbindungen dazu in der Lage sein, den wachsenden Verkehr aufzunehmen. Durch diesen Datenaustausch wird ein verbessertes Erkennen und Lösen von Konflikten möglich, so dass zum einen automatisch konfliktfreie Freigaben gene-riert und übermittelt werden können und zum anderen auf veränderte Verkehrslagen schnell reagiert wer-den kann.

Im Ergebnis wird das ATM System besser dazu in der Lage sein, einem Flugzeug das gewünschte Flug-profil zuzuweisen und so den Flugzeugbetreibern eine Reduzierung der Kosten und Verspätungen zu er-möglichen.

• Nutzen für die Luftverkehrsgesellschaften Die Nutzeneffekte für die Luftverkehrsgesellschaften werden insbesondere aus der stärkeren Integ-ration von Bord- und Bodensystemen aufgrund des Einsatzes von digitalen Datenverbindungen re-sultieren. Zudem werden weltweit einsetzbare Navigationssysteme eine Reduzierung der Mindest-abstände zwischen den Luftfahrzeugen zulassen. Konkret bedeuten diese Effekte für die Luftverkehrsgesellschaften: − Reduzierte Separation über ozeanischem Luftraum − Verbesserter Zugang zu bisher schlecht erschlossenen Gebieten − Schrittweise Einführung von 1.000ft vertikaler Separation über Flight Level 290 − Flexiblere Routenplanung − Direktere Verbindungen − Insgesamt verbesserte Sicherheit

• Nutzen für die Staaten als Bereitsteller der Infrastruktur Dadurch, dass der überwiegende Teil der herkömmlichen Bodennavigationsanlagen überflüssig wird, sind für die Bereitsteller der Infrastruktur erhebliche Einsparungen zu erwarten. Auch die Staa-ten werden die insgesamt erhöhte Sicherheit begrüßen. Für Entwicklungsländer stellt CNS/ATM die Möglichkeit dar, ihre Infrastruktur bei geringstem Auf-wand wesentlich zu verbessern. So könnten auch Gebiete für den Luftverkehr erschlossen werden, die derzeit aufgrund fehlender Bodennavigationsanlagen nicht genutzt werden können.

• Nutzen für die Allgemeine Luftfahrt Die Betreiber der Luftfahrzeuge der Allgemeinen Luftfahrt werden zukünftig kostengünstig auf Aus-rüstung zugreifen können, die Ihnen die vollwertige Teilnahme am Luftverkehr in allen Lufträumen ermöglicht. Zudem werden auch für die sie die oben genannten Gebiete zugänglich, die bis dato wegen fehlender Bodennavigationsanlagen nicht nutzbar waren.

2.4.5 INDIREKTER NUTZEN AUS DEN NEUEN SYSTEMEN

Neben den unter 2.4.4, ab Seite 28, erläuterten direkten Nutzeneffekten sind auch diverse indirekte Nut-zeneffekte zu erwarten, wie beispielsweise:

• Geringere Preise für Flugreisen und Luftfracht • Zeitersparnisse für die Passagiere • Umweltentlastung • Transfer der gewonnenen Hochtechnologie-Erkenntnisse in andere Bereiche • Erhöhung der Produktivität • Restrukturierung der Industrie • Förderung der mit dem Luftverkehr verbundenen Wirtschaftszweige • Verbesserte Handelsverbindungen • Mehr Arbeitsplätze


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2.5 DAS OBSTACLE CLEARANCE PANEL IM PROZESS DER EINFÜHRUNG SATELLITENGESTÜTZTER VERFAHREN

Eines der wichtigsten Ziele der ICAO ist die Sicherstellung der Interoperabilität. Diese wird insbesondere durch die Herausgabe der in Kapitel 2.3, Seite 23, erläuterten SARPS gewährleistet, welche im Fall der Satellitennavigation die Anforderungen an das Signal in Space (SIS) definieren. Das SIS ist die Schnittstel-le zwischen dem Luftfahrzeug und den außerhalb des Luftfahrzeugs befindlichen Navigationshilfen im All und am Boden, die von den Service Providern bereitgestellt werden. Durch diese genaue Schnittstellende-finition wird die Interaktion von Geräten verschiedener Hersteller möglich.

Wie in Kapitel 2.3, Seite 23, erläutert, regelt die Chicago Konvention /86/, wie die SARPS von den einzel-nen Mitgliedsstaaten umzusetzen sind. Auf Basis der gültigen SARPS entwickeln die nationalen Luftfahrt-behörden die für ihren Bereich geltenden Zulassungs- und Betriebsvorschriften, wie beispielsweise die

• Federal Aviation Requirements (FARs) und Technical Standard Orders (TSOs) der FAA oder • Joint Aviation Requirements (JARs) und Joint Technical Standard Orders (J-TSOs) der europäi-

schen JAA.

Dabei wird im allgemeinen die Fachkompetenz der jeweiligen Interessenverbände der Industrie einbezo-gen, indem beispielsweise die TSOs der FAA im Bereich der Avionik im wesentlichen auf die detaillierten Leistungsspezifikationen der RTCA und der ARINC verweisen. Während die ARINC in den so genannten Equipment Characteristics Ausführungsnormen definiert, werden von der RTCA herausgegeben:

• MASPS (Minimum Aviation System Performance Standards), die das Gesamtsystem beschreiben.

• MOPS (Minimum Operational Performance Standard), die aus den MASPS abgeleitet werden und systemspezifische Anforderungen und Testvorschriften für das Bordgerät zum Nachweis im Rahmen der Zulassung beinhalten.

Die Service Provider leiten aus den SARPS und MASPS Vorschriften für die Zulassung der Bodenanlagen, dem so genannten Commissioning, ab.

Im Falle von GBAS (in den USA bezeichnet als LAAS) liegen inzwischen u. a. folgende technische Stan-dards vor:

• ICAO-Annex 10 /87/ – enthält die GBAS CAT I SARPS für das Signal in Space,

• RTCA/DO-245: MASPS for the LAAS /177/ – enthält die Anforderungen an das Gesamtsystem,

• RTCA/Do-253: MOPS for GPS LAAS Airborne Equipment /180/ – enthält die Anforderungen an die Bordausrüstung,

• RTCA/Do-246: GNSS Based Precision Approach LAAS, Signal-in-Space Interface Control Docu-ment /176/ – enthält die Anforderungen an das Signal-in-Space und

• ARINC Characteristic 755: Multi-Mode Receiver (MMR) /4/ – enthält die Equipment Characteristics eines MMR.

Um die so spezifizierten und zugelassenen Technologien operationell nutzbar zu machen, müssen ent-sprechende Verfahren entwickelt und zugelassen werden. Dies setzt die Verfügbarkeit von entsprechen-den Verfahrenskriterien voraus, wofür das OCP der ICAO zuständig ist.

2.6 VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-PRÄZISIONSANFLÜGE ALS AUFGABE DES OCP

Im Rahmen der Entwicklung der CNS/ATM Gesamtstrategie wurden Aufwand und Nutzen aus der Imple-mentierung neuer Technologien auf globalem Niveau abgewogen, um daraus die optimale Gesamtstrate-gie abzuleiten. Dies bedeutet, dass sichergestellt werden muss, dass der bei der Erarbeitung der Gesamt-strategie antizipierte Gesamtnutzen realisiert wird, indem aus der Gesamtstrategie die Arbeitsschwerpunk-te der einzelnen Systemelemente abgeleitet werden. Das heißt auch das OCP muss die Schwerpunkte seiner Arbeit – und damit die Gewichtung seiner Ziele – aus der Gesamtstrategie der ICAO ableiten.


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Die CNS/ATM Gesamtstrategie sieht nach ICAO-Annex 10 /87/, Attachment B, vor, dass augmentierte GNSS-Systeme für Präzisionsanflüge nach CAT I bis spätestens 2005 für den Betrieb verfügbar sein sol-len. Für die Einführung entsprechender CAT II- und CAT III-Anflüge wird ein Zeitfenster zwischen 2005 und 2015 angegeben. Desweiteren ist für alle neuen Landehilfen neben der Erfüllung der übergeordneten Vorgaben der CNS/ATM Strategie u. a. sicherzustellen, dass:

• das heutige Sicherheitsniveau im Allwetterflugbetrieb mindestens erhalten bleibt, • die Einsatzzuverlässigkeit erhalten bleibt oder sogar noch erhöht wird, • die globale Interoperabilität sichergestellt bleibt und • wirtschaftliche, operationelle und technische Parameter bei der Implementierung Berücksichtigung

finden.

Entsprechend seinen Aufgaben innerhalb der ICAO muss das OCP sicherstellen, dass Verfahrenskriterien für alle aus neuen Technologien resultierenden Möglichkeiten der Durchführung von Anflügen in Überein-stimmung mit diesen Vorgaben rechtzeitig zur Verfügung stehen – auch für die oben genannten augmen-tierten GNSS-Systeme und hier im speziellen auch für die zunächst einzuführenden CAT I-Präzisionsanflüge mittels GBAS.

Für die Bereitstellung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge lassen sich vier Optionen identifizieren, die im Kapitel 5, Seite 73, eingehend diskutiert werden:

1. ILS-Äquivalenzmethode

2. RNP-Ansatz

3. Weiterentwicklung des ILS-CRMs

4. Entwicklung eines neuen GBAS-CRMs

Um den Forderungen nach einer möglichst schnellen Verfügbarkeit von GBAS CAT I-Verfahrenskriterien zu entsprechen, entschied man, diese bis zum 13. Meeting des OCP (OCP/13) vom 28.10. bis 08.11.2002 in Montreal mittels der ILS-Äquivalenzmethode zu erarbeiten. Dort wurden sie verabschiedet und können so voraussichtlich im November 2004 in Kraft treten, sind also in Einklang mit der CNS/ATM Strategie der ICAO.

Wie in Kapitel 5.2, Seite 74, jedoch gezeigt wird, hat die ILS-Äquivalenzmethode gegenüber den anderen Methoden einige Schwächen und Nachteile. Aus diesem Grund wird im OCP derzeit noch diskutiert, wie mit den oben genannten drei weiteren Optionen umgegangen werden soll. Man könnte beispielsweise die mittels ILS-Äquivalenzmethode entstandenen Verfahrenskriterien präzisieren durch die Anwendung eines entsprechenden CRMs – entweder entstanden durch Weiterentwicklung des ILS-CRMs oder komplett neu entwickelt.

Die vorliegende Arbeit möchte zu dieser Diskussion einen Beitrag leisten, indem sie versucht, durch die systematische Analyse aller relevanten Informationen die Auswahl der besten Option unter Anwendung der Präferenzstruktur des OCP zu unterstützen.

VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE 3 DIE TECHNOLOGIEN

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3 DIE TECHNOLOGIEN

In diesem Kapitel werden die Technologien des Ground Based Augmentation Systems (GBAS) und des Instrumentenlandesystems (ILS) einander gegenübergestellt, um herauszuarbeiten, welche Konsequen-zen sich aus den Unterschieden und Gemeinsamkeiten für die Verfahrenskriterien ergeben. Hierauf aufbauend können dann in Kapitel 5, Seite 73, mögliche Methoden für die Ermittlung von GBAS CAT I-Verfahrenskriterien identifizieren und diskutieren werden.

3.1 ÜBERBLICK

Nach ICAO-Annex 14 /89/ werden Landebahnen entsprechend des Flugbetriebs, für den sie vorgesehen sind, in Kategorien eingeteilt:

• Sichtanflug-Landebahn

Eine Landebahn, die für den Flugbetrieb von Luftfahrzeugen nach Sichtanflugverfahren bestimmt ist.

• Instrumenten-Landebahn

Eine der folgenden Arten von Landebahnen für den Betrieb von Luftfahrzeugen, die Instrumentenan-flugverfahren anwenden (vgl. Tabelle 1):

− Nichtpräzisionsanflug-Landebahn

Eine Instrumentenlandebahn mit optischen Hilfen und einer nichtoptischen Hilfe, die zumindest für einen Geradeausanflug ausreichende Richtungsführung bietet.

− Präzisionsanflug-Landebahn für Betriebsstufe I (CAT I)

Eine Instrumenten-Landebahn mit ILS und/oder MLS und optischen Hilfen, die für Betrieb bis herab auf 60m (200 Fuß) Entscheidungshöhe1 und bis herab zu entweder einer meteorologi-schen Sicht von nicht weniger als 800m oder einer Landebahnsicht (Runway Visual Range – RVR)2 von nicht weniger als 550m bestimmt ist.

− Präzisionsanflug-Landebahn für Betriebsstufe II (CAT II)

Eine Instrumenten-Landebahn mit ILS und/oder MLS und optischen Hilfen, die für Betrieb mit ei-ner Entscheidungshöhe von weniger als 60m (200 Fuß) bis herab auf 30m (100 Fuß) und bis herab zu einer Landebahnsicht von 350m bestimmt ist.

− Präzisionsanflug-Landebahn für Betriebsstufe III (CAT III)

Eine Instrumenten-Landebahn mit ILS und/oder MLS bis zur und entlang der Oberfläche der Landebahn, die A - für Betrieb mit einer Entscheidungshöhe von weniger als 30m (100 Fuß) oder keiner Ent-

scheidungshöhe bis herab zu einer Landebahnsicht von 200m bestimmt ist; B - für Betrieb mit einer Entscheidungshöhe von weniger als 15m (50 Fuß) oder keiner Ent-

scheidungshöhe und einer Landebahnsicht von weniger als 200m bis herab auf 50m be-stimmt ist;

C - für Betrieb ohne Entscheidungshöhe und ohne Beschränkungen für die Landebahnsicht be-stimmt ist.

1 Entscheidungshöhe ist eine auf die Schwelle bezogene, festgelegte Höhe im Präzisionsanflug, bei der ein Fehlan-

flug einzuleiten ist, wenn der erforderliche Sichtkontakt für eine Fortsetzung des Anfluges nicht gegeben ist. 2 Die Landebahnsicht entspricht der größten Entfernung, bis zu der der Luftfahrzeugführer eines Luftfahrzeuges auf

der Mittellinie der Start-/Landebahn die Markierungen oder die Rand- bzw. Mittellinienfeuer dieser Start- und Lan-debahn erkennen kann.

3 DIE TECHNOLOGIEN VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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Anflugart Entscheidungshöhe (DH) Landebahnsicht (RVR)

Nicht-Präzisionsanflug 1.)

- -

CAT I 2.) DH ≥ 60m (200ft) RVR ≥ 550m oder meteorologische Sicht ≥ 800m

CAT II 2.) 60m (200ft) > DH ≥ 30m (100ft) RVR ≥ 350m

CAT III A 3.) 30m (100ft) > DH RVR ≥ 200m

CAT III B 3.) 15m (50ft) > DH 200m > RVR ≥ 50m

CAT III C 3.) DH = 0m Keine 1.) mit optischen Hilfen und einer nichtoptischen Hilfe 2.) ILS/MLS und optische Hilfen 3.) ILS/MLS verfügbar vor und entlang der Start- und Landebahn

Tabelle 1: Kriterien der Betriebsstufen für Präzisionsanflug-Landebahnen (Quelle: /89/)

In dieser Arbeit werden mögliche Wege aufgezeigt, wie Verfahrenskriterien geschaffen werden können, die den Einsatz von GBAS für CAT I-Präzisionsanflüge vorsehen.

Um aufzuzeigen, welche Optionen hierfür bestehen, müssen zunächst die Technologien analysiert werden. Deswegen wird das Instrumentenlandesystem (ILS) in Kapitel 3.2, Seite 32 und anschließend das Ground Based Augmentation System (GBAS) in Kapitel 3.3, Seite 33 vorgestellt. Ein Vergleich der beiden Techno-logien – in den für die Gestaltung von Verfahrenskriterien wichtigen Merkmalen – dient den nachfolgenden Kapiteln als Grundlage weiterer Analysen.

3.2 DAS INSTRUMENTENLANDESYSTEM – ILS

Das Instrumentenlandesystem, das im Jahre 1953 von der ICAO unter der Bezeichnung ILS standardisiert wurde, ist inzwischen das System, das weltweit für Präzisionsanflüge genutzt wird. Praktisch alle Flugplät-ze der Welt, die im Linienverkehr planmäßig angeflogen werden, sind damit ausgerüstet. 1990 gab es etwa 1.800 ILS-Bodenanlagen und etwa 70.000 ILS-Bordgeräte.

Das ILS – detailliert spezifiziert im ICAO-Annex 10 /87/ – besteht bodenseitig aus folgenden Komponenten (vgl. Abbildung 3):

• Localizer (Landekurssender, 108 bis 112MHz, Reichweite 25NM)

Dieser dient der Festlegung des Landekurses, der mit der Mittellinie der Bahn übereinstimmt. Der Landekurs wird funktechnisch durch eine Leitebene, die Landekursebene, gebildet. Die Landekurs-ebene wird dem Luftfahrzeugführer als Mittellage eines vertikalen Instrumentenanzeigers dargestellt. Abweichungen aus dieser Ebene ergeben Links- bzw. Rechtsausschläge, wobei die Richtung des Zeigerausschlags angibt, auf welcher Seite der richtige Landekurs liegt (Kommandoanzeige).

• Glideslope (Gleitwegsender, 328 bis 336MHz, Reichweite 10NM)

Dieser dient der Festlegung des Gleitweges und damit der vertikalen Führung des Luftfahrzeuges. Er wird funktechnisch durch eine Leitebene, die Gleitwegebene gebildet. Diese wird dem Luftfahr-zeugführer als Mittellage eines horizontalen Instrumentenanzeigers dargestellt. Abweichungen aus dieser Ebene ergeben Hoch- bzw. Tiefausschläge, wobei die Richtung des Zeigerausschlags angibt, wo der richtige Gleitweg liegt (Kommandoanzeige).

• Outer und Middle Marker (Einflugzeichensender, 75MHz)

Diese dienen der Markierung von festen Punkten auf der Anfluggrundlinie und werden dem Luftfahr-zeugführer akustisch und optisch durch Signallampen angezeigt.


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Abbildung 3: Komponenten des Instrumentenlandesystems (Quelle: /138/)

Den beschriebenen bodenseitigen Sendern des ILS stehen bordseitig entsprechende Empfänger gegen-über.

Wie in Abbildung 3 dargestellt, ist die Schnittlinie der beiden Leitebenen – also der Landekursebene und der Gleitwegebene – der Sollanflugweg. Das Kriterium jeder dieser Leitebenen ist die Differenz der Modu-lationsgrade (engl. Difference in Depth of Modulation, DDM) von zwei empfangenen RF-Trägerschwingungen, die jeweils mit 90Hz und 150Hz moduliert sind. Das Signal des Localizers ist modu-liert mit 90Hz links und 150Hz rechts des Landekurses, das des Glideslopes mit 90Hz oberhalb und 150 Hz unterhalb des Gleitpfads.

Der bordseitige Empfänger misst die DDM der beiden Signale und stellt diese dem Piloten als Kommando-anzeige und dem Automatic Flight Guidance and Control System (AFCS) zur Verfügung.

Die DDM ist in der Schnittlinie der beiden Leitebenen gleich Null und nimmt in ihrer Nähe linear zu, so dass eine Proportionalität zwischen DDM und Winkelablage vom Sollflugweg besteht.

Die für einen ILS-Präzisionsanflug zu beachtenden Fehlerkomponenten werden im entsprechenden ILS-CRM abgebildet, das in Kapitel 4.6, Seite 57, diskutiert wird. In Kapitel 4.6.4, Seite 63, wird das ILS-Anflugmodell erläutert, das auch die aus der Technologie und dem Prinzip des ILS resultierenden Fehler-komponenten umfasst.

Analog zu den in Kapitel 3.1, Seite 31, definierten Landebahnkategorien werden in ICAO-Annex 10 /87/ ILS-Gerätekategorien (engl. Facility Performance Category) unterschieden:

• ILS-Gerätekategorie I Ein ILS, das Kursführungsinformationen von der Reichweitengrenze des ILS bis zu dem Punkt des Gleitwegs liefert, der in einer Höhe von 60m (200ft) oder weniger über der Schwelle liegt.

• ILS-Gerätekategorie II Ein ILS, das Kursführungsinformationen von der Reichweitengrenze des ILS bis zu dem Punkt des Gleitwegs liefert, der in einer Höhe von 15m (50ft) oder weniger über der Schwelle liegt.

• ILS-Gerätekategorie III Ein ILS, das Kursführungsinformationen – erforderlichenfalls mit Hilfe von Zusatzeinrichtungen – von der Reichweitengrenze des ILS bis zur Bahn und entlang der Bahnoberfläche liefert.

3.3 DAS GROUND BASED AUGMENTATION SYSTEM – GBAS

Um diese Technologie umfassend zu erläutern, wird zunächst in Kapitel 3.3.1, Seite 34, das Global Navi-gation Satellite System (GNSS) vorgestellt. Daran anschließend gibt Kapitel 3.3.2, Seite 35, einen Über-blick darüber, welche Möglichkeiten der Augmentierung es für GNSS gibt und ordnet GBAS in diese ein.

Ausgehend vom Aufbau und der Funktion von GBAS, die in Kapitel 3.3.3, Seite 36, erläutert werden, ge-ben Kapitel 3.3.4, Seite 37, und Kapitel 3.3.5, Seite 39, Einblick in die Fehlergrößen von GBAS.


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Anschließend wird der Multimode Receiver (MMR, vgl. Kapitel 3.3.6, Seite 40) erläutert, da dieser eine wichtige Rolle bei der Anwendung von GBAS für Präzisionsanflüge spielt.

GBAS kann auf verschiedene Weise in den Luftfahrzeugen für Präzisionsanflüge nutzbar gemacht werden. Für diese Arbeit werden zwei Fälle unterschieden:

• ILS look-alike GBAS (vgl. Kapitel 3.3.7, Seite 40)

− Verwendung von GBAS in Verbindung mit einem Multimode Receiver im ILS look-alike Modus

• Uneingeschränktes GBAS (vgl. Kapitel 3.3.8, Seite 41)

− Verwendung von GBAS für Präzisionsanflüge unter Nutzung aller technologischen Möglichkeiten

3.3.1 DAS GLOBAL NAVIGATION SATELLITE SYSTEM

Wie bereits in Kapitel 2.4.3, Seite 26, erläutert, ist ein wichtiger Pfeiler der CNS/ATM Strategie der ICAO das Global Navigation Satellite System (GNSS). GNSS ist ein weltweites, wetterunabhängiges System, das ein oder mehrere Satellitennavigationssysteme einschließt und die Nutzer mit Positions- und Zeitdaten versorgt. Derzeit sind das Global Positioning System (GPS) der USA und das Global Orbiting Navigation Satellite System (GLONASS) der russischen Föderation in Betrieb. Beide Systeme wurden der ICAO zum Aufbau des GNSS angeboten und der Rat akzeptierte dieses Angebot für GPS 1996 und für GLONASS 1996.

Die Positions- und Zeitbestimmung geschieht wie folgt: Das von den Satelliten ausgestrahlte Signal enthält die Systemzeit des Satelliten sowie Informationen über seine Position und Umlaufbahn. Der Empfänger bestimmt die Signallaufzeit zwischen Satellit und eigenem Standort (Pseudorange) und ermittelt hieraus seine eigene Position. Für die dreidimensionale Positionsbestimmung werden die Pseudoranges zu drei Satelliten zuzüglich mindestens einer weiteren Pseudorangebestimmung zur Ermittlung des Zeitfehlers in den Messungen benötigt.

Sowohl GPS als auch GLONASS bestehen aus den folgenden Segmenten:

• Raumsegment (engl. Space Segment)

Das GPS-Raumsegment besteht aus 24 nutzbaren Satelliten in 6 Umlaufbahnebenen, die eine Nei-gung von 55° zur Äquatorebene aufweisen. Die Satelliten laufen in nahezu kreisförmigen Bahnen in einer Höhe von 20.230km und benötigen für einen Umlauf 12 Stunden. Vor dem Abschalten der Se-lective Availability (SA) zum 01.05.2000 war der Fehler von GPS nach ICAO-Annex 10 /87/ für 95% der Zeit vertikal kleiner als 156m und horizontal kleiner als 100m. Die Genauigkeit von GPS ohne SA wird vom ICAO-Annex 10 /87/ mit der Begründung nicht benannt, dass die Zahlenwerte erst vali-diert werden müssen.

Das GLONASS-Raumsegment umfasst 21 aktive und 3 Reservesatelliten in 3 Bahnebenen, die ei-nen Inklinationswinkel gegenüber dem Äquator von 64,8° aufweisen. Die Satelliten laufen in nahezu kreisförmigen Bahnen in einer Höhe von 19.100km und benötigen für einen Umlauf 11 Stunden und 16 Minuten. Der Fehler von GLONASS ist nach ICAO-Annex 10 /87/ für 95% der Zeit vertikal kleiner als 60m und horizontal kleiner als 28m.

• Nutzersegment (engl. User Segment)

Das Nutzersegment besteht aus den Geräten an Bord des Nutzers, die aus den Satelliteninformati-onen die Eigenposition berechnen.

• Kontrollsegment (engl. Control Segment)

Dieses umfasst Bodeneinrichtungen, die der Überwachung und Beeinflussung der Satelliten dienen.

Derzeit laufen auch in Europa intensive Bemühungen, den Systemen GPS und GLONASS eine eigene Alternative – GALILEO – gegenüberzustellen. Dies resultiert vor allem daraus, dass sowohl GPS als auch GLONASS von einzelnen Staaten kontrolliert werden und deswegen aus politischen und wirtschaftlichen


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Gründen eine Abhängigkeit von diesen Systemen vermieden werden soll. Es besteht also die Notwendig-keit eines Satellitennavigationsdienstes unter ziviler, multinationaler Kontrolle. Man schätzt, dass bereits heute der Ausfall von GPS für nur eine Stunde in Europa zu einem volkswirtschaftlichen Schaden von 42 Mio. Euro führen würde. Im Falle eines Ausfalls von GPS im Jahr 2020 für nur 0,1% der Zeit würde der Schaden bereits 6 Mrd. Euro betragen /10/.

Mit dem Aufbau von GALILEO würden in den nächsten 20 Jahren nach Schätzungen der EU mindestens 100.000 neue Arbeitsplätze geschaffen. Die gesamten aus GLALILEO resultierenden volkswirtschaftlichen Erträge würden nach einer Studie der EU-Kommission im gleichen Zeitraum ca. 74 Mrd. Euro betragen. Dem stehen in der selben Zeit angenommene Projektgesamtkosten von ca. 6 Mrd. Euro gegenüber, die sowohl die Kosten für die Entwicklung und den Systemaufbau in Höhe von ca. 3,3 Mrd. Euro, als auch die Betriebskosten umfassen /10/.

Die Diskussion über die organisatorische und wirtschaftliche Realisierung von GALILEO (beispielsweise als Joint Undertaking) ist derzeit noch in Gange. Aktuelle Zeitpläne sehen jedoch vor, dass die Ent-wicklungs- und Validierungsphase 2005 abgeschlossen sein wird, 2006 bis 2007 die Inbetriebnahme er-folgt und ab 2008 GALILEO voll nutzbar ist.

Auch GALILEO wird die oben genannten Segmente umfassen. Das Raumsegment wird voraussichtlich aus 30 Satelliten in 3 Bahnebenen bestehen wird, die einen Inklinationswinkel gegenüber dem Äquator von 56° aufweisen. Die Satelliten werden in nahezu kreisförmigen Bahnen in einer Höhe von 23.616km laufen.

Die Leistungsfähigkeit des GNSS ohne Augmentierung reicht nicht aus, um den Anforderungen aller Flug-phasen hinsichtlich Genauigkeit, Verfügbarkeit, Kontinuität und Integrität gerecht zu werden.

3.3.2 AUGMENTIERUNGEN DES GLOBAL NAVIGATION SATELLITE SYSTEMS

Um die Leistungsfähigkeit von GBAS so zu erhöhen, dass es für alle Flugphasen genutzt werden kann, stehen verschiedene Möglichkeiten der Augmentierung zur Verfügung. Man unterscheidet 3 verschiedene Kategorien, die im Folgenden kurz vorgestellt werden sollen:

• Aircraft-based Augmentation System (ABAS)

Bei Aircraft-based Augmentation Systems (ABAS) geschieht die Augmentierung der GNSS-Signale mittels an Bord des Luftfahrzeuges verfügbarer Informationen.

Eine Art von ABAS ist das so genannte Receiver Autonomous Integrity Monitoring (RAIM), das an-gewendet werden kann, wenn mehr als 4 Satelliten mit passender Geometrie empfangen werden. Beispielsweise können mit 5 empfangenen Satelliten 5 Positionen berechnet werden. Wenn diese nicht zueinander passen, kann geschlussfolgert werden, dass mindestens einer der Satelliten fal-sche Informationen liefert. Wenn 6 oder mehr Satelliten zur Verfügung stehen, können mehr Positio-nen berechnet werden und der Receiver kann daraus den fehlerhaften Satelliten ermitteln und bei der Positionsbestimmung ausschließen.

Neben RAIM existieren eine Reihe weiterer ABAS-Methoden, die zusammenfassend als Aircraft Au-tonomous Integrity Monitoring (AAIM) bezeichnet werden. So kann beispielsweise das Inertial Navi-gation System (INS) genutzt werden, um kurze Ausfälle des GNSS zu überbrücken, beispielsweise wenn die GNSS-Antennen bei Flugmanövern abgeschattet werden oder wenn nicht genügend Satel-liten verfügbar sind.

• Ground-based Augmentation System (GBAS)

Bei Ground-based Augmentation Systems (GBAS) – auch bezeichnet als Local Area Augmentation Systems (LAAS) – geschieht die Augmentierung der GNSS-Signale mittels einer Bodenstation. Die-se enthält einen Monitor auf oder in der Nähe des Flugplatzes, für den Präzisionsanflugverfahren mittels GBAS ermöglicht werden sollen. Die empfangbaren Satellitensignale werden ausgewertet und mittels Datenkanals werden Korrekturen sowie Informationen über den Anflug und die Integrität der Satelliten an die Luftfahrzeuge im Nahbereich (ca. 20NM) übertragen. GBAS ist das System, das im Rahmen dieser Arbeit näher untersucht wird.


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• Satellite-based Augmentation System (SBAS)

Bei Satellite-based Augmentation Systems (SBAS) – auch bezeichnet als Wide Area Augmentation Systems (WAAS) – geschieht die Augmentierung der GNSS-Signale mittels Satelliten, da es nicht praktikabel ist, GBAS flächendeckend einzusetzen.

Die heute eingesetzten geostationären Satelliten dienen zum einen der Übertragung der von verteil-ten Bodenstationen ermittelten Integritäts- und Korrekturinformationen an die Luftraumnutzer; dar-über hinaus können sie aber auch zur Entfernungsmessung herangezogen werden, wodurch die Verfügbarkeit und Zuverlässigkeit erhöht wird.

SBAS unter Verwendung von geostationären Satelliten hat verschiedene Defizite, die dazu führen, dass es nicht für alle Flugphasen, insbesondere nicht für Präzisionsanflüge höherer Betriebsstufen, einsetzbar ist. Da sich die Satelliten über dem Äquator befinden, sind ihre Signale in den Polarregio-nen nicht verfügbar und können durch Bodenerhebungen oder Flugzeugteile leicht abgeschattet werden. Aufgrund dessen müssen für die Zukunft entweder andere Umlaufbahnen für die Augmen-tierungssatelliten gewählt werden oder es müssen bodengestützte Systeme für nicht SBAS-kompatible Flugphasen eingesetzt werden.

Das WAAS-Konzept der FAA für Nordamerika augmentiert sowohl GPS als auch GLONASS und umfasst im Raumsegment 4 geostationäre INMARSAT-Satelliten. Das Bodensegment wird aus gleichmäßig über Nordamerika verteilten Stationen gebildet, welche für die Ermittlung der Integritäts- und Korrekturinformationen eingesetzt werden.

Das europäische System EGNOS (European Geostationary Navigation Overlay Service) befindet sich derzeit noch in der Entwicklung durch die europäische Raumfahrtagentur ESA, die EU und die europäische Flugsicherheitsbehörde (EUROCONTROL). Es wird aus drei geostationären Satelliten und über 40 Bodenreferenzstationen bestehen und zunächst GPS und GLONASS, später auch GA-LILEO augmentieren.

3.3.3 AUFBAU UND FUNKTION VON GBAS

Die folgenden Beschreibungen basieren auf RTCA/DO-245 /177/. Hierin wird das GBAS (in den USA be-zeichnet als LAAS) auf Basis von GPS diskutiert. Dies bedeutet jedoch nicht, dass anstelle von GPS nicht auch GLONASS oder GALILEO zur Anwendung kommen könnten.

GBAS wurde entwickelt, um satellitengestützte Präzisionsanflüge zu ermöglichen. Es besteht aus den folgenden drei Subsystemen:

• Das Satellitensubsystem Dieses ermittelt die Positionsdaten. Es besteht aus GPS- und gegebenenfalls zusätzlichen SBAS-Satelliten. GLONASS-Satelliten können gegebenenfalls mit einbezogen werden.

• Das Bodensubsystem Dieses System stellt mittels VHF Data Broadcast (VDB) Differentialkorrekturen und andere Flugfüh-rungsinformationen, insbesondere die Definition des Anflugpfades, bereit. Auch die Verwendung von zusätzlichen Airport Pseudoliten (APL)1 ist angedacht.

• Das Flugzeugsubsystem Das Flugzeugsubsystem umfasst alle Geräte des Luftfahrzeuges, die genutzt werden, um die Satel-liten- und Korrektursignale zu empfangen, zu verarbeiten und zur Anzeige zu bringen.

1 "Pseudolites" wurde abgeleitet aus den Worten "Pseudo" und "Satellit". Es drückt aus, dass diese Einrichtung die

Funktion eines Satelliten ausübt, aber tatsächlich kein Satellit ist, sondern eine am Boden stehende Station. Pseu-dolite-Sender und -Empfänger arbeiten im Frequenzbereich der GPS-Satelliten, so dass ein Nutzer von GPS durch den zusätzlichen Empfang eines oder mehrerer Pseudolites eine wesentlich höhere Ortungsgenauigkeit erzielen und zudem die Verfügbarkeit und Integrität deutlich erhöhen kann.


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GBAS bedient sich des Prinzips des so genannten Differential-GPS (DGPS). Dieses zusätzliche System-segment dient der Erhöhung der Ortungsgenauigkeit, indem die bei der Positionsbestimmung auftretenden Fehler korrigiert werden. Dies geschieht, indem eine Referenzstation am Boden ihre mittels GPS ermittelte Position mit einer zuvor exakt mit geodätischen Mitteln bestimmten Position vergleicht. Aus der Differenz dieser Positionen können Korrekturdaten ermittelt und über VHF Data Broadcast an Luftfahrzeuge in der Umgebung abgestrahlt werden. Diese können die so empfangenen Informationen verwenden, um die Ge-nauigkeit der selbst bestimmten GPS-Position durch entsprechende Korrekturen zu erhöhen. Die von der Referenzstation ermittelten Korrekturwerte gelten exakt für den Ort dieser Station, das heißt mit zuneh-mender Entfernung des Nutzers von der Referenzstation sinkt die Genauigkeit der Korrektur.

Neben den Korrekturdaten des DGPS werden mittels VHF Data Broadcast auch Informationen über den Final Approach Path, also den Sollflugweg während des Anfluges, übermittelt.

Im Flugzeugsubsystem werden die mittels DGPS ermittelten Positionsdaten mit dem Final Approach Path verglichen, um daraus die aktuellen Ablagen zu ermitteln. Die Ausgabe der Informationen erfolgt so, dass sie von den anderen Flugzeugsubsystemen weiterverwendet werden können, also beispielsweise als ILS look-alike Ablagen, wie sie in Kapitel 3.3.7, Seite 40, näher beschrieben werden.

In Abbildung 4 ist der Aufbau des nach RTCA/DO-245 /177/ definierten LAAS dargestellt.

Abbildung 4: Systemkomponenten des LAAS (Quelle: /174/)

Analog zu den in Kapitel 3.1, Seite 31, definierten Landebahnkategorien werden für GBAS so genannte "Performance Types" (PT) unterschieden. In Tabelle 2 ist die Zuordnung der PT zu den Landebahnkatego-rien aufgeführt.

Performance Type Landebahnkategorie PT 1 CAT I PT 2 CAT II /III a PT 3 CAT III b

Tabelle 2: Zuordnung der Performance Types zu den ILS-Kategorien (Quelle: /177/)

LAAS ist so ausgelegt, dass es für Präzisionsanflüge ab einer Entfernung von 20NM von der Schwelle genutzt werden kann.

3.3.4 DIE GENAUIGKEIT VON GBAS

Im Folgenden wird auf die Genauigkeit von GBAS und auf Faktoren, die diese beeinflussen, eingegangen. Dies geschieht, damit die grundsätzlichen Unterschiede zwischen ILS und GBAS besser herausgearbeitet werden können.

Die Genauigkeit von GBAS stellt den Fehler dar, der bei der Bestimmung der Flugzeugposition gemacht wird, also die Differenz zwischen der wahren Position des Luftfahrzeuges und der vom Navigationssystem ermittelten. Dieser Fehler wird auch als Navigation System Error (NSE) bezeichnet.


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Um die Fehler entsprechend ihrer Ursachen besser analysieren und beschreiben zu können, unterteilt man den NSE in:

• URE (User Receiver Error), der die Fehler der Bordgeräte umfasst und

• Fehler des SIS (Signal in Space), der die Fehler umfasst, die außerhalb des Luftfahrzeuges entste-hen, also entweder aus Satelliten, Bodensystemen oder der Signalübertragung resultieren. Der Feh-ler des SIS kann mittels der beiden folgenden Faktoren berechnet werden:

− UERE (User Equivalent Range Error), der die Fehler, welche die Genauigkeit der Pseudorange-bestimmung beeinflussen, umfasst und

− DOP (Dilution of Precision) als Maß für die geometrisch bedingten Fehler infolge einer ungünsti-gen Satellitenkonstellation.

Es gilt also: Fehler SIS = DOP UERE.

Nachfolgend werden die benannten Fehlergrößen einzeln diskutiert.

User Receiver Error (URE) Der URE beschreibt die Fehler der Bordgeräte. Dies sind u. a.:

• Empfängerrauschen, Messauflösung • Signallaufzeitunterschiede zwischen den einzelnen Empfangskanälen • Oszillatorinstabilitäten • Schwankungen des Phasenzentrums der Empfangsantenne, der als definierter Standort des Emp-

fängers des Nutzers gilt • Algorithmenfehler bei Verlust eines Satelliten oder Positionsermittlung mittels einer kleinen Anzahl

von Satelliten • Fehler in der Datenbank (nur bei Benutzung vordefinierter Routen) • Fehler in der Sensorpositionierung • Fehler der Filterzeitkonstante

User Equivalent Range Error (UERE) Der UERE umfasst die Fehler, welche die Genauigkeit der Pseudorangebestimmung beeinflussen. Dies sind u. a.:

• Im Raumsegment:

− Satellitenbahnstörungen, also Abweichung der wirklichen Position eines Satelliten von der über-tragenen Position durch die Ephemeriden

− Frequenzabweichungen der Atomuhren aufgrund der Empfindlichkeit der Atomfrequenznormalen gegenüber Temperaturschwankungen und magnetischen Einflüssen

− Relativistische Einflüsse aufgrund der der Bewegung der elektromagnetischen Wellen in beweg-ten Bezugssystemen

− Selective Availability (SA), also die reduzierte Genauigkeit durch Verfälschung der Ephemeriden und der Satellitenuhrzeit. Die SA wurde am 01.05.2000 aufgehoben.

• Im Kontrollsegment:

− Abweichungen von den theoretisch berechneten Ephemeriden auf einer Ellipse durch inhomoge-ne, orts- und zeitabhängige Massenverteilung aufgrund des unsymmetrischen Gravitationsfelds der Erde, der Gezeiten und Drittmassen, wie Sonne und Mond sowie des Strahlungsdrucks der Sonne /184/.


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• Für das Nutzersegment

− Ionosphärische Laufzeitverzögerungen − Troposphärische Laufzeitverzögerungen − Mehrwegeausbreitung (Multipath) − Hochfrequente elektromagnetische Störungen

• Fehler in der bodenseitigen Augmentierung der GNSS-Signale

− Fehler in der Positionsvermessung der Stationen − Ausrichtungsfehler zwischen Boden- und Bordantenne − Fehler in den Beschreibung des Sollanflugweges − Fehler bei der VHF-Übertragung − Latenzfehler

Dilution of Precision (DOP) Die DOP ist ein Maß für die geometrisch bedingten Fehler infolge von ungünstigen Satellitenkonstellatio-nen. Sie ergibt durch Multiplikation mit dem UERE den Fehler des SIS.

Die DOP ist abhängig von Ort und Zeitpunkt, da sich die Satellitenkonstellation ständig ändert. Sie kann mit Hilfe der von den Satelliten übertragenen Daten ermittelt werden und ist dimensionslos. Folgende DOP können ausgewiesen werden als:

• HDOP (Horizontal DOP) für den horizontalen Fehler, • VDOP (Vertical DOP) für den vertikalen Fehler, • PDOP (Positional DOP) für den dreidimensionalen Fehler, • TDOP (Time DOP) bei Betrachtung des Uhrzeitfehlers und • GDOP (Geometrical DOP) für den Gesamtfehler, der aus den Komponenten Positionsfehler und

Uhrzeitfehler besteht.

Da die GDOP zeit- und ortsabhängig ist, ergeben sich schwankende Messergebnisse, die abhängig von der Konstellation und der Zahl der verfügbaren Satelliten sind. Auf der Erde gibt es Gebiete, insbesondere zwischen 50° und 70° geographischer Breite, für die sich zeitweilig relativ hohe GDOP-Faktoren ergeben. In diesen Bereichen ist der GDOP-Faktor bis 6-mal größer ist, als der Mittelwert der übrigen Gebiete. Die-se hohen Werte treten an den betreffenden Stellen meist zweimal innerhalb von 24 Stunden auf und haben eine Dauer von 15 bis 30 Minuten. Statistisch können weltweit ca. 90% aller GPS-Nutzer mit einem GDOP von weniger als 3,28 und ca. 50% mit einem GDOP kleiner als 2,47 rechnen /138/.

3.3.5 DIE GENAUIGKEIT VON GBAS IN ZAHLEN

Die Genauigkeitsangaben für GPS, GLONASS und DGPS als Bestandteil von GBAS variieren von Quelle zu Quelle.

Beispielhaft sind in Tabelle 3 die entsprechenden Angaben für GPS, GLONASS und eine Kombination GPS/GLONASS aus zwei verschiedenen Quellen (Daimler-Benz Aerospace /52/ und Daly /53/) gegenübergestellt. Beide basieren auf Beobachtungen in der Praxis.

maximaler Horizontalfehler in m für 95% der Zeit

maximaler Vertikalfehler in m für 95% der Zeit

Quelle Daimler-Benz Aerospace

Daly und Misra

Daimler-Benz Aerospace

Daly und Misra

GPS (SA abgeschaltet) 22 18 28 18 GPS (SA angeschaltet) 83,7 72 108,5 72 GLONASS 30 26 38 26 GPS plus GLONASS 20 20 26 20

Tabelle 3: Nennwerte für die Positionsgenauigkeit von GPS, GLONASS und einer Kombination GPS/GLONASS (Quellen: /53/ und /52/)


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Aus anderen Quellen konnten für GPS maximale User Equivalent Range Error (UERE) entnommen wer-den, die für 68% der Zeit nicht überschritten werden:

• 5,1m (Quelle: /167/) • 7,7m bis 11,6m (Quelle: /191/, /9/) • 7,6m bis 11,4m (Quelle: /184/) • 7,9m (Quelle: /186/)

Für DGPS wurden maximale UERE für 68% der Zeit angegeben von:

• 1,8m nach (Quelle: /167/) und • 3,3m nach (Quelle: /138/).

Die oben genannten Werte geben die Größe einer Standardabweichung 1σ an. Bei einer angenommenen Normalverteilung kann daraus ein 2σ-Wert und damit ein maximaler Fehler für 95% der Zeit ermittelt wer-den von 3,6m bis 6,6m. Mit einem VDOP von 2,5 /167/ und einem HDOP von 2,0 /167/ bzw. einem GDOP von 3 /138/ für 90% der weltweiten Nutzer ergeben sich Positionsfehler von 4m bis 10m, die den CAT I- Forderungen für das Signal in Space gemäß ICAO-Annex 10 /87/ genügen.

3.3.6 DER MULTIMODE RECEIVER

Herkömmliche ILS-Receiver umfassen VHF-Localizer- und den UHF-Glideslope-Empfänger in einer Ein-heit. Die VHF- und UHF-Frequenzen sind einander paarweise fest zugeordnet (vgl. ICAO-Annex 10, /87/), so dass durch die Wahl der Localizer-Frequenz an der Bedieneinheit die entsprechende Glideslope-Frequenz automatisch eingestellt wird und so die Ablage sowohl vom Loacalizer, als auch vom Glideslope ermittelt werden kann.

Ein Multimode Receiver (MMR, Spezifikation in ARINC 755-1 /4/) umfasst zum einen die oben genannten ILS-Funktionen und erlaubt zudem den Empfang und die Verarbeitung von MLS- und GLS-Signalen (MLS: Mikrowave Landing System, GLS: GPS Landing System). So kann im Betrieb zwischen diesen Funktionen gewählt werden.

Inzwischen ist der MMR bereits in über 2000 Luftfahrzeugen installiert /19/.

Für das GLS werden mittels des entsprechenden Empfängers im Multimode Receiver die GPS-Signale ausgewertet. Diese Informationen müssen mittels GBAS augmentiert werden, um die notwendige Genau-igkeit und Integrität zu erreichen. Zudem übermittelt das GBAS auch die Reference Path Definition Data (RPDD), die den Sollflugweg charakterisieren und damit dem Precision Approach Navigator (PAN) als Eingangsgrößen dienen, der daraus den Sollflugweg berechnet und evtl. Ablagen aus den augmentierten GPS-Signalen ermittelt.

Multimode Receiver werden heute üblicherweise im so genannten ILS look-alike Modus eingesetzt. Das bedeutet, dass vom MMR die Winkelablagen vom Sollflugweg so ausgegeben werden, wie sie bei Ver-wendung eines herkömmliches ILS ausgegeben würden – unabhängig davon, ob MLS oder GLS für den jeweiligen Anflug zum Einsatz kommen. Dieses Prinzip wird als ILS look-alike bezeichnet.

Daneben sind Multimode Receiver nach ARINC 755-1 /4/ auch in der Lage, den geradlinigen horizontalen und vertikalen Abstand der aktuellen Position vom Sollflugweg zu ermitteln und auszugeben. Diese Funkti-on findet heute jedoch aus den unten diskutierten Gründen noch keine Anwendung, kann jedoch für zu-künftige Systeme genutzt werden.

3.3.7 ILS LOOK-ALIKE GBAS

Bei ILS look-alike GBAS – also beispielsweise der Verwendung eines Multimode Receivers im ILS look-alike Modus für die Durchführung von mittels GBAS augmentierten GLS-Präzisionsanflügen – erhält:

• der Pilot trotz Nutzung von GBAS eine Anzeige, die in Gestaltung und Verhalten dem des gewohn-ten Instrumentenlandesystems entspricht;


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• das Automatic Flight Guidance and Control System (AFCS) seine Eingangssignale so, als wären sie durch einen herkömmlichen ILS-Receiver erzeugt worden. So ist sichergestellt, dass das AFCS die übermittelten Eingangssignale richtig in Steuerbefehle umsetzt, die Fehlerindikationen des Recei-vers richtig verarbeitet und damit nicht neu zertifiziert werden muss. Wäre dies nicht der Fall, müsste das automatische Landesystem komplett überarbeitet und neu zertifiziert werden, was sehr aufwen-dig und kostenintensiv wäre.

Die heute vorliegenden technischen Standards sehen zunächst den Einsatz von ILS look-alike GBAS vor. Die entsprechende Gestalt der Kurssektoren gemäß RTCA/DO-253 /180/ ist in den nachfolgenden Abbil-dungen dargestellt.

LTP/FTP: Landing Threshold Point/ Fictitious Threshold Point FPAP: Flight Path Alignment Point GARP: GNSS Landing System Azimuth Reference Point Anmerkung: "Full Scale" entlang der Bahn +/-350ft, im geführten Fehlanflugbereich +/-0,3NM

Abbildung 5: Lateraler Kurssektor des ILS look-alike LAAS (Quelle: /180/)

FSD: Full Scale Deflection GPIP: Glide Path Intercept Point

Abbildung 6: Vertikaler Kurssektor des ILS look-alike LAAS (Quelle: /180/)

Die Anwendung von GBAS in der ILS look-alike Variante führt dazu, dass viele der technologischen Vortei-le von GBAS gegenüber ILS (vgl. Kapitel 3.4, Seite 42) nicht genutzt werden können.

3.3.8 UNEINGESCHRÄNKTES GBAS

Wird hingegen der uneingeschränkte Einsatz von GBAS für Präzisionsanflüge – das heißt unter Nutzung aller technologischen Möglichkeiten – angestrebt, so ist mit erheblichem Implementierungs- und Zertifizie-rungsaufwand zu rechnen.

Zum Einsatz könnten auch für dieses Szenario die oben genannten Multimode Receiver gelangen, aller-dings würden nicht die ILS look-alike Ausgangsgrößen verwendet, sondern die geradlinigen, horizontalen und vertikalen Ablagen vom Sollflugweg. Dies würde dazu führen, dass die Steueralgorithmen und Fehler-behandlungen automatischer Landesysteme, die diese Informationen verarbeiten, entsprechend überarbei-tet und neu zertifiziert werden müssten.


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Die Einführung dieser neuen Technologien und Verfahren müsste aus Machbarkeits- und Sicherheitsgrün-den während einer gewissen Transitionsphase erfolgen – in der sowohl alte, als auch neue Technologien und Verfahren nebeneinander Anwendung finden. Die Piloten müssten während dieser Transitionsphase mit zwei verschiedenen Anzeigen umgehen – das heißt auf Airport A mit ILS und der gewohnten Anzeige landen und auf Airport B mit GBAS und einer neuen Anzeige landen. Dadurch müssten für beide Fälle Standardprozeduren festgelegt werden, die der Pilot zu trainieren hat. Problematisch hieran ist zum einen der erhöhte Trainingsaufwand und zum anderen, dass die mentale Beanspruchung des Piloten während des Endanfluges steigt. Letzteres resultiert aus folgenden Zusammenhängen: Gibt es nur eine Form der Anzeige bei Präzisionsanflügen, so kann entsprechendes Training erreichen, dass die Interpretation und anschließende Steuerung des Luftfahrzeuges quasi intuitiv abläuft. Bei mehreren Formen wird es für den Piloten notwendig, sich ständig bewusst zu machen, mit welchem System er gerade anfliegt und wie er diese Anzeigesystem zu interpretieren hat. Hierdurch könnte unter Umständen – gerade in der ohnehin sehr arbeitsintensiven Phase des Endanfluges – eine Überlastung des Piloten auftreten. Eine vertiefte wissenschaftliche Analyse hierzu steht allerdings noch aus.

Es ist zu beachten, dass die beschriebenen Problemfelder nur während der Implementierungsphase auf-treten. Ist uneingeschränktes GBAS implementiert, dann können die Vorteile dieser Technologie voll ge-nutzt werden.

3.4 VERGLEICH DER TECHNOLOGIEN

Im Folgenden werden die wesentlichen Unterschiede zwischen dem Instrumentenlandesystem und GBAS herausgearbeitet, die für die Gestaltung von Verfahrenskriterien wichtig sind. Dabei muss beachtet wer-den, dass GBAS auf unterschiedliche Weise zum Einsatz kommen kann:

• ILS look-alike GBAS – Verwendung von GBAS in Verbindung mit einem Multimode Receiver im ILS look-alike Modus

• Uneingeschränktes GBAS – Verwendung von GBAS für Präzisionsanflüge unter Nutzung aller tech-nologischen Möglichkeiten

Merkmal ILS ILS look-alike GBAS Uneingeschränktes GBAS

Prinzip der Positi-onsbestimmung

winkelbasiert aus der Messung von Pseudoentfernungen

Sensitivität des Ausgangssignals

steigend mit geringer werdendem Abstand von der Bahn

entfernungsunabhängig

Leistungsfähigkeit zeitlich konstant abhängig von der sich ständig verändernden Satellitenkonstellation und dadurch variierendem DOP

Möglicher Sollflugweg

nur entlang der geraden Schnittlinie aus Landekurs- und Gleitwegebene

jede Form möglich – nur durch Performance der

Luftfahrzeuge beschränkt

Abdeckung eng begrenzt, nur im Anflugbereich volle Führung im gesamten Flugplatznahbereich, auch im Fehlanflug

Auswirkungen eines Ausfalls

bei Ausfall nur eine Bahn betroffen

gesamtes Umfeld betroffen

Tabelle 4: Vergleich zwischen Instrumentenlandesystem, ILS look-alike GBAS und uneingeschränktem GBAS (Eigene Darstellung)

Die Auswahl der weiter unten diskutierten Möglichkeiten der Schaffung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge beeinflusst maßgebend, welche der aufgelisteten Vorteile von GBAS gegenüber ILS für die Praxis nutzbar gemacht werden können.

VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE 4 DIE ILS-VERFAHRENSKRITERIEN

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4 DIE VERFAHRENSKRITERIEN FÜR ILS-PRÄZISIONSANFLÜGE

Um Methoden für die Schaffung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge zu identifizie-ren, muss zunächst das bestehende System analysiert werden. Aus diesem Grund wird in diesem Kapitel erläutert, wie die Verfahrenskriterien für ILS-Präzisionsanflüge heute gestaltet sind. Dabei werden die Din-ge vertieft dargestellt, die für die Schaffung von GBAS CAT I-Verfahrenskriterien wichtig sind. Für weitere Details sei auf ICAO PANS-OPS /95/ und das Manual on the Use of the CRM for ILS Operations /100/ verwiesen, auf denen dieses Kapitel auch basiert.

4.1 ÜBERBLICK – DIE GRUNDSÄTZLICHE SYSTEMATIK VON VERFAHRENSKRITERIEN FÜR AN- UND ABFLÜGE

Die Anfliegbarkeit von Flugplätzen kann durch Bauwerke o. ä. erheblich eingeschränkt werden. Um dies zu vermeiden ist es notwendig, den Luftraum, der für die An- und Abflugverfahren des Flugplatzes benötigt wird, von Objekten frei zu halten.

Die Auswirkungen von zu errichtenden Objekten können entsprechend den Vorschriften der ICAO grund-sätzlich nach zwei verschiedenen Methoden beurteilt werden:

• Hindernisbegrenzungsflächen nach ICAO-Annex 14 /89/

Die Hindernisbegrenzungsflächen nach ICAO-Annex 14 (Obstacle Limitation Surfaces, OLS) definie-ren einen Luftraum, der idealer weise von Objekten frei zu halten ist, um die von ihnen ausgehende Gefahr für Flugzeuge entweder während des gesamten Sichtanfluges oder während des Teils eines Instrumentenanfluges, der nach Sicht durchgeführt wird, zu minimieren.

Die hier definierten Flächen sollten permanenter Natur sein, das heißt sie sollten nicht nur für den aktuellen Betrieb des Flugplatzes, sondern auch für zu erwartende Ausbaustufen festgelegt werden. Die so bestimmten Flächen sollten dann nach Möglichkeit in regionale Entwicklungspläne etc. integ-riert werden.

Das heißt die Hindernisbegrenzungsflächen nach ICAO-Annex 14 ermöglichen auf einfache Weise, den Luftraum grob – dabei aber immer eher zu konservativ, also zur sicheren Seite hin vereinfa-chend – zu beschreiben, der für die Verfahren auf dem Flugplatz benötigt wird.

• Flächensystem nach ICAO PANS-OPS /95/

Die in ICAO-Doc. 8168-OPS/611 "Procedures for Air Navigation Services - Aircraft Operations (PANS-OPS)" /95/ beschriebenen Flächen sollen Verfahrensplanern dazu dienen, konkrete Instru-mentenverfahren zu konstruieren und Mindesthöhen für jedes Segment dieser Prozeduren zu bestimmen. Diese Mindesthöhen sind abhängig von diversen Parametern, wie beispielsweise Ge-schwindigkeit und Ausrüstung des Luftfahrzeuges, eingesetzte Navigationshilfen.

Die Bestimmung dieser Flächen ist in einigen Fällen etwas aufwendiger als die Bestimmung der OLS nach ICAO-Annex 14. Dafür wird der für die einzelnen Verfahren benötigte Luftraum jedoch genauer abgebildet, als dies unter Anwendung der OLS der Fall gewesen wäre. Hierdurch könnten gegebenenfalls Objekte, die bei Betrachtung ausschließlich durch die OLS kritisch erscheinen wür-den, evtl. als unkritisch identifiziert werden und so mögliche Restriktionen für den Flugbetrieb abge-wendet werden.

Wegen ihrer Wichtigkeit nehmen die Präzisionsanflüge unter Verwendung des Instrumentenlandesystems (Instrument Landing System, ILS) eine Sonderstellung ein. Um die Potenziale dieser Verfahren vollständig nutzbar zu machen, hat man auf Basis eines Collision Risk Models (CRM) Obstacle Assessment Surfaces (OAS) definiert, die im ICAO PANS-OPS beschrieben werden. Stark vereinfacht gilt folgendes:

• Obstacle Assessment Surfaces nach ICAO PANS-OPS /95/

Die OAS gelten nur für den aus Sicht der Hindernisfreiheit besonders kritischen Nahbereich um die Bahn (ILS Precision Segment, vgl. Kapitel 4.2.4, Seite 47). Dafür bilden sie diesen besonders genau

4 DIE ILS-VERFAHRENSKRITERIEN VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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ab, was dazu führt, dass – ohne Einschränkungen der Sicherheit – zum einen die Hindernisfreihöhe (vgl. Kapitel 4.2.5, Seite 48) und zum anderen das Volumen des von Objekten frei zu haltenden Luft-raums für gegebene Parameter auf ein Minimum reduziert werden können. Die OAS wurden ermit-telt, indem um die Verteilungskurven des CRMs herum möglichst einfach zu beschreibende und auszuwertende Flächen definiert wurden. Um die Genauigkeit zu erreichen, ist die Berücksichtigung diverser Parameter notwendig, was die Bestimmung und Anwendung der OAS etwas erschwert.

• Collision Risk Model für ILS-Anflüge /100/

Das Collision Risk Model für ILS-Anflüge (ILS-CRM) erlaubt die Berechnung von Kollisionsrisiken für gegebene Parameterkombinationen. Das heißt hier sind nicht – wie bei den oben genannten Verfah-ren – Lufträume durch Flächen im Raum definiert, sondern die zu prüfende Situation ist durch Pa-rameter zu beschreiben, um dann konkrete Risiken zu berechnen. So kann beispielsweise für ein gegebenes maximales Risiko die minimale Hindernisfreihöhe (vgl. Kapitel 4.2.5, Seite 48) bestimmt werden.

In jüngster Vergangenheit wird auch das Konzept der Required Navigation Performance (RNP) für den Anflugbereich diskutiert. Dieses sieht vor, für die einzelnen Lufträume bestimmte Vorgaben für den maxi-malen Total System Error (TSE) – also die maximale Abweichung der tatsächlichen Position eines Luft-fahrzeuges von seiner Sollposition – und Parameter wie Verfügbarkeit, Kontinuität und Integrität zu ma-chen. Aus diesen Forderungen ergeben sich direkt die Wahrscheinlichkeiten für das Verlassen dieser Luft-räume, so dass die entsprechenden Begrenzungen nach einem Vorschlag von Kelly /119/ als Obstacle Assessment Surfaces aufgefasst werden können.

Es ist zunächst notwendig einige Grundlagen darzustellen (vgl. Kapitel 4.2, Seite 44). Im Anschluss daran zeigt Kapitel 4.3, Seite 51, wie die verschiedenen Möglichkeiten der Berechnung der Hindernisfreihöhe OCA/H im ILS Precision Segment sukzessive angewendet werden. Die daran anschließenden Kapitel er-läutern diese Methoden jeweils im Detail:

a) Basic ILS-Surfaces (vgl. Kapitel 4.4, Seite 52) b) Obstacle Assessment Surfaces (OAS, vgl. Kapitel 4.5, Seite 53) c) Collision Risk Model (CRM) (vgl. Kapitel 4.6, Seite 57)

Das CRM wird in Kapitel 4.6.10, Seite 71, einer kritischen Bewertung unterzogen, da dieses für die nach-folgenden Erläuterungen besonders wichtig ist.

4.2 GRUNDLAGEN

4.2.1 ICAO PANS-OPS

Das ICAO-Doc. 8168-OPS/611 "Procedures for Air Navigation Services - Aircraft Operations (PANS-OPS)" ist eine der Quellen für Verfahrenskriterien für ILS-Präzisionsanflüge. Er besteht aus zwei Teilen:

• Volume I – Flugverfahren

Dieser Teil beschreibt Verfahren, die von den Piloten einzuhalten sind. Er beschreibt ferner die zahl-reichen Parameter, auf denen die Kriterien des Volume II aufbauen, um dem fliegenden Personal zu verdeutlichen, wie wichtig eine genaue Einhaltung der vorgeschriebenen Verfahren ist, um die Si-cherheit jederzeit zu gewährleisten.

• Volume II – Konstruktion von Sicht- und Instrumentenflugverfahren

Dieser Teil soll dem Planer der Flugverfahren dienen und beschreibt hierzu die entscheidenden Ge-biete sowie die Anforderungen an die Hindernisfreiheit mit dem Ziel, einen sicheren und regelmäßi-gen Flugbetrieb nach Instrumenten zu ermöglichen. Er enthält die grundlegenden Richtlinien für Staaten und solche Organisationen, die Karten für Instrumentenflüge erstellen, um einheitliche Ver-fahren für alle Flugplätze, an denen nach Instrumenten geflogen wird, zu etablieren.


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Der PANS-OPS Volume II besteht derzeit aus fünf Teilen:

• Part I: General

• Part II: Procedure Construction and Obstacle Clearance Criteria for Departure Procedures

• Part III: Procedure Construction and Obstacle Clearance Criteria for Instrument Approach Procedures

• Part IV: Holding Procedures

• Part V: Procedures for Use by Helicopters

und diversen Anhängen (Attachments).

Der für diese Arbeit wichtigste Teil ist Part III, in dem die Verfahrenskriterien für Instrumentenanflüge erläu-tert werden. In den Kapiteln 1 bis 9 werden generelle Kriterien beschreiben (beispielsweise Segmente eines Instrumentenanfluges), Kapitel 10 bis 20 sind für zukünftige Entwicklungen freigehalten und ab Kapi-tel 21 werden die Kriterien für die einzelnen Instrumentenanflugverfahren beschrieben. Für diese Arbeit am wichtigsten ist das Kapitel 21, da es detailliert auf die Verfahrenskriterien für ILS-Präzisionsanflüge ein-geht.

4.2.2 SEGMENTE DES INSTRUMENTENANFLUGES

Nach PANS-OPS Volume II, Part III kann ein Instrumentenanflug in Segmente aufgeteilt werden. Diese sind in Abbildung 7 dargestellt.

Abbildung 7: Segmente eines Instrumentenanflugs (Quelle: /54/)

Die Segmente des Instrumentenanflugs sind: • Einflugstrecke Arrival Route • Anfangsanflug Initial Approach • Zwischenanflug Intermediate Approach • Endanflug Final Approach • Fehlanflug Missed Approach

Alle Segmente beginnen und enden an Fixes bzw. Points. Der Unterschied liegt in der Möglichkeit der eindeutigen Festlegung im Raum, für die bestimmte Toleranzen definiert sind.

Für jedes der fünf Segmente werden die genauen Spezifikationen – auch hinsichtlich des Mindestabstan-des zu Objekten (Minimum Obstacle Clearance, MOC) – festgelegt. Nachfolgend wird der Zweck der ein-


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zelnen Segmente des Instrumentenanfluges erläutert. Für diese Arbeit sind insbesondere der Final Appro-ach und der Missed Approach wichtig:

1. Die Arrival Route ist das Streckensegment, welches ein Luftfahrzeug vom ATS-Routen-System zum Anfangsanflugpunkt (Initial Approach Fix, IAF) führt. Die Standard Arrival Routes (STAR) sind den Standard Arrival Chart – Instrument zu entnehmen, die sämtliche standardisierten Einflugstre-cken beinhalten.

2. Das Anfangsanflugsegment (Initial Approach) beginnt am Initial Approach Fix und führt das Luft-fahrzeug auf die verlängerte Anfluggrundlinie, die am Intermediate Fix beginnt, wo gleichzeitig das Initial Approach Segment endet. Im Initial Approach Segment sollen vom Piloten alle notwendigen Höhenkorrekturen durchgeführt werden, da hier noch höhere Sinkraten (4-8% entsprechend 250-500ft/NM) vorgesehen werden können. Die Hindernisfreiheit beträgt 300m (984ft).

3. Der Intermediate Approach stellt die Verbindung zwischen Initial Approach und Final Approach dar. Es beginnt am Intermediate Fix und endet am Final Approach Fix (FAF) und sollte horizontal und in direkter Verlängerung des Final Approach Segments verlaufen. Hier soll die Konfiguration und Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges auf das Final Approach Segment eingestellt werden. Der Sinkgradient sollte deshalb Null sein. Die Hindernisfreiheit beträgt 150m (492ft).

4. Der Final Approach beginnt am FAF (beim Präzisionsanflug am FAP) und endet am Missed Ap-proach Point, jedoch nicht tiefer als in Höhe der Obstacle Clearance Altitude/Height (OCA/H) und ist zur Ausrichtung des Luftfahrzeugs und zum Sinken zur Landung bestimmt. Die Abmessungen und Sinkraten sind von den benutzten Navigationshilfen und dem Anflugverfahren abhängig. Für den für diese Arbeit interessierende Teil des Präzisionsanflugs beträgt der minimale Sinkgradient 2,5°, der optimale Sinkgradient 3° und der maximal zulässige Sinkgradient 3,5° für CAT I und 3° für CAT II bzw. CAT III.

5. Das Missed Approach Segment muss für jedes Instrumenten-Anflugverfahren festgelegt werden und beginnt nicht unterhalb der OCA/H. Das Ende liegt in einer Höhe, welche einen erneuten An-flug, eine Rückkehr zum Warteverfahren oder in das en-route System gewährleistet.

Abbildung 8: Phasen des Missed Approach (Quelle: /95/)

Der Missed Approach wird in drei Phasen unterteilt (vgl. Abbildung 8):

• Initial Phase: Sie reicht vom nominalen Missed Approach Point (MAPt) zum Start of Climb (SOC) und beinhaltet die Toleranz des MAPt, die Strecke, die zum Übergang vom Anflug zum Fehlanflug notwendig ist und 15s dauert sowie evtl. Rückenwinde. Änderungen der Flugrich-tung sind in dieser Phase nicht zulässig. Die Hindernisfreiheit in dieser Phase entspricht der des Final Approach Segments, es sei denn, die verlängerte missed approach surface erfordert einen geringeren Wert.

• Intermediate Phase: Sie schließt an die Initial Phase an und reicht bis zu dem Punkt an dem ei-ne Hindernisfreiheit von 50m erreicht und gehalten werden kann. Die minimale Hindernisfreiheit in dieser Phase beträgt 30m. Der Track darf um maximal 15° geändert werden.


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• Final Phase: Sie schließt sich an die Intermediate Phase an und reicht bis zum Ende des Mis-sed Approach. Die Hindernisfreiheit beträgt mindestens 50m. Der Steiggradient liegt bei 2,5%. Unter bestimmten Bedingungen sind auch Steiggradienten zwischen 2% und 5% zulässig.

Für den ILS-Präzisionsanflug ist für den Endanflug (und hier zusätzlich auch für das Missed Approach Segment) kein fester Wert für die minimale Hindernisfreiheit und OCA/H festgelegt, sondern diese werden für den Einzelfall bestimmt, wie in den nachfolgenden Kapiteln erläutert wird.

4.2.3 LUFTFAHRZEUGKATEGORIEN

Da unterschiedliche Flugleistungen, insbesondere bestimmt durch Größe und Antrieb der Luftfahrzeuge, zu unterschiedlichen Ansprüchen bezüglich des benötigten Luftraums im Landeanflug bei entsprechenden Manövern führen, werden Luftfahrzeuge gemäß ihrer Geschwindigkeit im Landeanflug klassifiziert. Ausge-hend von der 1,3fachen Stallspeed in Lande-Konfiguration (vat, Geschwindigkeit at threshold) bei maximal zulässigem Landegewicht, ergeben sich 5 Kategorien, die in der folgenden Tabelle dargestellt sind:

Kategorie vat in km/h (knots) Indicated Airspeed A vat <169 (91) B 169 (91) ≤ vat < 224 (121) C 224 (121) ≤ vat < 261 (141) D 261 (141) ≤ vat < 307 (166) E 307 (166) ≤ vat < 391 (211)

Abbildung 9: Luftfahrzeugkategorien (Eigene Darstellung in Anlehnung an /95/)

4.2.4 ILS PRECISION SEGMENT

Wie oben bereits erwähnt, werden in PANS-OPS Volume II, Part III, Kapitel 21 Kriterien für ILS-Präzisionsanflüge festgelegt. Die generellen Kriterien aus den Kapiteln 1 bis 9 haben weiterhin Gültigkeit, es sei denn dies wird explizit in Kapitel 21 anders geregelt. So stimmen die zwischen en-route Bereich und Precision Segment und ab der Final Missed Approach Phase überwiegend grundsätzlich mit den generel-len Kriterien überein, die Unterschiede liegen in den Anforderungen für das so genannte ILS Precision Segment.

Das Precision Segment befindet sich auf dem Kurs des Localizers, beginnt am FAP und beinhaltet den Final Descent, den Initial und Intermediate Missed Approach und endet spätestens in einer Höhe von 300m über der Schwelle (vgl. Abbildung 10).

Abbildung 10: ILS Precision Segment (Quelle: /95/)

Der Final Approach Point (FAP) ist der Schnittpunkt des Gleitpfads mit der minimalen Höhe des Intermedi-ate Segments und sollte nicht mehr als 19km von der Schwelle entfernt liegen, es sei denn, eine adäquate GP-Führung liegt auch über dieses Limit nach Annex 10 hinaus vor. Von dort aus sinkt das Luftfahrzeug mit einem kontinuierlichen Gradienten bis zu einer bestimmten Höhe (OCA/H, vgl. auch Kapitel 4.5.6), die so gewählt wird, dass sie die Hindernisfreiheit gewährleistet. Sollte in dieser Höhe Sichtkontakt zur Lande-bahn bestehen, das Flugzeug richtig zur Landebahn ausgerichtet sein und der Pilot sich zur Landung ent-scheiden, kann die Landung visuell beendet werden, ansonsten muss die Landung abgebrochen und ein Fehlanflug eingeleitet werden.


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4.2.5 HINDERNISFREIHÖHE – OCA/H

Nach ICAO-Annex 6 /91/ ist die Hindernisfreihöhe (Obstacle Clearance Altitude/Height, OCA/H) die nied-rigste Höhe über der Schwelle einer Bahn, die benutzt wird, um die Übereinstimmung mit den entspre-chenden Hinderniskriterien sicherzustellen.

Wie aus Abbildung 11 ersichtlich, wird im Falle von Präzisionsanflugverfahren aus der OCA/H direkt durch einen bestimmten Aufschlag die Decision Altitude/Height (DA/H) bestimmt. Dies ist nach ICAO-Annex 6 /91/ die minimale Höhe, in welcher ein Missend Approach durchzuführen ist, wenn die notwendige Außen-sicht nicht vorhanden ist. Hinreichende Außensicht heißt in diesem Zusammenhang: Der Teil der optischen Landehilfen, der in Sicht sein muss, um dem Piloten noch genügend Zeit zu geben, um zum einen die Po-sition seines Flugzeuges relativ zum Sollflugweg zu bestimmen und anschließend evtl. notwendige Korrek-turmaßnahmen abschließen zu können.

Die OCA/H kann also auch so interpretiert werden, dass sie die untere Begrenzung für die DA/H darstellt.

Abbildung 11: Beziehung zwischen OCA/H und DA/H für Präzisionsanflüge (Quelle: /95/)


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4.2.6 HEIGHT LOSS / ALTIMETER MARGIN

Bei der Bestimmung der OCA/H ist auch zu berücksichtigen, dass ein Luftfahrzeug auch nach dem Einlei-ten des Fehlanfluges noch an Höhe verliert. Der vertikale Abstand zwischen dem Punkt, an dem der Fehl-anflug eingeleitet wird und dem tiefsten Punkt, den das Flugzeug im Fehlanflug erreicht, wird als Height Loss / Altimeter Margin bezeichnet. Dieses hauptsächlich aus der Flugdynamik des Luftfahrzeuges und dem verwendeten Höhenmesser resultierende Verhalten ist im Rahmen der Erarbeitung des ILS-CRMs untersucht und modelliert worden (vgl. Abbildung 12).

Abbildung 12: Die Height Loss Zusammenhänge (Quelle: /100/)

Die Werte, die zur Ermittlung der OCA/H benutzt werden – so genannte Height Loss / Altimeter Margin Werte – sind in nachfolgender Tabelle dargestellt:

Benutzung Radiohöhenmesser Benutzung Druckhöhenmesser

Aircraft Category Meter Feet Meter Feet

A 13 42 40 130

B 18 59 43 142

C 22 71 46 150

D 26 85 49 161

E 0,096 vat (km/h) –3,2 0,068 vat (km/h) +28,3

Abbildung 13: Die Height Loss / Altimeter Margin (Quelle: /95/)

Die Werte unterliegen bestimmten Annahmen und müssen für Abweichungen von diesen, wie beispiels-weise für erhöhte Flugplatzhöhe oder erhöhtem Gleitpfadwinkel angepasst werden.

4.2.7 STANDARD CONDITIONS

Es sei noch festgestellt, dass für alle in PANS-OPS Volume II, Part III, Kapitel 21 festgelegten Kriterien für ILS-Präzisionsanflüge so genannte Standard Conditions unterstellt wurden. Diese gestalten sich wie folgt:

• Die Flugzeug-Abmessungen betragen maximal 30m Halbspannweite (s) und eine maximale vertika-le Entfernung im Flight Path zwischen der Glide Path Antenne den Fahrwerksrädern von 6m (t).

• CAT II-Anflüge werden grundsätzlich mit Flight Director durchgeführt. • Der Gradient für den Missed Approach beträgt 2,5%. • Die ILS Sektor Breite beträgt an der Landebahnschwelle 210m. • Der Gleitpfadwinkel beträgt minimal 2,5°, optimal 3° und für CAT I maximal 3,5° bzw. CAT II und III

maximal 3°. • Die ILS Reference Datum Height beträgt 15m (Gleitwegsender steht 286m hinter der Schwelle).


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• Sämtliche Hindernishöhen beziehen sich auf die Schwellenhöhe. • Für CAT II- und III-Anflüge wurden die Inner Approach, Inner Transitional und Balked Landing Sur-

faces nicht durchdrungen.

Für ungünstige Abweichungen von diesen Standard Conditions müssen, für günstige können Korrekturen der entsprechenden Werte bei der Berechnung der OCA/H vorgenommen werden.

4.2.8 BERECHNUNG DER ÄQUIVALENTEN HÖHE VON MISSED APPROACH HINDERNISSEN

Sowohl bei der Bestimmung der OCA/H mit Hilfe der Basic ILS-Surfaces (vgl. Kapitel 4.4, Seite 52), als auch bei der Bestimmung der OCA/H mit Hilfe der Obstacle Assessment Surfaces (OAS) (vgl. Kapitel 4.4, Seite 52) ist die Unterteilung der Hindernisse in so genannte Approach und Missed Approach Hindernisse notwendig. Hierfür gibt es zwei verschiedene Betrachtungsweisen, die in den nachfolgenden beiden Abbil-dungen dargestellt sind.

a) Unterteilung auf Basis einer Entfernung

Abbildung 14: Missed Approach Hindernis weiter als 900m hinter der Schwelle (Quelle: /95/)

Approach Hindernisse sind solche bis zu 900m hinter der Schwelle. Missed Approach Hindernisse sol-che dahinter im Precision Segment.

b) Unterteilung auf Basis einer Fläche

Abbildung 15: Missed Approach Hindernis weniger als 900m hinter der Schwelle (Quelle: /95/)

Missed Approach Hindernisse sind solche, die die eine Ebene parallel zum Gleitweg mit Ursprung 900m hinter der Schwelle durchstoßen. Approach Hindernisse alle anderen.

Die Abbildungen machen deutlich, dass Missed Approach Objekte dadurch gekennzeichnet sind, dass für die sie überfliegenden LFZ im Fehlanflug bereits ein positiver Steigwinkel angenommen wird. Die Betrach-tungsweise der Unterteilung auf Basis einer Fläche stellt dabei die genauere Betrachtung dar.

Daraus ergibt sich, dass ein Hindernis im Fehlanflugbereich entsprechend höher sein darf als ein äquiva-lentes Hindernis im Anflugbereich, wenn es mit gleichem geplanten Abstand im Falle eines Fehlanflugs überflogen werden soll. Bei der Berechnung der OCA/H kann dies durch Reduzierung der Höhen der Mis-sed Approach Hindernisse (hma) auf eine äquivalente Approach Hindernisse Höhe (ha) mittels nachfolgen-der Formel berücksichtigt werden:

( ) ( )( ) ( )Θ+

++=

cotZcotx900Zcothh ma

a


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4.3 BERECHNUNG DER HINDERNISFREIHÖHE OCA/H IM ILS PRECISION SEGMENT

Die OCA/H gewährleistet Hindernisfreiheit im Precision Segment mit einem Kollisionsrisiko von weniger als 10-7 pro Anflug. Sie ist u. a. von der Betriebsstufe abhängig und lässt sich für jede Luftfahrzeugkategorie separat ermitteln.

Es gibt drei Möglichkeiten der OCA/H-Berechnung, die in den folgenden Kapiteln kurz vorgestellt werden:

a) Basic ILS-Surfaces (vgl. Kapitel 4.4, Seite 52) b) Obstacle Assessment Surfaces (OAS) (vgl. Kapitel 4.5, Seite 53) c) Collision Risk Model (CRM) (vgl. Kapitel 4.6, Seite 57)

Das generelle Prinzip bei der Untersuchung von ILS-Anflügen ist folgendes:

Schritt 1) Zunächst wird untersucht, ob die Objekte die Basic ILS-Surfaces durchstoßen. Diese sind abge-leitet aus den OLS für Präzisionsanflüge nach ICAO-Annex 14 und diesen damit sehr ähnlich. Zusätzlich umfassen sie auch eine Missed Approach Surface.

• Trifft dies nicht zu, so werden die Objekte als unkritisch angesehen und die OCA/H für CAT I und CAT II liegt in Höhe der Height Loss / Altimeter Margin über der Schwelle; CAT III-Anflüge unterliegen keinen Einschränkungen.

• Trifft dies zu, so kann die OCA/H für CAT I und CAT II bestimmt werden aus der Höhe des höchsten Objekts – bei Missed Approach Hindernissen entsprechend Kapitel 4.2.8, Seite 50, justiert – zuzüglich der Height Loss / Altimeter Margin (weitere Details beispielsweise über Ausnahmen in Kapitel 4.4, Seite 52). Schritt 2 und 3 können angewandt werden, um hierdurch evtl. eine niedrigere OCA/H zu erlangen.

Schritt 2) In diesem Schritt wird untersucht, ob die Objekte die OAS durchstoßen.

• Trifft dies nicht zu, so ist die Gefährdung zu prüfen, die sich aus der Dichte der Objekte ergibt.

− Ist diese zu hoch, so muss Schritt 3 oder eine andere Bewertung der Gefährdung durchge-führt werden. Die OCA/H darf ausschließlich aus diesen Untersuchungen heraus festge-legt werden.

− Treten die Objekte nur vereinzelt auf, haben also keine so große Dichte, dass mit einer Gefährdung zu rechnen ist, so liegt die OCA/H für CAT I und CAT II in Höhe der Height Loss / Altimeter Margin über der Schwelle; CAT III-Anflüge unterliegen keinen Einschrän-kungen. Schritt 3 kann noch angewandt werden, um absolut sicher zu gehen, dass die Dichte der Objekte zu Recht als unkritisch eingestuft wurde.

• Trifft dies zu, so kann die OCA/H für CAT I und CAT II bestimmt werden aus der Höhe des höchsten Objekts – bei Missed Approach Hindernissen entsprechend Kapitel 4.2.8, Seite 50, justiert – zuzüglich der Height Loss / Altimeter Margin (weitere Details, beispielsweise über Ausnahmen, in Kapitel 4.5, Seite 53). Auch Schritt 3 kann angewandt werden, um hierdurch evtl. eine niedrigere OCA/H zu erlangen.

Schritt 3) Objekte, die

• oberhalb der OAS oder

• oberhalb der OLS und unterhalb der OAS liegen, aber aufgrund ihrer Dichte eine Gefährdung darstellen könnten,

müssen mit Hilfe des CRMs bewertet werden. Das CRM erlaubt die Bestimmung der minimalen OCA/H bei gegebenem maximalem Kollisionsrisiko. Außerdem kann für jede vorgegebene OCA/H sowohl das Kollisionsrisiko für alle Objekte, als auch das für einzelne Objekte ermittelt werden.


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4.4 BASIC-ILS-SURFACES

4.4.1 GEOMETRIE

Die Flächen sind ähnlich zu einigen Flächen für Präzisionsanflüge nach ICAO-Annex 14 /89/ und folgen-dermaßen definiert:

Abbildung 16: Die Basic-ILS-Surfaces (Quelle: /95/)

• Anflugfläche (Approach Surface): wird mit 2,5% bis zum FAP verlängert • Streifen (Runway Strip): horizontal in Höhe der Schwelle • Fehlanflugfläche (Missed Approach Surface): beginnt 900m hinter der Schwelle in Schwellenhöhe;

erstreckt sich zwischen der Übergangsfläche bis zur Horizontalfläche, ab dort mit 25% Divergenz • Übergangsfläche (Transitional Surface): entlang der Anflugfläche, des Streifens und der Abflugflä-

che bis auf 300m Höhe

4.4.2 BERECHNUNG DER HINDERNISFREIHÖHE – OCA/H

Es gibt unter Standard Bedingungen keinerlei Restriktionen für Objekte, die sich unterhalb dieser Flächen befinden. Werden die Basic ILS Surfaces nicht durchstoßen, so entspricht die OCA/H für CAT I- und II-Anflüge den Werten der Height loss / Altimeter Margin und für CAT III-Anflüge gelten keine Beschränkun-gen.

Die OCA/H für CAT I und CAT II ergibt sich dann aus der Höhe des höchsten zu berücksichtigenden Ob-jekts – bei Missed Approach Hindernissen entsprechend Kapitel 4.2.8, Seite 50, justiert – zuzüglich der Height Loss / Altimeter Margin.

Objekte brauchen bei der Berechnung der OCA/H nicht berücksichtigt werden, wenn sie:

• leicht, brechbar und genehmigt sind oder

• gemäß nachfolgender Tabelle erlaubt sind (bei normalen Betriebsbedingungen, also Entscheidungshöhe für CAT I ≥ 60m und für CAT II ≥ 30m, ILS Sektor Breite 210m).

Objekte Maximale Höhe

Minimaler Mittellinien-

abstand

Gleitweg Antenne 17m(55ft) 120m

Flugzeug auf Rollweg 22m(72ft) 150m

Flugzeug in Wartebucht / Taxi Warte Position (-250m < X < 0) 22m(72ft) 120m

Flugzeug in Wartebucht / Taxi Warte Position (-250m < X < 0) für CAT I 15m(50ft) 75m

Abbildung 17: Nicht zu betrachtende Objekte bei der Ermittlung der OCA/H (Quelle: /95/)


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4.5 OBSTACLE ASSESSMENT SURFACES – OAS

4.5.1 GEOMETRIE

Die Dimensionen der OAS sind abhängig von der Entfernung zwischen Localizer und Schwelle, vom Win-kel des Gleitpfades und von der Kategorie des Landeanflugs. Die OAS sind definiert als 6 ansteigende Flächen (W, X, Y und Z) und eine horizontale Fläche A. Die Flächen für CAT I reichen bis zu einer Höhe von 300m und die für CAT II bis zu einer Höhe von 150m über der Schwelle. Die X- und W-Flächen für CAT I werden bis zum FAP verlängert.

Abbildung 18: Perspektivische Darstellung der ILS Obstacle Assessment Surfaces (Quelle: /95/)

Für die Betrachtung der OAS wurde ein kartesisches Koordinatensystem festgelegt, dessen Ursprung auf der Schwelle liegt und dessen x-Achse in Anflugrichtung positiv verläuft.

Abbildung 19: Koordinatensystem der Obstacle Assessment Surfaces (Quelle: /95/)

4.5.2 MATHEMATISCHE BESCHREIBUNG DER FLÄCHEN DER OAS

Die Flächen können mit Flächengleichungen der Form z = A x +B y + C beschrieben werden. x, y und z stellen dabei Positionskoordinaten dar, wobei in allen Berechnungen der OAS y immer positiv gewertet wird.

Die Konstanten A, B und C, die in Abhängigkeit von der Distanz zwischen Schwelle und Localizer, dem Gleitpfad-Winkel und der Luftfahrzeugkategorie definiert sind, können dem PANS-OPS Attachment I to Part III entnommen werden. Eine entsprechende Beispieltabelle ist in Abbildung 20 dargestellt. Für CAT II mit Autopilot (verbesserte Performance) werden hier auch Konstanten für die zusätzliche Fläche W* angegeben.


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Abbildung 20: Beispiel aus PANS-OPS Attachment I to Part III: Konstanten

für die Berechnung der OAS (Quelle: /95/)

Dem unteren Teil von Abbildung 20 können die so genannten Template Points entnommen werden, mit deren Hilfe eine Draufsicht auf die entsprechende OAS gezeichnet werden kann, wie Abbildung 21, Seite 55, dargestellt.

4.5.3 ANPASSUNG DER KONSTANTEN

Sollten die Bedingungen für die zu untersuchenden Anflüge von den Standard Conditions ungünstig ab-weichen, so sind Anpassungen der Konstanten durchzuführen:

a) Größere Luftfahrzeug-Abmessungen:

W-Fläche: CWcorr = CW - (t-6) W*-Fläche: CW*corr = CW* - (t-6) X-Fläche: Cxcorr = Cx - Bx * P Y-Fläche: Cycorr = Cy - By * P

+−

−+=

xxxx B330;

B6max

B3ts;

BtmaxP

s = Halbspannweite t = vertikale Entfernung (im Flight Path) von Gleitweg-Antenne zu Fahrwerksräder


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b) Geringere ILS-Reference Datum Height:

W-Fläche: CWcorr = C+(RDH-15m) W*-Fläche: CW*corr = C+(RDH-15m) X-Fläche: Cxcorr = C+(RDH-15m) Y-Fläche: Cycorr = C+(RDH-15m)

c) Größere CAT I Localizer Course Width:

Auch für eine größere CAT I Localizer Course Width sollen Anpassungen erfolgen. Während in früheren Ausgaben des PANS-OPS eine Anpassungsformel verwendet wurde, die in einem bestimmten Bereich die Verschiebung der y-Koordinate der betrachteten Objekte in Bezug auf die OAS vorschrieb (vgl. Vol II, Part III, Kapitel 21.4.8.7.4 von /95/), soll nun aus Gründen der Verein-fachung das Collision Risk Model benutzt werden. Änderungen für eine kleinere Localizer Course Width (kleiner als 210 m) sind allerdings nicht erlaubt.

d) Für steilere Anflugwinkel als 3° sind keine generellen Anpassungen der OAS vorgesehen. Attach-ment R des PANS-OPS behandelt diese Problematik für sich.

e) Abweichungen vom Standard Missed Approach Climb Gradient von 2,5% werden direkt in den Ta-bellen des Attachment I geregelt, wie Abbildung 20 zeigt. Die Änderungen der Konstanten für die Y- und Z-Fläche der OAS werden hier direkt für die Steiggradienten von 2%, 2,5%, 3%, 4% und 5% angegeben.

f) Über ungünstige Abweichungen von der Vorgabe, dass CAT II-Anflüge mit dem Flight Director ge-flogen werden, wird keine Aussage getroffen, das heißt die OAS können keine manuell geflogenen CAT II-Anflüge schützen (was in der Praxis auch nicht vorkommt). Dem positive Abweichungsfall – das heißt CAT II-Anflüge werden mit einem Autopiloten durchgeführt – wird mit der Einführung der Fläche W* Rechnung getragen. Die deutlich genauere Kursführung im anfänglichen Teil des Final Approaches ermöglicht dadurch eine Reduzierung des zu schützenden Raumes.

4.5.4 HÖHEN DER OAS

Mittels der Gleichungen z = A x + B y + C für die jeweilige Fläche (W, W*, X, Y, Z) und der jeweiligen Ka-tegorie (CAT I, CAT II, CAT II mit A/P) mit den evtl. korrigierten Konstanten (A, B, C) ergibt sich die Höhe für jeden beliebigen Punkt (x,y). Wenn nicht bekannt ist, zu welcher der Flächen der Punkt gehört, so wird:

a) für alle Flächen die Höhe errechnet und der höchste Wert gibt die entsprechende Höhe an oder b) es wird ein Template zur Ermittlung der Lage gezeichnet und die Höhe dieser Fläche berechnet.

Abbildung 21: Typische OAS Kontur für CAT II-Anflüge mit Autopilot (Quelle: /95/)

4.5.5 KORREKTUREN DER OAS DURCH OBSTACLE LIMITATION SURFACES DES ICAO-ANNEX 14

Folgende ICAO-Annex 14 Flächen des entsprechenden Präzisionsanflugs (Betriebsstufe und Codezahl) werden zur OAS, wenn sie innerhalb der bereits bestimmten OAS liegen:

a) Approach-Surface (Anflugfläche) b) Transitional-Surface (seitliche Übergangsfläche)


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4.5.6 DIE ERMITTLUNG DER HINDERNISFREIHÖHE OCA/H MIT HILFE DER OAS

Objekte, welche die für die jeweilige Betriebsstufe anzuwendenden OAS durchdringen, müssen bei der Ermittlung der OCA/H berücksichtigt werden. Die OCA/H für CAT I und CAT II ergibt sich dann aus der Höhe des höchsten zu berücksichtigenden Objekts – bei Missed Approach Hindernissen entsprechend Kapitel 4.2.8, Seite 50, justiert – zuzüglich der Height Loss / Altimeter Margin.

Für CAT I-Anflüge unter Verwendung eines Druckhöhenmessers sind anzuwenden:

• OAS für CAT I

Für CAT II-Anflüge unter Verwendung eines Radiohöhenmessers sowie eines Flight Directors sind anzu-wenden:

a) OAS für CAT II (bis 150m) und

b) OAS für CAT I, außerhalb der Begrenzung der CAT II-OAS (bis 300m).

Für CAT III-Anflüge sind anzuwenden:

a) OAS für CAT II (bis 150m) und

b) OAS für CAT I, außerhalb der Begrenzung der CAT II-OAS (bis 300m), und

c) Obstacle Free Zone (OFZ, vgl. Kapitel 4.5.7, Seite 57).

Objekte, die folgende Bedingungen erfüllen, brauchen bei der Berechnung der OCA/H nicht berücksichtigt werden, wenn sie:

• leicht, brechbar und genehmigt sind oder

• gemäß nachfolgender Tabelle erlaubt sind (bei normalen Betriebsbedingungen, also Entscheidungshöhe für CAT I ≥ 60m und für CAT II ≥ 30m, ILS Sektor Breite 210m).

Objekte Maximale Höhe

Minimaler Mittellinien-

abstand

Gleitweg Antenne 17m(55ft) 120m

Flugzeug auf Rollweg 22m(72ft) 150m

Flugzeug in Wartebucht / Taxi Warte Position (-250m < X < 0) 22m(72ft) 120m

Flugzeug in Wartebucht / Taxi Warte Position (-250m < X < 0) für CAT I 15m(50ft) 75m

Abbildung 22: Nicht zu betrachtende Objekte bei der Ermittlung der OCA/H (Quelle: /95/)

Der Vollständigkeit halber sei erwähnt, dass die OCA/H in einigen Fällen auch von Objekten bestimmt werden kann, die nicht innerhalb des Precision Segments liegen, wie nachfolgende Abbildung zeigt:

Abbildung 23: Hindernisfreiheit eines geraden Missed Approach (Quelle: /95/)


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4.5.7 OAS UND OBSTACLE FREE ZONE – CAT III-BETRIEB

Für CAT III-Anflüge sind keine separaten OAS entwickelt worden. Das Obstacle Clearance Panel hat da-her die Benutzung der OAS für CAT I bzw. CAT II auch zum Schutz für CAT III-Betrieb festgeschrieben (vgl. /51/). Allerdings schützen die OAS Luftfahrzeuge beim ILS-Anflug lediglich vom FAP bis zum Errei-chen der OCA/H und für einen eventuellen Fehlanflug, der vor oder spätestens bei Erreichen der OCA/H eingeleitet wird. Unterhalb der OCA/H wird davon ausgegangen, dass hinreichende Außensicht herrscht, um den restlichen Anflug nach Sicht durchzuführen.

Da bei CAT III-Betrieb jedoch Entscheidungshöhen von bis zu 0m erreicht werden und damit keine OCA/H vorhanden ist, muss ein zusätzliches Flächensystem den Bereich unterhalb der OCA/H für CAT III-Betrieb schützen. Hierfür wird die Obstacle Free Zone (OFZ) benutzt, die nachfolgend abgebildet ist:

Abbildung 24: Obstacle Free Zone (Quelle: /97/)

Die OFZ besteht aus den folgenden Flächen nach ICAO-Annex 14 /89/: Inner Approach Surface, Inner Transitional Surface und Balked Landing Surface.

Diese Flächen der OFZ (außer Inner Approach Surface) reichen bis in die Horizontalfläche, die 45m über dem Flugplatzbezugspunkt liegt. Um einen nahtlosen Schutz für einen CAT III Anflug zu gewährleisten, muss entweder die OCA/H für CAT II-Anflüge (minimale Entscheidungshöhe zwischen 30m und 60m) un-terhalb der Horizontalfläche liegen oder die Flächen der OFZ müssen bis zur Höhe der OCA/H verlängert werden. Die Flächen der OFZ können bis auf eine maximale Höhe von 60m verlängert werden, das heißt es ist eine OCA/H von 60m oder weniger für CAT II erforderlich, um einen CAT III-Anflug zu gewährleisten.

4.6 DAS COLLISION RISK MODEL FÜR INSTRUMENTENLANDESYSTEME – ILS-CRM

4.6.1 EINFÜHRUNG

Das Collision Risk Model (CRM) der ICAO ist ein Computerprogramm, dass die Bestimmung von statisti-schen Aufenthaltswahrscheinlichkeiten für anfliegende Flugzeuge in Relation zum nominellen Flugweg für den Bereich des ILS Precision Segments erlaubt. Dieses beginnt am Final Approach Point (FAP) und en-det entweder mit der Landung oder am Ende des Intermediate Missed Approach bzw. in einer Höhe von 300m über der Schwelle (vgl. Kapitel 4.2.4, Seite 47).

Mit Hilfe der ermittelten Aufenthaltswahrscheinlichkeiten können dann für gegebene Parameter verschie-dene Kollisionswahrscheinlichkeiten berechnet werden:

• Diese kann entweder pro Anflug und für alle vorhandenen Objekte berechnet werden (Total Risk of Collision) und anschließend mit einem Target Level of Safety (TLS = 1 – 10-7 pro Anflug) verglichen werden, um so die minimale Hindernisfreihöhe (Minimum Acceptable OCA/H) für die eingegebene


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Parameterkombination zu ermitteln. Für den Fall, dass keine relevanten Hindernisse vorhanden sind, befindet sich die Minimum Acceptable OCA/H in einer Höhe über der Schwelle, die der Height Loss / Altimeter Margin entspricht (für Werte vgl. Kapitel 4.2.6, Seite 49). Die Minimum Acceptable OCA/H kann für die Luftfahrzeugkategorien A bis D (zur Einteilung vgl. Kapitel 4.2.3, Seite 47) sepa-rat ermittelt werden. Für die Kategorie E ist eine Kalkulation nicht möglich, da keine entsprechenden Daten vorliegen.

• Daneben kann auch das Risiko einer Kollision für einzelne Objekte berechnet werden (Individual Risk of Collision). Dieses kann genutzt werden, um einzelne Hindernisse im Hinblick auf ihren Bei-trag zum Gesamtrisiko richtig einzuschätzen.

Das CRM findet immer dort Anwendung, wo Methoden, die auf Basic ILS-Surfaces (vgl. Kapitel 4.4, Seite 52) bzw. Obstacle Assessment Surfaces (OAS, vgl. Kapitel 4.5, Seite 53) basieren, an ihre Grenzen sto-ßen. Beispielsweise sind die OAS in einigen Bereichen zu restriktiv. Dies ergibt sich aus der Forderung, die bei der Entwicklung eingehalten werden musste, dass die OAS ebene Flächen sein sollten, um eine einfache Anwendung zu garantieren. Zudem wurde bereits in Kapitel 4.3, Seite 51, darauf hingewiesen, dass die alleinige Anwendung der OAS nur erfolgen darf, wenn die Dichte derjenigen Objekte, die zwar die Basic ILS Surfaces, nicht aber die OAS durchstoßen, nicht kritisch ist. Wann dies jedoch der Fall ist, kann allein durch die Anwendung der OAS nicht ermittelt werden, sondern hierzu ist der Einsatz des CRMs not-wendig. Bildlich gesprochen: Die Flächen der OAS dürfen auf keinen Fall als "Solid Wall" interpretiert wer-den.

In diesem Kapitel wird ein Überblick über das ILS-CRM gegeben. Hierbei werden Details nur insofern er-läutert, als sie zum einen für das Verständnis notwendig sind oder aber als sie für die Durchführung einer adäquaten Bewertung im Rahmen der in dieser Arbeit vorzunehmenden Analyse notwendig sind. Dieses Kapitel basiert auf eingehenden Analysen der Software des CRMs, dem ICAO-Document 9274 "Manual on the Use of the Collision Risk Model (CRM) for ILS Operations" /100/ und dem ICAO-Document 9387 "Soft-ware Documentation of the Collision Risk Model (CRM) for ILS Operations" /102/. Details können hier nachgelesen werden.

4.6.2 DIE DATENEIN- UND -AUSGABE

Im Folgenden wird beschrieben, wie die Eingabedaten für das CRM aufbereitet werden müssen und wie die Ergebnisse der Berechnungen ausgegeben werden.

Notwendige Eingabedaten des ILS-CRMs Folgende Eingabedaten sind notwendig:

• Administrative Daten (Namen usw.)

• Daten der Bodenkomponenten (Gleitwinkel, ILS Reference Datum Height, Abstand zwischen Locali-zer und Schwelle, Localizer Course Width, Schwellenhöhe, Final Approach Point, Ende des ILS Precision Segments)

• Daten der Luftfahrzeuge (Dimensionen, Missed Approach Climb Gradient)

• Angaben zu den durchzuführenden Untersuchungen: − ILS-Kategorie:

o CAT I oder o CAT II oder o CAT I (nur Radiohöhenmesser) oder o CAT II (nur Autopilot)

− Angabe der Hindernisfreihöhe als OCA oder OCH − Zu verwendende Einheiten − Risiko einer bestimmten OCA/H oder Minimum Acceptable OCA/H für jede Luftfahrzeugkategorie


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• Angaben über die zu erstellenden Berichte (Sprache, Objektanzahl, Objekte, für die das Einzelrisiko ausgewiesen werden soll)

• Verwendetes Koordinatensystem

• Objektdaten (zur Modellierung vgl. Kapitel Eingabe der Objekte des ILS-CRMs, Seite 59)

Die eingegebenen Daten werden vom CRM auf ihre Plausibilität hin überprüft. Es werden dann entweder:

• Warnungen – für Werte, die vom Normalen abweichen, aber doch korrekt sein können – oder

• Fehlermeldungen – für Werte, die definitiv falsch sind – ausgegeben.

Eingabe der Objekte des ILS-CRMs Das CRM benötigt die Dimensionen aller relevanten Objekte. Diese müssen durch senkrechte Linien ("spi-kes") oder Wände ("walls"), die senkrecht zur verlängerten Bahnmittellinie stehen und in longitudinaler Richtung keine Ausdehnung haben, vom Nutzer nachgebildet und im vom CRM verwendeten Koordinaten-system angegeben werden (vgl. Abbildung 25). Auch andere Koordinatensysteme können verwendet wer-den: Geographisches, Polar- oder Gitternetz-Koordinatensystem. Die so bereitgestellten Daten werden dann in das Koordinatensystem des CRMs umgerechnet.

Das Koordinatensystem des CRMs ist ein rechtwinkliges Rechtssystem, das seinen Ursprung in der Mitte der Schwelle hat und bei dem die x-Achse in Richtung des Anfluges und die z-Achse senkrecht nach oben zeigt.

Ein Spike ist definiert durch die Angabe seiner Koordinaten (xk,yk,zk). Für Walls hingegen sind zwei y-Koordinaten notwendig, um die laterale Ausdehnung zu dokumentieren (xk,yk1,yk2,zk). In beiden Fällen steht zk für die Höhe der oberen Kante über der Schwelle.

Die Spikes und Walls müssen durch den Nutzer so platziert werden, dass

• lateral die gesamte Breite der wirklichen Objekte abgedeckt wird und der Abstand zwischen ihnen nicht mehr als die zugrunde gelegte Spannweite der Luftfahrzeuge beträgt,

• der longitudinale Abstand zwischen ihnen bei zusammenhängenden Objekten nicht mehr als 100m beträgt, wobei als longitudinaler Abstand für Spikes und Walls von der Schwelle immer die Entfer-nung des der Schwelle am nächsten liegenden Punktes des wirklichen Objektes gilt und

• die Höhe der des höchsten Punktes des abzubildenden Objektes entspricht.

Abbildung 25: Objektmodellierung im x-y-z-Koordinatensystem des ILS-CRMs (Quelle: /100/)


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Ausgabedaten des ILS-CRMs Die Ausgabe der Berechnungsergebnisse des ILS-CRMs erfolgt entsprechend den angeforderten Reports. Alle Eingabedaten werden wiederholt und separate Blätter für alle nachgefragten Fälle ausgegeben (bei-spielsweise ist in Abbildung 26 dargestellt: CAT II, Luftfahrzeugkategorie C, Minimum Acceptable OCA/H).

Abbildung 26: Report des ILS-CRMs (Quelle: /100/)

Alle Risiko-Reports beinhalten die folgenden Informationen:

• Überschrift mit den formellen Daten

• Das berechnete Total Risk of Collision, das mit dem Target Level of Safety verglichen werden kann.

• Das Kollisionsrisiko mit einer horizontalen Ebene durch die Schwelle (risk of hitting the ground pla-ne).

• Beschreibung des Objektes mit dem höchsten Individual Risk of Collision.

• Individual Risk of Collision für die übrigen Objekte, wenn diese angefordert wurden.


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4.6.3 DAS MATHEMATISCHE MODELL

Untersuchungsbereich des ILS-CRMs Das mathematische Model des ILS-CRMs gilt nur für das Precision Segment, nur oberhalb der OCA/H und nur für Gleitwegwinkel zwischen 2,5° und 3,5°. Der visuelle Teil des Endanflugs unterhalb der OCA/H und die Landung sind nicht Teil der Risikobetrachtung. Objekte außerhalb eines bestimmten Bereiches werden nicht beachtet. Dieser ist wie folgt begrenzt:

a) longitudinal durch das ILS Precision Segment,

b) lateral durch das Ende der OAS in 300m Höhe über der Schwelle und

c) vertikal durch die Basic-ILS-Surfaces.

Abbildung 27: Das ILS Precision Segment (Quelle: /100/)

Objektmodellierung des ILS-CRMs Die vom Nutzer eingegebenen Spikes und Walls – welche die Objektdimensionen entsprechend Kapitel Eingabe der Objekte des ILS-CRMs, Seite 59, beschreiben – werden im Folgenden als die zu prüfenden Objekte angesehen.

Eine Kollision entsteht, wenn ein Teil des Luftfahrzeugs ein Objekt berührt (vgl. Abbildung 28) oder – an-ders ausgedrückt –, wenn der Punkt des Luftfahrzeuges, der sich eigentlich genau auf dem Sollflugweg befinden sollte und für dessen Position die Wahrscheinlichkeitsverteilungen um den Sollflugweg ermittelt wurden, dem Objekt

a) lateral näher kommt, als sein Abstand von der Flügelspitze ist, oder b) vertikal näher kommt, als sein Abstand vom tiefsten Punkt des Luftfahrzeuges ist.

Abbildung 28: Lage eines Hindernisses relativ zum Sollflugweg (Quelle: /100/)

Da sich die Gleitwegantenne in der senkrechten Ebene durch die Mittellinie des Luftfahrzeugs befindet, entspricht der im Fall a) benannte Abstand der halben Flügelspannweite. Der im Fall b) benannte Abstand entspricht dem senkrechtem Abstand zwischen der Gleitwegantenne und der Fahrwerksunterkante.


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Um die Berechnungen zu vereinfachen, verwendet man den eben beschriebenen Zusammenhang wie folgt (vgl. Abbildung 29):

• Die Objekte werden vergrößert: lateral um die Halbspannweite und vertikal um den Abstand zwi-schen Gleitwegantenne und Fahrwerksunterkante. Die so entstandenen Dimensionen werden als angepasst bezeichnet.

• Die Position des Luftfahrzeugs wird ausschließlich durch die Position seiner Mittellinie beschrieben.

Abbildung 29: Lage eines angepassten Hindernisses relativ zum Sollflugweg (Quelle: /100/)

Die Objekthöhen werden auch in Abhängigkeit von der Höhe der Schwelle über MSL – für jede der Luft-fahrzeugkategorien unterschiedlich – leicht angepasst, um der Abhängigkeit der Luftfahrzeugflugleistungen und der Höhenmessergenauigkeit von der Höhenlage Rechnung zu tragen.

Ansatz des mathematischen Modells des ILS-CRMs Entsprechend den eben gemachten Ausführungen entsteht eine Kollision also, wenn sich die Mittellinie des Luftfahrzeuges im Bereich der – entsprechend Kapitel Objektmodellierung des ILS-CRMs, Seite 61, angepassten – Objektdimensionen befindet.

Die Wahrscheinlichkeit dafür, dass die Mittellinie des Luftfahrzeuges lateral und vertikal soweit versetzt ist, dass dies zutrifft, lässt sich aus folgenden statistischen Wahrscheinlichkeitsverteilungen ableiten, die Teil des CRMs sind:

• Ein ILS-Anflugmodell, dass die Wahrscheinlichkeitsverteilungen von Beam Holding und ILS-Systemfehlern kombiniert. Dieses Modell wurde durch reale Daten so justiert, dass es die Realität sehr genau abbildet. Kapitel 4.6.4, Seite 63, beschreibt dieses Modell näher.

• Ein vertikales Fehlanflugmodell auf Basis der Flugeigenschaften des zugrundegelegten Luftfahr-zeuges, das die vertikalen Wahrscheinlichkeitsverteilungen am Beginn des Fehlanfluges kalkuliert. Hieraus wurden auch die in Kapitel 4.2.6, Seite 49, beschriebenen Height Loss / Altimeter Margins bestimmt. Kapitel 4.6.5, Seite 65, beschreibt dieses Modell näher.

• Ein laterales Fehlanflugmodell auf Basis von Flugsimulationen und wirklichen Daten (vgl. Kapitel 4.6.6, Seite 66).

Die Wahrscheinlichkeitsverteilungen rund um den Gleitweg sind in Abbildung 30 beispielhaft dargestellt. Die Ellipsen um den Sollflugweg stellen Punkte im Rahm dar, für welche die Wahrscheinlichkeit, dass ein anfliegendes Flugzeug sich dort befindet, gleich ist und in diesem Falle dem Target Level of Safety von 10-7 pro Anflug entspricht. Aus den dargestellten Ellipsen wurden die OAS bestimmt, indem ebene Flächen von außen an die Ellipsen angepasst wurden.


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Abbildung 30: Der Anflugtrichter (Quelle: /97/)

Das Kollisionsrisiko für ein Objekt wird also von zwei Dingen bestimmt:

a) von der Lage des Objekts relativ zum Sollflugweg und b) von der Wahrscheinlichkeitsverteilung des Luftfahrzeugs um den Sollflugweg an der x-Koordinate

des Objektes.

Das Gesamtrisiko für eine Kollision mit mehren Objekten darf nicht durch einfache Summation der Einzel-risiken ermittelt werden, sondern es müssen dabei noch die Fehlanflugrate (vgl. Kapitel 4.6.7, Seite 67) und Abschattungseffekte zwischen den Objekten (vgl. Kapitel 4.6.8, Seite 68) berücksichtigt werden.

Die bei der Ermittlung der Kollisionsrisiken vom CRM abgearbeiteten Schritte beschreibt Kapitel 4.6.9, Seite 69.

4.6.4 DAS ILS-ANFLUGMODELL

Zur Bestimmung der Wahrscheinlichkeitsverteilungen der Flugzeugposition relativ zum Sollflugweg wäh-rend des ILS-Anfluges wurden folgende Schritte durchlaufen:

• Im Rahmen des OCP Data Collection Programme wurden Daten gesammelt. • Es wurde ein synthetisches ILS-Modell entwickelt und mit Hilfe der ermittelten Daten justiert. • Das justierte synthetische ILS-Modell wurde benutzt, um vertikale und laterale Wahrscheinlichkeits-

verteilungen für verschiedene Parameterkombinationen zu erstellen.

Im synthetischen ILS-Modell werden die folgenden Einzel-Wahrscheinlichkeitsverteilungen nachgebildet:

• Bodenkomponenten

− Beam centering (Normalverteilung in m für den Localizer und ° für den Gleitweg) − Beam sensitivity (Normalverteilung in Difference in Depth of Modulation [DDM] pro Meter) − Beam bends (Normalverteilung in µA)

• Bordkomponenten

− Receiver centering (Doppelexponentialverteilung in µA) − Receiver sensitivity (Exponentialverteilung in µA/DDM) − Beam holding performance (Doppelexponentialverteilung in µA) − Pilot Intervention & recovery manoeuvre (meist Truncation)


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Die berücksichtigten Einzel-Wahrscheinlichkeitsverteilungen sind im mathematischen ILS-Modell zu einer lateralen und einer vertikalen Gesamt-Wahrscheinlichkeitsverteilung gefaltet worden.

Das so ermittelte Modell wurde dann mit den im Rahmen des OCP Data Collection Programme ermittelten Daten justiert.

Das Ergebnis sind separate ILS-Anflug Wahrscheinlichkeitsverteilungen für eine Kombination aus gegebe-nen ILS Anflugkategorien und Gleitpfadwinkeln mit der folgenden Auswahl:

• ILS Anflugkategorie:

− CAT I oder

− CAT II Flight Director oder

− CAT II Autopilot

• Gleitpfadwinkel: 2,5° oder 3,0° oder 3,5°.

Die vertikalen und lateralen Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen wurden für jede dieser Parameter-kombinationen in Form von Tabellen für die folgenden Abstände von der Schwelle ausgegeben und wer-den so dem CRM bei der Berechnung von Kollisionswahrscheinlichkeiten verfügbar gemacht:

• 1.200m, 4.200m und 7.800m.

Für die x-Koordinaten, an denen sich keine Stützstelle befindet, sind die Daten entsprechend zu inter- bzw. extrapolieren.

Die lateralen Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen gelten für bestimmte Standardwerte. Bei Abwei-chungen werden sie wie folgt angepasst:

• Standardwert: 3.800m Abstand zwischen Localizer und Schwelle (LOC)

− bei kleinerem Abstand: Multiplikation mit folgendem Faktor:

m800.3RangeLOCRange

LOCm800.3

++

•

wobei Range für die oben genannten Abstände der in Tabellen abgelegten Wahrscheinlichkeits-verteilungsfunktionen von der Schwelle steht (1.200m, 4.200m und 7.800m).

− bei größerem Abstand wird keine Anpassung durchgeführt

• Standardwert: 700ft (213,36m) Localizer Course Width an der Schwelle (CW) gemäß ICAO-Annex 10 /87/

− bei größeren CW: Multiplikation mit folgendem Faktor:

CW213,36m

− bei kleineren CW wird keine Anpassung durchgeführt

Die vertikalen Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen gelten für bestimmte Standardwerte. Bei Abweichungen werden sie wie folgt angepasst:

• Standardwert: 350m Abstand zwischen der Schwelle und der Kreuzung zwischen Gleitpfad und ho-rizontaler Ebene durch die Schwelle

− bei Abweichungen: Differenz zwischen wirklichem Abstand und Standardwert wird addiert zu den Schwellenabständen der in Tabellen abgelegten Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen (1.200m, 4.200m und 7.800m)


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4.6.5 DAS VERTIKALE FEHLANFLUGMODELL

Die vertikalen Wahrscheinlichkeitsverteilungen für den Missed Approach wurden mit Hilfe eines Modells der Flugdynamik des Luftfahrzeugs während des Fehlanfluges aus Monte-Carlo-Simulationen ermittelt. Das flugdynamische Modell besteht aus zwei Einzelmodellen.

Das Height Loss Modell erlaubt die parameterabhängige Bestimmung der Height Loss. Dies ist der vertika-le Abstand zwischen dem Punkt, an dem der Fehlanflug eingeleitet wird, und dem tiefsten Punkt, den das Flugzeug im Fehlanflug erreicht. Die hier ermittelten Werte führen zu der bereits in Kapitel 4.2.6, Seite 49, kurz beschrieben Height Loss / Altimeter Margin.

Das Height Loss Modell ist Teil des vertikalen Gesamt-Fehlanflugmodells, das den vertikalen Verlauf des Fehlanfluges in Abhängigkeit von folgenden Parametern beschreibt:

• Parameter, die den Soll-Startpunkt des Fehlanflugverfahrens definieren:

− Gleitpfadwinkel (Konstanter Wert)

− ILS Reference Datum Height (Konstanter Wert)

− OCH (Konstanter Wert)

• Parameter, die bestimmen, wie weit der wirkliche Startpunkt des Fehlanflugverfahrens vom Soll-Startpunkt abweicht:

− Abstand in x-Richtung auf Höhe der OCA/H (abgeleitet aus der vertikalen Wahrscheinlichkeitsverteilung um den Sollflugweg im Anflug entsprechend Kapitel 4.6.4, Seite 63)

− Reaktionszeit des Piloten (Konstanter Wert)

− Fehler des Höhenmessers (Normalverteilung)

• Flugzeugspezifische Größen, die im Height Loss Modell Berücksichtigung finden:

− Geschwindigkeit in longitudinaler Richtung (Konstanter Wert für jede Luftfahrzeugkategorie)

− Geschwindigkeit in vertikaler Richtung am Startpunkt des Fehlanflugverfahrens (Logarithmische Normalverteilung für jede Luftfahrzeugkategorie)

− Zeitkonstante der schnellen Anstellwinkelschwingung (Konstanter Wert für jede Luftfahrzeugkategorie)

− Durch Einleitung des Fehlanfluges veranlasstes Lastvielfaches (Normalverteilung korreliert mit der Sinkgeschwindigkeit)

− Verspätungszeit bis die Steuerbefehle des Piloten Wirkung zeigen (Konstanter Wert)

• Anzuwendender Steiggradient im Missed Approach (Konstanter Wert)

Im Rahmen einer Monte-Carlo-Simulation werden nun Flugwege für den Missed Approach bestimmt, in-dem die Eingabeparameter entsprechend der obigen Aufzählung innerhalb des vorgesehenen Bereiches variiert werden. Aus den so entstandenen Flugspuren können dann Wahrscheinlichkeitsverteilungen um den Sollflugweg ermittelt werden.

Im Ergebnis liegen Wahrscheinlichkeitsverteilungen für die Height Loss und den vertikalen Verlauf des gesamten Fehlanfluges vor.

Die Wahrscheinlichkeitsverteilungen für den Height Loss werden für folgende Parameterkombinationen ausgewiesen und stellen die Wahrscheinlichkeit dar, dass während eines Fehlanfluges der niedrigste Teil des Luftfahrzeuges unterhalb der jeweiligen Höhe liegt:

• Luftfahrzeuggeschwindigkeiten (VATmax = 1,3fache Stall Speed)

• Einsatz eines Druck- oder Radiohöhenmessers


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Der vertikale Verlauf des gesamten Fehlanfluges wird für die nachfolgend angegebenen Parameterkombi-nationen bestimmt:

• ILS Anflugkategorie:

− CAT I mit Druckhöhenmesser (OCH = 200ft = 60,96m) oder

− CAT II mit Radiohöhenmesser (OCH = 100ft = 30,48m) – keine Unterscheidung bei CAT II hin-sichtlich Einsatz oder Nicht-Einsatz eines Flight Directors

• Gleitpfadwinkel: 2,5°, 3,0° oder 3,5°

• Luftfahrzeuggeschwindigkeiten (VATmax = 1,3fache stall speed): 100kt, 120kt, 140kt oder 160kt

• Steiggradient im Fehlanflug: 2,5%

Die sich ergebenden Wahrscheinlichkeitsverteilungen werden dem CRM für die relevanten x-Koordinaten durch die Angabe der Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktion (Gauß oder Johnson SU) und der entspre-chenden Parameter dieser Funktionen zur Verfügung gestellt.

Die auftretenden Abweichungen der Modellergebnisse von realen Daten in puncto Mittelwert und Stan-dardabweichung sind mit Blick auf die Tatsache, dass das Modell die Realität eher zu pessimistischen abbildet, akzeptiert worden.

Die Wahrscheinlichkeitsverteilungen wurden unter der Annahme eingeleitet, dass das Luftfahrzeug den Fehlanflug einleitet, wenn seine Mittellinie die oben genannte Standard-OCH erreicht – also abweichend vom für das CRM benötigten Wert des Erreichens der OCH durch die Unterkante des Fahrwerkes. Hier muss – wie für von der Standard-OCH abweichende OCH – eine Anpassung vorgenommen werden, die wie folgt aussieht:

• Der Abstand zwischen Fahrwerksunterkante und Mittellinie des Luftfahrzeuges, sowie der Unter-schied zwischen der geforderten und der Standard-OCH werden zum Mittelwert der Wahrschein-lichkeitsverteilungen addiert. Diese werden dann in x-Richtung so weit verschoben, bis sie wieder mit dem ILS-Gleitweg übereinstimmen.

Die Verwendung der Verteilungsfunktionen geschieht wie folgt: Für den anfänglichen Fehlanflug wird die entfernungsunabhängige Height Loss Verteilung verwendet. Die aus dem Modell entwickelten entfer-nungsabhängigen Gesamt-Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen werden jedoch erst nach deren Stabi-lisierung auf einen Wert benutzt. Dabei wird der Mittelwert entsprechend dem Steiggradient im Fehlanflug berechnet.

4.6.6 DAS LATERALE FEHLANFLUGMODELL

Im Gegensatz zum ILS-Anflugmodell wird für den Bereich des Fehlanfluges von einer Reduktion der Füh-rungsinformationen ausgegangen. Deswegen konnte kein analoges synthetisches Modell, das dann durch reale Daten justiert hätte werden können, erstellt werden. Desweiteren konnte auch ein Weg, wie er für das vertikale Fehlanflugmodell gewählt wurde, nicht eingeschlagen werden, da kein entsprechendes flug-dynamisches Modell aufgestellt werden konnte. Aus diesen Gründen mussten die Wahrscheinlichkeitsver-teilungen direkt aus den verfügbaren Fehlanflugdaten bestimmt werden.

Daten über den lateralen Verlauf von Fehlanflügen lagen zwar vor, diese waren jedoch nicht unter Instru-mentenflugbedingungen aufgezeichnet worden. Deswegen wurden für die Bestimmung der Wahrschein-lichkeitsverteilung auch Flugversuche und eine Flugsimulationsstudie herangezogen. Diese haben letzt-endlich zu rund 120 Proben geführt, die ausgewertet werden konnten.

Die Wahrscheinlichkeitsverteilung der lateralen Flugzeugpositionen wurde direkt aus den so gewonnenen Daten entnommen und durch eine geeignete Funktion abgebildet. Dabei wurde davon ausgegangen, dass nach Abbruch des Anfluges keine laterale Führung (beispielsweise ILS Localizer / Back Course) mehr zur Verfügung steht.


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Die ermittelten Wahrscheinlichkeitsverteilungen gelten für folgende Standardbedingungen:

• 3° Gleitwinkel, 15m ILS Reference Datum Height, OCH = 100ft = 30,48m, 6m vertikaler Abstand zwischen Gleitwegantenne und Fahrwerksunterkante

Die sich ergebenden Wahrscheinlichkeitsverteilungen werden dem CRM in tabellarischer Form in Abhän-gigkeit von der x-Koordinate an Stützstellen im Abstand von 100m zur Verfügung gestellt. Für die x-Koordinaten, an denen sich keine Stützstelle befindet, sind die Daten entsprechend zu inter- bzw. extrapo-lieren. Die Wahrscheinlichkeitsverteilungen gelten sowohl für CAT II-, als auch für CAT I-Anflüge, da der ungeführte Fehlanflug unabhängig von der Betriebskategorie ist.

Aus Abbildung 31 kann die Bedeutung der OCH Range ersehen werden. Weicht diese von der Standard OCH Range ab, die sich aus den oben genannten Standardbedingungen ergibt, dann müssen zweierlei Anpassungen durchgeführt werden:

• Jede Veränderung der OCH Range führt dazu, dass auch der Punkt verschoben wird, an dem die Führungsinformationen verloren gehen. Dies führt dazu, dass die Verteilungsfunktionen entspre-chend in longitudinaler Richtung zu verschieben sind.

• Überschreitet die wirkliche OCH Range die Standard OCH Range, dann muss berücksichtigt wer-den, dass – aufgrund der Trichterform des ILS-Anfluges – die laterale Standardabweichung der Flugzeugposition relativ zum Sollflugweg größer ist, als bei der Standard OCH Range. Die entspre-chende Anpassung wird erreicht durch Vergrößern der Standardabweichungen für die Fehlanflug-verteilung in Höhe der Differenz zwischen der Standardabweichung für die nominelle OCH und der Standardabweichung für die Anflugverteilung an dieser Stelle.

Abbildung 31: Anpassung der lateralen Fehlanflugverteilung für veränderte OCH-Range (Quelle: /95/)

4.6.7 DIE FEHLANFLUGRATE

Das Target Level of Safety beschreibt das als vertretbar angesehene Kollisionsrisiko pro Anflug. Da die meisten Anflüge jedoch zu einer Landung und nicht zu einem Durchstarten führen, muss eine Gewichtung des Kollisionsrisikos für Objekte im Fehlanflugbereich auf Basis der Fehlanflugrate (Missed Approach Ra-te, m) bei der Ermittelung der Kollisionswahrscheinlichkeit pro Anflug erfolgen. Die Fehlanflugrate ist auf Basis einer Datensammlung auf den konstanten Wert 1% festgelegt worden. Das heißt 1% der Anflüge führen zu einem Fehlanflug.

Um diese Gewichtung für die einzelnen Objekte konkret zu berücksichtigen, wird das individuelle Risiko jedes Objektes mit dem so genannten Fehlanflugfaktor (Missed Approach Factor, αk) multipliziert. Dieser repräsentiert den prozentualen Anteil von Anflügen, bei denen das jeweilige Objekt eine Risikoquelle ist.


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Der Fehlanflugfaktor wird wie folgt berechnet:

• Mit Hilfe der vertikalen Wahrscheinlichkeitsverteilung des ILS-Anflugmodels wird die Wahrschein-lichkeit P dafür berechnet, dass sich für ein Luftfahrzeug, das sich an der x-Koordinate des Objektes auf dem Gleitweg befindet, die Fahrwerksunterkante unterhalb der OCH befindet.

• Daraus wird αk mittels der folgenden Gleichung ermittelt: αk = 1 – P • ( 1 – m ) = (100% – P) + P • m

Aus der Formel wird ersichtlich, dass für Objekte im Anflugbereich gilt αk = 100% und im Fehlanflugbereich αk = 1%. Dazwischen verläuft αk stetig entsprechend der genannten Formel – bestimmt durch die konstan-te Missed Approach Rate, die vertikale Wahrscheinlichkeitsverteilung des ILS-Anflugmodels und die x-Koordinate des Objektes.

4.6.8 DIE ABSCHATTUNG

Würden bei der Ermittlung des Gesamtkollisionsrisikos alle Einzelkollisionsrisiken mit Objekten einfach aufaddiert werden, so würde das Gesamtkollisionsrisiko genau dann überbewertet werden, wenn die je-weiligen Einzelrisiken nicht unabhängig voneinander sind. Dies kann bildlich als Abschattung (engl. Sha-dowing) beschrieben werden: Hat ein Luftfahrzeug während eines Anflugs ein Objekt sicher passiert, kann davon ausgegangen werden, dass es in ein bestimmtes Gebiet nicht mehr einfliegen kann. Das CRM be-rücksichtigt dies durch eine gleichnamige Methode. Diese Methode modifiziert die einzelnen Objekte in der Art, dass das jeweilige Einzelrisiko unabhängig von den Risiken der anderen untersuchten Objekte ist. Die so ermittelten justierten Wahrscheinlichkeiten können dann für die Ermittlung des Gesamtrisikos problem-los aufaddiert werden.

Lateral berücksichtigt das CRM für das komplette ILS Precision Segment einen einheitlichen Abschat-tungswinkel (α, Shadow Angle, vgl. Abbildung 32) von 25,2% (ca. 14,14°).

Vertikal gilt für α folgendes (im Koordinatensystem des CRMs entsprechend Kapitel Eingabe der Objekte des ILS-CRMs, Seite 59):

• α = 0,5° + Gleitwinkel gilt für x-Koordinaten die größer sind als die OCH Range (zur Bestimmung der OCH Range vgl. Abbildung 31, Seite 67)

• α = 0° gilt für x-Koordinaten, die mehr als 1.200m in Richtung des Fehlanfluges hinter der OCH-Range liegen.

• Dazwischen verläuft α linearer.

Abbildung 32: Abschattung des Hindernisses 2 durch das Hindernis 1 (Quelle: /100/)

Abgeschattete Objekte – oder Teile davon – werden bei der Ermittlung der Gesamtkollisionswahrschein-lichkeit mit mehreren Objekten nicht berücksichtigt. Die Berechnung erfolgt über die abhängigen Wahr-scheinlichkeiten der gemeinsamen Wahrscheinlichkeitsdichtefunktion.

Das Prinzip der Abschattung ist von besonderer Bedeutung bei der Risikobeurteilung von flächigen Objek-ten. Während bei vereinzelt stehenden Objekten meist ein beherrschendes Hindernis ausgemacht werden kann, das von keinem anderen "verdeckt" wird, ist dies bei flächigen Hindernissen anders. Diese werden entsprechend Kapitel Eingabe der Objekte des ILS-CRMs, Seite 59, durch mehrere Walls und Spikes ab-gebildet, die dicht beieinander stehen. Würde hier nicht die Abhängigkeit der Kollisionsrisiken durch die Shadowing-Routine berücksichtigt, dann würde das Gesamtkollisionsrisiko stark überbewertet werden.


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4.6.9 ABLAUF DER BESTIMMUNG DES KOLLISIONSRISIKOS

Die entsprechend Kapitel Notwendige Eingabedaten des ILS-CRMs, Seite 58, eingegebenen Daten wer-den im Verlauf der im Folgenden wiedergegebenen Schritte verarbeitet.

Anpassung der Hindernisdimensionen Die Hindernisdimensionen werden entsprechend Kapitel Objektmodellierung des ILS-CRMs, Seite 61, angepasst.

Anpassung der lateralen und vertikalen Verteilungsfunktionen für den Anflug Die lateralen und vertikalen Verteilungsfunktionen für den Anflug werden entsprechend Kapitel 4.6.4, Seite 63, angepasst.

Anpassung der lateralen und vertikalen Verteilungsfunktionen für den Missed Approach Die lateralen und vertikalen Verteilungsfunktionen für den Missed Approach werden entsprechend Kapitel 4.6.5, Seite 65, und Kapitel 4.6.6, Seite 66, angepasst.

Berechnung der vertikalen Kollisionswahrscheinlichkeiten Zunächst werde drei verschiedene Wahrscheinlichkeiten berechnet:

• Anflug-Wahrscheinlichkeit

Diese ergibt sich aus den im ILS-Anflugmodell ermittelten vertikalen Wahrscheinlichkeitsverteilungen (vgl. Kapitel 4.6.4, Seite 63). Als erstes wird die Höhe über Schwelle des Mittelwertes der Wahr-scheinlichkeitsverteilungsfunktion an der zu prüfenden x-Koordinate berechnet. Diese entspricht der Höhe des Gleitweges an dieser Stelle. Als zweites wird die Standardabweichung berechnet mittels linearer Inter- bzw. Extrapolation der beiden am nächsten liegenden vertikalen ILS-Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen. Dabei darf keine kleinere Standardabweichung verwendet werden, als die der Wahrscheinlichkeitsverteilung für den Standard-Abstand von 1.200m. Nun wird der Abstand des Objektes vom Sollflugweg berechnet und durch die ermittelte Standardabweichung dividiert. Der so erhaltene Wert gibt den Abstand in einer Anzahl von Standardabweichungen an. Abschließend wird die Wahrscheinlichkeit bestimmt. Dies geschieht entweder durch exponentielle Interpolation, wenn sich der Abstand – ausgedrückt in Anzahl Standardabweichungen – zwischen zwei in den Tabellen gegebenen Standardabweichungen befindet, oder es wird – wenn dies nicht zutrifft – die am nächsten liegenden bekannte Standardabweichung verwendet.

• Height-Loss-Wahrscheinlichkeit

Diese wird aus den Height-Loss-Wahrscheinlichkeitsverteilungen (vgl. Kapitel 4.6.5, Seite 65) ermit-telt und stellt die Wahrscheinlichkeit dar, dass das Luftfahrzeug sich am niedrigsten Punkt des Fehl-anfluges unterhalb der Objekthöhe befindet und ist deswegen unabhängig von der x-Koordinate.

• Missed-Approach-Climb-Out-Wahrscheinlichkeit

Diese basiert auf den in Kapitel 4.6.5, Seite 65, beschriebenen Wahrscheinlichkeitsverteilungen für die Flugspuren im Fehlanflug. Auch hier wird zunächst die Höhe des Mittelwertes der Wahrschein-lichkeitsverteilung unter Verwendung des minimalen Fehlanflug-Steiggradienten berechnet. Die Standardabweichung wird auf den Wert, der am Ende des ILS Precision Segments erreicht wird, konstant festgelegt. Der Abstand des Objektes von dem oben genannten Mittelwert wird als Anzahl Standardabweichungen ausgedrückt. Daraus kann mittels der gegebenen Wahrscheinlichkeitsver-teilungen die Wahrscheinlichkeit ermittelt werden.

Befindet sich ein Objekt im Anflugbereich unterhalb der OCH, dann würde die Bestimmung der Anflug-Wahrscheinlichkeit, so wie sie oben beschrieben wurde, das Risiko einer Kollision stark überschätzten. Dies liegt daran, dass Luftfahrzeuge schon bei Erreichen der OCH einen Fehlanflug eingeleitet haben müssen und deswegen dieses Objekt nur dann eine Gefahr darstellen kann, wenn es bei Einleitung eines


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Fehlanfluges auf Höhe der OCH noch erreicht werden könnte. Diese Wahrscheinlichkeit wird jedoch durch die Height-Loss-Wahrscheinlichkeit beschrieben. Das heißt für Objekte im Anflugbereich unterhalb der OCH ist die Kollisionswahrscheinlichkeit durch die Wahrscheinlichkeit bestimmt, dass das Luftfahrzeug an der entsprechenden x-Koordinate die OCH erreicht und zudem beim dann eingeleiteten Fehlanflug auch noch tief genug durchsackt, um das Objekt zu berühren. Beide Wahrscheinlichkeiten sind unabhängig voneinander und dürfen deswegen multipliziert werden. Dieses Produkt darf auch für Objekte angewandt werden, die über die OCH im Anflugbereich hinausragen, da in diesem Falle die Height-Loss-Wahrscheinlichkeit 1 wäre.

Schließlich werden die folgenden vertikalen Wahrscheinlichkeiten verglichen und der niedrigste dieser Werte gilt für die entsprechende x-Koordinate:

• Kombinierte Anflug- / Height-Loss-Wahrscheinlichkeit

• Height-Loss-Wahrscheinlichkeit

• Missed-Approach-Climb-Out-Wahrscheinlichkeit

Berechnung der lateralen Kollisionswahrscheinlichkeiten Der Mittelwert der Wahrscheinlichkeitsverteilungen liegt in der senkrechten Ebene durch die Bahnmittelli-nie.

Die Standardabweichung verändert sich in Anflugrichtung in Abhängigkeit von der x-Koordinate wie folgt:

• Im Anflugbereich wird sie mit Hilfe linearer Inter- bzw. Extrapolation der beiden am nächsten liegen-den lateralen ILS-Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen ermittelt. Diese in Anflugrichtung kleiner werdenden Standardabweichungen werden solange benutzt, bis sie die kleinste laterale Standard-abweichung entsprechend des lateralen Fehlanflugmodells (vgl. Kapitel 4.6.6, Seite 66) erreichen.

• Von hier an wird diese konstante Standardabweichung solange verwendet, bis die laterale Standardabweichung entsprechend des Fehlanflugmodells wieder größer wird.

• Ab hier werden die Standardabweichungen entsprechend des lateralen Fehlanflugmodells bestimmt. Zwischen den Stützstellen wird linear interpoliert. Hinter der letzten Stützstelle in Anflugrichtung ist linear zu extrapolieren.

Der Abstand des zu prüfenden Objektes vom oben genannten Mittelwert wird als Anzahl Standardabwei-chungen ausgedrückt. Daraus kann mittels der gegebenen Wahrscheinlichkeitsverteilungen die Wahr-scheinlichkeit ermittelt werden. Die Form der Wahrscheinlichkeitsfunktion verändert sich in Anflugrichtung in Abhängigkeit von der x-Koordinate wie folgt:

• Bei Abständen von der Schwelle in positiver x-Richtung, die größer sind als 7.800m, haben sie die Form der 7.800m-Wahrscheinlichkeitsfunktion.

• Dahinter bis 1.200 ergibt sich die Form durch exponentielle Interpolation zwischen den nächst gele-genen ILS-Verteilungen.

• Von hier an findet die Form der 1.200m-Wahrscheinlichkeitsfunktion Anwendung.

Bestimmung der Kollisionsrisiken pro Anflug Nach der Berechnung der oben genannten Wahrscheinlichkeiten, kann das individuelle Risiko für jedes Objekt berechnet werden. Das laterale Risiko ist die Wahrscheinlichkeit dafür, dass sich die Mittellinie des Luftfahrzeuges zwischen der linken und rechten Kante des Objektes befindet. Das vertikale Risiko ist die Wahrscheinlichkeit dafür, dass sich die Mittellinie des Luftfahrzeuges unterhalb der Oberkante des Objek-tes befindet. Das Gesamtrisiko ist das Produkt aus lateralem und vertikalem Risiko.

Dieses Risiko gilt für ein Flugzeug, das einen Anflug mit anschließendem Fehlanflug durchführt. Um das Risiko eines bestimmten Anfluges, der auf eine Landung ausgerichtet ist, zu ermitteln, muss der Missed Approach Factor (αk, zur Ermittlung vgl. Kapitel 4.6.7, Seite 67) berücksichtigt werden. Dieser wird nur für


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die Height-Loss- sowie die Missed-Approach-Climb-Out-Wahrscheinlichkeit angewandt und nicht für die kombinierte Anflug-/ Height-Loss-Wahrscheinlichkeit.

Die einzelnen mit dem Missed Approach Factor angepassten Risiken können erst dann aufaddiert werden, um das Gesamtrisiko pro Anflug zu erhalten, wenn die Objekte auf Abschattungen entsprechend Kapitel 4.6.8, Seite 68, überprüft und entsprechend angepasst wurden.

4.6.10 BEWERTUNG DES ILS-CRMS

Mit Hilfe des ILS-CRMs ist es möglich, für gegebene Parameter das Risiko einer Kollision während eines ILS-Präzisionsanfluges zu berechnen. Dieses kann mit einem vorzugebenden Target Level of Safety ver-glichen werden, um so die minimale Entscheidungshöhe zu ermitteln.

Im Folgenden sollen nochmals die wichtigsten Eigenschaften des ILS-CRMs bewertend zusammengefasst werden:

• Es ist lediglich verwendbar für

− das Instrumentenlandesystem und hier auch nur für

− CAT I- und II-Anflüge und

− Flugzeugkategorien A bis D (E nicht möglich).

• Es werden nur gerade Anflugwege – wie sie das ILS vorgibt – erfasst.

• Bei der Ermittlung der Risiken werden nur Objekte berücksichtigt, die sich in folgendem – bereits in Kapitel Untersuchungsbereich des ILS-CRMs, Seite 61, beschriebenen – Bereich befinden, der durch die folgenden Grenzen gekennzeichnet ist:

a) longitudinal durch das ILS Precision Segment,

b) lateral durch das Ende der OAS in 300m Höhe über der Schwelle und

c) vertikal durch die Basic-ILS-Surfaces.

Objekte, die sich beispielsweise unterhalb der Basic-ILS-Surfaces befinden, finden keine Berück-sichtigung. Daraus folgt aber, dass knapp unterhalb dieser Flächen quasi Objekte in extremer Dichte auftreten könnten – im Extremfall als Solid-Walls – ohne, dass dies irgendeine Auswirkung auf die mit dem ILS-CRM ermittelten Kollisionsrisiken hat. Dies ist logisch inkonsistent.

• Eine Berücksichtigung von örtlichen Besonderheiten der Prozedurgestaltung ist nur sehr beschränkt möglich (beispielsweise Berücksichtigung der Höhenlage der Schwelle bei der Anpassung der Ob-jektdimensionen wie auf Seite 61 dargestellt).

• Die Kollisionsrisiken werden ermittelt, indem für bestimmte Parameterkombinationen Wahrschein-lichkeitsverteilungsfunktionen um den Sollflugweg fest in das ILS-CRM in Form von Tabellen integ-riert sind. Mit Hilfe dieser Funktionen kann für jeden Ort um den Sollflugweg die Wahrscheinlichkeit dafür, dass sich das Luftfahrzeug dort befindet und gegebenenfalls mit einem am selben Ort befind-lichen Objekt kollidiert, ermittelt werden. Dabei werden auch Abschattungseffekte berücksichtigt. Das ILS-CRM umfasst keine dynamische Simulation des Anfluges. Die Verwendung statischer Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen hat einerseits den Vorteil, dass hierdurch ein "Normverhal-ten" der Luftfahrzeuge während des Anfluges vorgegeben wird, das nahezu unabhängig ist von der örtlichen Situation und so eine gute Vergleichbarkeit der Ergebnisse sicherstellt ist. Andererseits ist das CRM durch diese Arbeitsweise eng an die Eigenschaften des ILS gebunden. Gleichfalls wird dadurch in dem Modell der technologische Stand (ILS-Anlagen, Avionik, Displays, Flight Control Systems) der siebziger Jahre festgeschrieben. Die bereits in den zeitgenössischen Dokumenten (/51/) aufgezeigten Probleme bei der Aufnahme von ILS-Anflügen nach CAT III zeigen die inhärente Grenzen dieses Ansatzes.

• Es hat sich über Jahrzehnte bewährt und ist damit allgemein anerkannt.


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• Es ist relativ einfach zu handhaben.

• Von ihm konnten die OAS abgeleitet werden.

• Es verwendet in vertikaler und lateraler Richtung eigene Wahrscheinlichkeitsverteilungen für die Flugzeugpositionen relativ zum Sollflugweg. Dies setzt voraus, dass beide statistisch unabhängig voneinander sind, wie es für ILS nachgewiesen wurde.

• Es wurden viele unterschiedliche Modellierungsverfahren und Verteilungsfunktionen in das ILS-CRM integriert. Teilweise wurden die Verteilungen analytisch durch ein an Flugversuchsdaten angepass-tes Modell bestimmt, teilweise wurden Verteilungsfunktionen direkt empirisch übernommen. Es ent-stand eine semi-empirische Lösung, die sich bewährt hat, aber keine vollständige, konsistente Be-schreibung des Anflugprozesses liefert.

• Das ILS-CRM weist eine modulare und damit offene Struktur auf. Dadurch können beispielsweise die im mathematischen Modell verwandten Verteilungsfunktionen durch andere ausgetauscht wer-den, ohne dass das ILS-CRM komplett neu programmiert werden müsste. Dies eröffnet überhaupt erst die Möglichkeit, aus dem bestehenden ILS-CRM ein neues GBAS-CRM zu entwickeln.

VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE 5 MÖGLICHE METHODEN FÜR DIE ERMITTLUNG

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5 MÖGLICHE METHODEN FÜR DIE ERMITTLUNG VON GBAS CAT I-VERFAHRENSKRITERIEN

5.1 ÜBERBLICK

Verfahrenskriterien dienen der Definition von Lufträumen, die von Objekten frei zu halten sind, und der Bestimmung von operativen Vorgaben (beispielsweise minimale Entscheidungshöhe) für ein gegebenes Target Level of Safety.

Wie in Kapitel 4.1, Seite 43, beschrieben, hat sich für ILS-Präzisionsanflüge über Jahrzehnte bewährt, diese Verfahrenskriterien mittels Obstacle Assessment Surfaces (OAS) zu definieren, welche aus einem entsprechenden Collision Risk Model abgeleitet wurden. Daneben kann das Collision Risk Model (CRM) auch direkt zur Anwendung gebracht werden, um für gegebene Parameter das Kollisionsrisiko zu ermitteln und dieses mit dem Target Level of Safety zu vergleichen.

Man kann am einfachsten Verfahrenskriterien für neue Anflugsysteme zur Verfügung stellen, indem man nachweist, dass der entsprechende Total System Error (TSE) – also die maximale Abweichung der tat-sächlichen Position eines Luftfahrzeuges von seiner Sollposition – kleiner ist, als bei einem System, für das bereits ein CRM und OAS existieren. Werden auch die Parameter Verfügbarkeit, Kontinuität und Integ-rität vom neuen Anflugsystem mindestens genauso gut erfüllt, dann können die OAS und das entspre-chende CRM für das neue System übernommen werden.

Daraus ergibt sich auch für die hier zu betrachtenden GBAS CAT I-Präzisionsanflüge die Möglichkeit nach-zuweisen, dass diese Anflüge mindestens so genau sind, wie entsprechende ILS CAT I-Präzisionsanflüge und auch die Parameter Verfügbarkeit, Kontinuität und Integrität mindestens genauso gut erfüllt werden. Trifft dies zu, so könnte das für ILS CAT I geltende CRM und die OAS – gegebenenfalls mit einem entsprechenden Sicherheitsaufschlag – für GBAS CAT I-Anflüge übernommen werden. Diese Methode wird in Kapitel 5.2, Seite 74, detailliert beschrieben und im Folgenden bezeichnet als

• ILS-Äquivalenzmethode

Diese Möglichkeit hat u. a. den Nachteil, dass die so ermittelten Verfahrenskriterien sehr konservativ ges-taltet sind und die Merkmale des neuen Systems nicht optimal berücksichtigen. Um sicherzustellen, dass dies nicht der Fall ist, müsste ein CRM verfügbar gemacht werden, in das die Merkmale des neuen Sys-tems – zumindest teilweise – integriert werden können und aus dem dann auch entsprechende OAS abge-leitet werden könnten. Dieses CRM kann entweder aus einem verfügbaren CRM abgeleitet oder komplett neu entwickelt werden.

Daraus ergeben sich für die hier zu betrachtenden CAT I-Anflüge mittels GBAS zwei weitere Optionen, um Verfahrenskriterien zur Verfügung zu stellen:

• Weiterentwicklung des ILS-CRMs (Erläuterung in Kapitel 5.4, Seite 91)

• Entwicklung eines neuen GBAS-CRMs (Erläuterung in Kapitel 5.5, Seite 101)

Wie in Kapitel 4.1, Seite 43, beschrieben, stellt auch die Anwendung des RNP-Konzeptes für Präzisionsan-flüge eine Option dar, um Verfahrenskriterien für neue Anflugsysteme wie GBAS abzuleiten. Diese Metho-de wird in Kapitel 5.3, Seite 82, detailliert beschrieben und im Folgenden bezeichnet als

• RNP-Ansatz (RNP – Required Navigation Performance)

Jede der angegebenen Methoden wird nachfolgend erläutert.

5 MÖGLICHE METHODEN FÜR DIE ERMITTLUNG VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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5.2 DIE ILS-ÄQUIVALENZMETHODE

Dieses Kapitel erläutert die derzeitigen Aktivitäten des OCP bei der Erarbeitung von Verfahrenskriterien mit Hilfe der ILS-Äquivalenzmethode. Diese Methode ist prinzipiell auf alle neuen Navigationssysteme an-wendbar (beispielsweise SBAS, GBAS). Da diese Arbeit sich jedoch mit GBAS CAT I befasst, konzentriert sich dieses Kapitel hierauf.

Die Idee der ILS-Äquivalenzmethode besteht darin, für ein neues Navigationssystem nachzuweisen, dass die Genauigkeit bei Präzisionsanflügen unter Verwendung dieses Systems mindestens so hoch ist, wie die des Instrumentenlandesystems. Ist dies geschehen und werden auch die ILS-Standards in puncto Integri-tät und Kontinuität erfüllt, so können die bestehenden ILS-Verfahrenskriterien auch für diese neuen Navi-gationssysteme angewendet werden, was einen deutlich geringeren Aufwand bei der Erarbeitung bedeu-tet, als wenn für das neue System Verfahrenskriterien komplett neu entwickelt werden müssten.

Für satellitengestützte Präzisionsanflüge wurde auf dem 12. Meeting des OCP vom 28. Juni bis zum 09. Juli 1999 eine Methode vorgestellt, wie dieser Nachweis für Anflüge entsprechend ILS CAT I erfolgen kann. Diese Methode wurde inzwischen verfeinert und auch für GBAS CAT I zur Anwendung gebracht. Von EUROCONTROL und FAA sind in diesem Zusammenhang bereits über 300 Flugversuche unter Ver-wendung von Flugzeugen aus 3 verschiedenen Luftfahrzeugkategorien durchgeführt worden. In diesem Kapitel wird dieser Prozess dokumentiert und kritisch diskutiert. Dabei wird auf diverse Arbeitspapiere des OCP zurückgegriffen, insbesondere auf /7/, /8/, /18/, /19/ und /125/.

Mit der ILS-Äquivalenzmethode können grundsätzlich nur Präzisionsanflüge untersucht werden, die ver-gleichbar sind mit denen des ILS. Das heißt Sollflugwege und sonstige operationelle Vorgaben (beispiels-weise Entscheidungshöhen) müssen denen des ILS entsprechen, da ansonsten eine Adaptierung der Ver-fahrenkriterien nicht möglich wäre.

Um einen Vergleich zwischen GBAS CAT I- und ILS CAT I-Präzisionsanflügen durchführen zu können, ist es zunächst notwendig, die Fehlerkomponenten zu diskutieren.

5.2.1 DIE FEHLERKOMPONENTEN

Die Gesamtablage von der Sollposition – der Total System Error (TSE) – setzt sich aus den Fehlerkompo-nenten Navigation System Error (NSE) und Flight Technical Error (FTE) zusammen. Er bildet die Vektorsumme aus beiden (vgl. Abbildung 33).

Abbildung 33: Fehlerkomponenten (Quelle: /174/)

Der Navigation System Error (NSE) ist der Fehler, der bei der Bestimmung der Flugzeugposition gemacht wird und stellt somit die Differenz zwischen der wahren und der vom Navigationssystem ermittelten Positi-on des Luftfahrzeuges dar.

Der Flight Technical Error (FTE) ist der Fehler, der daraus resultiert, dass das Luftfahrzeug – beispielswei-se aus Gründen des Regelverhaltens der Piloten und der Flugzeugdynamik – nicht dazu in der Lage ist, die vom Navigationssystem vorgegebene Position genau zu erfliegen. Er bildet die Differenz zwischen der geforderten und der angezeigten Flugzeugposition.


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5.2.2 DIE ILS CAT I REFERENZWERTE

Um den Nachweis zu erbringen, dass GBAS CAT I-Präzisionsanflüge mindestens so genau sind, wie ILS CAT I-Präzisionsanflüge, werden Standardabweichungen der Fehlerkomponenten TSE, FTE und NSE beider Systeme direkt miteinander verglichen. Dabei dienen die Werte des ILS als Referenz. Zudem kön-nen die für GBAS ermittelten Standardabweichungen noch weiteren Analysen unterzogen werden. Dies wird weiter unten auf Seite 76 erläutert.

Direkter Vergleich mit den Referenzwerten von ILS CAT I Um die Genauigkeit von GBAS beim Einsatz für Präzisionsanflüge mit der des ILS vergleichen zu können, bedient man sich zweier Referenzen. Diese werden für die zu untersuchende Betriebsstufe – ILS CAT I manual – bestimmt und dann mit den Ergebnissen von Flugversuchen unter Verwendung von GBAS ver-glichen. Folgende Referenzen werden herangezogen:

1. Referenz: 1σ TSE für ILS CAT I und Schwellenabstände von 1.200m, 4.200m und 7.800m

Diese Werte können dem Manual on the Use of the CRM /100/ entnommen werden. In Table II-3-6 dieses Manuals sind die Standardabweichungen für die vertikale und die lateral Ablage des Luftfahr-zeuges vom Sollflugweg für die betrachteten Betriebsstufen – also auch ILS CAT I – und die oben genannten Schwellenabstände angegeben.

Die angegebenen Werte gelten für einen Abstand zwischen Localizer und Schwelle von 3.800m und einen Gleitweg von 3°. Bei hiervon abweichenden Abständen müssen sie entsprechend der unten erläuterten Formel angepasst werden.

1σ TSE in m Abstand vor der Schwelle in m lateral vertikal

1.200m 16,4 5,8 4.200m 35,9 13,6 7.800m 67,5 27,4

Tabelle 5: 1. Referenzwert – 1σ TSE für ILS CAT I, 3.800m Abstand Localizer-Schwelle (Eigene Darstellung nach /100/)

2. Referenz: 2σ TSE, FTE, NSE auf ILS CAT I-Entscheidungshöhe (200ft über Schwelle)

Diese Angaben können dem Manual on RNP for Approach, Landing and Departure Operations, Ap-pendix B, Section 7 /105/ für ILS CAT I entnommen werden. Dieses Manual leitet RNP-Forderungen an den TSE aus den ILS-Standards ab. Dazu werden auch die 2σ-Werte für den TSE, NSE und den FTE auf ILS CAT I-Entscheidungshöhe bestimmt. Nähere Erläuterungen hierzu werden in Kapitel 5.3.3, ab Seite 85 gegeben.

Die angegebenen Werte gelten für einen Abstand zwischen Localizer und Schwelle von 3.000m und müssen bei abweichenden Abständen entsprechend der unten erläuterten Formel angepasst wer-den. Die Entscheidungshöhe wird bei einem 3° Gleitweg 873m vor der Schwelle erreicht.

2σ lateral in m 2σ vertikal in m Abstand vor der Schwelle in m TSE FTE NSE TSE FTE NSE

873 43,5 39,5 18,2 12,2 11,4 4,4 Tabelle 6: 2. Referenzwert – 2σ TSE, FTE, NSE für ILS CAT I, 3.000m Abstand Localizer-Schwelle

(Eigene Darstellung nach /100/)

Die aus den Dokumenten bestimmten Referenzwerte müssen gegebenenfalls an die Bedingungen der Flugversuche angepasst werden. Wie dies geschieht, wurde bereits in Kapitel 4.6.4, Seite 63, beschrieben, soll hier aber nochmals kurz für die Korrektur bei abweichenden Abständen zwischen Localizer und Schwelle wiederholt werden.


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Die lateralen Referenzwerte gelten für einen Abstand zwischen Localizer und Schwelle von 3.800m. Bei kleineren Abständen sind sie mit folgendem Faktor zu multiplizieren:

m800.3RangeLOCRange

LOCm800.3

++

•

wobei gilt:

• LOC ........ Abstand zwischen Localizer und Schwelle

• Range ..... oben genannte Abstände von der Schwelle (1.200m, 4.200m und 7.800m)

Nachdem die Referenzen bestimmt und angepasst worden sind, werden die Flugversuche statistisch so ausgewertet, dass sie mit den Referenzwerten verglichen werden können.

Weitere Analyse Aus den oben genannten Werten wird ersichtlich, dass NSE und FTE nur an der Entscheidungshöhe mit entsprechenden Referenzwerten verglichen werden können.

Um sicherzustellen, dass

• der NSE, der für GBAS im Flugplatznahbereich aufgrund des Prinzips der Positionsbestimmung vom Abstand zur Schwelle unabhängig sein sollte, nicht für größer werdende Entfernungen von der Schwelle wächst und dass

• der FTE, der von der Sensibilität der Anzeige und damit der Entfernung von der Schwelle abhängig ist, nicht schneller wächst, als die Sensibilität der Anzeige sinkt,

sollten für die Flugversuche auch die NSE- und FTE-Standardabweichungen für die Stützstellen nach Re-ferenz 1 ausgewiesen werden. Zudem sollte der FTE auch ins Verhältnis zum Maximalausschlag an der jeweiligen Stützstelle gesetzt werden, um hieraus Aussagen über die Fliegbarkeit im Vergleich mit ILS CAT I zu generieren.

5.2.3 DIE FLUGVERSUCHE FÜR DEN VERGLEICH GBAS CAT I VERSUS ILS CAT I

Für den im vorherigen Kapitel 5.2.2 beschriebenen Vergleich von GBAS CAT I mit den Referenzwerten von ILS CAT I stehen dem OCP Daten von 186 Flugversuchen in Atlantic City (New Jersey) und 57 in Norman (Oklahoma) zur Verfügung. Bei diesen wurde ILS look-alike GBAS eingesetzt.

Im Detail gestalteten sich die Versuchsbedingungen wie folgt /19/:

• Boden:

− LAAS Test Prototyp, dessen Signal in Space in Übereinstimmung ist mit den SARPS des ICAO-Annex 10 /87/ und RTCA/Do-246 "Signal-in-Space Interface Control Document" /176/

• Bord:

− Flugzeuge der Geschwindigkeitskategorie B (Turbo Commander) und C (Beech King Air 200)

− Rockwell Collins Multi-Mode-Receiver, der über eine Zulassung für ILS CAT III verfügt und die Standards der RTCA/Do-253 /180/ und ARINC 743/744 /4/ erfüllt

− Keine Augmentierung durch Inertial Navigation System (INS) oder Flight Director (FD)

• Piloten:

− Überwiegend FAA Engineering Piloten

− Für die Luftfahrzeuge qualifiziert und mit ihnen vertraut

− Flugerfahrung zwischen einigen Hundert und mehreren Tausend Stunden


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• Prozeduren:

− Manuelles Fliegen, kein Einsatz von Autopilot oder Flight Director

− MMR arbeitet im ILS look-alike Modus und simuliert in Übereinstimmung mit RTCA/Do-253 /180/ ILS mit einem Abstand zwischen Localizer und Schwelle von 3000m

− Länge des Final Approach Segments: 5 NM

− Gleitwegwinkel: 3°

− Höhe in der die Schwelle überflogen wird: 50ft bzw. 58ft

− Entscheidungshöhe: 200ft über der Schwelle

− Bahnlänge: 7.000ft bzw. 10.000ft

− Verwendete Approach Charts: wie in Abbildung 34 beispielhaft dargestellt

Abbildung 34: GPS Landing System Prozedur für die Bahn 13 in Atlantic City (Quelle: /19/)


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• Referenzmesssysteme:

− Post-processed Differential Carrier Phase GPS, bestehend aus zwei Ashtech-Z-Tracker-Receivern, die eine Positionsbestimmung erlauben, deren Fehler zu 95% kleiner sind als 10cm (horizontal) und 20cm (vertikal).

− Präzisionsradar

• Bestimmung der Fehlerkomponenten:

− FTE: Aufzeichnung der angezeigten Kurs- bzw. vertikalen Ablage

− NSE: Aufzeichnung der angezeigten Führungsinformationen und anschließender Vergleich mit den wirklichen Werten, die von den Referenzmesssystemen ermittelt wurden

− TSE: Ermittlung des wirklichen Flugweges aus den Aufzeichnungen der Referenzmesssysteme und anschließender Vergleich mit dem Sollflugweg

5.2.4 DIE AUSWERTUNG DER FLUGVERSUCHE FÜR DEN VERGLEICH GBAS CAT I VERSUS ILS CAT I

Die Ergebnisse der Flugversuche wurden einer Analyse unterzogen, wie sie in Kapitel 5.2.2, Seite 75, be-schrieben wurde:

Direkter Vergleich mit der 1. Referenz von ILS CAT I Die in Tabelle 5, Seite 75, angegebenen Werte für Referenz 1 müssen entsprechend der dort gegebenen Formel korrigiert werden, da bei den Flugversuchen der Abstand zwischen Localizer und Schwelle nicht – wie gefordert – 3.800m betragen hat, sondern 3.000m.

Die daraus resultierenden Werte sind in der nachfolgenden Tabelle den Ergebnissen der Flugversuche gegenübergestellt.

1σ lateral in m 1σ vertikal in m ILS

CAT I GBAS CAT I Flugversuche

ILS CAT I

GBAS CAT I Flugversuche

Abstand vor der

Schwelle in m TSE TSE FTE FTE1) NSE TSE TSE FTE FTE1) NSE

1.200 17,4 3,9 3,9 2,5% 0,6 5,8 3,8 3,7 19,5% 0,6 4.200 40,9 20,6 20,5 8,0% 0,5 13,6 10,9 10,9 19,6% 0,5

57 Anflüge mit Luftfahrzeugen Kategorie B 7.800 79,6 31,7 31,7 8,2% 0,6 27,4 18,9 18,8 18,9% 0,6

1.200 17,4 12,3 12,1 8,2% 0,9 5,8 5,7 5,1 26,9% 1,5 4.200 40,9 19,6 19,1 7,5% 0,8 13,6 10,4 10,2 18,3% 1,2

186 Anflüge mit Luftfahrzeugen Kategorie C 7.800 79,6 52,7 51,0 13,4% 0,9 27,4 20,1 18,8 18,9% 1,3

1) Angaben in Prozent vom Vollausschlag an der jeweiligen Stützstelle

Tabelle 7: Vergleich der Flugversuchsergebnisse mit Referenz 1 (Eigene Darstellung nach /19/)

Für alle 3 Stützstellen konnte durch die Flugversuche sowohl lateral, als auch vertikal nachgewiesen wer-den, dass die für ILS look-alike GBAS CAT I ermittelten 1σ TSE kleiner sind, als die von ILS CAT I.


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Direkter Vergleich mit der 2. Referenz von ILS CAT I Da bei den Flugversuchen der Abstand zwischen Localizer und Schwelle – wie gefordert – 3.000m betra-gen hat, brauchen die Werte der Referenz 2 nicht korrigiert werden. In der nachfolgenden Tabelle sind die Referenzwerte den Ergebnissen der Flugversuche gegenübergestellt.

2σ lateral in m 2σ vertikal in m ILS

CAT I GBAS CAT I Flugversuche

ILS CAT I

GBAS CAT I Flugversuche

Abstand vor der Schwelle 873m auf ILS CAT I

Entscheidungshöhe TSE FTE NSE TSE FTE NSE TSE FTE NSE TSE FTE NSE57 Anflüge LFZ-Kat. B 43,5 39,5 18,2 28,4 27,7 1,4 12,2 11,4 4,4 8,7 8,1 1,2

186 Anflüge LFZ-Kat. C 43,5 39,5 18,2 24,0 21,3 1,7 12,2 11,4 4,4 11,6 11,1 2,7 Tabelle 8: Vergleich der Flugversuchsergebnisse mit Referenz 2

(Eigene Darstellung nach /19/)

Für alle drei Fehlerkomponenten TSE, FTE, NSE konnte durch die Flugversuche sowohl lateral, als auch vertikal nachgewiesen werden, dass die für ILS look-alike GBAS CAT I ermittelten 2σ-Werte kleiner sind, als die von ILS CAT I.

Weitere Analyse Der NSE variiert zwischen den Stützstellen eines Anfluges nur im Dezimeterbereich. Es lässt sich keine Tendenz eines zunehmenden NSE mit größer werdendem Abstand von der Schwelle erkennen.

Die Fliegbarkeit konnte dadurch nachgewiesen werden, dass die in Tabelle 7 angegebenen FTE – in Pro-zent vom Vollausschlag – Werten entsprechen, wie sie auch für manuell geflogene ILS CAT I-Anflüge gel-ten. Die prozentualen FTE der einzelnen Stützstellen weichen voneinander nur um einstellige Prozent-punkte ab und es lässt sich – unter Vernachlässigung geringer Abweichungen – keine eindeutige Tendenz zunehmender FTE mit größer werdendem Abstand von der Schwelle erkennen.

5.2.5 KORRELATION ZWISCHEN VERTIKALER UND LATERALER ABLAGE VOM SOLLFLUGWEG

Das ILS-CRM verwendet in vertikaler und lateraler Richtung eigene Wahrscheinlichkeitsverteilungen für die Flugzeugpositionen relativ zum Sollflugweg. Dies setzt jedoch voraus, dass beide statistisch unabhän-gig voneinander sind. Sollen ILS-CRM und -OAS für GBAS CAT I übernommen werden, so muss dement-sprechend sichergestellt sein, dass diese Annahme auch für GBAS übernommen werden kann. Diese Problematik wurde auf dem 12. Meeting des OCP vom 28. Juni bis zum 09. Juli 1999 diskutiert. In der Folgezeit wurden diesbezüglich umfangreiche Flugversuchsdaten von EUROCONTROL und FAA einge-hend analysiert und diskutiert. Man kam schließlich zu dem Ergebnis, dass die Charakteristika von GBAS CAT I es erlauben, die ILS-Äquivalenzmethode anzuwenden /18/.

Um diesen Nachweis zu führen, hat man aus Flugversuchsdaten die jeweiligen Korrelationskoeffizienten r ermittelt. Diese sind ein Maß für den linearen Zusammenhang der Ausprägungen zweier Merkmale. Je größer |r| ist, umso mehr sind die Merkmalspaare in der Nähe einer Geraden konzentriert. Man unter-scheidet folgende Fälle:

• Für r > 0 heißen die Merkmalspaare positiv korreliert. Die Punktwolke verläuft dann von links unten nach rechts oben, wie in Abbildung 35 links dargestellt.

• Für r < 0 sind die Merkmalspaare negativ korreliert. Die Punktwolke verläuft dann von links oben nach rechts unten.

• Wenn r = 0 ist, sind die Merkmalspaare unkorreliert. In diesem Fall lassen die Punkte keine einheitli-che Tendenz erkennen.

Die Maximalwerte des Korrelationskoeffizienten sind -1 und 1. Eine negative Korrelation besagt, dass die Merkmale sich jeweils in entgegen gesetzter Richtung bewegen, eine positive Korrelation hingegen bedeu-tet, dass sie sich jeweils gleichgerichtet bewegen.


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120

100

80

60

40

20

050 100 1500

Wertereihe X

Wer

tere

ihe

Y

Hohe Korrelation120

100

80

60

40

20

050 100 1500

Wertereihe X

Wer

tere

ihe

Y

Geringe Korrelation

Abbildung 35: Streuungsdiagramme für hoch und niedrig korrelierte Merkmale (Quelle: /202/)

Für die konkrete Ermittlung der Korrelationskoeffizienten für ILS- und GBAS CAT I-Präzisionsanflüge wur-den unter anderem für GBAS 68 der in Kapitel 5.2.3, Seite 76, beschrieben Flugversuche ausgewertet und mit den Daten von 61 gesondert durchgeführten ILS CAT I-Präzisionsanflügen verglichen. Die Ergebnisse sind in Tabelle 9 dargestellt:

TSE FTE NSE Schwellen- abstand ILS GBAS ILS GBAS ILS GBAS 1.200m -0.1530 -0.3569 -0,3301 -0,3761 -0.0445 0.0320 4.200m -0.1336 -0.1099 -0,3541 -0,1091 -0.0655 -0.0293 7.800m -0.3754 -0.1826 -0,2711 -0,1556 -0.2718 0.1459

Tabelle 9: Vergleich der Korrelationskoeffizienten zwischen lateraler und vertikaler Ablage für GBAS und ILS CAT I (Eigene Darstellung nach /18/)

Aus Tabelle 9 geht hervor, dass die Korrelationskoeffizienten zwischen lateraler und vertikaler Ablage bei GBAS für den NSE in jedem Falle geringer sind als bei ILS CAT I. Für den FTE – und daraus folgend für den TSE – sind die Korrelationskoeffizienten für einen Schwellenabstand von 1.200m zwar größer als beim ILS, liegen aber in der selben Größenordnung.

Die geringe Korrelation wird in /18/ folgendermaßen begründet: Die GBAS-Positionslösung wird aus einer Vielzahl von unabhängigen Messungen von Pseudo-Entfernungen zu unterschiedlichen Satelliten gene-riert. Während für eine einzelne Messung von eine Korrelation zwischen vertikaler und lateraler Kompo-nente ausgegangen werden muss, wird diese immer geringer, je mehr unabhängige Messungen zu unter-schiedlichen Satelliten mit guter Geometrie in die Positionsberechnung einfließen.

Basierend auf den oben genannten Datenauswertungen wurde im Report zum 13. Meeting des OCP vom 28. Oktober bis zum 8. November 2002 abschließend festgestellt, dass sich die Korrelation zwischen late-raler und vertikaler Ablage bei GBAS CAT I-Präzisionsanflügen so gestaltet, dass die ILS-Äquivalenzmethode angewendet werden kann.

5.2.6 SCHLUSSFOLGERUNGEN

Für die durchgeführten Flugversuche konnte nachgewiesen werden, dass die Genauigkeit von ILS look-alike GBAS CAT I-Anflügen mindestens so hoch ist, wie die von manuellen ILS CAT I-Anflügen. Geht man davon aus, dass

• die Zahl der Flugversuche ausreichend ist, um statistisch gesicherte Schlussfolgerungen ziehen zu können,

• die Korrelation zwischen vertikaler und lateraler Ablage vom Sollflugweg für GBAS als unkritisch angesehen wird,

• die ILS-Standards in puncto Integrität und Kontinuität von GBAS erfüllt werden,


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so kann geschlussfolgert werden, dass die Verfahrenskriterien von ILS CAT I auch für ILS look-alike GBAS CAT I zur Anwendung kommen können.

Hierauf aufbauend wurden entsprechende Kapitel in den ICAO PANS-OPS /95/ neu aufgenommen, die GBAS CAT I-Verfahrenskriterien beinhalten, welche von den ILS-Kriterien abgeleitet wurden. Der Verfah-rensplaner nutzt diese Kriterien, wie er es vom ILS gewohnt ist. Hierzu bestimmt er zunächst die Parame-ter des vom GBAS-System im ILS look-alike Modus simulierten ILS-Anfluges (beispielsweise simulierter Abstand zwischen Localizer und Schwelle). Diese Parameter verwendet er für die Bestimmung der OAS oder die Anwendung des ILS-CRMs – als würde die Bahn mittels realen Instrumentenlandesystems ange-flogen.

Diese Methode hat den Vorteil, dass die Erarbeitung und Implementierung der Verfahrenskriterien mit rela-tiv geringem Aufwand verbunden war, die Arbeiten deswegen bis zum 13. Meeting des OCP vom 28. Ok-tober bis zum 8. November 2002 abgeschlossen werden konnten und die Kriterien damit bis zum Novem-ber 2004 für die Praxis verfügbar werden. Zudem passen sie sich problemlos in das heutige System der Verfahrenskriterien ein, was die Akzeptanz positiv beeinflusst und den Aufwand für die Umstellung der Verfahrensplaner reduziert.

Als Nachteile der so ermittelten Verfahrenskriterien sind u. a. zu nennen:

• GBAS kann nur ILS look-alike und nicht uneingeschränkt zum Einsatz kommen. Hierdurch können diverse Potenziale von GBAS nicht genutzt, wie beispielsweise mögliche Führung im Fehlanflug-segment, mögliche gekurvte Anflüge mit variablem Höhenverlauf und die Tatsache, dass die Sensi-tivität der Anzeige von der Entfernung zur Schwelle unabhängig ist.

• Die Verfahrenskriterien sind für die Potenziale der GBAS-Technologie zu konservativ und zunächst ausschließlich auf CAT I beschränkt.

• Der Verfahrensplaner erhält – wie bei den derzeitigen ILS-OAS auch – im Vergleich zu anderen Möglichkeiten der Gestaltung von Verfahrenskriterien relativ wenige "Stellschrauben", um das Mo-dell möglichst genau auf die zu untersuchende Situation zu justieren.

• Mit dieser Methode hat man das grundsätzliche Problem, dass neue Technologien und Verfahren für Präzisionsanflüge in das bestehende System der Verfahrenskriterien nur schwer zu implementieren sind, nicht gelöst.


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5.3 DAS KONZEPT DER REQUIRED NAVIGATION PERFORMANCE – RNP-KONZEPT

Eine zu prüfende Methode der Gestaltung von Verfahrenskriterien für GBAS-Präzisionsanflüge ist die Einführung eines entsprechenden RNP-Konzeptes, das auch diese Anflüge umfasst. Im Folgenden soll es deswegen diskutiert werden.

Das Konzept der Required Navigation Performance (RNP-Konzept) wurde ursprünglich vom All-Weather-Operations Panel (AWOP) für den Streckenflug entwickelt und 1994 in dem Manual on RNP /103/ veröf-fentlicht. ICAO-Annex 11 /88/ wurde zum 05.11.1998 entsprechend ergänzt. Inzwischen ist dieses Konzept für den Streckenflug etabliert und wird in Kapitel 5.3.1, Seite 82, vorgestellt.

Nach der Fertigstellung des Manual on RNP /103/ gab es Bestrebungen, das RNP-Konzept auch für den Anflug-, Lande- und Abflugbereich nutzbar zu machen. Dieses Konzept wurde in den vergangenen Jahren intensiv diskutiert. Neben dem 1997 erschienenen Entwurf für ein Manual on RNP for Approach, Landing and Departure Operations /105/ lieferten auch Kelly /119/ und Ober /162/ entsprechende Diskussionsbei-träge. Da sich hieraus Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge ergeben könnten, werden die entsprechenden Möglichkeiten ab Kapitel 5.3.2, Seite 83, erläutert und abschließend in Kapitel 5.3.5, Seite 88, kritisch diskutiert.

5.3.1 DAS RNP-KONZEPT FÜR DEN STRECKENFLUG

Bis zur Einführung des RNP-Konzepts wurden die für bestimmte Flugphasen einzusetzenden Navigations-hilfen genau festgelegt. Sollte ein Luftfahrzeug hierfür eingesetzt werden, so wurde in den entsprechenden Zulassungs- und Ausrüstungsvorschriften vorgeschrieben, welche konkreten Navigationsgeräte dabei mit-zuführen sind. Diese Auflistung war Teil der Liste der mindestens mitzuführenden Ausrüstungsgegenstän-de (Minimum Equipment List). Es bestand keine Flexibilität bezüglich der Auswahl der einzusetzenden Navigationshilfen, was deren optimale Einsetzbarkeit und die Einführung neuer Technologien behinderte.

Mittels des RNP-Konzeptes werden nun für die einzelnen Lufträume Vorgaben für den maximalen Total System Error (TSE) – also die maximale Abweichung der tatsächlichen Position eines Luftfahrzeuges von seiner Sollposition – zu mindestens 95% der Flugzeit gemacht. Der Total System Error (TSE) setzt sich, wie bereits in Kapitel 5.2.1, Seite 74, erläutert, aus den Fehlerkomponenten Navigation System Error (NSE) und Flight Technical Error (FTE) zusammen. Er bildet die Vektorsumme aus beiden.

Der Navigation System Error (NSE) ist der Fehler, der bei der Bestimmung der Flugzeugposition gemacht wird und bildet somit die Differenz zwischen der wahren Position des Flugzeugs und der vom Navigations-system ermittelten Position, die entweder angezeigt oder an das Automatic Flight Guidance and Control System (AFCS) weitergegeben wird.

Der Flight Technical Error (FTE) ist der Fehler, der daraus resultiert, dass das Luftfahrzeug – beispielswei-se aus Gründen des Regelverhaltens der Piloten und der Flugzeugdynamik – nicht dazu in der Lage ist, die vom Navigationssystem vorgegebene Position genau zu erfliegen. Er bildet die Differenz zwischen der geforderten und der angezeigten Flugzeugposition.

Wie und mit welchen Technologien die Einhaltung der Vorgaben für den TSE sichergestellt werden soll, wird nicht spezifiziert, so dass die Hersteller von Flugzeugen und Navigationssystemen frei sind – sowohl in der Auswahl der Technologien, als auch in der Aufteilung des TSE-Gesamtfehlerbudgets auf den NSE und den FTE. Das heißt es können zwischen NSE und FTE so genannte Trade-Offs stattfinden. Ein evtl. ungünstiger NSE kann durch einen besonders guten FTE ausgeglichen werden, so dass die Anforderun-gen an den TSE erfüllt werden und umgekehrt. Das Luftfahrzeug wird dann als Ganzes durch die Zulas-sungsbehörde für den jeweiligen RNP-Wert zertifiziert.

Im Manual on RNP /103/ wurden vier RNP-Typen definiert (RNP 1, RNP 4, RNP 10, RNP 12,6 und RNP 20), die aus den Anforderungen und Bedingungen der existierenden Lufträume (beispielsweise Verkehrs-dichte, Verfügbarkeit von Navigationseinrichtungen) abgeleitet wurden. Die in der Bezeichnung verwende-te Zahl gibt die geforderte laterale und longitudinale Genauigkeit in NM vor, die mindestens 95% der Flug-zeit erreicht werden muss (95%-Genauigkeit). Zu beachten ist hier, dass es keine Vorgaben für die vertika-


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le Genauigkeit gibt, da im Reiseflug die barometrische Höhenbestimmung bis auf weiteres Grundlage der Höhenstaffelung bleiben wird. Diese ist eine relative Größe und kann nicht zeitinvariant geodätisch be-stimmt werden.

Die Anforderungen aller RNP-Typen außer RNP 1 sind mittels konventioneller Navigationssysteme zu erreichen. Für RNP 1, das auch als Präzisions-Flächennavigation (P-RNAV) bezeichnet wird, sind noch spezielle Zulassungskriterien für Datenbanken und integrierte Navigationssysteme und ihre Sensoren zu entwickeln, solange keine geeigneten Augmentierungssysteme zu GNSS verfügbar sind (vgl. /110/).

Innerhalb der EU wurde übergangsweise ein weiterer RNP-Typ festgelegt: RNP 5, auch als Basic Area Navigation (B-RNAV) bezeichnet, wurde zum 23. April 1998 für den Luftraum ab FL100 eingeführt. Damit sollen einerseits zeitnah RNAV-Verfahren ohne Ausbau der Navigationsinfrastruktur eingeführt werden und andererseits die Luftfahrzeughalter mit der hierfür notwendigen Nachrüstung der Luftfahrzeuge nicht ü-bermäßig wirtschaftlich belastet werden.

5.3.2 DIE RNP-PARAMETER

Um das RNP-Konzept vom Streckenflug auch auf den Anflug-, Lande- und Abflugbereich zu übertragen, der deutlich strengere Anforderungen an die boden- und bordseitigen Navigationssysteme stellt, mussten neben der bereits für den Streckenflug benutzten Genauigkeit weitere Parameter – Integrität, Verfügbarkeit und Kontinuität – zur Spezifikation der Leistungsfähigkeit der Navigationssysteme herangezogen werden:

• Genauigkeit (engl. Accuracy) Sie ist definiert als der Grad der Übereinstimmung zwischen der ermittelten Positi-on/Geschwindigkeit eines Flugzeuges zu einer bestimmten Zeit und der wahren Positi-on/Geschwindigkeit. Die Genauigkeit wird im allgemeinen angegeben als Kombination aus einem Grenzwert für den To-tal System Error (TSE) und einer Wahrscheinlichkeit dafür, dass der zu einem beliebigen Zeitpunkt gemessene TSE kleiner ist, als dieser Grenzwert.

• Integrität (engl. Integrity) Sie kennzeichnet den Grad des Vertrauens, der in die Korrektheit der verfügbaren Informationen ge-setzt werden kann. Integrität beinhaltet die Fähigkeit des Systems, rechtzeitige und gültige Warnun-gen für die Benutzer zu liefern, wenn das System nicht für die ausgewählte Operation benutzt wer-den darf. Das Integritätsrisiko wird im allgemeinen als Wahrscheinlichkeit dafür angegeben, dass der Flug-zeugbesatzung Warnungen über fehlerhafte Informationen nicht rechtzeitig bekannt gegeben wer-den. Um eindeutig zu spezifizieren, ab wann eine Information "fehlerhaft" ist und welchem Zeitinter-vall "nicht rechtzeitig" entspricht, sind auch die folgenden Größen anzugeben: − Das Alert-Limit ist der Positionsfehler, der bei einer Überschreitung zu einer Benachrichtigung der

Flugzeugbesatzung führen muss. − Die Time-To-Alert ist die maximale Zeitspanne, die zwischen dem Verletzen des Alert-Limits und

der entsprechenden Unterrichtung der Flugzeugbesatzung liegen darf.

• Kontinuität (engl. Continuity) Sie bezeichnet die Fähigkeit des Systems, für den gesamten Verlauf einer einmal begonnenen Flugphase alle benötigten Informationen bis zum Ende zu liefern. Im allgemeinen wird das Kontinui-tätsrisiko als Wahrscheinlichkeit dafür angegeben, dass eine bereits begonnene Operation eine un-vorhergesehene Unterbrechung erfährt.

• Verfügbarkeit (engl. Availability) Sie bezeichnet die Fähigkeit des Systems, zu Beginn einer ausgewählten Operation alle notwendi-gen Informationen zur Verfügung zu stellen und wird im allgemeinen als Wahrscheinlichkeit hierfür spezifiziert.


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Im Entwurf für das Manual on RNP for Approach, Landing and Departure Operations /105/ wurden über die RNP-Typen für den Streckenflug hinaus weitere RNP-Typen (RNP 0,5, RNP 0,3, RNP 0,3/125, RNP 0,3/50, RNP 0,02/40, RNP 0,01/15, RNP 0,003) definiert. Für diese wurden nicht nur horizontale 95%-Genauigkeiten vorgegeben, sondern auch Vorgaben für die Integrität und die Kontinuität gemacht. Zudem gibt der Zahlenwert hinter dem Schrägstrich jeweils auch Genauigkeitsforderungen in vertikaler Richtung in ft an.

Tabelle 10 gibt einen Überblick über die nach den einzelnen RNP-Typen definierten RNP-Parameter.

RNP TYP Typische Einsatz-gebiete

Genauigkeit (95%)

(lateral/ vertikal)

Dimension des äußeren

Bereiches (lateral/ vertikal)

Integritäts-risiko

Kontinui-tätsrisiko

Ver-füg-barkeit

RNP 1 (siehe ICAO-Doc 9613)

Streckenflug und Übergang zu Anflug und Lan-dung

±1 NM (±1 852 m)

Nicht definiert

Nicht definiert

Nicht definiert

Nicht defi-niert

RNP 0.5 Anfangsanflug, Abflug

±0,5 NM (±926 m)

±1 NM (±1 852 m)

10-5/h 10-4/h 0,95

RNP 0.3 Anfangs- und Zwi-schenanflug; Nichtpräzisionsan-flug, Abflug

±0,3 NM (±556 m)

±0,6 NM (±1 112 m)

10-5/h 10-4/h 0,95

RNP

0.3/125

Instrumentenanflug mit vertikaler Füh-rung IPV

±0,3 NM / 125 ft(±556 m / 38 m)

±0,6 NM / 250 ft (±1 112 m / 76 m)

10-5/h 10-4/h 0,95

RNP

0.03/50

Präzisionsanflug bis auf 100 m (350 ft) über Schwellenhöhe (unterstützt CAT I)

±0,03 NM / 50 ft(±56 m / 15 m)

±0,09 NM / 150 ft(±167 m / 46 m)

3,5 10-7 pro Anflug 6 s Time-To-Alert

1,0 10-5 (auf 15 s)

0,9975

RNP

0.02/40

Präzisionsanflug bis auf 60 m (200 ft) über Schwellenhöhe (unterstützt CAT I)

±0,02 NM / 40 ft(±37 m / 12 m)

±0,06 NM / 120 ft(±111 m / 37 m)


1,0 10-5 (auf 15 s)

0,9975

RNP

0.01/15

Präzisionsanflug bis auf 30 m (100 ft) über Schwellenhöhe (unterstützt CAT II)

±0,01 NM/15 ft (±19 m / 5 m)

±0,03 NM / 45 ft (±56 m / 14 m)


6,0 10-6 (auf 15 s)

0,9985

RNP

0.003

Präzisionsanflug bis auf 30 m (100 ft) über Schwellenhöhe, Landung und Start mit Rollführung (unterstützt CAT III)

±0,003 NM (±6 m) einschließlich Aufsetzen, Lande- und Startrollfüh-rungsanforde-rungen

±0,009 NM (±17 m)

2 10-9 pro Anflug 1 s Time-To-Alert

6,0 10-6 (auf 30 s)

0,999

Tabelle 10: RNP-Werte für den Anflug-, Lande- und Abflugbereich (Eigene Darstellung nach /105/)


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5.3.3 DIE ABLEITUNG DER RNP-PARAMETER

Die RNP-Parameter wurden aus den SARPS für ILS des ICAO-Annex 10 /87/ abgeleitet. Um diesen Pro-zess transparent zu machen, sei er nachfolgend kurz erläutert.

Die Anforderungen an das ILS aus ICAO-Annex 10 /87/ sind in Tabelle 11 dargestellt. Sie beziehen sich ausschließlich auf den NSE, der FTE ist in den Angaben nicht enthalten.

ILS-Geräte-

kategorie

Meantime between Outages

Integritätsrisiko pro Landung

Kontinuitätsrisiko Time-to-Alert

CAT I 1000h 1,0 10-7 4 10-6 pro 15s 10s LOC 6s GP

CAT II 2000h 0,5 10-9 2 10-6 pro 15s 5s LOC 1s GP

CAT III 4000h LOC 2000h GP

0,5 10-9 2 10-6 pro 30s LOC 2 10-6 pro 15s GP

2s LOC 1s GP

LOC … Localizer GP … Glide Path

Tabelle 11: ILS-Anforderungen gemäß ICAO-Annex 10 (Eigene Darstellung nach /87/)

Die Werte für die laterale und vertikale 95%-Genauigkeit sind beim ILS abhängig von der Entfernung des Messpunktes von der Schwelle sowie der Distanz zwischen Localizer und Schwelle. Zahlenwerte können unter Vorgabe dieser Parameter berechnet werden. Im Manual on RNP for Approach, Landing and Depar-ture Operations /105/ wurden die Genauigkeitswerte für die minimalen Entscheidungshöhen der einzelnen Betriebsstufen unter Annahme einer Distanz zwischen Localizer und Schwelle von 3000m und eines Gleitwinkels von 3° berechnet.

Um aus den NSE-Vorgaben des ICAO-Annex 10 /87/ RNP-Parameter abzuleiten, die den TSE betreffen, sind geeignete Annahmen zum FTE zu treffen. Dabei wurden aus ILS- und MLS-Flugversuchs- und -zulassungsdaten Werte für die Standardabweichungen des FTE abgeleitet. Diese werden als Instrumen-tenstrom angegeben und sind in Tabelle 12 dargestellt.

FTE CAT I manual CAT II FD Lateral 40 µA von 400ft bis DH 20 µA für 100ft Vertikal 50 µA für 350ft; 75 µA für 200ft 40 µA oder 3,7m für 100ft

Tabelle 12: FTE-Annahmen für die Ableitung der RNP-Parameter (Eigene Darstellung nach /105/)

Beispielhaft sei nachfolgend die Ableitung der RNP-Anforderungen an den TSE für RNP 0.02/40 (CAT I) erläutert:

• Bestimmung der lateralen Genauigkeit: − NSE für das Bodensystem aus ICAO-Annex 10 /87/:

Alignment Monitor Limit: 10.5m Displacement sensitivity monitor limit: 17% Bend Limit: 0.015DDM

− NSE für das Bordsystem aus EUROCAE/RTCA MOPS: 0,01023DDM − FTE aus Tabelle 12, Seite 85: 40µA damit folgt aus der Kurssektorbreite auf Entscheidungshöhe (60m) bei 3° Gleitweg und 3000m Distanz zwischen Localizer und Schwelle: − NSE=18,2m, FTE=39,5m und TSE= FTE2+NSE2=43,5m=0,0235NM daraus folgt: − RNP 0,02 (0,02NM=37,04m)


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• Bestimmung der vertikalen Genauigkeit: − NSE für das Bodensystem aus ICAO-Annex 10 /87/:

Alignment Monitor Limit: 0,225° Displacement sensitivity monitor limit: 0,1125° Bend Limit: 0.035DDM

− NSE für das Bordsystem aus EUROCAE/RTCA MOPS: 0,01183DDM − FTE aus Tabelle 12, Seite 85: 75µA damit folgt aus der Gleitwegsektorbreite auf Entscheidungshöhe (60m) bei 3° Gleitweg: − FTE=9,4m; NSE=4,4m und TSE= FTE2+NSE2=10,4m=34,12ft daraus folgt: − RNP 0,02/40 (40ft=12,2m)

• Containment Limit: − lateral: 3 laterale Genauigkeit (95%=2σ) = 3 37m = 111 m (6σ) − vertikal: 3 vertikale Genauigkeit (95%=2σ) = 3 12,2m = 37 m (6σ)

• Kontinuitätsrisiko: − MTBO für eine Komponente der Navigationsanlage: 1000h − MTBO für den Bordempfänger: 2000h − Exposure Time: 15 sec − Kontinuitätsrisiko Bordempfänger =1/(2000h 3600sec/15sec)=2 10-6 − Kontinuitätsrisiko Localizerkomponente =1/(1000h 3600sec/15sec)=4 10-6 − Kontinuitätsrisiko Gleitpfadkomponente =1/(1000h 3600sec/15sec)=4 10-6 − Kontinuitätsrisiko Gesamt = 2 10-6 + 4 10-6 + 4 10-6 = 1 10-5 pro 15 sec

• Integritätsrisiko: − Aircraft Navigation System Requirement: 10-7 pro Anflug − Navigation Aid Integrity je Komponente=10-7 − Data Base Integrity aus RTCA DO-217: 0,5 10-7 − Integritätsrisiko Localizerkomponente =10-7 − Integritätsrisiko Gleitpfadkomponente =10-7 − Integritätsrisiko Gesamt = 1 10-7 + 1 10-7 + 1 10-7 + 0,5 10-7 = 3,5 10-7 pro Anflug

• Verfügbarkeit: − Verfügbarkeit wurde berechnet für einen 1-Stundenservice sowie Verfügbarkeit eines

Ausweichflugplatzes mit unabhängigem Navigationssystem

Auch die in DO-245 /177/ niedergelegten LAAS-Spezifikationen wurden auf die beschriebene Weise aus den ILS-Kriterien abgeleitet.

5.3.4 DAS TUNNELKONZEPT

Um aus den Parametern der einzelnen RNP-Typen die jeweils benötigten Lufträume abzuleiten, bedient man sich des Modells von Tunneln. Man unterscheidet zwei den Sollflugweg umgebende Tunnel:

• Der innere Tunnel wird bei korrekt arbeitendem System (Fault-free Performance) mit einer Wahrscheinlichkeit von 95% nicht verlassen.

• Der äußere Tunnel – auch bezeichnet als Containment Area – ist so dimensioniert, dass ein unbe-absichtigtes Verlassen durch irgendeinen Teil des Luftfahrzeuges (beispielsweise Flügelspitzen) nur dann zu erwarten ist, wenn mindestens eine Systemkomponente fehlerhaft arbeitet und dieser Feh-ler nicht bemerkt wird, wofür die Wahrscheinlichkeit durch das Integritätsrisiko gegeben ist. Daher ist die Wahrscheinlichkeit des unbeabsichtigten Verlassens dieses äußeren Tunnels gleich dem Integri-tätsrisiko. Es ist also mit einer der Integrität des Gesamtsystems entsprechenden Wahrscheinlichkeit davon auszugehen, dass sich die tatsächliche Position des Flugzeuges innerhalb dieses äußeren Tunnels um den Sollflugweg befindet.


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Das Gesamtsystem Flugzeug muss so gestaltet sein, dass es mit der vorgegebenen Wahrscheinlichkeit innerhalb des Tunnels bleibt.

Einige Vorgaben des RNP-Konzeptes sind besonders wichtig, um aus dem äußeren Tunnel auf Verfah-rensschutzräume zu schließen. Diese sollen im Folgenden am Beispiel des Vorschlages von Kelly /119/ erläutert werden:

(1) Target Level of Safety Kelly /119/ kommt in einer Analyse des kommerziellen zivilen Luftverkehrs zwischen 1959 und 1990 auf ein durchschnittliches Risiko eines katastrophalen Unfalls von 1,27 10-6 pro Flugstunde oder – bei einer durchschnittlichen Missionsdauer von 1,5 Stunden – auf ein Risiko von 1,87 10-6 pro Mission. Das ent-sprechende Risiko während des Anfluges (also Operationen unter CAT I- und CAT II-Bedingungen) liegt bei 5,1 10-7 pro Operation und während einer Landung (also Operationen unter CAT III-Bedingungen) bei 2,7 10-7 pro Operation. Um die Sicherheit der Operationen in der Zukunft deutlich zu erhöhen, schlägt Kelly für das RNP-Konzept einen neuen TLS von 1 10-7 pro Flugstunde bzw. 1,5 10-7 pro Mission vor. Dies stellt gegen-über den in der Analyse ermittelten Werten eine Verbesserung um den Faktor 13 dar. Das daraus re-sultierende TLS für einen Anflug und eine Landung liegt im RNP-Konzept bei 1 10-8 pro Operation.

(2) Accident-to-Incident-Ratio Man spricht von einem Tunnelvorfall (Incident), wenn das Luftfahrzeug den Tunnel verlässt, ohne dass eine entsprechende Warnung generiert wurde. Nicht jedes Verlassen des Tunnels führt zu einem ka-tastrophalen Unfall (Accident). Das Accident-to-Incident-Ratio – also das Verhältnis der Zahl der Tun-nelvorfälle zur Zahl der Unfälle – beschreibt die Wahrscheinlichkeit dafür, dass ein Tunnelvorfall zu ei-nem solchen Unfall führt. Kelly unterstellt in seinem Konzept für CAT I- und CAT II-Anflüge ein Acci-dent-to-Incident-Ratio von 1/10 und für CAT III-Anflüge von 1/1. Er beruft sich in /119/ auf "die Verbin-dung aus historischen Unfalldaten und Zertifizierungsprozeduren sowie operationellen, ingenieursmä-ßigen Einschätzungen".

(3) Tunnel-Incident-Alarm und Berücksichtigung des Pilot-Intervention-Principle Um die Wahrscheinlichkeit von sehr großen TSE zu reduzieren, wurde das Prinzip des Tunnel-Incident-Alarms eingeführt. Dieser warnt die Crew, wenn das Luftfahrzeug droht den äußeren Tunnel zu verlas-sen. Gründe hierfür können sein: ein sehr großer TSE, ohne dass ein Systemfehler vorliegt, Fehler am Luftfahrzeug, Pilotenfehler oder Umwelteinflüsse. Durch den Tunnel-Incident-Alarm und die anschlie-ßende Intervention der Crew – also beispielsweise Einleiten eines Fehlanfluges – kann die Sicherheit einer Operation über das technisch vorgegebene Niveau hinaus erhöht werden. Das heißt, dass die technischen Sicherheitsanforderungen an einzelne Systeme soweit reduziert werden können, wie sie durch die Kombination aus Tunnel-Incident-Alarm und Pilot-Intervention-Principle wieder ausgeglichen werden können. Der Crew bieten sich mit zunehmender Betriebsstufe immer weniger Möglichkeiten des Eingriffs, so dass das Pilot-Intervention-Principle für CAT I-Anflüge von großer Bedeutung ist, CAT III-Anflüge hieraus aber keinen Nutzen ziehen können.

(4) Aufteilung des Incident-Risikos auf die RNP-Parameter Kelly geht in /119/ von einer gleichmäßigen Verteilung des Incident-Risikos auf die RNP-Parameter Kontinuität, Integrität und Genauigkeit aus.

Mit diesen Vorgaben ergibt sich das in Abbildung 36 dargestellte Konzept für die Gestaltung der Tunnel für Präzisionsanflüge. Die dargestellten Anforderungen an die Kontinuität, die Integrität und die Genauigkeit gelten für das Gesamtsystem Flugzeug unter Berücksichtigung der oben benannten Vorgaben für den TSE.

Für Präzisionsanflüge wird nach Abbildung 36 grundsätzlich vom FAF bis zur CAT I-Entscheidungshöhe von 200ft über der Schwelle (HAT, Height above Threshold) nur jeweils ein einzelner innerer und äußerer Tunnel für den Anflug vorgesehen. Diese werden bis zur CAT II-Entscheidungshöhe von HAT = 100ft ver-längert. Für CAT III-Anflüge kommt zum CAT II-Verlängerungssegment ein weiteres hinzu, das bis zur Oberfläche der Bahn reicht.


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Abbildung 36: Das Tunnelkonzept nach Kelly (Quelle: /119/)

5.3.5 KRITISCHE DISKUSSION

Das RNP-Konzept wurde mit der Intention eingeführt, den Herstellern ein Maximum an Flexibilität einzu-räumen, indem man Ihnen durch die Vorgabe des TSE die Möglichkeit eines Trade-Offs zwischen FTE und NSE einräumt. Dieses Konzept wurde für den Streckenflug erfolgreich in die Praxis umgesetzt. Für Präzi-sionsanflüge hingegen, die deutlich größere Anforderungen an die Leistungsfähigkeit des Navigationssys-tems stellen, konnten sich die bis dato existieren Entwürfe – die zudem nur gerade Anflüge vorsehen und den Faktor Zeit in keiner Form berücksichtigen – nicht durchsetzen.

Einer der Gründe hierfür liegt in der Tatsache, dass Systeme für Präzisionsanflüge hoch komplex sind und deswegen in der Regel auf eine fest definierte Interaktion zwischen boden- und bordseitigen Systemen angewiesen sind. Bei nicht fest definierter Interaktion wäre jeder beteiligten Komponente ein eigenes Feh-lerbudget zuzuweisen, was in Summe zu einem Gesamtfehlerbudget führen würde, das nicht mehr vertret-bar wäre. Bodenseitig wird – im Gegensatz zum Streckenflug – ohnehin meist nur ein bestimmtes System unterstützt. Aus diesen Gründen ist es nicht ohne große Kompromisse praktikabel, mittels des RNP-Konzeptes eine freie Auswahl der Systeme zu gewährleisten.

Zudem ist von der ICAO die Interoperabilität sicherzustellen. Das bedeutet, dass durch die genaue Defini-tion der Schnittstelle zwischen Bordsystemen und Systemen außerhalb des Luftfahrzeuges sichergestellt wird, dass allen Herstellern ein Zugang zu diesem Markt möglich wird. Dieser Umstand führt dazu, dass von der ICAO SARPs für diese Schnittstelle – das so genannte Signal-In-Space (SIS) – herausgegeben werden. Dieser Umstand wurde auch im Entwurf für das Manual on RNP for Approach, Landing and De-parture Operations /105/ erkannt. Die Festlegung des SIS und damit die Bestimmung des NSE konterkariert jedoch die Intention des RNP-Konzeptes, Trade-Offs zwischen NSE und FTE zu ermöglichen.

Die Erfahrungen im Zusammenhang mit der Spezifikation des ersten satellitengestützten Anflugsystems in den 1990iger Jahren – SCAT-I nach DO-217 /178/ – haben gezeigt, dass bei Anwendung des RNP-Konzepts die Interoperabilität nicht gewährleistet werden kann. Dies resultiert daraus, dass sich das Integ-ritätsrisiko entsprechend des RNP-Konzeptes auf den TSE bezieht. Somit war es im Rahmen der Zulas-sung der Bodensysteme notwendig, Annahmen bezüglich des FTE zu treffen, womit diese Bodensystem dann nur noch mit Bordsystemen zusammenarbeiten konnten, die diese Annahmen erfüllten. Darüber hin-aus resultiert bei einer Betrachtung des TSE für große Flugzeuge – mit entsprechend größerer Spannweite – eine höhere Anforderung an den NSE als für kleine Flugzeuge.


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Wie oben diskutiert, definiert das RNP-Konzept übergreifende Anforderungen an alle Elemente, die Ein-fluss auf den TSE des Gesamtsystems Luftfahrzeug haben. Konkret bedeutet dies, dass sich aus den RNP-Parametern Anforderungen ableiten lassen für:

• die Gestaltung der SARPS nach ICAO-Annex 10 /87/, da die Navigationshilfen außerhalb des Luft-fahrzeuges einen wesentlichen Einfluss auf den NSE als einen wesentlichen Beitrag zum TSE ha-ben;

• den Zulassungsprozess der Luftfahrzeuge, da deren bordseitiger Anteil am NSE und deren FTE ei-nen wesentlichen Beitrag zum TSE leisten;

• das Training und die Lizensierung der Flugbesatzungen, da das RNP-Konzept auch für deren Per-formance Mindestwerte voraussetzt;

• die Verfahrenskriterien, da es mittels des Tunnelkonzeptes gegebenenfalls möglich wird, unter Be-rücksichtigung weiterer Festlegungen Verfahren in den Luftraum einzupassen.

Das RNP-Konzept kann die aufgezählten Elemente jedoch aus den oben genannten Gründen nicht zu-sammenfassen oder ersetzen. Die SARPS müssen aus Gründen der Interoperabilität erhalten werden. Es ist ein sehr aufwendiger – und bisher noch nicht spezifizierter – Zulassungsprozess für die Luftfahrzeuge nötig, der sicherstellt, dass diese als Gesamtsystem dazu in der Lage sind, mit den von den Navigationshil-fen außerhalb des Luftfahrzeuges zur Verfügung gestellten Signalen die Forderungen bezüglich TSE ein-zuhalten. Es muss mittels Lizensierung auch in Zukunft sichergestellt werden, dass die Crew den Anforde-rungen gewachsen ist. Und auch für die Zukunft müssen Verfahrenskriterien herangezogen werden, um eine optimale Nutzung des Luftraumes sicherzustellen.

Das RNP-Konzept für den Anflug-, Lande- und Abflugbereich stellt eine Art Baukasten dar, mit dem man mittels Aneinanderreihung von RNP-Lufträumen verschiedenen Typs Grundanforderungen für die jeweilige Flugphase definieren kann. Da sich diese Grundanforderungen jedoch auf den TSE beziehen, sind sie für eine konkrete Systemdefinition nicht verwertbar. Das RNP-Konzept ist also eine wichtige Grundlage bei der Entwicklung von Leistungsanforderungen und Spezifikationen, kann diese jedoch nicht ersetzen. Es gibt aber einen wertvollen Überblick über realistische Dimensionen der Größen des Gesamtsystems.

Kelly schlägt vor, die Flächen des äußeren Tunnels als Hindernisbegrenzungsflächen zu verwenden. Da-bei sind jedoch die folgenden Punkte zu beachten:

• Die von Kelly vorgeschlagenen Tunnel weisen einen rechteckigen Querschnitt auf. In einer Be-schreibung des inneren Tunnels erwähnt er, dass dieser so gestaltet ist, dass sich das Luftfahrzeug mit einer Wahrscheinlichkeit von 90,25% in ihm aufhalten soll. Dies impliziert, dass die Tunnelgren-zen nicht durch Verbindung der Orte gleicher Aufenthaltswahrscheinlichkeit – wie beim ILS-CRM – entstanden sind, sondern die Grenzen des Tunnels durch zwei unabhängige 95%-Wahrscheinlichkeiten in vertikaler und lateraler Richtung gebildet werden. Der so entstandene Tun-nel umschließt also die reale Verteilungsellipse, die sich ergäbe, wenn man die Orte um den Soll-flugweg miteinander verbinden würde, für die gilt, dass sich das Luftfahrzeug mit einer Wahrschein-lichkeit von 95% an diesen Orten oder näher am Sollflugweg befindet. Dadurch ist also allein durch die Lage eines Objektes in Bezug zu den Tunnelbegrenzungen keine Aussage über das entspre-chende Kollisionsrisiko möglich. Auch ist ein Vergleich der Tunnel mit bestehenden Verfahrenskrite-rien nicht möglich, was aus Sicherheits- und Akzeptanzgründen als kritisch anzusehen ist.

• Ein RNP-Ansatz für den Anflugbereich müsste sicherstellen, dass auch bestehende ILS-Präzisionsanflüge durch ihn erfasst werden können. Dies würde dazu führen, dass die Flächen des äußeren Tunnels so gestaltet werden müssten, dass diese auch für ILS eingehalten werden, da es ansonsten nicht möglich wäre, die ILS-Anlagen sukzessive außer Betrieb zu nehmen und damit ei-nen nahtlosen Übergang zu beispielsweise satellitengestützten Präzisionsanflügen zu ermöglichen. Dadurch müssten die Flächen des äußeren Tunnels jedoch die bereits bestehenden ILS-OAS um-schließen. Da die ILS-OAS aber in jedem Falle den wirklich benötigten Luftraum für die entspre-chenden Präzisionsanflüge genauer abbilden, als dies durch die Flächen des äußeren Tunnels ge-schehen kann, ist nicht einzusehen, warum diese Flächen nicht mehr benutzt werden sollen und zu Gunsten der – bedeutend ungenaueren – äußeren Begrenzungen des Tunnels aufgegeben werden


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sollen. Vielmehr drängt sich die in Kapitel 5.2, Seite 74, beschriebene ILS-Äquivalenzmethode auf, die durch den Nachweis, dass Präzisionsanflüge unter Verwendung neuer Navigationssysteme min-destens so genau sind, wie solche unter Verwendung von ILS, die Anwendung der ILS-OAS auch für die neuen Navigationssysteme vorsieht, wenn sichergestellt ist, dass auch die ILS-Anforderungen in puncto Integrität, Kontinuität und Verfügbarkeit von den neuen Systemen erfüllt werden.

• Die Dimensionen des äußeren Tunnels werden aus den 95%-Genauigkeitsforderungen des jeweili-gen RNP-Typs errechnet, indem die Dimensionen des 95%-Genauigkeitstunnels mit 3 multipliziert werden. Dies setzt jedoch voraus, dass der TSE mittelwertfrei normalverteilt ist. Denn nur dann kön-nen die Dimension des äußeren Tunnels, der mit einer Wahrscheinlichkeit von 10-7 verlassen wer-den darf, als 6σ- aus den 2σ-Dimensionen des inneren Tunnels errechnet werden. Zur Übernahme der Tunnelbegrenzungen als Hindernisbegrenzungen ist eine Verifikation dieser kritischen Annahme zwingend erforderlich.

Im von Kelly vorgeschlagenen Tunnelkonzept finden Aspekte, die das Gesamtrisiko eines Anfluges beein-flussen können, wie beispielsweise Verkehrsdichte, Luftraumstruktur, Verfügbarkeit von Reservenavigati-onssystemen, Radarüberwachung, – ähnlich wie bei den aktuellen Verfahrenskriterien für ILS-Präzisionsanflüge – keine Berücksichtigung. Kelly kommentiert dies mit der Feststellung, dass für die An-flug- und Landephase die Leistungsfähigkeit des Navigationssystems der dominierende Faktor ist.

Kelly schlägt – unter Hinweis darauf, dass es bis heute keine dem entgegenstehenden Daten gäbe – eine gleichmäßigen Aufteilung des Incident-Risikos auf die RNP-Parameter Kontinuität, Integrität und Genauig-keit vor. Diese Art der Aufteilung wird auch vom ICAO-Annex 10 /87/ verwendet. Es muss hierzu jedoch kritisch angemerkt werden, dass diese Aufteilung nur dann so erfolgen darf, wenn sichergestellt ist, dass alle Risiken voneinander statistisch unabhängig sind, was noch zu validieren ist.

Grundsätzlich stellt sich die Frage, warum das bestehende, sehr bewährte und anerkannte System zu Gunsten des RNP-Konzeptes für den Anflug-, Lande- und Abflugbereich aufgegeben werden soll. Oben wurden die mit einer Implementierung verbundenen Probleme diskutiert, denen keine entsprechenden Vorteile gegenüberstehen. Denn die eigentlichen Vorzüge des RNP-Konzeptes – die Möglichkeit der Defi-nition von Lufträumen, in die nur Luftfahrzeuge einfliegen dürfen, die bestimmte Mindeststandards erfüllen und die Möglichkeit des Trade-Offs zwischen FTE und NSE – können aus den oben diskutierten Gründen für den Anflug-, Lande- und Abflugbereich nicht realisiert werden. Das Tunnelkonzept negiert den RNP-Ansatz geradezu, da der vorhandene Luftraum Luftfahrzeugen mit unterschiedlichen Navigationsfähigkei-ten zur Verfügung gestellt wird.

Würde man das RNP-Konzept implementieren, indem die RNP-Parameter und damit die Tunneldimensio-nen vorgegeben würden, so würde der Aufwand seitens des OCP sehr gering sein, denn hierdurch würde die Beweislast der Einhaltung der Vorgaben an die Hersteller weitergereicht. Um diesen Beweis allerdings im Rahmen der Zertifizierung zu erbringen, müssten nun die Hersteller ihrerseits dem CRM sehr ähnliche Modelle einsetzen, um den Nachweis zu führen, dass die Tunneldimensionen mit den vorgegebenen Wahrscheinlichkeiten nicht verlassen werden. Man hätte also den Aufwand nicht reduziert, sondern nur an die Hersteller weitergegeben. Am Ende stände dem OCP dann aber nur die Information zur Verfügung, ob die Tunneldimensionen eingehalten werden oder nicht. Die Modelle, die eingesetzt würden, um dies zu ermitteln, oder konkrete Wahrscheinlichkeitsverteilungen stünden zwar zur Verfügung, würden aber nicht in die Ermittlung von Verfahrenskriterien einfließen. Dadurch würden Informationen, die ohnehin ermittelt wurden und genutzt werden könnten, um die Verfahrenskriterien präziser zu machen, ignoriert. Im Ergeb-nis würden daraus Verfahrenskriterien resultieren, die unnötig konservativ und unflexibel wären.

Im Übrigen stellt die in Kapitel 5.2, Seite 74, diskutierte ILS-Äquivalenzmethode quasi einen RNP-Ansatz dar, bei dem die RNP-Parameter auch aus den Standards des ILS abgeleitet wurden. Man weist die Erfül-lung dieser Vorgaben durch das neu einzusetzende Navigationssystem in Kombination mit den Luftfahr-zeugkategorien nach, setzt dann jedoch nicht den von Kelly vorgeschlagenen äußeren Tunnel als OAS ein, sondern die ILS-OAS. Dieser Ansatz ist kein wirklicher RNP-Ansatz, da die Untersuchungen nicht typenspezifisch durchgeführt werden und damit eine entsprechende RNP-Zertifizierung der einzelnen Ty-pen nicht angestrebt wird.


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5.4 DIE WEITERENTWICKLUNG DES ILS-CRMS

In diesem Kapitel wird erläutert, inwiefern eine Weiterentwicklung des ILS-CRMs dazu in der Lage ist, GBAS-Präzisionsanflüge zu berücksichtigen.

Für die Implementierung von GBAS-Präzisionsanflügen in eine Weiterentwicklung des ILS-CRMs bestehen prinzipiell zwei Möglichkeiten. Diese unterscheiden sich dadurch, wie die Sollfugwege der GBAS-Präzisionsanflüge gestaltet sind:

• GBAS-Präzisionsanflüge entlang von Sollflugwegen, wie sie auch für ILS-Anflüge im ILS-CRM be-rücksichtigt sind – im Folgenden bezeichnet als gerade GBAS-Präzisionsanflüge – und

• GBAS-Präzisionsanflüge entlang von gekrümmten Sollflugwegen mit einem variablen Höhenverlauf.

Die im ILS-CRM derzeit berücksichtigten Sollflugwege verlaufen für den gesamten Untersuchungsbereich senkrecht über der Anfluggrundlinie und der Höhenverlauf ist durch den Gleitweg in einem eng begrenzten Bereich zwischen 2,5° und 3,5° vorgegeben.

Im Anschluss an einige prinzipielle Überlegungen in Kapitel 5.4.1 begründet Kapitel 5.4.2, Seite 92, zu-nächst, warum die Anwendung einer Weiterentwicklung des ILS-CRMs auf GBAS-Präzisionsanflüge ent-lang von gekrümmten Sollflugwegen mit einem variablen Höhenverlauf nicht sinnvoll möglich ist. Das dar-an anschließende Kapitel 5.4.3, Seite 95, diskutiert dann die Implementierung von geraden GBAS-Präzisionsanflügen in das ILS-CRM. Kapitel 5.4.4, Seite 100, fasst die Ergebnisse zusammen.

5.4.1 PRINZIPIELLES

Wie Abbildung 37 zeigt, besteht das Prinzip der Bestimmung von Kollisionsrisiken mittels des ILS-CRMs vereinfacht darin, dass mit Hilfe von Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen für jeden Ort des in Kapitel Untersuchungsbereich des ILS-CRMs, Seite 61, beschriebenen Untersuchungsbereichs die Wahrschein-lichkeit dafür, dass sich ein anfliegendes Luftfahrzeug dort befindet, bestimmt werden kann. Sollen hiermit die Kollisionsrisiken für gegebene Objekte ermittelt werden, so sind die Objekte zuvor entsprechend – wie in Kapitel Objektmodellierung des ILS-CRMs, Seite 61, beschrieben – zu "vergrößern" und es entstehen die angepassten Objektdimensionen. Dies ist notwendig, da die ermittelten Aufenthaltswahrscheinlichkei-ten für die Mittellinie des Luftfahrzeuges gelten.

Wahrscheinlich-keitsverteilung

um den Sollflugweg

AngepassteObjekt-

dimensionen

Objekt-dimensionen

Objekt-lage

Flugzeug-abmessungen

TSE

NSE

FTE

Target Level of Safety FehlanflugrateUntersuchungs-

bereichHindernis-freihöhe Abschattung

Gesamtrisiko

Receiver Sensitivity

Beam Sensitivity

Pilot

Flugzeug-Performance

Beam Centring

Receiver Centring

Beam Bends

Abbildung 37: Systemelemente des ILS-CRMs (Eigene Darstellung)


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Das Risiko einer Kollision kann mit der bekannten Aufenthaltswahrscheinlichkeit und den bekannten ange-passten Objektdimensionen leicht ermittelt werden. Dabei ist jedoch zu berücksichtigen, dass

• zum einen nur ein Bruchteil der Anflüge in einem Fehlanflug endet und damit eine entsprechende Gewichtung der im Fehlanflugbereich auftretenden Wahrscheinlichkeiten entsprechend Kapitel 4.6.7, Seite 67, notwendig wird und

• zum anderen Kollisionsrisiken von dicht beieinander liegenden Objekten nicht unabhängig vonein-ander sind – was durch das in Kapitel 4.6.8, Seite 68, beschriebene Prinzip der Abschattung be-rücksichtigt wird.

Die Kollisionsrisiken können für gegebene Parameter wie folgt ausgewiesen werden:

• Entweder pro Anflug und für alle vorhandenen Objekte (Total Risk of Collision). Diese Wahrschein-lichkeit kann dann mit einem Target Level of Safety (TLS = 1 – 10-7 pro Anflug) verglichen werden, um so die minimale Entscheidungshöhe (Minimum Acceptable OCA/H) für die eingegebene Para-meterkombination zu ermitteln oder bei vorgegebener OCA/H zu prüfen, ob das geforderte TLS er-füllt werden kann.

• Daneben kann auch das Risiko einer Kollision für einzelne Objekte berechnet werden (Individual Risk of Collision). Dieses kann genutzt werden, um einzelne Hindernisse im Hinblick auf ihren Bei-trag zum Gesamtrisiko richtig einzuschätzen.

Die in Abbildung 37 dargestellte Systemstruktur und die eben erläuterten Zusammenhänge erlauben es, das ILS-CRM sinnvoll in Bereiche zu unterteilen, die eine Richtschnur für eine strukturierte Diskussion sein können. Es sind dies:

• Datenein- und -ausgabe entsprechend Kapitel 4.6.2, Seite 58 • Untersuchungsbereich entsprechend Kapitel Untersuchungsbereich des ILS-CRMs, Seite 61 • Objektmodellierung entsprechend Kapitel Objektmodellierung des ILS-CRMs, Seite 61 • Laterale und vertikale Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen aus dem ILS-Anflugmodell entspre-

chend Kapitel 4.6.4, Seite 63 • Vertikales Fehlanflugmodell entsprechend Kapitel 4.6.5, Seite 65 • Laterales Fehlanflugmodell entsprechend Kapitel 4.6.6, Seite 66 • Fehlanflugrate entsprechend Kapitel 4.6.7, Seite 67 • Abschattung entsprechend Kapitel 4.6.8, Seite 68

Die in den nachfolgenden Kapiteln geführten Diskussionen machen sich an den genannten Bereichen des ILS-CRMs fest.

5.4.2 AUSSCHLUSS DER BERÜCKSICHTIGUNG VON GEKRÜMMTEN ANFLÜGEN MIT VARIABLEM HÖHENVERLAUF

Dieses Kapitel wird zeigen, dass es nicht sinnvoll möglich ist, aus dem ILS-CRM ein GBAS-CRM abzulei-ten, das gekrümmte Anflüge mit variablem Höhenverlauf berücksichtigen kann. Unter gekrümmten Anflü-gen mit variablem Höhenverlauf sollen hier Präzisionsanflüge verstanden werden, die sich aus geraden und gekurvten Teilabschnitten für den Sollflugweg zusammensetzen. Die Sinkgradienten können im Ver-lauf des Sollflugweges variieren.

Sollen GBAS-Präzisionsanflüge entlang von Sollflugwegen durchgeführt werden, die nicht in Übereinstim-mung mit den für ILS-Anflüge im ILS-CRM definierten sind – das heißt sollen beispielsweise gekrümmte Anflugwege mit einem variablen Höhenverlauf berücksichtigt werden –, so sind diverse Systemelemente des ILS-CRMs und damit auch das gesamte ILS-CRM hierfür nicht mehr sinnvoll zu verwenden.

Im Folgenden wird dies entsprechend der oben genannten Systematik diskutiert. Es wird sich herausstel-len, dass die Eignung der einzelnen Systemelemente für gekrümmte Anflüge mit variablem Höhenverlauf sehr unterschiedlich ist – insgesamt jedoch festgestellt werden muss, dass diese nicht sinnvoll in die Archi-tektur des bestehenden ILS-CRMs implementiert werden können.


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Untersuchungsbereich Der in Kapitel Untersuchungsbereich des ILS-CRMs, Seite 61, für das beschriebene Untersuchungsbe-reich des ILS-CRMs müsste bei der Berücksichtigung gekrümmter Anflugwege mit variablem Höhenverlauf komplett überarbeitet werden.

Sowohl longitudinal, als auch lateral wäre die Ausdehnung des Untersuchungsbereiches abhängig von der konkreten Gestaltung der Anflüge. Die Form müsste sich entsprechend von der für das ILS-CRM gültigen lang gestreckten, schmalen Trogform hin zu einer Form verändern, die in longitudinaler und lateraler Rich-tung ähnliche Ausdehnungen besitzt. Auch der veränderte Höhenverlauf (beim ILS-CRM sind ausschließ-lich Gleitwege zwischen 2,5° und 3,5° möglich) müsste entsprechend berücksichtigt werden. Beibehalten werden könnte das Prinzip, dass das zu entwickelnde CRM für gekrümmte Anflugwege nur oberhalb der OCA/H gilt und der visuelle Teil des Endanflugs unterhalb der OCA/H und die Landung nicht Teil der Risi-kobetrachtung sind.

Vom ILS-CRM werden nur Objekte in die Berechnungen einbezogen, welche die Basic-ILS-Surfaces durchstoßen. Für die hier zu diskutierenden Anflüge haben die Basic-ILS-Surfaces keine Gültigkeit. Es müssten entweder in Abhängigkeit vom vorgesehenen Anflug, neue ähnliche Flächen für die Vorauswahl der im CRM zu verarbeitenden Objekte gefunden werden oder es könnten alle Objekt in der Umgebung des Flugplatzes in die Berechnungen einfließen, was die sinnvollere Alternative wäre.

Laterale und vertikale Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen für den Anflug und den Fehlanflug Dem ILS-CRM werden die Wahrscheinlichkeitsverteilungen, die mit Hilfe des ILS-Anflugmodells (vgl. Kapi-tel 4.6.4, Seite 63) und des vertikalen und lateralen ILS-Fehlanflugmodells (vgl. Kapitel 4.6.5, Seite 65 und Kapitel 4.6.6, Seite 66) ermittelt wurden, in Form von Tabellen zur Verfügung gestellt. Das ILS-CRM ermit-telt aus diesen Werten entsprechend den vom Anwender vorgegebenen Parametern (beispielsweise ILS Anflugkategorie) die Zahlen, die für die Ermittlung der Kollisionswahrscheinlichkeit benötigt werden.

Es wäre prinzipiell möglich, diese Tabellen gegen andere auszutauschen, die beispielsweise die Wahr-scheinlichkeitsverteilungen für gekrümmter Anflüge mit variablem Höhenverlauf beinhalten. Wie die nach-folgende Diskussion jedoch zeigt, müssten aber noch weit mehr grundsätzliche Prämissen des ILS-CRMs in Frage gestellt werden, so dass sich für diesen Fall eher ein komplett neues CRM empfiehlt.

Hier sei deshalb kurz auf die Probleme eingegangen, mit denen zu rechnen wäre, wenn diese Tabellen ausgetauscht würden.

Zunächst ist festzustellen, dass im Modell nur begrenzt viele Tabellen untergebracht werden könnten. Dies führt dazu, dass auch die theoretisch unbegrenzte Zahl von möglichen Varianten für den Sollflugweg ein-geschränkt werden müsste. Es würde notwendig werden, eine Auswahl von vordefinierten Varianten anzu-bieten, aus welchen der Anwender die am besten für ihn geeignete auswählen kann.

Die oben genannten Tabellen, gelten für folgende Abstände von der Schwelle: 1.200m, 4.200m und 7.800m. Für die x-Koordinaten, an denen sich keine Stützstelle befindet, sind die Daten entsprechend zu inter- bzw. extrapolieren. Dabei wird aber vorausgesetzt, dass der Übergang zwischen diesen Stützstellen linear erfolgt, was bei gekrümmten Anflügen jedoch nicht der Fall ist. Aus diesem Grund müssten nicht nur die Tabellen ausgetauscht werden, sondern es müssten auch die Algorithmen für die Inter- bzw. Extrapola-tion der Werte an beliebigen x-Koordinaten modifiziert werden.

Im Verlauf eines gekrümmten Anfluges kann theoretisch an jedem Ort des Sollflugweges der Fehlanflug eingeleitet werden. Ist dies der Fall, so können hierfür verschiedene Prozeduren vorgeschrieben werden. Die sinnvollste ist sicher, dass das Luftfahrzeug zunächst den Kurvenflug ausleitet und in einen geraden Horizontalflug übergeht, um den im Kurvenflug verringerten Auftrieb zu erhöhen. Nach der Stabilisierung wird in einen Steigflug übergegangen und die Navigation kann wieder aufgenommen werden.


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Die nun auftretenden Herausforderungen bei der Bestimmung der Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktio-nen sind vielschichtig:

• Lateral müsste eine Wahrscheinlichkeitsverteilung gefunden werden, welche die Wahrscheinlich-keitsverteilung um den gekrümmten Sollflugweg mit der Wahrscheinlichkeitsverteilung kombiniert, die sich aus dem Verlauf der Fehlanflüge ergibt, die an jedem Ort des Sollflugweges mit einer be-stimmten Wahrscheinlichkeit eingeleitet werden.

• Vertikal gilt ähnliches: Im Verlauf eines hier betrachteten Anfluges verändert sich der Sinkgradient entlang des Sollflugweges und das Luftfahrzeug durchfliegt gekurvte und gerade Segmente. Dies müsste in den Wahrscheinlichkeitsverteilungen für den Anflugbereich berücksichtigt werden.

Durch die veränderlichen Parameter werden auch die von der Flugdynamik abhängigen Parameter wie beispielsweise auch das Durchsackverhalten im Falle eines Fehlanfluges beeinflusst, welches sich wiederum auf den Height Loss des Luftfahrzeuges im Falle eines Fehlanfluges auswirkt. Das heißt die Ausweisung einer – sich entlang des Sollflugweges nicht verändernden – Height-Loss-Wahrscheinlichkeit ist hier, anders als für ILS-Präzisionsanflugverfahren, nicht möglich.

Da die Height Loss direkten Einfluss auf den vertikalen Verlauf des Fehlanfluges hat, kann auch die-ser nicht wie im vertikalen Fehlanflugmodell des ILS-CRMs bestimmt werden.

Es müsste also auch eine vertikale Wahrscheinlichkeitsverteilung gefunden werden, welche die des Anflugbereiches mit den Wahrscheinlichkeitsverteilungen kombiniert, die sich aus dem Verlauf der Fehlanflüge ergeben, die an jedem Ort des Sollflugweges mit einer bestimmten Wahrscheinlichkeit eingeleitet werden.

Abschattung Das Modell der Abschattung, das im ILS-CRM Verwendung findet und bereits in Kapitel 4.6.8, Seite 68, beschrieben wurde, kann nicht auf gekrümmte Anflüge mit variablem Höhenverlauf angewandt werden, da es zu eng mit den Spezifikationen des ILS verknüpft ist. Dies ist auf die Methode der Ermittlung des Ab-schattungswinkels zurückzuführen, die im Folgenden nochmals kurz beschrieben wird.

Der laterale Abschattungswinkel für den Anflugbereich wurde aus realen Daten zu 5° ermittelt. Für den Fehlanflug wurde er unter sehr pessimistischen Annahmen aus dem lateralen Fehlanflugmodell abgeleitet und beträgt 25,2% (ca. 14,14°). Aus Vereinfachungsgründen wird für den gesamten Bereich von einem konstanten lateralen Abschattungswinkel von 14,14° ausgegangen. Auch der vertikale Abschattungswinkel wurde im Anflugbereich aus realen Daten zu Gleitwinkel+0,5° bestimmt und für den Fehlanflugbereich pessimistisch auf 0° abgeschätzt. Dazwischen findet ein linearer Übergang statt.

Aufbauend auf die Methode der Abschattung wurden auch die Vorschriften für die Dateneingabe und die Objektmodellierung entwickelt, die dementsprechend auch nicht für gekrümmte Anflüge mit variablem Hö-henverlauf angewandt werden können.

Datenein- und -ausgabe sowie Objektmodellierung Die Erfassung der zu prüfenden Objekte als Spikes und Walls entsprechend Kapitel Eingabe der Objekte des ILS-CRMs, Seite 59, und die anschließende Ableitung der angepassten Objektdimensionen entspre-chend Kapitel Objektmodellierung des ILS-CRMs, Seite 61, müssten für gekrümmte Anflüge mit variablem Höhenverlauf grundlegend überdacht werden.

Die für die Dateneingabe des ILS-CRMs erlaubten maximalen lateralen und longitudinalen Abstände von Spikes und Walls, die ein zusammenhängendes Objekt beschreiben, ergeben sich aus der Unterschei-dung der folgenden zwei Fälle:

• Bewegt sich das Luftfahrzeug senkrecht auf das abzubildende Objekt zu, dann entspricht der Maxi-malabstand der Spannweite.

• In longitudinaler Richtung der Luftfahrzeugbewegung wurde der maximale Abstand aufgrund der in Kapitel 4.6.8, Seite 68, beschriebenen Abschattungscharakteristiken auf 100m festgelegt.


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Diese Maximalabstände dürfen nur für gerade Anflüge angewandt werden, denn diese Fallunterscheidung ist bei gekrümmten Anflügen nicht möglich. Jedes Objekt im Anflugbereich kann – bedingt durch die unbe-grenzten Variationsmöglichkeiten des Sollflugweges – relativ zu anfliegenden Luftfahrzeugen quasi jede Position einnehmen.

Die Geometrie der Objekte müsste also so dokumentiert werden (beispielsweise durch Triangulation), dass das CRM hieraus für jeden Punkt des zu untersuchenden Flugweges die kürzeste Entfernung zu den Konturen des Objektes ermitteln könnte. Erst wenn ein konkreter Sollflugweg geprüft würde und damit dessen Verlauf präzise bekannt wäre, könnte gegebenenfalls eine Fallunterscheidung, wie sie oben disku-tiert wurde, durchgeführt werden.

Fehlanflugrate Die im derzeitigen ILS-CRM verwendete Fehlanflugrate, wie sie in Kapitel 4.6.7, Seite 67, beschrieben wurde, kann so nicht auf gekrümmte Anflüge mit variablem Höhenverlauf übertragen werden. Dies resul-tiert aus der Tatsache, dass die Wahrscheinlichkeit eines Fehlanfluges von der für eine Stabilisierung vor-gesehenen Dauer abhängt. Diese ist für die hier betrachteten Anflüge zwangsläufig geringer und daher sind auch Auswirkungen auf die Wahrscheinlichkeit eines Fehlanfluges zu erwarten.

5.4.3 DIE WEITERENTWICKLUNG DES ILS-CRMS FÜR GERADE GBAS-PRÄZISIONSANFLÜGE

Im vorangegangenen Kapitel 5.4.2, Seite 92, wurde gezeigt, dass die Anwendung einer Weiterentwicklung des ILS-CRMs auf GBAS-Präzisionsanflüge entlang von gekrümmten Sollflugwegen mit variablem Höhen-verlauf nicht sinnvoll möglich ist.

Daraus ergibt sich, dass hier nur noch GBAS-Präzisionsanflüge mit solchen Sollflugwegen untersucht wer-den müssen, wie sie auch für ILS-Präzisionsanflüge im entsprechendem ILS-CRM berücksichtigt wurden. Solche Anfüge werden im Folgenden als gerade GBAS-Präzisionsanflüge bezeichnet.

In Kapitel 5.4.1, Seite 91, wurden verschiedene Bereiche für die Diskussion des ILS-CRMs identifiziert. Diese werden nachfolgend auf Ihre Anwendbarkeit für gerade GBAS-Präzisionsanflüge untersucht.

Untersuchungsbereich Der auf Seite 61, für das ILS-CRM beschriebene Untersuchungsbereich kann für gerade GBAS-Präzisionsanflüge beibehalten werden, da die Prämissen für Sollflugwege und OCA/H unverändert geblie-ben sind.

Laterale und vertikale Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen Wie oben bereits diskutiert, werden dem ILS-CRM die Wahrscheinlichkeitsverteilungen, die mit Hilfe des ILS-Anflugmodells (vgl. Kapitel 4.6.4, Seite 63) und des vertikalen und lateralen ILS-Fehlanflugmodells (vgl. Kapitel 4.6.5, Seite 65 und Kapitel 4.6.6, Seite 66) ermittelt wurden, in Form von Tabellen zur Verfü-gung gestellt. Das ILS-CRM ermittelt aus diesen Werten entsprechend den vom Anwender vorgegebenen Parametern (beispielsweise ILS Anflugkategorie) die Zahlen, die für die Ermittlung der Kollisionswahr-scheinlichkeit benötigt werden.

Bei der Erweiterung des ILS-CRMs für GBAS-Präzisionsanflüge können die Wahrscheinlichkeitsverteilun-gen des ILS nicht für GBAS übernommen werden. Aus diesem Grund:

• müssen die oben genannten Tabellen der Wahrscheinlichkeitsverteilungen auch für GBAS ermittelt und dem CRM in Form von Dateien verfügbar gemacht werden,

• muss der Programmcode dahingehend modifiziert werden, dass für die Berechnungen in Abhängig-keit vom gewählten System GBAS oder ILS die entsprechenden Dateien benutzt werden.

Der Grund dafür, dass die Wahrscheinlichkeitsverteilungen nicht übernommen werden können, liegt darin, dass der NSE von GBAS und ILS systembedingt vollständig unterschiedlich ist. Daher können auch die Wahrscheinlichkeitsverteilungen für den TSE, der den NSE mit einschließt, nicht übernommen werden.


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Für den FTE als eine Komponente des TSE gilt folgendes:

• Kommt das ILS look-alike GBAS, das in Kapitel 3.3.7, Seite 40, beschrieben wurde, zum Einsatz, dann verändert sich an den Daten, die entweder dem Piloten dargestellt werden oder an das Auto-matic Flight Guidance and Control System (AFCS) vom Receiver weitergegeben werden, nichts, das heißt der FTE bleibt unverändert, könnte also für GBAS aus dem ILS-Anflugmodell – hier bezeichnet als Beam holding performance – übernommen werden. Dies setzt jedoch voraus, dass es mit der heute noch verfügbaren Dokumentation möglich ist, den verwendeten FTE zu ermitteln. Entweder er ist aus den vorhandenen Daten direkt zu entnehmen, oder er muss aus der durch Faltung der Ein-zel-Wahrscheinlichkeitsverteilungen entstandenen Gesamt-Wahrscheinlichkeitsverteilung des ILS-Anflugmodells extrahiert werden.

• Bei Verwendung des uneingeschränkten GBAS nach Kapitel 3.3.8, Seite 41, hingegen, verändert sich im Vergleich mit dem ILS auch der FTE. Dies folgt daraus, dass sich auch die vom Receiver ge-lieferten Eingangsgrößen des Piloten und des Automatic Flight Guidance and Control System (AFCS) verändern, und zwar dahingehend, dass ihre Genauigkeit – im Gegensatz zum ILS – unab-hängig von der Entfernung zur Schwelle ist. Dadurch bekommen Pilot und AFCS über den gesam-ten Bereich unverändert genaue Angaben über die Ablage vom Sollflugweg, was dazu führt, dass dieser besser erflogen werden kann – und damit der FTE verringert wird.

Der FTE muss also neu bestimmt werden, wenn uneingeschränktes GBAS zum Einsatz kommen soll oder wenn er bei Verwendung von ILS look-alike GBAS nicht mehr aus den Daten des ILS-Anflugmodells ermit-telt werden kann. Für diese Fälle ist also – da der NSE ohnehin nicht übernommen werden kann – der TSE komplett neu zu bestimmen, das heißt das synthetische ILS-Anflugmodell würde komplett durch ein GBAS-Anflugmodell ersetzt werden müssen.

Grundsätzlich sei an dieser Stelle angemerkt, dass selbst bei Verfügbarkeit der FTE-Wahrscheinlichkeitsverteilungen des ILS-CRMs darüber nachgedacht werden sollte, ob diese nicht trotz-dem ersetzt werden sollten, da sie den technologischen Stand der 1970er Jahre widerspiegeln. Inzwischen haben sich die Systeme deutlich verbessert und es wäre wünschenswert, wenn sich dies auch in reduzier-ten FTE-Annahmen im CRM niederschlagen würde.

Für den Fall der Verwendung von ILS look-alike GBAS und der Möglichkeit der Ermittlung des FTE aus dem ILS-Anflugmodell kann die Gesamtwahrscheinlichkeitsverteilung des TSE ermittelt werden, indem die Wahrscheinlichkeitsverteilungen des NSE und des FTE gefaltet werden, wie dies im ILS-CRM methodisch vorgegeben ist.

Für GBAS sind NSE und FTE zu Gesamtwahrscheinlichkeitsverteilungen für den TSE zusammenzufassen. Diese müssen, um mit den strukturellen Vorgaben des ILS-CRMs kompatibel zu sein, als laterale und ver-tikale Wahrscheinlichkeitsverteilungen ausgewiesen werden. Dies setzt jedoch statistische Unabhängigkeit zwischen diesen beiden Komponenten voraus. Entsprechende Nachweise sind zu erbringen, da ansons-ten eine kombinierte Wahrscheinlichkeitsverteilung ausgewiesen werden müsste, was nicht unerhebliche Modifikationen des ILS-CRMs nach sich ziehen würde.

Durch Flugversuche sind die gefundenen Wahrscheinlichkeitsverteilungen für den TSE zu verifizieren.

Vertikales Fehlanflugmodell Wie in Kapitel 4.6.5, Seite 65, beschrieben, wurden die vertikalen Wahrscheinlichkeitsverteilungen für den Missed Approach mit Hilfe eines Modells der Flugdynamik der Luftfahrzeuge während des Fehlanfluges aus Monte-Carlo-Simulationen ermittelt.

Dabei umfasst das vertikale Gesamt-Fehlanflugmodell auch das Height Loss Modell, das wiederum für die parameterabhängige Bestimmung der Height Loss verwendet wurde. Der vertikale Verlauf des Fehlanflu-ges wurde in Abhängigkeit von diversen Parametern formuliert. Anschließend wurden im Rahmen von Monte-Carlo-Simulationen Scharen von Flugspuren für den Missed Approach bestimmt, indem die Einga-beparameter variiert wurden. Hieraus konnten dann Wahrscheinlichkeitsverteilungen für die Height Loss und den vertikalen Verlauf des gesamten Fehlanfluges um den Sollflugweg abgeleitet werden. Diese wer-den für die relevanten x-Koordinaten durch die Angabe der Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktion (Gauß


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oder Johnson SU) und der entsprechenden Parameter dieser Funktionen dem CRM zur Verfügung ge-stellt.

Von diesen Parametern, die den vertikalen Verlauf des Fehlanfluges beeinflussen, können alle, bis auf einen, auch für gerade GBAS-Präzisionsanflüge übernommen werden, da sie unabhängig vom eingesetz-ten Navigationssystem sind. Einzig bei der Bestimmung des Abstandes zwischen wirklichem Startpunkt des Fehlanflugverfahrens und Soll-Startpunkt wird u. a. die vertikale Wahrscheinlichkeitsverteilung um den Sollflugweg im Anflug auf der OCA/H verwendet. Diese ist jedoch wie oben diskutiert unterschiedlich bei GBAS und ILS. Es bieten sich zwei Möglichkeiten, dieser Tatsache Rechnung zu tragen:

• Man versucht, die ursprünglichen Berechnungen des ILS-CRMs mit diesem veränderten Parameter nochmals durchzuführen, indem man mittels Monte-Carlo-Simulationen Flugspurscharen ermittelt und daraus dann die entsprechenden Wahrscheinlichkeitsverteilungen ableitet. Bei dieser Option sind einige Unsicherheiten zu beachten:

− Es wäre vorteilhaft, wenn die neu ermittelten Wahrscheinlichkeitsverteilungen durch Gauß- bzw. Johnson SU Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen zu beschreiben wären, da diese bereits im CRM Anwendung finden. Ist dies nicht möglich, so muss der Code des CRMs entsprechend mo-difiziert werden, so dass auch andere Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen herangezogen werden können.

− Es muss geklärt werden, inwieweit die – inzwischen sehr lang zurückliegenden – Berechnungen bei der Ermittlung der Wahrscheinlichkeitsverteilungen für den Fehlanflug so detailliert rekapitu-liert werden können, wie dies für eine fundierte Neuberechnung notwendig wäre.

• Man benutzt die im Rahmen der in Kapitel 5.2, Seite 74, beschriebenen ILS-Äquivalenzmethode gewonnenen Daten, um nachzuweisen, dass der vertikale TSE von GBAS auf der OCA/H kleiner ist, als der des ILS. Mit dieser Aussage könnte dann argumentiert werden, dass die für GBAS geltenden Wahrscheinlichkeitsverteilungen für den vertikalen Verlauf des Fehlanfluges immer innerhalb der für ILS gegebenen liegen und diese damit auch für GBAS im Sinne einer Worst-Case-Betrachtung Ver-wendung finden können.

Die zweite Variante ist zu präferieren, da hier die Unsicherheiten am geringsten sind, die benötigten Daten aus der ohnehin durchgeführten ILS-Äquivalenzmethode vorliegen und zudem das Verhältnis zwischen Aufwand und Nutzen am günstigsten ist.

Laterales Fehlanflugmodell Wie in Kapitel 4.6.6, Seite 66, beschrieben, wurde bei der Erstellung des ILS-CRMs davon ausgegangen, dass während des Fehlanfluges keine laterale Führung zur Verfügung steht. Aus diesem Grund mussten die Wahrscheinlichkeitsverteilungen direkt aus den verfügbaren Fehlanflugdaten bestimmt werden, indem entsprechende Funktionen gefunden wurden, die zu den entsprechenden Flugspurscharen passen. Die so ermittelten Wahrscheinlichkeitsverteilungen werden dem CRM für Stützstellen im Abstand von 100m zur Verfügung gestellt.

Für die folgende Diskussion ist es wichtig, wie GBAS in den Flugbetrieb implementiert wird. Man kann zwei Optionen unterscheiden:

• Entweder man geht von fehlender Führung im Fehlanflug – wie beim ILS-CRM vorgesehen – aus. Entscheidet man sich für die erste Option, so bedeutet dies, dass sich durch den Einsatz von GBAS keinerlei Reduktion der für den Fehlanflug vorzusehenden Lufträume ergibt, obwohl dies technolo-gisch möglich wäre.

• Oder man nutzt die durch GBAS gegebenen Möglichkeiten und implementiert ein Konzept für die Führung im Fehlanflug. Hierbei muss u. a. berücksichtigt werden, inwieweit die Arbeitslast im Cock-pit für den Fall eines Missed Approaches die erreichbare Genauigkeit der Führung negativ beein-flusst. In jedem Fall ist jedoch davon auszugehen, dass diese Maßnahme den für den Fehlanflug vorzusehenden Luftraum erheblich reduziert.


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Die erste Option kann für GBAS verfügbar gemacht werden, indem man die im Rahmen der in Kapitel 5.2, Seite 74, beschriebenen ILS-Äquivalenzmethode gewonnenen Daten benutzt, um nachzuweisen, dass der laterale TSE von GBAS im gesamten Anflugbereich kleiner ist, als der des ILS. Daraus ließe sich dann schließen, dass die für GBAS geltenden Wahrscheinlichkeitsverteilungen für den lateralen Verlauf des Fehlanfluges immer innerhalb der für ILS gegebenen liegen und diese damit auch für GBAS im Sinne einer Worst-Case-Betrachtung Verwendung finden können.

Für die zweite Option würde es notwendig, die lateralen Fehlanflug-Wahrscheinlichkeitsverteilungen des CRMs für GBAS komplett neu zu bestimmen. Dies könnte mit Hilfe eines entsprechenden GBAS-Fehlanflugmodells geschehen, das analog zum ILS-Anflugmodell aufgebaut sein könnte und durch Flug-versuchsdaten verifiziert werden müsste. Diese Option ist als aufwendig einzuschätzen.

Abschattung Das Modell der Abschattung, das im ILS-CRM Verwendung findet und bereits in Kapitel 4.6.8, Seite 68, beschrieben wurde, sollte auch auf gerade GBAS-Präzisionsanflüge angewendet werden. Dies wird im Folgenden begründet.

Im ILS-CRM wird aus Vereinfachungsgründen für den gesamten Bereich von einem konstanten lateralen Abschattungswinkel von 14,14° ausgegangen, obwohl dieser für den Anflugbereich aus realen Daten deut-lich niedriger zu 5° bestimmt wurde. Der vertikale Abschattungswinkel wurde im Anflugbereich aus realen Daten zu (Gleitwinkel + 0,5°) bestimmt und für den Fehlanflugbereich pessimistisch auf 0° abgeschätzt. Dazwischen findet ein linearer Übergang statt.

Man kann für die Berücksichtigung der Abschattung bei GBAS-Präzisionsanflügen zwei Optionen unter-scheiden:

• Entweder man übernimmt das bestehende Modell, auch wenn hierdurch evtl. geringe Optimierungspotenziale verschenkt werden, der geringere Aufwand und die übrigen Vorteile dies jedoch wieder aufwiegen.

Wollte man diese Option wählen, so könnte man folgende Argumentationslinie verfolgen, um nach-zuweisen, dass der GBAS-Abschattungswinkel in jedem Falle kleiner ist, als der des ILS, um so auch für GBAS das ILS-Abschattungsmodell anwenden zu können: Im Rahmen der in Kapitel 5.2, Seite 74, beschriebenen ILS-Äquivalenzmethode wurde durch entsprechende Flugversuchsdaten nachgewiesen, dass der GBAS-TSE im Anflugbereich in jedem Fall kleiner ist, als der ILS-TSE. Daraus folgt zwangsläufig bei mindestens gleichem FTE, dass der GBAS-Abschattungswinkel klei-ner sein muss, als der des ILS. Für den Bereich des Fehlanfluges gilt gleiches. Hier kann man zwei Fälle unterscheiden: Entweder man geht auch bei der Anwendung von GBAS von fehlender Füh-rung aus. Dies würde bedeuten, dass sich die Wahrscheinlichkeitsverteilung im Fehlanflug analog zum ILS entwickelt, da hier von der gleichen Annahme ausgegangen wurde. Da aber nachgewiesen wurde, dass der GBAS-TSE im Anfugbereich bei Einleitung des Fehlanfluges in jedem Falle kleiner ist, als der ILS-TSE, bedeutet dies bei mindestens gleichem FTE, dass auch im Fehlanflug der GBAS-Abschattungswinkel in jedem Falle kleiner ist, als der des ILS. Dies gilt auch für den Fall, dass GBAS-Führung im Fehlanflugbereich berücksichtigt wird, denn dies führt im Vergleich zur feh-lenden Führung beim ILS ohnehin zu kleineren TSE.

Wie oben erwähnt, wurden zudem die Abschattungswinkel sehr konservativ ausgelegt, was zusätzli-che Sicherheitsmargen beinhaltet.

• Oder man versucht das Modell so zu modifizieren, dass die Unterschiede zwischen GBAS und ILS berücksichtigt werden. Diese Option würde einen erheblichen Aufwand bedeuten, denn eine Ände-rung des Modells der Abschattung müsste durch entsprechende Flugversuche abgesichert werden. Diesem Aufwand stünden keine entsprechenden Nutzeneffekte gegenüberstünden. So zeigt auch die recht konservative Auslegung der ILS-Abschattungswinkel, dass man schon damals den Nutzen, der aus möglichst kleinen Abschattungswinkeln resultiert, als eher nachgeordnet eingeschätzt hat im Vergleich mit dem Nutzen eines einfachen Modells. Angesichts des geringen Aufwandes und der guten Eignung der Ergebnisse der ersten Option, tritt die Option der Modifizierung des Abschat-tungsmodells in den Hintergrund.


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Datenein- und -ausgabe sowie Objektmodellierung Die Erfassung der zu prüfenden Objekte als Spikes und Walls entsprechend Kapitel Eingabe der Objekte des ILS-CRMs, Seite 59, und die anschließende Ableitung der angepassten Objektdimensionen entspre-chend Kapitel Objektmodellierung des ILS-CRMs, Seite 61, können auch für gerade GBAS-Präzisionsanflüge beibehalten werden.

Dies resultiert daraus, dass die Sollflugwege und die Dimensionen der Luftfahrzeuge unverändert geblie-ben sind und auch das Modell der Abschattung – wie auf Seite 98 diskutiert – nicht überarbeitet werden musste.

Eine Änderung des Abschattungsmodells hätte Auswirkungen auf die Objektmodellierung gehabt, denn der maximale Abstand von 100m in longitudinaler Richtung zwischen zwei Walls oder Spikes, die ein zusam-menhängendes Objekt charakterisieren, wurde direkt aus dem Abschattungsmodell abgeleitet. Für den Fall der Berücksichtigung der Verbesserungen durch GBAS wäre von reduzierten Abschattungswinkeln auszu-gehen, was bedeutet, dass dieser maximale Abstand noch erhöht werden könnte. Bestehende Objektda-tenbanken hätten also auch für den Fall beibehalten werden können, dass das Abschattungsmodell modi-fiziert worden wäre.

Da der maximale Abstand in longitudinaler Richtung zwischen zwei Walls oder Spikes, die ein zusammen-hängendes Objekt charakterisieren, der Spannweite entspricht und die Dimensionen der Luftfahrzeuge von der GBAS-Einführung unberührt bleiben, sind auch an diesem Wert keine Modifikationen nötig.

Auch die Datenausgabe kann unverändert bleiben.

Fehlanflugrate Im derzeitigen ILS-CRM wird – wie sie in Kapitel 4.6.7, Seite 67, beschrieben – von einer Fehlanflugrate von 1% ausgegangen.

Für GBAS muss dieser Wert zunächst geeignet geschätzt und dann gegebenenfalls justiert werden, sobald verlässliche Statistiken über die wirkliche Fehlanflugrate vorliegen.

Bei der Schätzung können die folgenden Überlegungen eine Rolle spielen:

Die technischen Leistungsanforderungen an das GBAS-Navigationssystem in puncto Genauigkeit, Integri-tät, Kontinuität und Verfügbarkeit entsprechen denen an Instrumentenlandesysteme. Das heißt die Wahr-scheinlichkeit dafür, dass aus Gründen, die beim Navigationssystem liegen, ein Fehlanflug eingeleitet wer-den muss, muss für GBAS und ILS gleich sein.

Ein Fehlanflug kann jedoch auch dadurch erforderlich werden, dass das Luftfahrzeug nicht in der Lage ist, den vom Navigationssystem vorgegebenen Sollflugweg zu erfliegen. Für den Fall, dass ILS look-alike GBAS eingesetzt wird, ist die Wahrscheinlichkeit hierfür genauso groß wie beim ILS, denn die vom Recei-ver gelieferten Eingangsgrößen für den Piloten und das Automatic Flight Guidance and Control System (AFCS) verhalten sich auch beim Einsatz von GBAS so, als würden sie vom ILS geliefert. Wird jedoch uneingeschränktes GBAS eingesetzt, so verändern sich auch die Eingangsgrößen für den Piloten und das AFCS dahingehend, dass ihre Genauigkeit – im Gegensatz zum ILS – unabhängig ist von der Entfernung zur Schwelle. Dies kann Auswirkungen auf die Häufigkeit von Fehlanflügen haben, wie die folgende Über-legung zeigt: Es muss geklärt werden, wie eine entsprechende Anzeige erfolgen sollte. Entscheidet man sich dafür eine Anzeige zu wählen, deren Sensitivität über den gesamten Anflugbereich unverändert bleibt, so muss entschieden werden, wie groß diese sein soll. Würde sie sehr hoch gewählt werden, das heißt schon kleinste Ablagen führen zu relativ großen Ausschlägen, so könnte dies zu einer größeren Häufigkeit von Maximalausschlägen führen, was auch eine Erhöhung der Häufigkeit von Fehlanflügen zur Folge hät-te. Würde die Sensitivität kleiner gewählt, so würde der Sollflugweg weniger genau abgeflogen werden, die Häufigkeit von Maximalausschlägen und damit Fehlanflügen wäre aber auch geringer.


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5.4.4 ZUSAMMENFASSUNG

In Kapitel 5.4.2, Seite 92, wurde nachgewiesen, dass die Anwendung einer Weiterentwicklung des ILS-CRMs auf GBAS-Präzisionsanflüge entlang von gekrümmten Sollflugwegen mit variablem Höhenverlauf nicht sinnvoll möglich ist.

Das daran anschließende Kapitel 5.4.3, Seite 95, hat aufgezeigt, dass die Implementierung von geraden GBAS-Präzisionsanflügen in das ILS-CRM möglich ist. "Gerade" heißt in diesem Zusammenhang, dass die Sollflugwege denen der ILS-Anflüge, wie sie im ILS-CRM berücksichtigt sind, entsprechen. Im einzelnen ergibt sich folgende Situation:

• Untersuchungsbereich

Der bestehende des ILS-CRMs kann beibehalten werden.

• Laterale und vertikale Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen

Diese müssen neu bestimmt, durch Flugversuche validiert und entsprechend implementiert werden, was programmtechnisch durch den Austausch von Tabellen und leichte Modifikationen des Pro-grammcodes zu realisieren ist. Es muss untersucht werden, inwiefern die FTE-Wahrscheinlichkeitsverteilungen des ILS-CRMs beibehalten werden können/sollen, da diese den Stand der Technik der 1970er Jahre widerspiegeln. Im Falle des Einsatzes von ILS look-alike GBAS könnten die Wahrscheinlichkeitsverteilungen des FTE des ILS-CRMs mit denen des GBAS-NSE ge-faltet werden, um so die des GBAS-TSE zu ermitteln. Kommt hingegen uneingeschränktes GBAS zum Einsatz, so muss das gesamte ILS-Anflugmodell ersetzt werden. Es ist nachzuweisen, dass die lateralen und vertikalen Wahrscheinlichkeitsverteilungen für GBAS statistisch unabhängig sind, da nur dann eine problemlose Implementierung möglich ist.

• Vertikales Fehlanflugmodell

Auch dieses muss modifiziert werden, da einer der Parameter von der vertikalen Wahrscheinlich-keitsverteilung um den Sollflugweg im Anflug abhängig ist. Entweder man versucht, die ursprüngli-chen Berechnungen des ILS-CRMs mit diesem veränderten Parameter nochmals durchzuführen, was mit einigen Unsicherheiten verbunden ist. Oder man wählt die zu präferierende Option und weist mittels Flugversuchen nach, dass der oben genannte Parameter sich bei GBAS-Präzisionsanflügen immer günstiger verhält, als bei ILS-Anflügen und damit das bestehende vertika-le Fehlanflugmodell des ILS-CRMs beibehalten werden kann. Als Grundlage hierfür können die im Rahmen der ILS-Äquivalenzmethode entsprechend Kapitel 5.2, Seite 74, durchgeführten Flugversu-che dienen.

• Laterales Fehlanflugmodell

Das ILS-CRM geht von fehlender lateraler Führung im Fehlanflug aus.

Soll dies auch für GBAS-Präzisionsanflüge nicht verändert werden, so könnten die bestehenden Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen des ILS-CRMs beibehalten werden, wenn nachgewiesen würde, dass der laterale GBAS-TSE im Anflugbereich immer kleiner ist, als der des ILS. Hierfür könnten die im Rahmen der ILS-Äquivalenzmethode entsprechend Kapitel 5.2, Seite 74, durchge-führten Flugversuche dienen.

Will man hingegen die Möglichkeit der GBAS-Führung im Fehlanflug nutzen, so müssten die ent-sprechenden Wahrscheinlichkeitsverteilungen komplett neu bestimmt werden

• Abschattung

Das Modell der Abschattung des ILS-CRMs kann und sollte beibehalten werden

• Datenein- und -ausgabe sowie Objektmodellierung

Die derzeitige Erfassung der durch das ILS-CRM zu prüfenden Objekte als Spikes und Walls kann und sollte beibehalten werden.

• Fehlanflugrate

Es ist zunächst eine Rate zu schätzen, die später justiert werden kann, sobald verlässliche Statisti-ken über die wirkliche Fehlanflugrate vorliegen.


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5.5 DIE ENTWICKLUNG EINES NEUEN GBAS-CRMS

Eine Möglichkeit der Gestaltung eines GBAS-CRMs wurde in Kapitel 5.4, Seite 91, als Weiterentwicklung des ILS-CRMs beschrieben. Die dort gemachten Ausführungen zeigten jedoch, dass nur GBAS-Präzisionsanflüge entlang von geraden Sollflugwegen modelliert werden konnten und damit die Potenziale von GBAS bei weitem nicht voll ausgeschöpft werden können.

Insbesondere die Berücksichtigung von gekrümmten Sollflugwegen mit variablem Höhenverlauf kann mit-tels Weiterentwicklung des ILS-CRMs nicht geschehen, sondern diese können prinzipiell nur mit einem neuen GBAS-CRM erfasst werden. Im Umkehrschluss bedeutet das jedoch auch, dass ein neues GBAS-CRM dies auf jeden Fall sicherstellen muss, da ansonsten seine Sinnfälligkeit in Frage gestellt würde.

Zudem ist ein Hauptkritikpunkt an der Methode der Erweiterung des ILS-CRMs, dass die zu erreichende Flexibilität, was beispielsweise die Berücksichtigung der Möglichkeiten neuer Technologien oder topogra-phischer Besonderheiten angeht, zu gering ist.

Die Entwicklung eines neuen GBAS-CRMs bietet gegenüber den anderen diskutieren Methoden der Erar-beitung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge den Vorteil, dass keine Kompromisse gemacht werden müssen, die sich aus der Adaption von festgelegten Strukturen ergeben. Es kann viel-mehr ein Modell erstellt werden, das einzig darauf ausgerichtet ist, den inhaltlichen, politischen und öko-nomischen Anforderungen zu genügen.

Ein Konzept, mit dem den genannten Anforderungen umfassend entsprochen werden kann, bildet der Ein-satz von Monte-Carlo-Simulationen auf die mit einem CRM zu erfassenden Problemstellungen. Dieses Konzept hat sich – wie in Kapitel 5.5.3, Seite 103, dargestellt wird – u. a. im Zulassungsverfahren von au-tomatischen Landesystemen sehr bewährt.

Um sinnvolle Strukturen und Wirkzusammenhänge eines solchen Modells identifizieren zu können ist es zunächst notwendig, die gestellten Anforderungen in einer Art Pflichtenheft zusammenzufassen. Dies ge-schieht in Kapitel 5.5.1, Seite 101.

Im Anschluss daran wird in Kapitel 5.5.2, Seite 103, das Prinzip von Monte-Carlo-Simulationen erläutert, um darauf aufbauend einen Konzeptvorschlag für ein Monte-Carlo-basierendes GBAS-CRM in Kapitel 5.5.4, Seite 106, zu erarbeiten.

Danach wird in Kapitel 5.5.5, Seite 108, unter Berücksichtigung der Ausgangssituation ein praxisgerechter Ansatz abgeleitet. Dabei wird ein realistischer Kompromiss zwischen den Polen Standardisierung und Indi-vidualisierung vorgeschlagen.

In Kapitel 5.5.6, Seite 113, wird der gefundene Ansatz für ein Monte-Carlo-basierendes GBAS-CRM kri-tisch diskutiert und Kapitel 5.5.7, Seite 118, stellt dar, inwiefern die in Kapitel 5.5.1, Seite 101, formulierten Anforderungen an ein GBAS-CRM durch den vorgeschlagenen Ansatz erfüllt werden.

5.5.1 ANFORDERUNGEN AN EIN GBAS-CRM

Die in diesem Kapitel formulierten Anforderungen an das GBAS-CRM ergeben sich aus dem weiter unten in Kapitel 7, Seite 137, erläuterten übergeordneten Zielsystem für Verfahrenskriterien insgesamt. Die bestmögliche Erfüllung dieser Anforderungen führt auch zu einer Optimierung der entsprechenden Verfah-renskriterien und damit der Erfüllung dieses übergeordneten Zielsystems. Das heißt das erläuterte Zielsys-tem für Verfahrenskriterien insgesamt wird durch die in diesem Kapitel formulierten Anforderungen so transformiert, dass ein Maß für die Güte des GBAS-CRMs entsteht.

Die folgende Aufzählung gibt die wichtigsten Forderungen an ein neues CRM für zukünftige Landesysteme wider:

• Es muss die Möglichkeit bestehen, für gegebene GBAS-Präzisionsanflüge Kollisionsrisiken für ge-gebene Parameterkombinationen zu ermitteln. Das ermittelte Risiko pro Anflug für alle vorhandenen Objekte (Total Risk of Collision) kann dann mit einem Target Level of Safety (TLS = 1 – 10-7 pro An-


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flug) verglichen werden und das Risiko pro Anflug für einzelne Objekte (Individual Risk of Collision) kann benutzt werden, um den Beitrag einzelner Objekte zum Gesamtrisiko zu ermitteln.

• Die vom GBAS-CRM gelieferten Angaben müssen verlässlich sein. Dies wird u. a. durch entspre-chende Flugversuche zu bestätigen sein.

• Es müssen zumindest gerade Anflugwege – wie beim ILS – erfasst werden. Besser wäre jedoch die Möglichkeit, auch gekurvte Anflüge mit variablem Höhenverlauf mit dem GBAS-CRM abdecken zu können.

• Es sollte die Ableitung von OAS möglich sein, da sich dieses System der Definition von Verfahrens-kriterien über Jahrzehnte beim ILS bewährt hat.

• Der Untersuchungsbereich sollte das Precision Segment umfassen, da entsprechende RNAV-Verfahrenskriterien für den Terminalbereich bereits existieren (beispielsweise in /65/).

• Durch einen modularen Aufbau ist sicherzustellen, dass neue Betriebsstufen, evtl. veränderte Sys-temspezifikationen und komplett neue Anflugsysteme implementiert werden können. Zudem könnte so auch sichergestellt werden, dass auch das ILS mit dem neuen Modell untersucht werden kann. Dies hätte zum einen den Vorteil, dass der neue Ansatz gegen die Ergebnisse des bewährten ILS-CRM verifiziert werden kann und zum anderen würde so die Akzeptanz diese neuen Modells ge-stärkt.

• Um den benötigten Verfahrensschutzraum zu minimieren, ist der TSE so genau wie möglich abzu-bilden. Dabei ist jedoch sicherzustellen, dass dies immer konservativ geschieht, das heißt dass der wirkliche TSE immer kleiner ist, als der vom Modell berechnete. Da der TSE aus den Komponenten FTE und NSE besteht, ergeben sich hieraus weitere, untergeordnete Forderungen:

− Die Modellierung des FTE sollte sicherstellen, dass das Potenzial moderner Autolandsysteme hinsichtlich Minimierung dieser Fehlerkomponenten voll nutzbar gemacht wird. Dies könnte da-durch geschehen, dass das CRM die Charakteristika des für die zu bewertenden Anflüge ver-wendeten Gerätes stärker als bisher berücksichtigt, indem der Verfahrensplaner beispielsweise die benutzten Typen benennt, so dass in den Berechnungen die entsprechenden Eigenschaften der Flugzeugtypen berücksichtigt werden können.

− Eine Optimierung in puncto Modellierung des NSE müsste die Besonderheiten von GBAS An-flugsystemen berücksichtigen. Diese liegen im Vergleich mit ILS beispielsweise darin, dass die Genauigkeit, Integrität, Kontinuität und Verfügbarkeit von der Satellitenkonstellation abhängen und damit zum einen zeitlich variieren und zum anderen vom Ort der durchzuführenden Anflüge bestimmt werden (beispielsweise Signalabdeckungsprobleme in den Polarregionen). Zudem ist der prinzipielle Unterschied der Positionsbestimmung zwischen ILS (winkelbasiert) und GBAS (Messung von Pseudoranges) zu berücksichtigen. Auch die Möglichkeit der Genauigkeitserhö-hung durch Pseudolites muss Berücksichtigung finden können.

− Die Korrelation zwischen NSE und FTE moderner Flugzeugsysteme sollte geklärt werden und gegebenenfalls im Modell berücksichtigt werden. Hier ist desweiteren zu untersuchen, inwiefern der der FTE dadurch reduziert wird, dass mittels GBAS eine sehr genaue Bestimmung der Über-grundgeschwindigkeit möglich ist.

• Um sicherzustellen, dass das komplette Potenzial von GBAS ausgenutzt wird, wäre eine Erweiter-barkeit des zu entwickelnden CRMs dahingehend wünschenswert, dass der Faktor Zeit berücksich-tigt werden kann. Zusammen mit der Möglichkeit beliebige Sollflugwege zu modellieren, würde so die Möglichkeit entstehen, die Interaktion mit dem umgebendem Verkehr zu simulieren und somit auch die Verkehrsdichte als einen das Risiko beeinflussenden Faktor zu berücksichtigen. Eine sol-che Simulation würde es ermöglichen, kapazitive Effekte bestimmter Routenführungen zu beurteilen (beispielsweise Auswirkungen von gekurvten Anflügen).

• Um den Verfahrensplanern den Übergang zum neuen CRM zu erleichtern, sollte weitestgehend si-chergestellt werden, dass die in Kapitel 4.6.2, Seite 58, näher erläuterten Eingabedaten für das ILS-


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CRM auch direkt vom neuen CRM verarbeitet werden können. Die Objekteingabe kann jedoch nur, wie in Kapitel Eingabe der Objekte des ILS-CRMs, Seite 59, beschrieben, beibehalten werden, wenn ausschließlich gerade Anflüge untersucht werden, da die der Objektmodellierung zugrunde liegen-den Annahmen von Abschattung u. ä. nicht bei gekurvten Anflügen mit variablem Höhenverlauf zu-treffen.

5.5.2 DAS PRINZIP VON MONTE-CARLO-SIMULATIONEN

An dieser Stelle soll zunächst der Begriff der Monte-Carlo-Simulationen eingeführt werden, da dieser für die folgenden Ausführungen benötigt wird.

Monte-Carlo-Simulationen werden auch als die Methode der statistischen Versuche bezeichnet. Sie beste-hen nämlich aus einer großen Zahl von Einzelversuchen, die in Ihrer Gesamtheit geeignet sind, statistisch ausgewertet zu werden. Für jeden Einzelversuch werden die Parameter, die den Versuchsausgang beein-flussen, entsprechend ihrer Wahrscheinlichkeiten bestimmt, indem aus den möglichen Werten, die eine Eingangsgröße annehmen kann, eine "ausgelost" wird. Aus diesem Verfahren, das an Glücksspiel und damit an eine eng mit dem Glücksspiel verbundene Stadt erinnert, resultiert auch der Name.

Die Vorgehensweise bei Monte-Carlo-Simulationen sieht im Allgemeinen wie folgt aus:

(1) Aufstellung eines Modells

Es wird ein Programm zur Realisierung eines zufälligen Versuchs aufgestellt. Hierfür müssen die Parameter, die den Versuchsverlauf und -ausgang beeinflussen, identifiziert und in einem Modell zusammengebracht werden, das deren Zusammenwirken und die sich daraus ergebenden Konse-quenzen beschreibt.

(2) Bestimmung der Eingangsparameter

Die Wahrscheinlichkeitsverteilungen der Eingangsparameter werden ermittelt und mathematisch be-schrieben, damit sie in das oben genannte Modell einfließen können.

(3) n-malige Versuchsdurchführung

Danach wird der Versuch n-mal wiederholt. Die Eingangsparameter werden entsprechend ihrer Wahrscheinlichkeit "ausgelost". Jeder Versuch ist von allen übrigen unabhängig.

(4) Statistische Auswertung

Die Ergebnisse werden statistisch ausgewertet.

Die Genauigkeit der Ergebnisse ist proportional zu D/N, wobei D eine Konstante und N die Anzahl der Versuche ist. Das heißt um den Fehler auf ein Zehntel zu verringern, ist die Zahl der Durchläufe auf das 100fache zu erhöhen. Wichtig an diesem Zusammenhang ist insbesondere, dass die Genauigkeit durch die Zahl der Wiederholungen beeinflussbar ist, was angesichts der inzwischen verfügbaren Rechnerleis-tungen einen Vorteil darstellt. Detaillierte Informationen zu den theoretischen Grundlagen von Monte-Carlo-Simulationen sind beispielsweise in /189/ zu finden.

5.5.3 MONTE-CARLO-SIMULATIONEN ALS TEIL DES ZULASSUNGSPROZESSES

Im Folgenden soll kurz auf die Zulassung von Luftfahrzeugen eingegangen werden, da sich hieraus wertvolle Ansätze für ein GBAS-CRM ableiten lassen.

Im Rahmen der Zulassung von Luftfahrzeugen hat sich inzwischen ein System etabliert, dass Zwischenfäl-len – je nach Schwere der zu erwartenden Auswirkungen – bestimmte maximale Wahrscheinlichkeiten zuordnet. In JAR 25.1309 /112/ und AC 25.1309 /69/ sind entsprechende Relationen festgelegt. Diese sind in Tabelle 13 dargestellt.


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Severity Level

Effect on Aircraft and Occupants Probability Probability per Hour

minor • Normal frequent 10-0 . . . 10-2

minor • Nuisance frequent 10-2 . . . 10-3

minor • Slight reduction in safety margins

• Slight increase in crew workload

• Inconvenience to occupants

reasonableprobable

10-3 . . . 10-5

major • Significant reduction in safety margins

• Significant increase in crew workload

• Passenger injuries

remote 10-5 . . . 10-7

hazardous • Large reduction in safety margins

• Physical distress or higher workload such that the flight crew cannot be relied upon to perform their tasks accurately or completely

• Serious or fatal injury to a small number of occupants

extremely remote

10-7 . . . 10-9

catastrophic • Multiple fatalities

• Loss of the airplane

extremely improbable

10-9 and smaller

Tabelle 13: Systematik der Zuordnung von maximaler Auftrittswahrscheinlichkeit und Schwere der Konsequenzen (Eigene Darstellung nach JAR 25.1309 /112/)

Um den Nachweis im Rahmen der Zulassung zu erbringen, dass die maximalen Wahrscheinlichkeiten nicht überschritten werden, bedient man sich für die Kategorien "major", "hazardous" und "catastrophic" analytischer Methoden in Kombination mit Simulationen und Flugversuchen.

Der Einsatz von Simulationen wird hier notwendig, da analytische Methoden allein das hochkomplexe Sys-tem nicht vollständig erfassen können und die Zahl der möglichen Flugversuche aus ökonomischen Grün-den begrenzt ist. Erst durch den Einsatz von Simulationen wird es möglich, das Zusammenwirken der sta-tistisch verteilten Größen zu erfassen und damit die Wahrscheinlichkeitsverteilungen auch in den Berei-chen genau genug abzubilden, in denen die oben genannten Fehlerkategorien liegen.

Um die Übereinstimmung von Modellen mit der Realität zu charakterisieren, bedient man sich so genann-ter Confidence Level. Das bedeutet, dass ein Modell, welches im Rahmen der Zulassung zum Einsatz kommt, ein Confidence Level aufweisen muss, das ausreichend ist, um den geforderten Wahrscheinlich-keitsbereich abzubilden.

Im Rahmen des Zulassungsprozesses für automatische Landesysteme nach JAR-AWO 131 /113/ finden Monte-Carlo-Simulationen verstärkt Anwendung, aus diesem Grund sei dieser Prozess im Folgenden kurz dargestellt:

• Beim Nachweis der Leistungsfähigkeit sind folgende Faktoren zu berücksichtigen:

− Flugzeugkonfiguration (beispielsweise Klappenstellung) − Lage des Schwerpunktes − Landegewicht − Wind, Turbulenzen und Windscherungen − Charakteristiken des ILS − Leistungsfähigkeit der Crew


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• Der Nachweis der Leistungsfähigkeit hat zu erfolgen mittels:

− Analyse (beispielsweise durch Simulation), welche die oben genannten Faktoren entsprechend ihrer Wahrscheinlichkeitsverteilungen berücksichtigt und

− Validierung der Simulationen durch Flugversuche.

• Bei der Formulierung der Forderungen werden zwei Fälle unterschieden:

− Durchschnitt – das heißt alle Systemelemente verhalten sich entsprechend Ihrer Wahrscheinlich-keitsverteilungen.

− Grenzwert – das heißt eines der Systemelemente nimmt seinen ungünstigsten Wert an und die anderen verhalten sich entsprechend ihrer Wahrscheinlichkeitsverteilungen.

• Für jeden dieser Fälle werden nun Forderungen für die maximalen Auftrittswahrscheinlichkeiten formuliert, dafür dass:

− der Touchdown jeweils vor, hinter oder seitlich eines bestimmten Bereiches erfolgt,

− die Sinkrate oder die Querbewegung jeweils so hoch sind, dass strukturelle Schäden auftreten können und

− die Querneigung so groß ist, dass die Flügelspitzen vor dem Fahrwerk den Boden berühren.

• Es wird darauf hingewiesen, dass typischerweise für die Validierung der Simulationen Programme von 100 Flugversuchen verwendet wurden.

• Für die Simulationen werden zudem vorgegeben:

− Zwei Windmodelle

− Ein Modell der ILS-Bodenkomponente

Die im Rahmen von Zertifizierungen durchzuführenden Simulationen stützen sich heute fast ausschließlich auf durch Flugversuche validierte Monte-Carlo-Simulationen. Sowohl Airbus, als auch Boeing setzen diese beispielsweise im Rahmen des Zulassungsprozesses von automatischen Landesystemen ein. Diese wer-den jedoch – zumindest von Boeing nach /3/, S. 43 – als Firmengeheimnis gesehen. Einzig die entspre-chenden Zulassungsbehörden FAA und JAA haben die Methode und die zugrunde liegenden Annahmen geprüft und anerkannt. Dabei wurde auch vereinbart, welche Einflussparameter über Wahrscheinlichkeits-verteilungen definiert werden und wie diese auszusehen haben. Beispielsweise existieren Parameter be-züglich atmosphärischer Einflüsse, Flugzeug-, Bahn- und ILS-Konfiguration. Für die Zertifizierung der au-tomatischen Landesysteme einzelner Typen müssen die Modelle der Flugzeugdynamik und -konfiguration entsprechend angepasst werden, die anderen Modelle können jedoch unverändert bleiben. /3/ /197/

Monte-Carlo-Simulationen haben sich auch bei Untersuchungen zu neuen Staffelungsverfahren, Leis-tungsfähigkeiten des Anflugsektors sowie Lärm- und Sicherheitsanalysen neuer operationeller Verfahren bewährt. Dabei verfügt das Fachgebiet Flugführung und Luftverkehr am Institut für Luft- und Raumfahrt der Technischen Universität Berlin über umfassende Erfahrungen aus früheren Projekten (beispielsweise /73/, /75/, /74/ und /84/).

Aus diesen Zusammenhängen ergibt sich, dass Monte-Carlo-Simulationen auch für die Erstellung eines neuen GBAS-CRMs einen guten Ansatz bilden, da die Problemstellungen sehr ähnlich sind und aus die-sem Grund viele der bei der Zertifizierung verwendeten Modelle übernommen werden können, was den Entwicklungsaufwand erheblich reduziert. Schon bei der Erarbeitung des ILS-CRMs fanden bereits ent-sprechende Simulationen im Rahmen der Herleitung des vertikalen Fehlanflugmodells Anwendung (vgl. Kapitel 4.6.5, Seite 65).


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5.5.4 KONZEPTVORSCHLAG FÜR EIN MONTE-CARLO-BASIERENDES GBAS-CRM

Im Folgenden wird ein Konzept für ein solches auf Monte-Carlo-Simulationen basierendes GBAS-CRM entworfen. Hierbei wird die in Kapitel 5.5.2, Seite 103, dargestellte allgemeine Vorgehensweise bei Monte-Carlo-Simulationen aufgegriffen. Es werden nacheinander abgearbeitet:

(1) Aufstellung eines Modells (2) Bestimmung der Eingangsparameter (3) n-malige Versuchsdurchführung (4) Statistische Auswertung

Im einzelnen gestalten sich diese Schritte wie nachfolgend beschrieben.

(1) Aufstellung eines Modells Die Simulation muss dazu in der Lage sein, für jedes einzelne Flugereignis die Interaktion zwischen allen Parametern, die – in welcher Form auch immer – den Verlauf eines einzelnen Anfluges beeinflussen, ab-zubilden und den daraus resultierenden Flugverlauf zu bestimmen. Das entsprechende Gesamtmodell wird zweckmäßigerweise modular aufgebaut, um es zum einen übersichtlich zu gestalten und zum anderen für die Zukunft flexibel zu halten, beispielsweise hinsichtlich der Implementierung neuer Navigationssysteme.

Das Gesamtmodell ist als ein geschlossener Regelkreis verschiedener, sich gegenseitig beeinflussender Teilmodelle auszuführen, aus dem sich der Flugzustand ergibt. Folgende Teilmodelle können identifiziert werden:

• Modell der Flugdynamik des Luftfahrzeuges

Dieses muss die Flugdynamik des Luftfahrzeuges in Abhängigkeit von diversen Parametern model-lieren, beispielsweise atmosphärische Einflüsse, Steuerbefehle des Piloten bzw. Autopiloten, Ge-wicht, Lage des Schwerpunktes, Geschwindigkeit, Klappenkonfiguration, Fahrwerkstellung.

• Modell der Steuerungseingaben durch den Piloten bzw. Autopiloten

Dieses muss die Steuerbefehle in Abhängigkeit von verschiedenen Parametern modellieren, bei-spielsweise vom Navigationssystem ausgegebene Ablage vom Sollflugweg, Flugphase, Art der Steuerung – manuell vom Piloten, mit Unterstützung des Flight-Directors oder vom Autopiloten.

• Modell des Navigationssystems

Dieses muss die Ausgaben des Navigationssystems in Abhängigkeit von diversen Parametern mo-dellieren, beispielsweise Genauigkeit des Bord- und Bodengeräts, Sollflugweg, Satellitenkonfigurati-on, Position des Luftfahrzeuges. Eine mögliche Ausgabe ist auch, dass die Leistungsfähigkeit so eingeschränkt ist, dass ein Fehlanflug eingeleitet werden muss.

• Modell der Atmosphäre

Dieses muss die Temperatur, den Luftdruck und den Wind in Geschwindigkeit und Richtung sowie Turbulenzen modellieren, beispielsweise in Abhängigkeit von der Position des Luftfahrzeuges.

• Modell der Bahn

Dieses umfasst die Charakteristika der anzufliegenden Bahn wie Höhe über MSL, Oberflächenbe-schaffenheit, Neigung und Länge. Während die Höhenlage Einfluss auf den Luftdruck und damit auf die aerodynamischen Eigenschaften des Luftfahrzeuges hat, sind die übrigen Parameter insbeson-dere für die Betrachtung von abgebrochenen Landungen (Balked Landings) wichtig.

• Modell der Topographie und eventueller Luftfahrthindernisse

Dieses umschließt alle Objekte, von denen eine Gefahr für das anfliegende Luftfahrzeug ausgehen könnte.


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• Modell der Flugzeuggeometrie

Um zu überprüfen, ob ein Flug zu einer Kollision führt, sind mittels der Flugzeuggeometrie und der Flugverläufe aller Teile des Luftfahrzeuges daraufhin zu überprüfen.

• Modell der operationellen Vorgaben

Dieses umfasst alle für einen bestimmten Anflug festgelegten Regeln, wie beispielsweise Betriebs-stufe, Sollflugweg während des Anfluges, Vorgaben für den Fehlanflug, Entscheidungshöhe, Modus des Anfluges (manuell durch den Piloten, mit Unterstützung des Flight-Directors oder durch den vom Autopiloten).

• Modell der Ausgangsparameter am Beginn der Simulation

Dieses umfasst alle Größen, die den Ausgangspunkt jedes Durchlaufes charakterisieren, als Wahr-scheinlichkeitsverteilungen gegeben sind und u. a. abhängig sind vom vorhergehenden Flugab-schnitt:

− Ort des Luftfahrzeuges zu Beginn des Anfluges

− Flugzustand und Konfiguration am Beginn des Anfluges

• Modell sonstiger Parameter

Hier werden Parameter, die einen Anflug beeinflussen können, aber noch nicht in den vorherigen Modellen erfasst wurden, modelliert. Dazu gehören beispielsweise:

− die Wahrscheinlichkeit für einen Fehlanflug, initiiert durch den Piloten oder die Flugsicherung, ohne dass die Ursache beim Navigationssystem lag

− Auswirkungen aus der Überwachung durch die Flugsicherung

(2) Bestimmung der Eingangsparameter Die Eingangsparameter jedes Teilmodells ergeben sich entweder aus den Ausgangsignalen anderer Teilmodelle – wodurch sich der Regelkreis ergibt – oder sie müssen der Simulation – gegebenenfalls unter Benutzung von Wahrscheinlichkeitsverteilungen – zur Verfügung gestellt werden. Sie sind von Modell zu Modell sehr unterschiedlich. Während beispielsweise das Modell der Topographie ausschließlich konstan-te Werte umfasst, müssen die Werte anderer Parameter mit Hilfe der entsprechenden Wahrscheinlich-keitsverteilungen ermittelt werden.

Allein für das Navigationssystem wurden in Kapitel 3.3.4, Seite 37, mehr als 15 Einflussparameter identifi-ziert, die nicht konstant sind, sondern durch Wahrscheinlichkeitsverteilungen beschrieben werden, welche sich aus den entsprechenden Fehlercharakteristika ergeben.

Im Falle des Navigationssystems lassen sich die Eingangsparameter recht gut in Abhängigkeit einiger weniger Parameter standardisieren. Das heißt für jeden Simulationsdurchlauf sind nicht alle Parameter einzeln vorzugeben, sondern das Modell des GBAS-Navigationssystems ermittelt diese selbständig in Abhängigkeit von beispielsweise Genauigkeitsklassen der Bord- und Bodenempfänger, Zeitpunkt und Po-sition des Empfängers.

(3) n-malige Versuchsdurchführung Im Gesamtmodell ist die Interaktion der einzelnen Teilmodelle miteinander festgelegt. Mit gegebenen Ein-gangsparametern kann ein Durchlauf gestartet werden. Dieser wir insgesamt n-mal wiederholt, wobei die Eingangsparameter entsprechend ihrer Wahrscheinlichkeit "ausgelost" werden. Die Häufigkeit der Wieder-holungen bestimmt dabei – wie in Kapitel 5.5.2, Seite 103, beschrieben – die Genauigkeit der Ergebnisse.

Zunächst ist für einen Durchlauf das Luftfahrzeug auf den Ausgangspunkt des Anfluges zu setzen. Dies geschieht, indem dieser unter Berücksichtigung der entsprechenden Wahrscheinlichkeitsverteilung um den Ort des Beginns des Anfluges (gegeben im Modell der Ausgangsparameter am Beginn der Simulation) "ausgelost" wird. Auch der Flugzustand und die Konfiguration des Luftfahrzeuges werden so bestimmt.


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Danach wird der Regelkreis freigegeben. Die Modelle beeinflussen einander entsprechend ihrer Parameter – das Luftfahrzeug bewegt sich durch den Raum. Beispielsweise ergibt sich aus dem Modell der operatio-nellen Vorgaben der Sollflugweg, den das Navigationssystem abbilden muss, sowie der Modus des Anflu-ges, der Einfluss darauf hat, wie die Steuerungseingaben durch Piloten oder Autopiloten modelliert werden müssen. Diese beeinflussen wiederum den Flugzustand des Luftfahrzeuges genauso, wie atmosphärische Einflüsse, was Veränderungen der Ausgangsgrößen des Navigationssystems nach sich zieht und damit erneute Steuerungseingaben des Piloten bedeuten kann.

In Abhängigkeit davon, wie der Untersuchungsumfang des GBAS-CRMs festgelegt wurde, endet die Simu-lation. Für Anflüge, bei denen es nicht zum Fehlanflug kommt, kann dies die Entscheidungshöhe oder das Ende des Rollvorganges nach der Landung sein. Bei Anflügen mit Fehlanflugverfahren endet die Simulati-on, sobald der zu erfassende Luftraum verlassen wird.

Während des gesamten Anfluges, auch an der Entscheidungshöhe, kann es zu einem Fehlanflug aus den verschiedensten Gründen kommen, je nachdem was "ausgelost" wurde. Für den Fall des Missed Approa-ches werden aus dem Modell der operationellen Vorgaben die Regeln für den Fehlanflug bezogen, woraus sich dann Steuerungseingaben ergeben. Aus dem Grund des Fehlanfluges kann abgeleitet werden, wie beispielsweise das Navigationssystem arbeitet. Der Flug wird auch während des Fehlanfluges weiter simu-liert.

Während des gesamten Flugverlaufes wird überprüft, inwiefern das Luftfahrzeug mit der Topographie und eventuellen Luftfahrthindernissen in Konflikt gerät und es damit zum Unfall kommt. Tritt dieser Fall ein, so wird der entsprechende Simulationsdurchlauf an dieser Stelle beendet und der nachfolgende Durchlauf beginnt.

Während der Simulation sind Flugspur und Flugzustand geeignet aufzuzeichnen, so dass sie im Nachgang für statistische Analysen herangezogen werden können.

(4) Statistische Auswertung Sobald eine genügend große Zahl von Simulationsdurchläufen vorliegt, können aus den ermittelten Flug-verläufen folgende Größen ermittelt werden:

• Kollisionsrisiko pro Anflug (Total Risk of Collision)

Es wird ermittelt, wie viele simulierte Anflüge durch eine Kollision endeten und diese Zahl wird in Re-lation zur Gesamtzahl der Durchläufe gesetzt. Die so ermittelte Wahrscheinlichkeit kann dann mit einem Target Level of Safety (TLS = 1 – 10-7 pro Anflug) verglichen werden.

• Kollisionsrisiko für ein einzelnes Objekt (Individual Risk of Collision)

Es wird ermittelt, wie viele der simulierten Anflüge durch eine Kollision mit diesem Objekt endeten und diese Zahl wird in Relation zur Gesamtzahl der Durchläufe gesetzt.

• Aufenthaltswahrscheinlichkeiten für jeden Punkt im Luftraum um den Flugplatz

Diese wird ermittelt, indem die Zahl der Flugverläufe, die den betreffenden Punkt berührt haben, in Relation zur Gesamtzahl der Durchläufe gesetzt wird. Dies könnte beispielsweise sinnvoll sein für die Identifikation von Gebieten, in denen Objekte errichtet werden könnten, ohne dass sich daraus negative Auswirkungen auf die Anfliegbarkeit ergeben. Denkbar wäre, dass in diesen Gebieten in einer bestimmten Höhe über dem Boden entsprechende Aufenthaltswahrscheinlichkeiten geprüft und in Karten ausgewiesen würden – ähnlich den Isophonen nach dem Fluglärmgesetz /37/.

5.5.5 VORSCHLAG FÜR DIE REALISIERUNG DES MONTE-CARLO-BASIERENDEN GBAS-CRMS

Bei der Realisierung des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs ist es notwendig, eine praktikable Mög-lichkeit zu finden, indem die in Kapitel 5.5.4, Seite 106, identifizierten Teilmodelle und die entsprechenden Eingangsgrößen so gestaltet werden, dass zum einen möglichst viele der in Kapitel 5.5.1, Seite 101, for-mulierten Anforderungen erfüllt werden, zum anderen das entwickelte Konzept aber auch praktikabel ist.


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Die Pole Standardisierung und Individualisierung Prinzipiell lassen sich bei der Realisierung zwei Pole identifizieren, zwischen denen der Übergang fließend verläuft:

• Standardisierung

Man gibt sowohl die Teilmodelle, als auch die entsprechenden Eingangsparameter stark standardi-siert vor. Der Verfahrensplaner könnte im Extremfall beispielsweise nur noch die Betriebsstufe vor-geben und aus einer kleinen Auswahl von Standard-Anflugwegen auswählen. Alle anderen Ein-gangsparameter und Modelle würden für ihn nicht beeinflussbar sein und standardisiert vorgegeben werden. Man erreicht so eine gewisse Vereinfachung in der Anwendung und einen verringerten Aufwand für die einzelnen zu planenden Verfahren. Dies bedeutet aber gleichzeitig auch einen er-heblichen Verlust an Flexibilität und Individualität.

• Individualisierung

Bei dieser werden sowohl die Eingangsparameter, als auch die Teilmodelle sehr stark an die Gege-benheiten für den einzelnen Anflug angepasst. Im Extremfall können so vom Verfahrensplaner alle Parameter und Modelle beeinflusst werden, beispielsweise könnten die Sollflugwege beliebig gestal-tet werden, das flugdynamische Modell würde auf die Flugzeuge abgestimmt, die diese konkrete Bahn wirklich anfliegen etc. Der Aufwand für die Planung einzelner Verfahren würde erheblich stei-gen, dafür wären diese jedoch auch sehr individuell und flexibel.

Als Beispiel hierfür kann das Windmodell mit seinen Eingangsparametern dienen. Entweder man gibt ein einziges vor, das grundsätzlich für alle Anflüge eingesetzt wird, oder man führt für jede zu prüfende Bahn ein Windgutachten durch und verwendet bei den Berechnungen die so ermittelten Werte. Letzteres bedeu-tet zwar einen erheblich höheren Aufwand, die Ergebnisse sind jedoch auch individueller und falls für die Bahn beispielsweise nachgewiesen werden konnte, dass Scherwinde weniger stark auftreten, als vom allgemeinen Windmodell angenommen, so kann dies in die Berechnung einfließen und zu besseren Er-gebnissen führen.

Ausgangssituation Um ein praktikables Realisierungskonzept zu erarbeiten, ist es zunächst notwendig zu klären, wie sich die heutige Situation darstellt, was die Verfügbarkeit bzw. Realisierbarkeit der in Kapitel 5.5.4, ab Seite 106 identifizierten Teilmodelle und Eingangsparameter angeht. Zudem ist es sinnvoll, sich den Grad der Stan-dardisierung bei den Monte-Carlo-Simulationen im Rahmen der Zertifizierung von automatischen Lande-systemen anzusehen, um Parallelen für das GBAS-CRM zu ziehen.

Für die in Kapitel 5.5.3, Seite 103, beschriebenen Monte-Carlo-Simulationen im Rahmen der Zulassung von automatischen Landesystemen werden diverse Modelle und Eingangsparameter eingesetzt, die auch für das GBAS-CRM Verwendung finden könnten:

• Modell der Flugdynamik des Luftfahrzeuges • Modell der Steuerungseingaben des Autopiloten • Modell des Navigationssystems, das für ILS bereits in der Zertifizierung eingesetzt wird und das für

GBAS – sowohl ILS look-alike, als auch uneingeschränkt – in Entwurfsform für CAT I für den Einsatz in der Zertifizierung vorliegt (beispielsweise Boeing /3/)


Der Grad an Standardisierung, der bei der Zertifizierung von automatischen ILS-Landesystemen Anwen-dung findet, kann aus den hierbei berücksichtigten Eingabeparametern abgelesen werden:

• Eigenschaften des Luftfahrzeuges:

− Typenspezifisches Modell, das durch bestimmte Parameter individuell angepasst wird: Flugzeug-konfiguration (beispielsweise Klappenstellung), Gewicht, Schwerpunktlage, Geschwindigkeit


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• Leistungsfähigkeit des Navigationssystems (hier Instrumentenlandesystem):

− Standardmodell, das durch bestimmte Parameter individuell angepasst wird:

Glideslope: Gleitwinkel, Reference Datum Height, Senderposition, Alignment Error, Receiver Centering Error, Beam Noise

Localizer: Alignment Error an der Schwelle, Receiver Centering Error; Fehler des Radiohöhen-messers

• Atmosphäre:

− Standard-Windmodell

• Operationelle Vorgaben:

− Standardmodell, das durch bestimmte Parameter individuell angepasst wird: Betriebsstufe, Ent-scheidungshöhe, gewünschter Modus (manuell durch den Piloten, mit Unterstützung des Flight-Directors oder durch den vom Autopiloten)

Ableitung eines praxisgerechten Ansatzes In Kenntnis der Ausgangssituation kann nun ein Konzept für die Realisierung des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs erarbeitet werden, das einen praxisgerechten Kompromiss aus den oben be-schriebenen Polen Standardisierung und Individualisierung darstellt.

Zunächst ist eine Entscheidung zu treffen, ob eine Standardisierung in puncto Luftfahrzeugtypen durchge-führt werden soll, ob also für die typenspezifischen Teilmodelle jeweils ein Standardmodell für ganze Gruppen von Flugzeugtypen – beispielsweise in Anlehnung an die Flugzeugkategorien des ILS-CRMs, wie sie in Kapitel 4.2.3, Seite 47 beschrieben wurden – gefunden werden soll. Hierbei spielen folgende Überlegungen eine Rolle:

• Ein großer Teil der Modelle wird vom eingesetzten Flugzeugtyp beeinflusst:

− Modell der Flugdynamik des Luftfahrzeuges − Modell der Steuerungseingaben des Piloten bzw. Autopiloten − Modell der Flugzeuggeometrie − Modell der Ausgangsparameter am Beginn der Simulation, wie Ort, Flugzustand und Konfigurati-

on des Luftfahrzeuges − Modell der Wahrscheinlichkeit für einen Fehlanflug

• Nicht vom eingesetzten Flugzeugtyp werden beeinflusst:

− Modell des Navigationssystems − Modell der Atmosphäre − Modell der Bahn − Modell der Topographie und eventueller Luftfahrthindernisse − Modell der operationellen Vorgaben − Modell der Auswirkungen aus der Überwachung durch die Flugsicherung

• Aus der Zertifizierung der Flugzeuge für automatische Landungen liegen zahlreiche typenspezifi-sche Modelle vor, die direkt in das GBAS-CRM übernommen werden können.

• Es ist davon auszugehen, dass eine Standardisierung der typenspezifischen Modelle die Realitäts-treue – und damit die Genauigkeit der Ergebnisse – erheblich reduziert.

Aus den dargestellten Überlegungen ergibt sich, dass der vorteilhaftere Ansatz darin besteht, keine Stan-dardisierung in puncto Luftfahrzeugtypen durchzuführen. Daraus ergibt sich, dass die folgenden typenspe-zifischen Modelle aus der Zertifizierung von automatischen Landesystemen direkt übernommen werden


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können, wobei sinnvoller weise auch der Grad an Standardisierung der einzelnen Modelle beibehalten wird, das heißt die Eingangsparameter, welche die einzelnen Modelle justieren, übernommen werden:

• Modell der Flugdynamik des Luftfahrzeuges

• Modell der Steuerungseingaben des Autopiloten


• Modell des Navigationssystems für ILS; für GBAS CAT I liegt – wie oben beschrieben – ein entspre-chendes Modell in Entwurfsform vor.

Einige der weiterhin benötigten Modelle und Eingangsparameter können mit geringem Aufwand neu auf-gebaut werden. Dabei wird jeweils von einem Modell ausgegangen, das die Schnittstellen zu den anderen Modellen umfasst. Dieses wird dann durch die angegebenen Parameter individuell justiert:

• Modell der Bahn

− Standardmodell, Justierungsparameter: Neigung, Länge, Breite, Höhe über MSL, Oberflächen-beschaffenheit

• Modell der Topographie und eventueller Luftfahrthindernisse

− Standardmodell, Justierungsparameter: Geometrie der Topographie und eventueller Luftfahrthin-dernisse

• Modell der Flugzeuggeometrie

− Typenspezifisches Modell, Justierungsparameter: Geometrie einer vereinfachenden Umhüllen-den des Luftfahrzeuges

• Modell der operationellen Vorgaben

− Standardmodell, Justierungsparameter: Betriebsstufe, Sollflugweg während des Anfluges, Vor-gaben für den Fehlanflug, Entscheidungshöhe, Modus des Anfluges (manuell durch den Piloten, mit Unterstützung des Flight-Directors oder durch den vom Autopiloten)

Für die folgenden Modelle und Eingangsparameter besteht noch eine gewisse Planungsunsicherheit, was Aufwand und Möglichkeiten der Modellierung angeht. Aus diesem Grund werden hier auch Vorschläge gemacht, wie Übergangslösungen aussehen könnten:

• Modell der Steuerungseingaben des Piloten

Typenspezifisches Modell, Justierungsparameter: Unterstützung durch Flight-Director

Während für die Modellierung des Regelverhaltens des Autopiloten bereits umfassende Erfahrungen vorliegen, beispielsweise auch aus der Zertifizierung von automatischen Landesystemen, stellt die Modellierung des Regelverhaltens des Piloten für einen kompletten Präzisionsanflug und gegebe-nenfalls anschließenden Fehlanflug entlang von gekrümmten Sollflugwegen mit variablem Höhen-verlauf eine gewisse Herausforderung dar und es muss noch geklärt werden, wann entsprechende Modelle verfügbar sind. Für den Fall, dass diese zunächst nicht realisierbar sind, könnte das GBAS-CRM zunächst nur Landungen berücksichtigen, die mit Hilfe des Autopiloten geflogen werden.

• Modell der Ausgangsparameter am Beginn der Simulation, wie Ort, Flugzustand und Konfiguration des Luftfahrzeuges

Typenspezifisches Modell, Justierungsparameter: Sollpunkt für Beginn des Anfluges, Operationelle Vorgaben für den vorherigen Flugabschnitt (beispielsweise Sollflugweg), Flugzeugkonfiguration, be-nutzte Navigationshilfsmittel

Auch dieses Modell kann erst durch die Aufnahme von entsprechenden Flugdaten realistisch ent-worfen werden. Es könnten zunächst jedoch konservative Schätzungen der Wahrscheinlichkeitsver-teilungen vorgenommen werden, die später durch Flugdaten präzisiert werden.


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• Modell sonstiger Parameter:

− Wahrscheinlichkeit für einen Fehlanflug, initiiert durch den Piloten oder die Flugsicherung, ohne dass die Ursache beim Navigationssystem lag

Typenspezifisches Modell, Justierungsparameter: Operationelle Vorgaben

Bei der Erstellung eines Modells für die Wahrscheinlichkeit eines durch den Piloten oder die Flugsicherung initiierten Fehlanfluges wird es schwierig sein, für gekrümmte Flugverläufe mit va-riablem Höhenverlauf entsprechende Wahrscheinlichkeitsverteilungen zu ermitteln, da die Da-tengrundlage wegen fehlender praktischer Erfahrungen sehr dünn ist. Hier könnten zunächst konservative Schätzungen Anwendung finden, die dann durch Erfahrungswerte sukzessive prä-zisiert werden.

− Auswirkungen aus der Überwachung durch die Flugsicherung

Standardmodell, Justierungsparameter: Grad der Überwachung

Auch hier ist die Datengrundlage momentan unzureichend. Aufgrund dessen könnte hier zu-nächst davon ausgegangen werden, dass die Flugsicherung keinen Einfluss hat, was einer sehr konservativen Annahme entsprechen würde, denn eine Intervention der Flugsicherung sollte ausschließlich zu einer Erhöhung der Sicherheit beitragen.

Nachdem das Konzept für die Realisierung eines Gesamtmodells vorgestellt wurde, soll anschließend ein Vorschlag für den Einsatz in der Praxis durch den Verfahrensplaner erarbeitet werden.

Anwendung in der Praxis durch den Verfahrensplaner Für die Anwendung des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs muss der Verfahrensplaner zunächst die zu prüfenden Luftfahrzeugtypen auswählen und die übrigen, oben genannten Justierungsparameter der einzelnen Modelle entsprechend der Gegebenheiten für den zu prüfenden Anflug setzen. Insbesondere kann er die Sollflugwege und die Fehlanflugprozeduren frei gestalten – solange sichergestellt ist, dass diese fliegbar sind. Es gibt aber in dieser Richtung keinerlei Vorgaben, die aus dem GBAS-CRM resultie-ren.

Sobald die Simulationen entsprechend den Vorgaben des Verfahrensplaners für die zu überprüfenden Typen abgeschlossen sind, erhält er die auf Seite 108 dargestellten statistischen Auswertungen. Er kann so beispielsweise das Gesamtrisiko für einen Anflug entsprechend seinen Vorgaben ermitteln und dieses dann mit dem Target Level of Safety vergleichen. Sollte dieses nicht erreicht werden, kann er mittels der auf Seite 114 erläuterten Vorgehensweise die operationellen Vorgaben so verändern, dass die oben ge-nannte Bedingung erfüllt wird.

Denkbar wäre, dass der Verfahrensplaner nicht alle Luftfahrzeugtypen einzeln auswählt, sondern ganze Gruppen aus einer vorgegebenen Auswahl selektiert. Für jeden einzelnen Typ dieser Gruppen würde dann automatisch eine eigene Monte-Carlo-Simulation durchgeführt. Die Ergebnisse würden anschließend in zusammengefasster Form ausgegeben. Sollten diese für alle Typen einer Gruppe gleich sein, so bräuch-ten die betriebliche Vorgaben nicht typenspezifisch veröffentlicht werden, sondern könnten gemeinsam für die gesamte Gruppe bekannt gemacht werden. Würden die Gruppen so zusammengestellt, dass sie den in Abbildung 9, Seite 47, dargestellten Luftfahrzeugkategorien nach ICAO PANS-OPS entsprechen, so könn-te die heutige Praxis beibehalten werden, dass alle betrieblichen Vorgaben in Abhängigkeit von der Luft-fahrzeugkategorie definiert sind (beispielsweise OCA/H der Instrument Approach Charts). Für den Fall, dass die Monte-Carlo-Simulationen für einzelne Typen einer Gruppe Probleme aufgezeigt haben, könnten für diese gesonderte betriebliche Vorgaben gemacht werden, die auch separat veröffentlicht würden. Dies hätte den Vorteil, dass nicht die gesamte Gruppe mit diesen Auflagen belegt werden müsste.

Oben wurde begründet, warum typenspezifische Modelle zum Einsatz kommen sollen. Die daraus resultie-rende Konsequenz ist ein erheblicher Rechenaufwand, denn es muss jeder Luftfahrzeugtyp einzeln für jeden zu überprüfenden Anflug berechnet werden. Diesem Aufwand steht jedoch die Möglichkeit gegen-über, typenspezifische Anflugrouten zu definieren, was die Individualität und Flexibilität erheblich steigert.


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Damit dieser Ansatz seine Vorteile voll entfalten kann, ist es notwendig, davon auszugehen, dass die für die Monte-Carlo-Simulationen benötigten Rechenleistungen es erlauben, dass diese beim Verfahrenspla-ner auf dessen Rechner durchgeführt werden können. Angesichts der Komplexität des Gesamtmodells und der großen Zahl von Simulationsdurchläufen, die notwendig sein werden, um verlässliche Ergebnisse zu erhalten, kann nicht ausgeschlossen werden, dass diese Prämisse erst in der Zukunft bei Verfügbarkeit entsprechender Rechenleistung realisierbar ist. Bis dahin wäre es beispielsweise denkbar, dass der Ver-fahrensplaner die Justierungsparameter der einzelnen Modelle an eine Zentralstelle gibt und diese über entsprechende Rechenleistung verfügt, um mittels des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs in kurzer Zeit Ergebnisse zu erzielen.

Sollte auch dies nicht praktikabel sein, so müsste – bis entsprechende Rechenleistung verfügbar ist – mit Übergangslösungen agiert werden, die jeweils den Umfang der Berechnungen dadurch reduzieren, dass sie die Individualisierung der Berechnungen und damit auch die Genauigkeit reduzieren. Folgende Mög-lichkeiten wären denkbar:

• Es könnten Standardfälle definiert werden, für welche die notwendigen Simulationen nicht vom Ver-fahrensplaner, sondern vom Hersteller unter Aufsicht der Zertifizierungsbehörde durchgeführt wer-den. Die berechneten Ergebnisse könnten in Datenbanken gespeichert werden. Zudem müsste – obwohl dies, wie auf Seite 116 noch ausführlich diskutiert wird, aus Gründen der Abschattung prob-lematisch ist – bei der Ermittlung des Kollisionsrisikos eine Zweistufigkeit, wie beim ILS-CRM, bei-behalten werden. Das heißt es würden mittels Monte-Carlo-Simulationen Wahrscheinlichkeitsvertei-lungen um den Sollflugweg ermittelt, in einer Datenbank gespeichert und an den Verfahrensplaner weitergegeben. Dieser könnte dann aus der geometrischen Lage eines Objektes relativ zum Soll-flugweg – wie beim ILS-CRM – die entsprechende Kollisionswahrscheinlichkeit ermitteln. Problema-tisch an dieser Option ist, dass zum einen standardisierte Flugwege vorgegeben werden müssten und zum anderen eine Möglichkeit gefunden werden müsste, wie die Abschattungseffekte berück-sichtigt werden können. Auf Seite 116 wird diskutiert, warum sich dies voraussichtlich schwierig ges-taltet.

• Eine weitere Möglichkeit bestünde darin, eine gewisse Standardisierung in puncto Luftfahrzeugtypen durchzuführen. Dies würde bedeuten, dass die typenspezifischen Teilmodelle jeweils zu einem Standardmodell für ganze Gruppen von ähnlichen Flugzeugtypen zusammengefasst werden – auch wenn dies, wie oben bereits erwähnt, zu ungenaueren Ergebnissen führen würde. Diese Gruppen würden dann durch das Flugzeug mit den ungünstigsten Eigenschaften – oder ein fiktives Flugzeug, das die ungünstigsten Eigenschaften auf sich vereinigt – in den Simulationsdurchläufen repräsen-tiert. Hierdurch könnte vermieden werden, dass jeder einzelne Flugzeugtyp untersucht werden muss, was den Rechenaufwand erheblich reduzieren würde.

Eine verlässliche Schätzung der Rechenzeiten ist erst bei vertiefter Analyse aller Teilmodelle möglich. Dies kann im Rahmen dieser Arbeit jedoch nicht geleistet werden. Aus diesem Grund wird an dieser Stelle da-von ausgegangen, dass die benötigten Rechenleistungen es erlauben, die Monte-Carlo-Simulationen unter Verwendung typenspezifischer Modelle vom Verfahrensplaner auf dessen Rechner durchzuführen.

Der Umfang der Berechnungen wird auch durch den gewählten Untersuchungsbereich erheblich beein-flusst. Aus diesem Grund sollten sich die Simulationen zunächst – wie beim ILS-CRM – nur auf den Be-reich der Anflüge beschränken, der nicht unterhalb der Entscheidungshöhe liegt. Dies ist auch vor dem Hintergrund sinnvoll, dass eine Modellierung des Piloten unterhalb der Entscheidungshöhe aufgrund der Komplexität der dort ablaufenden Vorgänge als sehr anspruchsvoll anzusehen ist und eine Realisierung entsprechend Zeit in Anspruch nehmen wird.

5.5.6 KRITISCHE DISKUSSION DES MONTE-CARLO-BASIERENDEN GBAS-CRMS

Im Folgenden wird der erarbeitete Vorschlag für ein Monte-Carlo-basierendes GBAS-CRM kritisch disku-tiert. Dabei wird – wenn möglich – als Referenz auf das ILS-CRM zurückgegriffen. Die resultierende Glie-derung orientiert sich grob an der in Kapitel 5.4.1, Seite 91, entwickelten Systematik. In diesem Kontext sei auch auf das Kapitel 5.4.2, Seite 92, verwiesen, das nachweist, dass eine Erweiterung des ILS-CRMs nicht dazu in der Lage ist, gekrümmte Anflüge mit variablem Höhenverlauf zu erfassen.


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Grundsätzlich ist zunächst festzustellen, dass auch beim Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM Kollisions-risiken für gegebene Parameterkombinationen ermittelt werden. Diese entsprechen denen des ILS-CRMs:

• Risiko pro Anflug für alle vorhandenen Objekte (Total Risk of Collision), das mit einem Target Level of Safety (TLS = 1 – 10-7 pro Anflug) verglichen werden kann, und

• Risiko pro Anflug für einzelne Objekte (Individual Risk of Collision), das benutzt werden kann, um einzelne Objekte im Hinblick auf ihren Beitrag zum Gesamtrisiko richtig einzuschätzen.

Es wurde oben gezeigt, dass im Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM neben der Entscheidungshöhe diverse andere operationelle Vorgaben berücksichtigt werden können. Die Vorgabe einer Entscheidungs-höhe stellt nur einen der möglichen Parameter dar, da bei gekrümmten Anflügen mit variablem Höhenver-lauf weitaus mehr operationelle Vorgaben möglich sind, als bei ILS-Präzisionsanflügen.

Eine direkte Ausgabe von Empfehlungen für die operationellen Vorgaben – wie dies beispielsweise beim ILS-CRM für die minimale Entscheidungshöhe (Minimum Acceptable OCA/H) geschieht – ist aufgrund des Prinzips der Berechnungen beim Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM nicht möglich. Der Anwender kann sich jedoch der im Folgenden beschriebenen Mittel bedienen, um seine operationellen Vorgaben zu opti-mieren.

Möglichkeiten der Optimierung der operationellen Vorgaben Im Folgenden werden Möglichkeiten entwickelt, wie mit Hilfe der Methode der Monte-Carlo-Simulationen Empfehlungen für optimale operationelle Vorgaben – also beispielsweise auch die Festlegung der Ent-scheidungshöhe – erarbeitet werden können.

Ergibt die Prüfung eines Anfluges mittels des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs, dass das entspre-chende Kollisionsrisiko größer ist, als das Target Level of Safety, so müssen Möglichkeiten erarbeitet wer-den, wie dieses verringert werden kann. Die effizienteste Methode – im Vergleich zur Option baulicher Veränderungen – besteht in der Veränderung der operationellen Vorgaben für diesen Anflug.

Beim ILS-CRM besteht eine der Möglichkeiten, operationelle Vorgaben zu machen, in der Festlegung der Entscheidungshöhe. Um dies zu unterstützen, wird vom ILS-CRM mittels Iteration die minimale Entschei-dungshöhe (Minimum Acceptable OCA/H) für eine eingegebene Parameterkombination ermittelt. Diese kann dann vom Verfahrensplaner übernommen werden, um das Target Level of Safety zu erreichen.

Für Anflüge, die mittels Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs bearbeitet werden, wird folgendes Vorge-hen empfohlen. Zunächst verschafft sich der Verfahrensplaner einen Überblick über mögliche Ansätze der operationellen Optimierung, indem er die Ergebnisse der ursprünglichen Monte-Carlo-Simulation wie folgt zusammenstellt:

• Eintragen in eine Karte (neben feststehenden Vorgaben wie Topographie, Sollflugwege, Bahnen etc.):

− Objekte, die entsprechend der Höhe ihres Individual Risk of Collision möglichst farblich codiert sein sollten.

− Die Schar der simulierten Flugspuren, möglichst farblich kodiert entsprechend ihrer Flugphase, und Kennzeichnung der jeweiligen Endpunkte, wenn sie in einer Kollision endeten.

• Informationen zu den während der Simulation aufgetretenen Kollisionen (beispielsweise welche Flugphase)

Mittels dieser Übersicht können nun geeignete operationelle Maßnahmen identifiziert werden, um das Risi-ko für eine Kollision während eines Anfluges zu reduzieren. Hierzu können veränderte Entscheidungshö-hen ebenso gehören, wie veränderte Sollflugwege und Fehlanflugprozeduren.

Auf den ersten Blick führen diese operationellen Veränderungen jedoch dazu, dass die Ergebnisse der ursprünglichen Monte-Carlo-Simulationen so nicht mehr brauchbar sind und vollständig neu berechnet werden müssen. Die hierfür erforderlichen Simulationsdurchläufe würden den Prozess der Optimierung der operationellen Vorgaben sehr zeit- und rechenaufwendig machen.


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Betrachtet man die Problematik jedoch etwas differenzierter, dann lässt sich feststellen, dass für die Zwe-cke der Optimierung nicht alle Daten der Simulation neu berechnet werden müssen, sondern es sind nur solche Flugspuren neu zu berechnen, die von den Veränderungen betroffen sind, also anders verlaufen wären, wenn während der Simulation die veränderten operationellen Vorgaben schon gegolten hätten.

Bei einer ausschließlichen Veränderung beispielsweise der operationellen Vorgaben für den Fehlanflug müssen also nicht alle Flugverläufe der gesamten Monte-Carlo-Simulation neu berechnet werden, sondern nur solche, die einen Fehlanflug umfassen – und diese auch nur ab dem Zeitpunkt der Einleitung des Fehlanfluges. Ist der entsprechende Flugzustand zu diesem Zeitpunkt aus den Datenaufzeichnungen der ursprünglichen Monte-Carlo-Simulationen bekannt, kann ab hier der Flugverlauf entsprechend den verän-derten Vorgaben berechnet werden, wobei die Auswahl der Eingangsparameter genauso erfolgt, wie oben für jeden Durchlauf der ursprünglichen Monte-Carlo-Simulation erläutert.

Ist beispielsweise ursprünglich für den Fehlanflug eine Prozedur vorgesehen gewesen, die vorschreibt, dass bei deren Einleitung während eines Kurvenflugs dieser zu beenden ist, um ein möglichst gutes Steig-vermögen zu erzielen, so führt dies dazu, dass das Luftfahrzeug den Kreisbogen tangential nach außen verlässt. Daraus folgt, dass die entsprechende Aufenthaltswahrscheinlichkeit für den Luftraum außerhalb der Kurve größer ist, als innerhalb. Im Gegensatz dazu könnte aber auch vorgeschrieben sein, dass im Falle des oben genannten Fehlanfluges das Steigen eingeleitet wird, der Kurvenflug jedoch erst beendet wird, sobald dies auch nach der normalen Prozedur vorgeschrieben wäre. Dies würde die entsprechende Aufenthaltswahrscheinlichkeit nicht zu ungunsten des Außenbereiches verschieben. Dieses Beispiel soll verdeutlichen, dass durch die Veränderung der operationellen Vorgaben Einfluss auf die Aufenthaltswahr-scheinlichkeiten genommen werden kann. Für den Fall, dass beispielsweise ein Parallelbahnsystem unter-sucht werden soll, könnten so betriebliche Lösungen gefunden werden, die die Interaktion zwischen den Bahnen auf ein Minimum reduzieren.

Bei einer Veränderung der Entscheidungshöhe könnte ebenso vorgegangen werden. Es müssten nur sol-che Flugverläufe überarbeitet werden, für die diese Veränderungen Auswirkungen haben und für diese müssen auch nur die betroffenen Abschnitte des Flugverlaufs neu ermittelt werden. Erhöht man beispiels-weise die Entscheidungshöhe gegenüber der ursprünglichen Vorgabe, so werden die Vorgänge, die zu-nächst auf einer niedrigen Höhe stattfanden in eine Höhe gehoben, die der neuen Entscheidungshöhe entspricht.

Bei Veränderungen der operationellen Vorgaben, die Auswirkungen auf alle simulierten Flugverläufe ha-ben, beispielsweise veränderte Sollflugwege während des Anfluges, müssen alle Ergebnisse der ursprüng-lichen Monte-Carlo-Simulation verworfen werden und es muss eine neue Simulation durchgeführt werden.

Sobald eine optimale Lösung für die operationellen Vorgaben gefunden wurde, sollte mit diesen neuen Eingangsparametern eine erneute, allumfassende Monte-Carlo-Simulation durchgeführt werden, um si-cherzustellen, dass die Ergebnisse verlässlich sind.

Untersuchungsbereich In Kapitel Untersuchungsbereich des ILS-CRMs, Seite 61, wird der Untersuchungsbereich für das ILS-CRM beschrieben. Dieser verändert sich für das Monte-Carlo-basierende GBAS-CRM komplett, denn hiermit können beliebige, fliegbare Sollflugwege und Fehlanflüge bearbeitet werden.

Das Prinzip des ILS-CRMs, dass nur Objekte in die Berechnungen einbezogen werden, welche die Basic-ILS-Surfaces durchstoßen, wurde bereits in Kapitel 4.6.10, Seite 71, kritisiert und sollte für das GBAS-CRM nicht beibehalten werden. Dies hat insbesondere folgende Gründe:

• Der Hauptgrund für die Vorauswahl der Objekte war beim ILS-CRM die Reduktion des Rechenauf-wandes, aufgrund der zur der damaligen Zeit begrenzten Rechnerleistungen. Dieser Grund kann heute angesichts der hohen Leistungsfähigkeit der verfügbaren Rechentechnik keine Berücksichti-gung mehr finden.


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• Die Zahl der möglichen Varianten für den Sollflugweg ist im Vergleich mit geraden und im Höhenver-lauf invariablen Anflügen deutlich höher. Dadurch ergeben sich folgende Möglichkeiten: − Entweder müssten die Flächen sehr konservativ gestaltet werden, so dass auch die ungünstigs-

ten Varianten abdeckt sind. Dies würde aber – bei erhöhtem Aufwand – keine wesentlichen Vor-teile bringen gegenüber der Variante der Berücksichtigung aller Objekte ohne diese Vorauswahl.

− Oder diese Flächen müssten für jede zu prüfende Variante für den Sollflugweg in Abhängigkeit von dessen Parametern neu ermittelt werden, was den Aufwand deutlich erhöhen würde und dem eigentlichen Zweck der einfachen Reduktion der zu untersuchenden Objekte in keiner Wei-se entspricht.

Es ist also für die Erfassung der Topographie und möglicher Luftfahrthindernisse ein Bereich zu wählen, für den sichergestellt ist, dass alle betrachteten Anflüge innerhalb dieses Bereiches bleiben.

Es muss untersucht werden, wie aufwendig die Modellierung des komplexen Regelverhaltens des Piloten im visuellen Teil des Endanfluges nach Erreichen der Entscheidungshöhe ist. Sollte sich dies als schwierig erweisen, dann könnte übergangsweise der Untersuchungsbereich des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs zunächst auf den Bereich oberhalb der Entscheidungshöhe beschränkt bleiben. Wünschenswert wäre es jedoch, wenn diese Einschränkung nicht erforderlich wäre, denn dann könnten Anflüge bis zum Ende des Rollens nach der Landung berücksichtigt werden. Auch Anflüge, die erst nach dem Aufsetzen abgebrochen werden (Balked Landings), könnten erfasst werden.

Wahrscheinlichkeitsverteilung, Abschattung und Fehlanflugrate Dem ILS-CRM werden die Wahrscheinlichkeitsverteilungen, die mit Hilfe des ILS-Anflugmodells (vgl. Kapi-tel 4.6.4, Seite 63) und des vertikalen und lateralen ILS-Fehlanflugmodells (vgl. Kapitel 4.6.5, Seite 65 und Kapitel 4.6.6, Seite 66) ermittelt wurden, in Form von Tabellen zur Verfügung gestellt. Das ILS-CRM ermit-telt aus diesen Werten entsprechend den vom Anwender vorgegebenen Parametern (beispielsweise ILS Anflugkategorie) die Wahrscheinlichkeit dafür, dass das Luftfahrzeug eine Ablage vom Sollflugweg er-reicht, die zu einer Kollision mit dem Objekt führt.

Einer der wesentlichsten Unterschiede zwischen beiden Modellen ist, dass im Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM die Zweistufigkeit des ILS-CRMs aufgegeben wird. Das heißt es werden nicht zuerst Wahr-scheinlichkeitsverteilungen um einen Sollflugweg ermittelt und anschließend mit einer Objektdatenbank verglichen, sondern die Objektdatenbank fließt direkt in den Prozess der Bestimmung der Kollisionsrisiken ein.

Anwenderfreundlicher wäre es, wenn auch für das neue GBAS-CRM dieser zweistufige Prozess hätte beibehalten werden können: Die Wahrscheinlichkeitsverteilungen werden mittels Monte-Carlo-Simulationen bestimmt und dann in einem zweiten Schritt mit der Objektdatenbank verglichen. Dies ist jedoch aus Gründen der Abschattung nicht möglich, was im Folgenden kurz erläutert werden soll.

Im ILS-CRM konnten kombinierte Wahrscheinlichkeiten von nahe beieinander befindlichen Objekten mit Hilfe der Abschattungsroutine (vgl. Kapitel 4.6.8, Seite 68) ermittelt werden. Dies war aber nur möglich, da die Sollflugwege gerade und damit ihr Verlauf relativ zu den Objekten eindeutig bestimmt war. Damit konn-ten auch die entsprechenden Abschattungswinkel relativ zu diesem Sollflugweg einheitlich ermittelt wer-den. Bei gekrümmten Sollflugwegen mit variablem Höhenverlauf ist dies nicht mehr gegeben. Es ist nicht mehr möglich, Abschattungsbereiche zu ermitteln, die für alle Objekte im Untersuchungsbereich die glei-che Form haben, da diese von der Bewegungsrichtung des Luftfahrzeuges abhängen und damit nicht kon-stant sind. Wollte man das Prinzip beibehalten, dann müsste man eine Systematik aufbauen, welche die Bestimmung der Abschattungsbereiche in Abhängigkeit von der Lage eines Objektes relativ zum Sollflug-weg erlaubt. Dies wäre zum einen mit einem erheblichen Aufwand bei der Erstellung dieser Systematik verbunden, es müssten Standardanflugwege definiert werden, was die Flexibilität des Modells einschrän-ken würde, es müssten Kompromisse bei der Genauigkeit gemacht werden und zudem würde auch die Anwendung dieser Systematik durch den Verfahrensplaner sehr komplex und damit fehlerträchtig.

Aus diesem Grunde wird im vorgeschlagenen GBAS-CRM die Abschattung der Objekte untereinander durch das Prinzip der Simulationen berücksichtigt. Dadurch, dass ein Simulationslauf abgebrochen wird,


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sobald eine Kollision aufgetreten ist, können die vom Kollisionsobjekt abgeschatteten Objekte für diesen Anflug nicht mehr erreicht werden. Es kann aber durchaus sein, dass das in einem Durchlauf abgeschatte-te Objekt in einem anderen Durchlauf – bei geänderter Parameterkombination – nicht mehr abgeschattet ist, weil sich das Luftfahrzeug entlang eines anderen Flugweges bewegt und damit evtl. aus einer anderen Richtung auf das Objekt stößt. In Summe gibt somit die Relation der Anzahl der das Objekt erreichenden Flugverläufe zur Gesamtzahl der Simulationsdurchläufe die Wahrscheinlichkeit einer Kollision wider – un-ter Berücksichtigung aller Abschattungseffekte.

Das Simulationsmodell des GBAS-CRMs muss alle Phasen des Anfluges und des Fehlanfluges umfassen, denn im Gegensatz zum ILS-CRM ist es nicht möglich, verschiedene Modelle (beispielsweise für den An-flug und den Fehlanflug) einfach miteinander zu verbinden. Dies resultiert daraus, dass während eines Anfluges theoretisch an jedem Ort ein Fehlanflug eingeleitet werden kann, beispielsweise auch in einem gekurvten Segment. Sobald dies geschieht, folgt das Luftfahrzeug nicht mehr dem Sollflugweg zur Bahn, sondern führt die für den Fehlanflug vorgesehenen Prozeduren durch. Es befindet sich aber auch dann noch im Untersuchungsbereich und der Flugverlauf ist damit weiterhin relevant.

Im Simulationsmodell wird dieser Fall dadurch berücksichtigt, dass ein Einflussparameter der Simulation die Wahrscheinlichkeit dafür ist, dass an einem bestimmten Zeitpunkt während des Anfluges ein Übergang vom Modus "Anflug" in den Modus "Fehlanflug" stattfindet. Jeder dieser Modi für sich ist eindeutig definiert und entsprechend kann die Flugspur auch für Anflüge, die im Fehlanflug enden, eindeutig und genau auf-gezeichnet werden.

Ableitung von OAS Wie in Kapitel Ansatz des mathematischen Modells des ILS-CRMs, Seite 62, dargestellt erfolgte die Be-stimmung der OAS für ILS aus den Wahrscheinlichkeitsverteilungen des ILS-CRMs.

Sollen auch aus dem Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM OAS abgeleitet werden, so ist dies prinzipiell möglich. Es ist jedoch zu beachten, dass die Festlegung von OAS immer einen nicht unerheblichen Grad von Standardisierung voraussetzt. Die Festlegung dieser Standardfälle führt aber dazu, dass wesentliche Merkmale des vorgeschlagenen GBAS-CRMs – die Flexibilität und Individualität – stark eingeschränkt würden.

Sollte es dennoch für erforderlich gehalten werden, OAS zu definieren, so können diese mit Hilfe der im Rahmen des GBAS-CRMs verwendeten Monte-Carlo-Simulationen bestimmt werden. Die Eingangspara-meter der jeweiligen Standardfälle wären zunächst festzulegen. Mittels der Simulationen könnte dann eine genügend große Zahl von Flugspuren ermittelt werden, um daraus dann Wahrscheinlichkeitsverteilungen um den Sollflugweg ableiten zu können, welche dann – ähnlich wie beim ILS-CRM – zur Festlegung der entsprechenden OAS benutzt werden könnten.

Datenein- und -ausgabe sowie Objektmodellierung Wie in Kapitel Eingabe der Objekte des ILS-CRMs, Seite 59, beschrieben, erfolgt im ILS-CRM die Objekt-modellierung mittels Spikes und Walls. Aus diesen werden entsprechend Kapitel Objektmodellierung des ILS-CRMs, Seite 61, angepasste Objektdimensionen abgeleitet.

Bereits auf Seite 94 wurde nachgewiesen, dass diese Konzeption für gekrümmte Anflugwege nicht beibe-halten werden kann, da jedes Objekt im Anflugbereich – bedingt durch die theoretisch unbegrenzten Varia-tionsmöglichkeiten des Sollflugweges – relativ zu anfliegenden Luftfahrzeugen quasi jede Position ein-nehmen kann. Die vom ILS-CRM berechneten, angepassten Objektdimensionen werden beim GBAS-CRM dadurch überflüssig, dass hier der Flugverlauf jedes Teils der Geometrie des Luftfahrzeuges beachtet wird. Die geometrischen Daten der Topographie und der eventuellen Luftfahrthindernisse müssen dem Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM also 3-dimensional mittels der heute üblichen Methoden des Vermes-sungswesens (beispielsweise Triangulation) zur Verfügung gestellt werden. Entsprechende Schnittstellen müssen vorgesehen werden. Um eine einfache Erfassung von Objekten zu ermöglichen, wäre es denkbar, dem Anwender einen entsprechenden Katalog von Standardformen (beispielsweise Häuser oder Bäume) zur Verfügung zu stellen.

Bestehende Objektdatenbanken des ILS-CRMs können nicht direkt im GBAS-CRM verarbeitet werden, da – wie diskutiert – die Modellierungsvorschriften nicht kompatibel sind.


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5.5.7 DIE ERFÜLLUNG DER ANFORDERUNGEN DURCH DAS VORGESCHLAGENE REALISIERUNGSKONZEPT

Es ist festzustellen, dass die in Kapitel 5.5.1, Seite 101, formulierten Anforderungen an ein GBAS-CRM mit Hilfe des Ansatzes von Monte-Carlo-Simulationen nahezu vollständig erfüllt werden können. Die einzige Ausnahme ist die, dass die in Kapitel 4.6.2, Seite 58, erläuterten Eingabedaten des ILS-CRMs nicht – wie gefordert – direkt vom neuen GBAS-CRM verarbeitet werden können. Dies resultiert aus den unterschied-lichen Ansätzen.

An dieser Stelle sei jedoch nochmals darauf hingewiesen, dass das Modell erst dann seine Vorteile voll entfalten kann, wenn sichergestellt ist, dass der Rechenaufwand so gering ist, dass die Simulationen beim Verfahrensplaner gerechnet werden können. Da eine Beurteilung dieser Prämisse im Rahmen dieser Ar-beit nicht möglich war, stellt sie eine gewisse Unsicherheit dar.

5.5.8 ZUSAMMENFASSUNG

In diesem Kapitel wurde ein Konzept entworfen, mit dem die Potenziale von GBAS beim Einsatz für Präzi-sionsanflüge voll genutzt werden können. Hierzu wurden zunächst die zu stellenden Anforderungen in einer Art Pflichtenheft zusammengefasst. Daran anschließend wurde erläutert, dass Monte-Carlo-Simulationen es erlauben, das Zusammenwirken von statistisch verteilten Eingangsgrößen zu ermitteln, indem eine große Zahl von Einzelversuchen durchgeführt wird, bei denen diese entsprechend Ihrer Wahr-scheinlichkeitsverteilungen "ausgelost" und anschließend im Simulationsdurchlauf entsprechend ihrer Wirkzusammenhänge zusammengebracht werden. Es konnte festgestellt werden, dass sich Monte-Carlo-Simulationen im Zulassungsprozess von automatischen Landesystemen sehr bewährt haben.

Hierauf aufbauend wurde ein Konzeptvorschlag für ein Monte-Carlo-basierendes GBAS-CRM erarbeitet und erläutert. Dieser sieht vor, dass das Gesamtmodell als ein geschlossener Regelkreis verschiedener, sich gegenseitig beeinflussender Teilmodelle auszuführen ist. Im Ergebnis des Zusammenwirkens dieser Modelle ergibt sich der Verlauf des Anfluges. Die Eingangsparameter jedes Teilmodells ergeben sich ent-weder aus den Ausgangsignalen anderer Teilmodelle – wodurch sich der Regelkreis ergibt – oder sie müssen der Simulation – gegebenenfalls unter Benutzung von Wahrscheinlichkeitsverteilungen – zur Ver-fügung gestellt werden.

Ein Simulationsdurchlauf erfolgt, indem zunächst die Eingangsparameter entsprechend ihrer Wahrschein-lichkeitsverteilungen "ausgelost" werden, das Luftfahrzeug auf den Ausgangspunkt des Anfluges gesetzt wird und anschließend der Regelkreis des Gesamtmodells freigegeben wird. Danach führt das Flugzeug einen "virtuellen" Anflug durch, der von den "ausgelosten" Eingangsgrößen bestimmt wird. Während des gesamten Flugverlaufes wird überprüft, inwiefern das Luftfahrzeug mit der Topographie und eventuellen Luftfahrthindernissen in Konflikt gerät und es damit zum Unfall kommt. Tritt dieser Fall ein, so wird der entsprechende Simulationsdurchlauf an dieser Stelle beendet und der nachfolgende Durchlauf beginnt.

Wiederholt man diese Simulationsdurchläufe häufig genug, so können aus den aufgezeichneten Daten folgende Größen statistisch ermittelt werden:

• Kollisionsrisiko pro Anflug (Total Risk of Collision) – in dem die Gesamtzahl der "verunfallten" ins Verhältnis zur Gesamtzahl aller simulierten Anflüge gesetzt wird. Dieses kann mit dem Target Level of Safety verglichen werden.

• Kollisionsrisiko für ein einzelnes Objekt (Individual Risk of Collision) – in dem die Zahl der Unfälle mit einem bestimmten Objekt ins Verhältnis zur Gesamtzahl aller simulierten Anflüge gesetzt wird.

• Aufenthaltswahrscheinlichkeiten für jeden Punkt im Luftraum um den Flugplatz – indem die Zahl der Flugverläufe, die den betreffenden Punkt berührt haben, in Relation zur Gesamtzahl der Durchläufe gesetzt wird.

Mit diesem allgemeinen Konzept wurde anschließend ein Vorschlag für die Realisierung des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs erarbeitet. Dabei wurde festgestellt, dass ein praktikabler Kompromiss gefun-den werden muss zwischen den Polen "Standardisierung" und "Individualisierung". Während der erstge-nannte vorsieht, dass die Teilmodelle und Eingangsparameter stark standardisiert vorgegeben werden,


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gibt der zweite dem Verfahrensplaner möglichst viele "Stellschrauben" in die Hand, damit dieser das Mo-dell möglichst genau auf die zu untersuchende Situation justieren kann.

Es wurde erläutert, dass es sinnvoll ist, sich die Erfahrungen aus dem Zulassungsprozess automatischer Landesysteme nutzbar zu machen. Aus diesem Grund wird vorgeschlagen, das GBAS-CRM typenspezi-fisch zu gestalten und die nachfolgend genannten Modelle zu übernehmen, wobei auch der Standardisie-rungsgrad, der sich in den Justierungsparametern der Modelle niederschlägt, beibehalten werden soll:

• Modell der Flugdynamik des Luftfahrzeuges • Modell der Steuerungseingaben des Autopiloten • Modell der Atmosphäre • Modell des Navigationssystems für ILS; für GBAS CAT I liegt – wie oben beschrieben – ein entspre-

chendes Modell in Entwurfsform vor.

Einige der weiterhin benötigten Modelle und Eingangsparameter können mit geringem Aufwand neu auf-gebaut werden:

• Modell der Bahn • Modell der Topographie und eventueller Luftfahrthindernisse • Modell der Flugzeuggeometrie • Modell der operationellen Vorgaben

Für die folgenden Modelle und Eingangsparameter besteht noch eine gewisse Planungsunsicherheit, was Aufwand und Möglichkeiten der Modellierung angeht. Aus diesem Grund werden hier auch Vorschläge gemacht, wie Übergangslösungen aussehen könnten:

• Modell der Steuerungseingaben des Piloten

Die Modellierung des Regelverhaltens des Piloten für komplette Anflüge und gegebenenfalls Fehlan-flüge stellt eine gewisse Herausforderung dar und es muss noch geklärt werden, wann entspre-chende Modelle verfügbar sind. Für den Fall, dass diese zunächst nicht realisierbar sind, könnte das GBAS-CRM zunächst nur Landungen berücksichtigen, die mit Hilfe des Autopiloten geflogen wer-den, da hierfür Modelle verfügbar sind.

• Modell der Ausgangsparameter am Beginn der Simulation, wie Ort, Flugzustand und Konfiguration des Luftfahrzeuges

Auch dieses Modell kann erst durch die Aufnahme von entsprechenden Flugdaten realistisch ent-worfen werden. Es könnten zunächst jedoch konservative Schätzungen der Wahrscheinlichkeitsver-teilungen vorgenommen werden, die später durch Flugdaten präzisiert werden.

• Modell sonstiger Parameter:

− Wahrscheinlichkeit für einen Fehlanflug, initiiert durch den Piloten oder die Flugsicherung, ohne dass die Ursache beim Navigationssystem lag

Die Ermittlung entsprechender Wahrscheinlichkeitsverteilungen ist aufgrund fehlender prakti-scher Erfahrungen schwierig. Hier könnten zunächst konservative Schätzungen Anwendung fin-den, die dann durch Erfahrungswerte sukzessive präzisiert werden.

− Auswirkungen aus der Überwachung durch die Flugsicherung Auch hier ist die Datengrundlage momentan unzureichend. Aufgrund dessen könnte hier zu-nächst davon ausgegangen werden, dass die Flugsicherung keinen Einfluss hat, was einer sehr konservativen Annahme entsprechen würde, denn eine Intervention der Flugsicherung sollte ausschließlich zu einer Erhöhung der Sicherheit beitragen.

Der Verfahrensplaner verwendet das Monte-Carlo-basierende GBAS-CRM, indem er die oben genannten Justierungsparameter der einzelnen Modelle entsprechend der Gegebenheiten für den zu prüfenden An-flug setzt und die Simulationen startet. Im Ergebnis erhält er die oben genannten statistischen Auswertun-gen des Total Risk of Collision, des Individual Risk of Collision und der Aufenthaltswahrscheinlichkeiten für jeden Punkt im Luftraum um den Flugplatz.


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Denkbar wäre, dass der Verfahrensplaner nicht alle Luftfahrzeugtypen einzeln prüft, sondern ganze Grup-pen aus einer vorgegebenen Auswahl selektiert. Würden die Gruppen so zusammengestellt, dass sie den Luftfahrzeugkategorien nach ICAO PANS-OPS entsprechen, so könnte die heutige Praxis beibehalten werden, dass alle betrieblichen Vorgaben in Abhängigkeit von der Luftfahrzeugkategorie definiert sind (beispielsweise OCA/H der Instrument Approach Charts).

Durch das Konzept eines typenspezifischen GBAS-CRMs ergibt sich ein bedeutend erhöhter Rechenauf-wand, aber auch die Möglichkeit typenspezifische Anflugrouten zu definieren, was die Individualität und Flexibilität erheblich steigert. Unsicher ist noch, ob der Rechenaufwand so groß ist, dass die Simulationen erst zukünftig auf den lokalen Rechensystemen der Verfahrensplaner durchgeführt werden können. Bis dahin wäre es beispielsweise denkbar, dass der Verfahrensplaner die Justierungsparameter der einzelnen Modelle an eine Zentralstelle gibt und diese über entsprechende Rechenleistung verfügt, um mittels des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs in kurzer Zeit Ergebnisse zu erzielen. Auch könnte sich der Unter-suchungsbereich zunächst – wie beim ILS-CRM – nur auf den Bereich der Anflüge beschränken, der nicht unterhalb der Entscheidungshöhe liegt.

Um die operationellen Vorgaben (beispielsweise minimale Entscheidungshöhe) zu ermitteln, welche die Einhaltung eines vorgegebenen Target Level of Safety sicherstellen, wird auf Seite 114 eine Möglichkeit vorgestellt, wie dies geschehen kann, ohne dass die Simulationen komplett wiederholt werden müssen.

Im Vergleich zum ILS-CRM besitzt das Monte-Carlo-basierende GBAS-CRM folgende Merkmale:

• Untersuchungsbereich

Es können beliebige, fliegbare Sollflugwege und Fehlanflüge bearbeitet werden. Das Prinzip des ILS-CRMs, dass nur Objekte in die Berechnungen einbezogen werden, welche die Basic-ILS-Surfaces durchstoßen, sollte nicht übernommen werden.

Sollte die Modellierung des Regelverhaltens des Piloten im visuellen Teil des Endanfluges nach Er-reichen der Entscheidungshöhe erst zu einem späteren Zeitpunkt zur Verfügung stehen, dann könn-te übergangsweise der Untersuchungsbereich des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs zunächst auf den Bereich oberhalb der Entscheidungshöhe beschränkt bleiben.

• Wahrscheinlichkeitsverteilung, Abschattung und Fehlanflugrate

Im Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM wird die Zweistufigkeit, wie sie beim ILS-CRM bei der Be-stimmung des Kollisionsrisikos zur Anwendung kommt, nicht beibehalten. Das heißt es werden nicht zuerst Wahrscheinlichkeitsverteilungen um einen Sollflugweg ermittelt, um diese dann anschließend mit einer Objektdatenbank zu vergleichen, sondern die Objektdatenbank fließt direkt in den Prozess der Bestimmung der Kollisionsrisiken mit ein. Wie auf Seite 116 beschrieben ist dies aus Gründen der Abschattung nötig.

Das Simulationsmodell des GBAS-CRMs muss alle Phasen des Anfluges und des Fehlanfluges um-fassen, denn im Gegensatz zum ILS-CRM ist es nicht möglich, verschiedene Modelle (beispielswei-se für den Anflug und den Fehlanflug) einfach miteinander zu verbinden.

• Ableitung von OAS

Auch aus dem Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM können OAS abgeleitet werden. Dabei ist je-doch zu beachten, dass die Festlegung von OAS immer einen nicht unerheblichen Grad von Stan-dardisierung voraussetzt. Die Festlegung dieser Standardfälle führt aber dazu, dass wesentliche Merkmale des vorgeschlagenen GBAS-CRMs – die Flexibilität und Individualität – stark einge-schränkt würden.

• Datenein- und -ausgabe sowie Objektmodellierung

Die geometrischen Daten der Topographie und der eventuellen Luftfahrthindernisse müssen dem Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM 3-dimensional mittels der heute üblichen Methoden des Ver-messungswesens (beispielsweise Triangulation) zur Verfügung gestellt werden.

Bestehende Objektdatenbanken des ILS-CRMs können nicht direkt im GBAS-CRM verarbeitet wer-den, da – wie diskutiert – die Modellierungsvorschriften nicht kompatibel sind.

VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE 6 SYSTEMTECHNISCHE BEWERTUNGSMETHODEN

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6 SYSTEMTECHNISCHE BEWERTUNGSMETHODEN ZUR VERGLEICHENDEN EINSTUFUNG VON ALTERNATIVEN

In diesem Kapitel werden systemtechnische Bewertungsmethoden vorgestellt, die dazu eingesetzt werden können, aus einer Menge von gegebenen Alternativen systematisch diejenige auszuwählen, die die Ziele des Anwenders am besten erfüllt. Aus den hier erläuterten Zusammenhängen wird dann im nachfolgenden Kapitel 7, Seite 137, eine eigene Bewertungsmethode entwickelt, die bei der Auswahl zwischen den Alter-nativen für die Entwicklung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge angewendet werden kann.

Kapitel 6.1 gibt zunächst einen Überblick über systemtechnische Bewertungsmethoden zur vergleichenden Einstufung von Alternativen. Daran anschließend wird in Kapitel 6.2, Seite 125, die Nutzwertanalyse näher erläutert und Kapitel 6.3, Seite 128, stellt Verfahren vor, mit denen die einzelnen Schritte der Nutzwertana-lyse durchgeführt werden können.

Die in diesem Kapitel zusammengetragenen Informationen basieren insbesondere auf folgenden Quellen und können dort in vertiefter Form nachgelesen werden: Zangemeister: "Nutzwertanalyse in der System-technik" /200/ und "Erweiterte Wirtschaftlichkeitsanalyse (EWA)" /201/ sowie Haberfellner: "Systems Engi-neering" /81/.

6.1 ÜBERBLICK

Im industriellen Bereich ist das Hauptkriterium für Investitionsentscheidungen der daraus zu erwartende Gewinn und dieser kann mittels der betrieblichen Investitionsrechnung ermittelt und monetär ausgedrückt werden.

Der Gewinn ist aber als alleiniges Zielkriterium bei der Entscheidungsfindung bei einer Vielzahl von Projek-ten nicht hinreichend. Dies gilt insbesondere für Projekte im öffentlichen Bereich. In diesen Fällen sind Verfahren notwendig, mit deren Hilfe die Vielfalt entscheidungsrelevanter Zielkriterien berücksichtigt und die in den unterschiedlichsten Größen indizierten Zielerträge von Projektalternativen zu einer eindeutigen Aussage über den gesamten Projektwert zusammengefasst werden können.

Während die Investitionsrechnung eine eindimensionale, ökonomische Perspektive der Problemanalyse auf der Grundlage von Geldeinheiten darstellt, erlauben systemorientierte Bewertungsmethoden grund-sätzlich eine Problemanalyse in mehreren Zieldimensionen. Zu dieser Methodenkategorie sind die "Kos-ten-Nutzen-Analyse", die "Kosten-Wirksamkeits-Analyse" und die "Nutzwertanalyse" zu rechnen. Neuere Ansätze (beispielsweise Zangemeister /201/) schlagen eine Kombination aus Methoden der Investitions-rechnung und systemorientierten Bewertungsschemata vor.

Die prinzipiellen Unterscheidungsmerkmale der Bewertungsmethoden zum Alternativenvergleich sind fol-gende (vgl. Abbildung 38 auf Seite 122):

(1) Aufbau und Form der Transformationsfunktion zur Ermittlung des Bewertungsmaßes Ni aus den Zielerträgen kij:

Es werden unterschieden:

• "Objektive" Methoden, das heißt das Bewertungsmaß ist entweder identisch mit dem Zielertragsmaß oder es wird durch eine formale, oabjektive Transformation von Zielertragsmaßen abgeleitet. Mit an-deren Worten: Der resultierende Projektwert ist grundsätzlich unabhängig vom Entscheidungsträger bzw. vom Anwender der Bewertungsmethode.

• "Subjektive" Methoden, das heißt das Bewertungsmaß wird durch eine subjektive Transformation von Zielerträgen gewonnen. Dementsprechend ist der abgeleitete Projektwert u. a. Ausdruck der in-dividuellen Präferenzen des Entscheidungsträgers.

6 SYSTEMTECHNISCHE BEWERTUNGSMETHODEN VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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(2) Art und Anzahl der transformierbaren Ziele bzw. Zielerträge:

Es werden unterschieden:

• Eindimensionale Methoden, bei denen nur ein einziges Ziel unmittelbar berücksichtigt werden kann. Aufgrund dieser wesentlichen Beschränkung müssen entweder alle situationsrelevanten Ziele mit demselben Maß messbar sein oder man beschränkt sich bei der Lösung des Entscheidungsprob-lems notgedrungen auf solche Ziele, für die diese Forderung zutrifft.

• Mehrdimensionale Methoden, bei denen mehrere Ziele explizit berücksichtigt werden können, und zwar:

− beschränkt viele Ziele, wenn spezielle Anforderungen an die Zielmessbarkeit gestellt werden,

− unbeschränkt viele Ziele, wenn keine speziellen Anforderungen an die Zielmessbarkeit gestellt werden.

Zielsystem Mehrdimensional

Lösungsweg

Eindimensional

Beschränkt Unbeschränkt

1.1 1.2 1.3

"Objektiv" (Funktionalkon-

zept)

• Investitionsrechnung[€/€]; [€]

• Programmieransät-ze [€]

• Kosten-Effektivitäts- Analyse z.B. [m2/€]

–

2.1 2.2 2.3

"Subjektiv" (Nutzenkonzept)

–

• "Reine" Kosten-Nutzen- Analyse [€/€]; [€]

• Nutzwertanalyse [-]

• Kosten-Wirksamkeits-Analyse [Punktwerte/€]

Abbildung 38: Systematik von Bewertungsmethoden (Eigene Darstellung in Anlehnung an /200/)

Nachfolgend werden einige Beispiele für Bewertungsmethoden kurz vorgestellt:

• Wirtschaftlichkeitsanalysen

Zu diesen Methoden – die in Abbildung 38 Feld 1.1 entsprechen – gehören statische (beispielsweise Kosten-, Gewinn- und Rentabilitätsvergleichrechnung sowie Amortisationsrechnung) und dynami-sche Verfahren der Investitionsrechnung (beispielsweise Kapitalwertmethode, Methode des internen Zinsfußes, Annuitätenmethode). Diese Methoden reichen bei mehrdimensionaler Zielsetzung zur Bewertung oft nicht aus, denn es besteht die Gefahr, dass die nicht monetären Auswirkungen un-vollständig, unübersichtlich und unsystematisch analysiert und bewertet wurden.

Da diese eindimensionalen ökonomischen Bewertungsmethoden für die hier behandelte Problem-stellung nicht relevant sind, sei für weitere Details auf die betriebswirtschaftliche Fachliteratur ver-wiesen.

• Kosten-Effektivitäts-Analyse

Die Kosten-Effektivitäts-Analyse (KEA, Feld 1.2 in Abbildung 38) stellt gewöhnlich den Versuch dar, die monetären Kosten eines Projektes, dessen Erfolg nicht in Geldeinheiten messbar sein muss, zu minimieren bzw. umgekehrt, den physischen Ertrag bei gegebenem Budget zu maximieren /173/. Das heißt die KEA setzt den "Physischen Output" eines Projektes ins Verhältnis zu den erforderli-chen Kosten (Euro-Input). Als Entscheidungskriterium wird die Höhe des Verhältnisses zwischen Output und Input herangezogen.


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Das ursprüngliche und wichtigste Anwendungsfeld der KEA liegt im militärischen Bereich. Typische Fragestellungen, die man versucht hat, mit Hilfe einer KEA zu beantworten, lauten beispielsweise: Bis zu welchem Umfang werden Flugzeuge vorteilhafter im Depot als auf dem Stützpunkt repariert? Soll ein neues Kampfflugzeug mit bestimmten möglichen Eigenschaften entwickelt werden oder nicht?

Zur Bewertung werden in solchen Anwendungsfällen besonders wichtige technische Zielgrößen un-mittelbar ins Verhältnis zu den erforderlichen Kosten gesetzt, wie beispielsweise Nutzlast (kg) zu Kosten (Euro) oder Reichweite (km) zu Kosten (Euro) usw.

• Kosten-Nutzen-Analyse

Die Kosten-Nutzen-Analyse (KNA, engl. Cost Benefit Analysis, CBA, Feld 2.2 in Abbildung 38 auf Seite 122) ist ein vor allem in öffentlichen Haushaltswirtschaften angewendetes Verfahren zur ver-gleichenden Bewertung von Objekten oder Handlungsalternativen, insbesondere öffentlicher Infra-struktur-Investitionsvorhaben. Sie ist nach der Verwaltungsvorschrift zu §7 Abs. 2 der Bundeshaus-haltsordnung wie folgt definiert:

"Die Kosten und der Nutzen der zu untersuchenden Maßnahmen werden möglichst in Geld bewertet und einander gegenübergestellt. Grundlage der Bewertung sind tatsächliche, berichtigte oder zu un-terstellende Marktpreise."

Es werden hierzu die zukünftigen, auf den gegenwärtigen Zeitpunkt abdiskontierten Kosten und Nut-zen (Erträge) des einzelnen Projektes bestimmt und mit den entsprechenden Größen alternativer Investitionsobjekte verglichen. Gewählt wird die Alternative mit der größten Differenz zwischen Nut-zen (Erträgen) und Kosten. Die Anwendung der Methode verlangt die Benennung und monetäre Bewertung aller relevanten Nutzen (positive Projekteigenschaften) und Kosten (negative Projektei-genschaften). Da auf der Nutzenseite nur solche Projektziele berücksichtig werden können, deren Zielerträge sich auch sinnvoll in Geldeinheiten ausdrücken lassen, wird die KNA nur zu den "be-schränkt mehrdimensionalen" Methoden gerechnet. Zu den "subjektiven" Bewertungsmethoden ist sie deshalb zu rechnen, weil die Bewertung der Nutzengrößen in Geldeinheiten entweder durch di-rekte subjektive Schätzungen des Entscheidungsträgers oder indirekt subjektiv über einen Markt-preismechanismus erfolgt.

Der Hauptnachteil der KNA besteht darin, dass sie sehr manipulationsanfällig ist, da die Bewer-tungsmaßstäbe der Kosten und Nutzen, der Umfang der in das Kalkül einbezogenen externen Effek-te, die Bestimmung des Diskontfaktors sowie die Berücksichtigung von Nebenwirkungen nicht "ob-jektiv" festgelegt werden können.

• Nutzwertanalyse

Sehr häufig ist die Forderung der Kosten-Nutzen-Analyse nach der monetären Erfassbarkeit aller Größen nicht situationsgerecht. In solchen Fällen ist dann ergänzend oder alternativ die Bewertung durch einen Nutzwertanalyse (NWA, Feld 2.3 in Abbildung 38 auf Seite 122) vorzunehmen, die als Spezialfall auch den Ansatz der Kosten-Wirksamkeits-Analyse (KWA) mit umfasst.

Bei der NWA darf das Zielsystem beliebig viele Ziele enthalten, die qualitativ und/oder quantitativ in unterschiedlichen Einheiten beschreibbar sein können. Ferner ist es grundsätzlich zulässig, dass der Entscheidungsträger differenzierte Zielpräferenzen besitzt, was darin zum Ausdruck kommt, dass die Zielerfüllung bei den einzelnen Zielen für ihn von unterschiedlicher relativer Bedeutung ist.

Man definiert somit: Die Nutzwertanalyse ist eine Bewertungsmethode, welche die Analyse einer Menge komplexer Handlungsalternativen umfasst mit dem Zweck, die Elemente dieser Menge ent-sprechend den Präferenzen des Entscheidungsträgers bezüglich eines multidimensionalen Zielsys-tems zu ordnen. Die Abbildung dieser Ordnung erfolgt durch die Angabe der Nutzwerte (Gesamt-werte) der Alternativen./200/

Aufgrund der Bedeutung der Nutzwertanalyse für diese Arbeit wird sie in Kapitel 6.2 ab Seite 125 vertieft dargestellt.


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• Kosten-Wirksamkeits-Analyse

Die Kosten-Wirksamkeits-Analyse (KWA, auch als Nutzwert-Kosten-Analyse bezeichnet, Feld 2.3 in Abbildung 38 auf Seite 122) stellt einen Spezialfall der NWA dar. Sie verbindet die Erfassung der monetären Auswirkungen im Rahmen einer Wirtschaftlichkeitsanalyse mit der Erfassung der nicht monetär erfassbaren Größen im Rahmen einer Nutzwertanalyse. Die KWA ist nach der Verwal-tungsvorschrift zu §7 Abs. 2 der Bundeshaushaltsordnung wie folgt definiert:

"Soweit bei Kosten oder Nutzen eine Quantifizierung in Geld nicht möglich oder nicht sinnvoll ist, wird eine Bewertung in nicht monetären Einheiten vorgenommen. Maßstab der Bewertung sind das zugrundegelegte Zielsystem und die Gewichtung der einzelnen Ziele."

Bei der KWA geht das Kostenziel nicht als Argument in die Nutzwertfunktion ein. Das heißt die Kos-ten eines Projektes werden nicht in einen Zielwert nij transformiert, sondern abschließend direkt dem Nutzwert gegenübergestellt, der für die übrigen Ziele ermittelt wurde. Da die zusammenfassende Gegenüberstellung von Kosten und Nutzen dem Prinzip der ökonomischen Wirtschaftlichkeitsbe-trachtung entspricht, wird das Verfahren der KWA heute in der Praxis häufig bevorzugt angewendet.

• Erweiterte Wirtschaftlichkeitsanalyse

Zangemeister führt in seinem 2000 erschienenen Buch zur Erweiterten Wirtschaftlichkeitsanalyse (EWA) /201/ den Ansatz der Kosten-Wirksamkeits-Analyse der getrennten Ausweisung von monetä-ren und nicht-monetären Größen weiter und schlägt vor, die monetären Größen zusätzlich in direkte und indirekte einzuteilen. Der Grund hierfür liegt darin, dass verschiedene indirekte Effekte einer Al-ternative zwar mit Geldgrößen zu beschreiben sind, diesen dann jedoch eine sehr große Fehlertole-ranz anhaftet. Trennt man diese Größen nicht von den recht genau – beispielsweise im Rahmen der Investitionsrechung – bestimmbaren direkten monetären Auswirkungen einer Alternative, so wird der akkumulierte Wert aus direkten und indirekten monetären Auswirkungen eine ähnlich große Fehler-toleranz aufweisen wie die indirekten Effekte. Dadurch wird die Verwendbarkeit des Ergebnisses er-heblich beeinträchtigt.

Zangemeister schlägt vor, die Kriterien für die Bewertung von Alternativen in verschiedene Arten einzuteilen und diese dann stufenweise auszuarbeiten. Er unterscheidet:

− Stufe 1: direkte monetäre, − Stufe 2: indirekte monetäre und − Stufe 3: nicht monetäre Kriterien.

Aus dieser Vorgehensweise ergeben sich verschiedene Vorteile:

− Die monetären Kriterien können bewertungsmethodisch mit den traditionellen Verfahren der Investitionsrechnung finanzanalytisch erfasst werden. Dies führt dazu, dass die Akzeptanz dieses Modells gesteigert wird, da der Anwender die ihm bekannten und bewährten Instrumente wieder erkennt.

− Die in der Stufe 1 zusammengefassten Größen beschreiben die direkt aus der Wahl einer Alternative folgenden – monetär beschreibbaren – Effekte. Direkt heißt in diesem Zusammenhang auch, dass diese Effekte mit einer guten Genauigkeit ermittelt werden können. Die indirekten monetären Effekte hingegen sind nur mit einer deutlich geringeren Genauigkeit bestimmbar. Würde man direkte und indirekte monetäre Effekte in einem Wert zusammenfassen, so würde auch dieser nur die Genauigkeit der Kriterien der Stufe 2 aufweisen. Dies wird durch die getrennte Ausweisung der Stufen 1 und 2 vermieden.

− Die in der Stufe 3 ausgewiesenen nicht monetären Kriterien werden nutzwertanalytisch zusammengefasst.

− Dem Entscheider werden die Ergebnisse der drei Stufen getrennt vorgelegt. Dadurch wird ihm ein deutlich differenzierterer Blick auf die zu untersuchenden Alternativen möglich, als wenn die Ergebnisse zu nur einem Wert zusammengefasst würden.


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6.2 DIE NUTZWERTANALYSE

6.2.1 EINFÜHRUNG

Wie oben bereits erwähnt, darf das Zielsystem bei der Nutzwertanalyse (NWA) beliebig viele Ziele enthal-ten, die qualitativ und/oder quantitativ in unterschiedlichen Einheiten beschreibbar sein können. Ferner ist es grundsätzlich zulässig, dass der Entscheidungsträger differenzierte Zielpräferenzen besitzt, was darin zum Ausdruck kommt, dass die Zielerfüllung bei den einzelnen Zielen für ihn von unterschiedlicher relativer Bedeutung ist.

Die Nutzwertanalyse dient der systematischen Entscheidungsvorbereitung unter Berücksichtigung einer Vielzahl entscheidungsrelevanter Zielkriterien. Aufgabe der Nutzwertanalyse ist die Ermittlung derjenigen Alternative, deren Zielwertkombination einen maximalen Gesamtnutzen verspricht, wobei die Komplexität der Entscheidungsproblematik mit der Komplexität möglicher Projektalternativen wächst. Der Nutzwert als Ergebnis der Nutzwertanalyse stellt den subjektiven, durch die Tauglichkeit zur Bedürfnisbefriedigung be-stimmten Wert eines Gutes dar.

Die gesuchten Nutzwerte stellen jeweils das Ergebnis einer ganzheitlichen Bewertung sämtlicher Zielerträ-ge einer Alternative dar. Ein Nutzwert ist direkt nicht als Ertragsgröße zu verstehen, sondern kann nur im Hinblick auf das relevante Wertsystem, bestehend aus Zielsystem und zugehörigen Präferenzen des Ent-scheidungsträgers, als solche interpretiert werden. Er ist entsprechend der Definition der Nutzwertanalyse zunächst nur ein dimensionsloser Ordnungsindex, der verbal oder durch Zahlen ausgedrückt sein kann.

Das besondere Merkmal der Nutzwertanalyse ist, dass die Ermittlung des Gesamtnutzens nicht aus-schließlich aufgrund objektiver Informationen über die Zielerträge der unterschiedlichen Projektalternativen erfolgt, sondern auch subjektive Informationen berücksichtigt werden. Diese bestehen in explizit zu formu-lierenden Präferenzaussagen der Entscheidungsträger (Einzelperson oder Gremium) bzw. der durch ihn beauftragten sachverständigen Experten über die relative Bedeutung der Zielkriterien und der zu erwar-tenden Zielerträge.

6.2.2 DAS GRUNDMODELL DER NUTZWERTANALYSE

Die Lösung der mehrdimensionalen Bewertungsaufgabe erfolgt bei der NWA in mehreren Transformati-onsschritten, welche die aktive Mitwirkung des Entscheidungsträgers bzw. der von ihm beauftragten Ex-perten erfordern, indem diese so genannte "Präferenzurteile" abgeben müssen. Dabei wird von der Erfah-rungstatsache ausgegangen, dass die durch verschiedene Zielerträge kij mehrdimensional beschriebene Sachverhalte gewöhnlich zu unübersichtlich sind, als dass sie durch einen einzigen globalen Urteilsakt begründet unterschieden werden könnten. Dementsprechend wird die Bewertungs- bzw. Transformations-aufgabe zunächst in mehrere Teilbewertungen aufgespaltet, die psychometrisch lösbar und entschei-dungslogisch – im Rahmen bestimmter Annahmen – vertretbar sind.

Die logische Grundstruktur des nutzwertanalytischen Ansatzes zeigt Abbildung 39. In der Praxis geht man bei der Nutzwertanalyse in mehreren Schritten vor:

Schritt 1: Definition und Ordnung von Zielen zu einem Zielsystem

Es werden systematisch Projektziele kj, beispielsweise mit Hilfe eines Zielbaumes, aufgestellt.

Schritt 2: Gewichtung der Ziele

Den Projektzielen kj werden entsprechend ihrer Bedeutung relative Gewichte gj zugeordnet.

Schritt 3: Beschreibung der Zielerträge der Alternativen

Die zu vergleichenden Alternativen Ai werden bezüglich ihrer zielrelevanten Konsequenzen möglichst eindeutig beschrieben, das heißt es werden ihre Zielerträge kij angegeben.


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Schritt 4: Bestimmung der Zielwerte – Bewertende Einstufung der Alternativen je Zielkriterium

Die Alternativen werden der Reihe nach für jedes der m Ziele entsprechend ihrer Zielerträge, beispielsweise durch direkte Beurteilung des Entscheidungsträgers und Zuordnung entspre-chender Zahlen (Zielwerte nij) nach ihrer Vorzugswürdigkeit geordnet, das heißt es werden ins-gesamt m eindimensionale Präferenzordnungen aufgestellt.

Schritt 5: Nutzwertermittlung durch stufenweise Wertsynthese der Zielwerte im Zielbaum

Unter Berücksichtigung der relativen Gewichte der einzelnen Ziele werden mit Hilfe einer ent-scheidungslogischen Wertsyntheseregel die m eindimensionalen Präferenzordnungen zu einer m-dimensionalen Präferenzordnung zusammengefasst. Diese Ordnung der Alternativen wird durch deren Nutzwerte Ni ausgedrückt.

k1 k2 . . kj . . km

A1 k11 k12 . . k1j . . k1m

A2 k21 k22 . . k2j . . k2m

: : : : :Ai ki1 ki2 . . kij . . kim

: : : : :An kn1 kn2 . . knj . . knm

A1 n11 n12 . . n1j . . n1m

A2 n21 n22 . . n2j . . n2m

: : : : :Ai ni1 ni2 . . nij . . nim

: : : : :An nn1 nn2 . . nnj . . nnm

g1 g2 . . gj . . gm

A1 N1

A2 N2

: :Ai Ni

: :An Nn

Kriterien

Kriterien-gewichte

Alte

rnat

iven

Nutzwerte

Alte

rnat

iven

Alte

rnat

iven

Aufstellung des Zielsystems

Zielertragsmatrix [kij]

Abbildung der Alternativen im Zielsystem durch

Zielerträge

Zielwertmatrix [nij]

Abbildung der Alternativen im Wertsystem durch m

eindimensionale Präferenz-ordnungen [nij], j = konst.

Zielpräferenzen

Gewichtung des Zielsystems mit Hilfe einer

Skalierungsmethode

Nutzwertmatrix [Ni]

Abbildung der Alternativen im Wertesystem durcheine m-dimensionalePräferenzordnung [Ni]

Wertsynthese von m+1 Präferenzordnungen mit Hilfe einer Entscheidungsregel

Einstufung ("Benotung")der Zielerträge der Alternativen

Abbildung 39: Allgemeine Aufbaulogik einer Nutzwertanalyse


Das Aufbauprinzip einer Nutzwertanalyse besteht grundsätzlich darin, dass ein Objektsystem "Projekt-Alternativen" im Wertsystem "Präferenzstruktur und Zielsystem" in m Zieldimensionen als empirisches


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Ordnungsmuster [kij] darzustellen. Dieses muss dann durch einen Bewertungsvorgang in eine Präferenz-ordnung [Ni] der Alternativen transformiert werden.

Wie eingangs bereits gezeigt wurde, ist es im allgemeinen nicht möglich, die Bewertung durch einen ein-zelnen Urteilsakt zu vollziehen. Denn die bewusste, das heißt gedanklich kontrollierte Auflösung eines mehrdimensionalen empirischen Ordnungsmusters und die Verknüpfung solcher Objektinformationen mit subjektiven Präferenzen kann gedanklich nicht befriedigend durch eine globale Bewertung bewältigt wer-den. Um ein rational begründetes Bewertungsergebnis zu erhalten, bedarf es vielmehr einer Methodik, die es erlaubt, sämtliche Problemaspekte der multidimensionalen Bewertung systematisch bei der Urteilsbil-dung und -formulierung zu berücksichtigen.

In Abbildung 39 ist die Logik eines entsprechenden Ansatzes zur Lösung des Bewertungsproblems zu-sammen mit den vorangehenden Schritten der Nutzwertanalyse dargestellt. Ausgehend von den Endglie-dern der Zielketten eines zweckmäßigerweise hierarchisch strukturierten Zielsystems, durch die die ent-scheidungsrelevanten Zielkriterien kj beschrieben sind, werden die Alternativen Ai durch explizite Angabe ihrer Zielerträge kij in der Zielertragsmatrix [kij] dargestellt. Ihre Elemente sind als numerische und/oder verbale Beschreibung von Zielerträgen zu verstehen. Jede Spalte j der Zielertragsmatrix dient dann in dem folgenden Schritt jeweils einmal als sachliche Informationsgrundlage für m Teilbewertungen. Die an sich simultan vorzunehmende gedankliche Fixierung sämtlicher Zielerträge kij und deren wertender Vergleich werden also aufgespaltet. Anstatt die Nutzwerte Ni direkt durch einen globalen Urteilsakt, dem m Wertdi-mensionen gleichzeitig zugrunde gelegt werden, zu bestimmen, werden die Alternativen Ai schrittweise, für jedes der m Zielkriterien kij gesondert, gegeneinander abgewogen und geordnet. Durch eindimensionale Werturteile wird jedem Zielertrag kij ein Zielwert nij so zugeordnet, dass dieser Zielwert die relative Stellung der Alternative Ai in der Wertschätzung des Entscheidungsträgers im Vergleich zu den übrigen Alternativen bezüglich des Zielkriteriums k.j zum Ausdruck bringt. Mit anderen Worten werden also die m Spalten der Zielertragsmatrix durch direkte Beurteilung in m eindimensionale Präferenzordnungen – dargestellt durch die Spalten der Zielwertmatrix [nij]j=konst. – transformiert. Die Alternativen sind damit im Wertsystem durch n • m Zielwerte abgebildet. Die Elemente nij beschreiben jeweils den ungewogenen Teilnutzen der Alternati-ve Ai bezüglich des Zielkriteriums k.j. Sie können mit Hilfe unterschiedlicher Skalentypen beispielsweise "gut", "befriedigend" etc., durch Rangplätze oder durch Punktzahlen ausgedrückt sein (vgl. dazu Kapitel 6.3.2, Seite 131).

Die Zerlegung der m-dimensionalen Bewertungsaufgabe in m eindimensionale Teilbewertungen macht es – wie aus Abbildung 39 hervorgeht – notwendig, dass die Ergebnisse der Teilbewertungen zu einer "richti-gen" Gesamtbewertung zusammengefasst werden. Diese Wertsynthese besteht im Hinblick auf die einzel-nen Alternativen in einer rationalen Verknüpfung von deren Teilnutzen nij zum Gesamtnutzen Ni bzw. in Hinblick auf das Bewertungsproblem in einer systematischen Zusammenfassung von m eindimensionalen Präferenzordnungen zu einer m-dimensionalen Präferenzordnung. Hierbei ist offenbar auch der gewöhn-lich vorliegenden Tatsache Rechnung zu tragen, dass die Zielkriterien k.j. für den Entscheidungsträger von unterschiedlicher Bedeutung sein können. Dementsprechend müssen die Teilnutzen nij einer Alternative mit unterschiedlichem Gewicht in ihren Gesamtnutzen eingehen bzw. sind die m Präferenzordnungen bei ihrer Verknüpfung unterschiedlich stark zu berücksichtigen. Der Entscheidungsträger muss also auch sei-ne diesbezüglichen Präferenzen formulieren und eine Präferenzordnung der Zielkriterien vornehmen, be-vor die Wertsynthese durchgeführt werden kann. Für sie soll folgendes Lösungsprinzip maßgebend sein:

Die Zielwerte nij einer Alternative Ai werden mit Hilfe einer im Einzelfall vorzugebenden Entscheidungs-regel nach Maßgabe der den Zielkriterien k.j subjektiv beigemessenen relativen Gewichte gi zum Nutz-wert Ni zusammengefasst, wobei die Gewichte gj konstante Faktoren seien, die unabhängig sind von der Höhe der Zielwerte n.j bzw. der Zielerträge k.j.

Außer der Gewichtung der Zielkriterien erfordert die Wertsynthese eine Regel, die vorschreibt, wie aus den m Spalten der Zielwertmatrix nij die einspaltige Nutzwertmatrix Ni ermittelt werden kann. Je nachdem, wel-cher Skalentyp den eindimensionalen Präferenzordnungen zugrunde liegt und wie die darin enthaltenen Informationen weiterverarbeitet werden, sind unterschiedliche Entscheidungsregeln zur Wertsynthese denkbar.


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Formal liegt der Nutzwertanalyse folgende Problemstellung zugrunde. Gegeben sind n Alternativen Ai, die Vektorelemente

Ai = ki1, ki2, . . . kij . . . , kim

des kartesianischen Produktes

K = k.1 x k.2 x . . . k.j . . . x k.m

darstellen. Dieses Vektorprodukt beinhaltet die Gesamtheit aller denkbaren Alternativen, deren Anzahl sich aus der Zahl der Kombinationsmöglichkeiten möglicher Zielerträge k.j ergibt. Ob alle diese Alternativen realisierbar sind, spielt hier zunächst keine Rolle. Gesucht ist nun eine so genannte Nutzen- oder Präfe-renzfunktion

N. = PR ( k.1, k.2 . . . k.j . . . k.m ),

die über K so definiert ist, dass durch sie jeder Alternative Ah, die einer Alternative Ai vorgezogen wird, eine reelle Zahl Nh zugeordnet wird, für die gilt:

Nh > Ni,

bzw. – wenn die Alternativen als gleichwertig betrachtet werden –

Nh = Ni.

Nimmt man nun nutzenunabhängige Zielkriterien an, so ist das gleichbedeutend mit der Unterstellung einer additiven Nutzenfunktion. Statt der oben genannten Gleichung hat man in diesem Fall also

N. = PR [ PR1(k.1) + PR2(k.2) + . . . + PRj(k.j) + . . . + PRm(k.m) ]

bzw. mit

n.j = PRj(k.j) ( = Zielwerte )

N. = PR ( n.1, n.2, . . . n.j, . . . n.m )

Wird darüber hinaus angenommen, dass die für die Wertsynthese maßgebenden Präferenzen durch kon-stante Gewichte gj zutreffend berücksichtigt werden können – das heißt konstanter Gesamtnutzenzuwachs ∆N je Teilnutzeneinheit n.j – so erhält man statt den folgenden Ausdruck:

N. = ∑=

•m

1jjj ng

Diese additive Nutzenfunktion hat sowohl empirisch, als auch theoretisch sehr große Bedeutung erlangt. Sie entspricht in ihrem Aufbau häufig beobachtetem Entscheidungsverhalten in der Praxis und hat zugleich den Vorteil, dass sie als theoretisches Bewertungs- bzw. Entscheidungsmodell für den Entscheidungsträ-ger gut nachvollziehbar und in der Anwendung auch verfahrensmäßig vergleichsweise einfach handhabbar ist.

6.3 VERFAHREN ZUR DURCHFÜHRUNG DER SCHRITTE DER NUTZWERTANALYSE

Nachdem in Kapitel 6.2 ab Seite 125 die Nutzwertanalyse theoretisch vorgestellt wurde, sollen in diesem Kapitel die Werkzeuge bzw. Verfahren diskutiert werden, die die Anwendung der Nutzwertanalyse in der Praxis ermöglichen. Es werden spezielle Verfahrenstechniken vorgestellt zur

• Aufstellung von Zielsystemen und Bestimmung bewertungsrelevanter Zielkriterien (Zielbaumverfah-ren, vgl. Kapitel 6.3.1),

• Ermittlung eindimensionaler Präferenzordnungen für die Zielgewichtung und bewertende Einstufung von Zielerträgen der Alternativen (Skalierungsmethoden, vgl. Kapitel 6.3.2, Seite 131),

• Gewichtung der Ziele (vgl. Kapitel 6.3.3, Seite 133) und

• Synthese der eindimensionalen Präferenzordnungen zu einem Gesamtnutzwert der Alternativen (Wertsyntheseregeln, vgl. Kapitel 6.3.4, Seite 134).


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6.3.1 AUFSTELLUNG EINES ZIELSYSTEMS

Für eine sachlich vollständige und entscheidungslogisch rationale Bewertung von Alternativen ist es not-wendig, dass zunächst die angestrebten Ziele formuliert und als Vergleichsmaßstäbe in Form von Zielkrite-rien operationalisiert werden. Die Lösung dieser Aufgabe erfolgt im Rahmen der Zielplanung mit Hilfe des so genannten Zielbaumverfahrens.

Das Zielbaumverfahren dient zur systematischen Aufsuche und Ordnung von Zielen. Dem dabei maßge-benden systemtheoretischen Zielbegriff liegt die in Abbildung 40 dargestellte handlungsorientierte Modell-vorstellung zugrunde. Danach gilt allgemein:

Ziele sind angestrebte Handlungsfolgen.

Dieser Interpretation liegt die Vorstellung zugrunde, dass sich ein Entscheidungsträger (Problemlöser) zweckrational verhält, wenn er seine Handlungen an deren voraussichtlichen Folgen orientiert. Diese Fol-gen können grundsätzlich darin bestehen, dass durch die entscheidungsabhängig ausgelöste Handlung Zustandsänderungen, das heißt Maßnahme-Wirkungen, eintreten oder aber Objekteigenschaften, die als solche bereits existieren, für den Entscheidungsträger nutzbar gemacht werden.

Im ersten Fall spricht man von "wirkungsorientierten" und im zweiten Fall von "eigenschaftsorientierten" Zielen bzw. Zielsystemen. Dabei gilt folgende Definition:

Ein Zielsystem stellt die nach Wirkungsbeziehungen geordnete und präferenzgerecht bewertete (ge-wichtete) Gesamtheit aller situationsrelevanten Ziele dar.

Bei der Aufstellung eines Zielsystems werden beide Zielkategorien im Zielbaumverfahren nach denselben strukturlogischen Regeln behandelt (Ordnung nach Zweck-Mittel-Beziehungen).

Handlung(z.B. Projekt)

Handlungsfolgen•Ökonomisch•Technisch•Organisatorisch•Soziale•usw.

Positive NeutraleNegative

Relevant für die Aufstellung eines Zielsystems Abbildung 40: Modell zur Definition von Zielen (Eigene Darstellung in Anlehnung an /200/)

Das Zielbaumverfahren ist, formal gesehen, ein mehrstufiger Definitionsprozess. Ausgangspunkt dieses Prozesses ist eine Umschreibung des zu analysierenden Problemfeldes im Sinne einer globalen Gesamt-zielsetzung.

Dieses Problemfeld wird dann schrittweise unter sacheingrenzenden Gesichtspunkten soweit in Zielberei-che, Unterbereiche etc. zerlegt, bis ein unmittelbarer Bezug zwischen problemlösenden Maßnahmen und Teilproblemen bzw. Teilzielen hergestellt werden kann. Dabei verlangt die Logik der Untergliederung, dass die Lösung der Teilziele definitionsgemäß zur vollständigen Lösung des Gesamtziels bzw. des Gesamt-problems führen.

Veranschaulicht man sich diesen Definitionsprozess graphisch, dann entsteht die Struktur eines Baumes. In diesem Baum stehen die Verzweigungsknoten stellvertretend für definierte Probleme und die gerichte-


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ten Verbindungen zwischen ihnen (Äste) zeigen stellvertretend für Mittel-Zweck-Beziehungen auf, wie die Lösungen von Teilproblemen zur Lösung übergeordneter Probleme führen.

Praktisch wird dieser Definitionsprozess durch eine globale Formulierung des Gesamtzieles und eine vor-läufige Sammlung aller möglichen Zielaussagen eingeleitet, die zunächst in einem Zielkatalog zusammen-gestellt werden. Davon ausgehend werden dann die verschiedenen Zielelemente des Zielkataloges geord-net und sukzessive zu einem Zielbaum ergänzt.

Dabei können die Ziele im Zielbaum horizontal nach den verschiedensten funktionalen oder sachlichen Merkmalen in Zielgruppen angeordnet werden (vgl. Abbildung 41).

Vertikal werden die Ziele dagegen grundsätzlich nach Mittel-Zweck-Beziehungen zwischen Unter- und Oberzielen in Form von Zielketten geordnet. Die Relation "Mittel zum Zweck" ist hier gleichbedeutend mit der Relation "ersetzbar durch". Das heißt ein Oberziel ist vollständig erreicht, wenn sämtliche, direkt untergeordneten Unterziele erreicht wurden. Die Bewertung einer Maßnahme im Hinblick auf ein Oberziel braucht infolgedessen immer nur aufgrund der zugehörigen "untersten" Unterziele vorgenommen zu wer-den. Diese können auf den einzelnen Ästen des Zielbaumes – je nach Informationsbedarf und Detaillie-rungsmöglichkeit – auf unterschiedlichen Stufen des Zielbaumes fixiert und damit als Zielkriterien (Bewer-tungsmaßstäbe) für den Alternativenvergleich festgelegt werden (vgl. auch Abbildung 41). Als Zielkriterien werden hierbei also messbare Größen bezeichnet, welche sich in der Zielhierarchie auf der untersten E-bene befinden und den Grad der Erreichung eines Teilziels dokumentieren. Man definiert also:

Zielkriterium: Dient ein Ziel direkt, das heißt ohne weitere Detaillierung als Grundlage für die Bewertung, so wird von einem Zielkriterium k.j gesprochen.

Die Kriterien der unterschiedlichen Teilziele müssen sich nicht zwingend auf derselben Stufe befinden, da sich in der Regel nicht alle entscheidungsrelevanten Ziele gleichermaßen durch mehrstufige Zweck-Mittel-Beziehungen spezifizieren lassen.

Diese Mittel-Zweck-Analyse von Zielen ist das wirksamste heuristische Prinzip zur Bewältigung der Ziel-problematik. Man kann es sowohl anwenden, um von "oben nach unten" globale Oberziele über verschie-dene Zielstufen durch eine Folge zunehmend verzweigter und detaillierter Unterziele zu konkretisieren, als auch umgekehrt von "unten nach oben", indem man einzelne Detailziele systematisch im Hinblick auf ge-meinsame Oberziele fortlaufend ergänzt.

Unter-ziele

Gesamtziel

B CA Ober-ziele

A3 A4A1 A2

Zwischen-ziele

B3 B4B1 B2

Ziel-kriterien

B2.4B2.3B2.2B2.1

D

Abbildung 41: Prinzip des Zielbaumverfahrens

Endpunkte der Zielketten sind die bewertungsrelevanten Zielkriterien (Eigene Darstellung)


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Zusammengefasst sind die Vorteile dieses hierarchischen Aufbaus eines Zielsystems in Form eines Ziel-baumes in folgendem zu sehen:

• Die systematisierte Zielsuche vermindert die Gefahr, dass situationsrelevante Bewertungsaspekte vergessen werden. Das heißt durch Beachtung der angegebenen Ordnungsmerkmale kann eine zunächst ungeordnete Zielmenge schrittweise zu einem inhaltlich vollständigen Zielsystem entwi-ckelt werden. Dies ist Voraussetzung für eine sachlich zutreffende, systembezogene Bewertung und damit für eine rationale Entscheidungsfindung (Vollständigkeit des inhaltlichen Bewertungsmaßsta-bes).

• Die abgestufte, definitionslogische Zieldarstellung im Zielbaum vermeidet, dass womöglich diesel-ben Zielinhalte infolge unterschiedlicher Formulierungen mehrfach und damit unbewusst mit zu gro-ßem Gewicht in die Bewertung und Entscheidungsfindung einfließen (Eindeutigkeit des inhaltlichen Bewertungsmaßstabes).

• Ein Zielbaum ermöglicht die systemgerechte Bestimmung von Zielprioritäten (Zielgewichten). Anstatt sämtliche Gewichte der Ziele gleichzeitig in einem globalen Urteilsakt zu schätzen, können diese stufenweise entlang von Zielketten über die relativen Gewichte von Oberzielen, Zwischenzielen usw. "gedanklich kontrolliert" für einzelne Zielgruppen, ermittelt werden (Gewichtungstransparenz).

6.3.2 SKALIERUNG VON PRÄFERENZORDNUNGEN

Nach dem nutzwertanalytischen Ansatz müssen zur Lösung der mehrdimensionalen Bewertungsaufgabe die Zielgewichte gj und die Zielwerte nij als Präferenzordnungen abgebildet werden.

Formal besteht diese Skalierungsaufgabe darin, jeweils eine Menge von Elementen unter einheitlichen Gesichtspunkten miteinander zu vergleichen und dieses Vergleichsergebnis in "geeigneter" Form mitzutei-len. Eine solche Einstufung von Elementen ist nichts anderes als die Vornahme einer Messung. Infolge-dessen kann das eindimensionale Bewertungsproblem mit den Mitteln der Messungstheorie behandelt werden.

Die Definition von Messen lautet: Messen besteht im Zuordnen von Zahlen zu Objekten nach einer Regel, so dass bestimmte Relationen zwischen den Zahlen analoge Relationen zwischen den Objekten reflektieren. (vgl. Campbell /44/, S.126)

Man spricht daher in diesem Zusammenhang statt von Bewertung – das heißt also der relationstreuen Wiedergabe von Vorzugswürdigkeiten durch Zahlen – häufig auch von Nutzmessungen. Den grundsätzli-chen Zusammenhang zwischen dem Messgegenstand "Zielertrag", dessen Präferenzwirkung und dem zur Abbildung dieser Wirkung erforderlichen Urteilsschema zeigt Abbildung 42. Nach diesem Modell der mes-senden Bewertung müssen im konkreten Fall vereinbart werden:

• Eine Skala (beispielsweise 1, 2, 3, 4, 5) mit der Festlegung, welche Relationen zwischen den Zahlen der Skala (ihre Folge, Differenz, etc.) für die Abbildung der Relationen maßgebend sein sollen. Nur dann können Operationen mit den zugeordneten Zahlen stellvertretend für die empirischen Präfe-renzreaktionen auch logisch befriedigend durchgeführt werden. Zu unterscheiden sind hier "Klas-senskalen" (Nominalskalen), "Rangskalen" (Ordinalskalen) und "Punktskalen" (Kardinalskalen). Die Eigenschaften dieser Skalen beschreibt Zangemeister vertieft in /200/ (vgl. dazu auch Abbildung 43).

• Eine Vorschrift darüber, in welcher Form die Urteilsperson ihre Reaktion mitteilen soll (Skalierungs-methode).

Unterstellt man beispielsweise, dass eine Urteilsperson wie ein Messinstrument "funktioniert" und in der Lage ist, quantitative Urteile abzugeben, so sind beispielsweise die gesuchten Zielwerte direkt durch den jeweils genannten Skalenwert bestimmt oder sie können – falls eine gewisse Urteilsvariabilität infolge Be-wertungswiederholung vorliegt – mit Hilfe eines Mitteilungsverfahrens errechnet werden, sofern bestimmte Konsistenzforderungen erfüllt werden.


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Bereich subjektiver NutzenempfindungBereich subjektiver Nutzenempfindung

Alternativen

„Wahrer“ Nutzwert(Präferenzkontinuum)

„Punkteskala“ 1(Kardinalskala)

„Rangskala“ 2(Ordinalskala)

„Klassenskala“ 3(Nominalskala)

Nutzenmessung durch wertende Einstufung

ZunehmendeInformations-und Urteils-

Anforderungen

Unbefried. Befried. Gut Sehr Gut

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10

3 2 1

A1 A3A2

Abbildung 42: Zusammenhang zwischen Messgegenstand und möglichen Bewertungsskalen


Welchen Skalentyp man im Einzelfall zweckmäßigerweise bei der Abbildung von Präferenzen anwendet, kann nicht unabhängig von den speziellen Situationsgegebenheiten angegeben werden. Grundsätzlich bringt eine Punkteskala (höchstes Skalenniveau) eine größere Operationalität der Bewertungsergebnisse bei der Wertsynthese mit sich. Gleichzeitig erfordert ein hohes Skalenniveau aber auch einen hohen In-formationsgrad sowie große Urteilskraft und Erfahrung der Urteilspersonen.

Skalentyp Nominal Ordinal Intervall Verhältnis

Sinnvolle Aussage

Gleichheit Verschiedenheit größer, kleiner

Gleich- und Verschiedenheit von Intervallen

Gleich- und Verschiedenheit von Summen, Vielfachen und

Quotienten

Bekanntes Beispiel Farbskala Härteskala Temperatur-

messung Längen- und

Gewichtsmessung

Zulässige Transformation der Messwerte x

x' = c c = jedes beliebige Unterscheidungs-

merkmal

x' = f (x) f (x) = monoton

wachsende Funktion

x' = ax+b mit a > 0 (lineare

Transformation)

x' = ax mit a > 0

(multiplikative Transformation)

Sinnvolle statistische Operationen

• Frequenzstatistik • Median • Quartil • Rangkorrelation

• Arithm. Mittel • Streuung • Korrelation • F-Test

• Geometr. Mittel • Variabilitäts-

Koeffizient

Abbildung 43: Eigenschaften und Operationalität der wichtigsten Skalentypen der messenden Bewertung (Eigene Darstellung in Anlehnung an /200/)

In der Praxis hat sich die Angabe der Zielgewichte in Prozentpunkten bewährt (kardinale Skala). Bei der Ermittlung der Zielwerte haben empirische Untersuchungen gezeigt, dass man gewöhnlich mit einer Skala von 7 Punkten auskommt.


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6.3.3 ZIELGEWICHTUNG

Da man in der Praxis gewöhnlich nicht alle Ziele gleichzeitig vollständig erreichen kann, sondern die ver-fügbaren Maßnahmen in der Regel nur unterschiedliche Zielerfüllungsgrade ermöglichen, muss man in der Planung Zielprioritäten bestimmen. Diese sollen allgemein ausdrücken, in welchem relativen Ausmaß die Zielerreichung angestrebt wird. Pragmatisch formuliert, ist also die Frage zu beantworten, für wie relativ wichtig der Entscheidungsträger die Erfüllung der Ziele im Vergleich zueinander ansieht. Um hierauf eine Antwort geben zu können, muss der Entscheidungsträger entsprechende Ziel-Präferenzen haben. Andern-falls sind die Ziele als "gleichgewichtig" anzusehen.

Es gibt verschiedene Vorgehensweisen zur Abfrage bzw. Skalierung der Zielpräferenzen und der rechneri-schen Ermittlung von Zielrelevanzen bei wirkungsorientierten – bzw. von Zielgewichten bei eigenschafts-orientierten – Zielsystemen (bspw. "Methode des direkten Paarvergleiches", "Methode der sukzessiven Vergleiche", "Methode der konstanten Summen").

Für die hier zu bearbeitende Problemstellung ist die "Methode der direkten Gewichtszuordnung" die zu präferierende. Nach dieser ordnet der Entscheidungsträger den Zielelementen die Zielgewichte direkt zu, indem er eine vorgegebene Punktzahl (beispielsweise 100) entsprechend seiner subjektiven Einschätzung der relativen Bedeutung der Ziele verteilt. Um eine möglichst bewusste Urteilsbildung und damit auch eine größere Wiederholungsstabilität zu erreichen, sollte man die Gewichtszuordnung stufenweise je Zielver-zweigung durch entsprechende Verhältnisschätzungen der Knotengewichte vornehmen und daraus die Stufengewichte mittelbar bestimmen. Gelegentlich werden die Stufengewichte aber auch unmittelbar an-gegeben, indem die Gesamtpunktsumme einfach nach "Augenschein" aufgeteilt wird, wobei man gewöhn-lich vom Gesamtziel ausgeht und später die Punktzuordnung noch einmal durch Quervergleiche überprüft.

Unabhängig davon, mit welcher Methode die Gewichte bestimmt werden, in allen Fällen erweist sich erfah-rungsgemäß die Anzahl der zu gewichtenden Ziele bzw. Zielkriterien, wenn sie mehr als etwa 10 Elemente beträgt, hinsichtlich der Urteilsanforderungen als Engpassfaktor. Eine wesentliche Erleichterung der Ur-teilsaufgabe kann dabei jedoch die ohnehin für die Zieldefinition empfohlene Anordnung der Ziele in einem Zielbaum bieten, was zugleich eine erheblich höhere Transparenz – und damit eine Objektivierung – mit sich bringt.

Obwohl bei der Nutzwertanalyse zur Bewertung von Projektalternativen nur die als Endpunkte von Zielket-ten festgelegten Zielkriterien kij unmittelbar als Bewertungsmaßstäbe benötigt werden, und daher im Grun-de genommen auch nur für diese Kriterien Zielgewichte gj notwendig sind, ist es bewertungsmethodisch vorteilhaft, wenn alle Zielelemente des Zielbaumes in den Gewichtungsprozess eingehen, dabei aber die benötigten Vergleichsurteile jeweils nur auf bestimmte Teilmengen der Ziele bezogen werden. Dabei geht man zweckmäßigerweise wie folgt vor:

• In einem ersten Schritt wird zunächst nacheinander in jeder Verzweigung des Zielbaums nach der relativen Bedeutung dieser Teilziele in Bezug auf das unmittelbar vorgelagert Oberziel gefragt, in-dem dazu eine der oben genannten Methoden zur Abfrage der Urteildaten angewendet wird. Dies führt zu einer "handlichen" Aufspaltung des Gewichtungsproblems und zur Bestimmung so genann-ter "Verzweigungsrelevanzen" oder "Knotengewichten" (vgl. Abbildung 44).

• In einem zweiten Schritt werden dann die so genannten "Systemrelevanzen" oder "Stufengewichte" gj dadurch bestimmt, dass die im Gesamtziel vorzugebende Gesamtpunktzahl (beispielsweise 1, 100 oder 1.000) entsprechend den ermittelten Knotengewichten in den Zielverzweigungen stufen-weise von oben nach unten verrechnet wird (vgl. Abbildung 45).

In Abbildung 44 und Abbildung 45 ist diese Vorgehensweise für den Fall einer stufenweisen, direkten Ge-wichtszuordnung durch Prozentpunkte veranschaulicht. Die im Rahmen der Nutzwertanalyse benötigten Gewichte der Zielkriterien entsprechen dann den auf der untersten Zielbaumstufe bzw. an den Endpunkten der Zielketten ausgewiesenen Stufengewichten gj, deren Summe sich zu 1,0 bzw. zu der Zahl aufaddiert, die an der Spitze des Zielbaumes als Gesamtgewicht festgelegt wurde.


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100 Punkte (Gesamtziel)

50% 40%10%

20%50%20%10%20%40%40%

Bewertung durch prozentuale Punkteverteilung in jeder Zielverzweigung Abbildung 44: Bestimmung von "Verzweigungsrelevanzen" oder "Knotengewichten"


100 Punkte (Gesamtziel)

50 Punkte 40 Punkte10 Punkte

8Pkt.

20Pkt.

8Pkt.

4Pkt.

10Pkt.

20Pkt.

20Pkt.

Verteilung der 100 Punkte des Gesamtzieles entsprechend den geschätzten Prozentangaben in Abbildung 44 Abbildung 45: Errechnung der "Systemrelevanzen" oder "Stufengewichte"


6.3.4 ENTSCHEIDUNGSREGELN ZUR WERTSYNTHESE

Die Zerlegung der m-dimensionalen Bewertungsaufgabe in m eindimensionale Teilbewertungen macht es notwendig, dass die Ergebnisse der Teilbewertungen zu einer "richtigen" Gesamtbewertung zusammenge-fasst werden. Dementsprechend müssen die Zielwerte jeder Alternative in geeigneter Form miteinander zum Nutzwert (Gesamtnutzen) verknüpft werden. Dieser kann wie folgt definiert werden:

Nutzwert Ni: Eine subjektive Größe, die die relative Stellung der Alternative Ai in der Präferenzordnung [Ni] bezüglich aller Kriterien k.j beschreibt.

Formal besteht diese Wertsynthese in einer systematischen Zusammenfassung von m eindimensionalen Präferenzordnungen zu einer m-dimensionalen Präferenzordnung. Hierbei ist zusätzlich dem Umstand Rechnung zu tragen, dass die Zielkriterien k.j für den Entscheidungsträger von unterschiedlicher Bedeu-tung sein können. Dementsprechend müssen die Zielwerte nij einer Alternative mit unterschiedlichen Ge-wichten gj in den Gesamtnutzen eingehen.

Zur Lösung dieser Transformationsaufgabe ist eine entscheidungslogisch begründete Verknüpfungsregel notwendig. Die Logik einer solchen Regel sollte grundsätzlich so beschaffen sein, dass

• der durch die Zielwerte und Zielgewichte bestimmte Informationsgehalt möglichst vollständig be-rücksichtigt wird,

• die abgeleitete Rangordnung der Alternativen – ausgedrückt durch die Nutzwerte – vollständig und widerspruchsfrei ist,

• das gewonnene Ergebnis invariant ist gegenüber der jeweils bestehenden Transformationsfreiheit in den verwendeten Zielwertskalen.


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Außer der rein formallogischen, numerischen Wertsynthese von Zielwerten sind graphische Auswertungen der Zielwerte von Alternativen in Form von Wertprofilen möglich. Die Wertsynthese erfolgt in diesem Fall gleichsam visuell, da der Entscheidungsträger sich ein Bild über die Zusammensetzung des Nutzwertes der Alternativen in den einzelnen Zieldimensionen machen kann. Für die Praxis empfiehlt sich die kombi-nierte Anwendung von Wertprofilen und numerischer Wertsynthese.

Bei Wertsynthesen muss grundsätzlich beachtet werden, welche Art von Skala (Skalenniveau) bei der Einstufung verwendet wurde. Eine sinnvolle Auswertung der Zielwerte setzt nämlich voraus, dass die logi-sche Bedeutung der Zielwert-Zahlen richtig berücksichtigt wird, das heißt Einstufungs- und Auswertungs-skala müssen zusammenpassen.

Sowohl bei den Regeln der numerischen Wertsynthese als auch bei den graphischen Wertprofilen wird ein bestimmtes Skalenniveau vorausgesetzt, welches die Einstufungsdaten (Zielwerte) erfüllen müssen. Ska-lenabhängig kommen dann verschiedene Verknüpfungsprinzipien zur Anwendung. Für die im Rahmen dieser Arbeit verwandten kardinalen Skalen erfolgt die Wertsynthese durch Zusammenfassung der mit den Zielgewichten multiplizierten Zielwerten. Die Zusammenfassung wird in der Praxis am häufigsten durch Addition (Additionsregel) vorgenommen, was entscheidungstheoretisch und empirisch begründet werden kann.


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VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE 7 ANWENDUNG SYSTEMT. BEWERTUNGSMETHODEN

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7 DIE ANWENDUNG DER SYSTEMTECHNISCHEN BEWERTUNGSMETHODEN FÜR DIE ERMITT-LUNG VON VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-PRÄZISIONSANFLÜGE

In diesem Kapitel werden die in Kapitel 6, Seite 121ff, vorgestellten systemtechnischen Bewertungsmetho-den zur vergleichenden Einstufung von Alternativen auf die im Rahmen dieser Arbeit zu bearbeitende Problemstellung angewandt. Es werden also Hilfsmittel geschaffen, die den Entscheider – das Obstacle Clearance Panel (OCP) der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation (ICAO) – dabei unterstützen, den op-timalen Weg für die Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge zu finden.

Zunächst muss hierzu die Ausgangssituation beschrieben werden, was in Kapitel 7.1 geschieht. Im An-schluss daran werden die in Kapitel 6.2.2, Seite 125, vorgestellten Schritte einer Nutzwertanalyse syste-matisch bearbeitet, so dass die nachfolgenden Kapitel mit diesen Schritten korrespondieren. Zunächst wird ein Vorschlag für ein Zielsystem entwickelt, um daran anschließend zu erläutern, wie die entsprechende Gewichtung vonstatten geht. Danach wird gezeigt, wie die Zielerträge und -werte der Alternativen ermittelt werden. Abschließend werden in Kapitel 7.7, Seite 152, Möglichkeiten diskutiert, wie die Informationen sinnvoll für eine Entscheidung aufbereitet werden können. Kapitel 7.8, Seite 155, erläutert dann, wie mit-tels der vorher generierten Informationen und Übersichten eine Entscheidung über den einzuschlagenden Weg getroffen werden kann.

7.1 DIE AUSGANGSSITUATION

7.1.1 DIE ZUR AUSWAHL STEHENDEN ALTERNATIVEN

In diesem Kapitel sind die Alternativen für die Schaffung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge zu identifizieren, die mittels der systemtechnischen Instrumente zu bewerten sind.

In Kapitel 5, Seite 73ff, wurden verschiedene Methoden für die Erarbeitung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge diskutiert. Diese sind:

1. ILS-Äquivalenzmethode

2. RNP-Ansatz (RNP – Required Navigation Performance)

3. Weiterentwicklung des ILS-CRMs

4. Entwicklung eines neuen GBAS-CRMs

Diese Methoden können entweder isoliert angewendet oder miteinander kombiniert werden. Die Kombina-tionen aus den Methoden werden als Wege bezeichnet und stellen die Alternativen im Sinne des Auswahl-problems für diese Arbeit dar (zu den theoretischen Zusammenhängen vgl. Kapitel 6, Seite 121).

Sobald die möglichen Wege als Kombination der Methoden identifiziert wurden, können diese mittels des in diesem Kapitel ermittelten Zielsystems bewertet werden, um am Ende jedem Weg einen Grad der Erfül-lung des Zielsystems in Form des Nutzwertes zuordnen zu können. Diese Zahl gibt dann Auskunft über die zu präferierende Methode.

Im Folgenden werden mögliche Wege – als Kombinationen aus den oben genannten Methoden – aufge-zeigt und diskutiert. Aus rein kombinatorischer Sicht ergibt sich folgende Problemstellung:

Die n = 4 Methoden können zu verschiedenen Teilmengen unterschiedlicher Größe k kombiniert werden. k wird nach unten durch die Mindestgröße kmin = 1 (mindestens eine Methode muss zur Anwendung kom-men) und nach oben durch die Maximalgröße kmax = 4 (alle Methoden finden Anwendung) beschränkt.

7 ANWENDUNG SYSTEMT. BEWERTUNGSMETHODEN VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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Rechnerisch bedeutet dies für die Zahl der möglichen Kombinationen Cges:

=

−=

kn

)!kn(!k!nCk

n mit n = 4 und 1 ≤ k ≤ 4

das heißt

15146444

34

24

14

Cges =+++=

+

+

+

=

oder als Matrix dargestellt:

k=41. ILS-Äquivalenzmethode x x x x x x x x2. RNP-Ansatz x x x x x x x x3. Weiterentwicklung des ILS-CRMs x x x x x x x x4. Entwicklung eines neuen GBAS-CRMs x x x x x x x xM

etho

de

k=2 k=3k=1Kombinationsmöglichkeiten

Abbildung 46: Rechnerische Kombinationsmöglichkeiten der Methoden zu Wegen

(Eigene Darstellung)

Zum Zeitpunkt der Erstellung dieser Arbeit ist die ILS-Äquivalenzmethode bereits in der Anwendung. Das heißt die Auswahl der Wege wird eingeschränkt auf diejenigen, die diese Methode beinhalten. Dies führt zur folgenden Darstellung:

k=1 k=41. ILS-Äquivalenzmethode x x x x x x x x2. RNP-Ansatz x x x x3. Weiterentwicklung des ILS-CRMs x x x x4. Entwicklung eines neuen GBAS-CRMs x x x x

Kombinationsmöglichkeiten

Met

hode

k=2 k=3

Abbildung 47: Kombinationsmöglichkeiten der Methoden zu Wegen,

welche die ILS-Äquivalenzmethode einschließen (Eigene Darstellung)

In Kapitel 5.3, Seite 82, wurde der RNP-Ansatz ausführlich diskutiert. Dabei wurde festgestellt, dass dieses Konzept für die Bestimmung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge aus den verschie-densten Gründen nicht in Frage kommt. Deswegen müssen alle Wege, die den RNP-Ansatz einschließen, von der weiteren Analyse ausgeschlossen werden. Daraus ergeben sich die für diese Arbeit zu prüfenden Wege wie in der folgenden Abbildung dargestellt.

1 2 3 41. ILS-Äquivalenzmethode x x x x3. Weiterentwicklung des ILS-CRMs x x4. Entwicklung eines neuen GBAS-CRMs x xM

etho

de

Weg

Abbildung 48: Sinnvolle Wege für die Ermittlung von Verfahrenskriterien

für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge (Eigene Darstellung)

Die in Abbildung 48 dargestellten Wege gestalten sich wie folgt:

• Weg 1

Für die Entwicklung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge wird ausschließlich die ILS-Äquivalenzmethode angewandt.


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• Weg 2

Für die Entwicklung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge wird zunächst die ILS-Äquivalenzmethode angewandt, gleichzeitig wird aber auch das ILS-CRM weiterentwickelt und es werden – sobald möglich – aus diesem neue GBAS CAT I-OAS abgeleitet. Am Ende der Ent-wicklungs- und Implementierungsphase wird das ILS-CRM so modifiziert worden sein, dass es GBAS CAT I im Rahmen seiner systembedingten Grenzen optimal berücksichtigt.

• Weg 3

Auch dieser Weg umfasst zunächst die Verwendung der ILS-Äquivalenzmethode, gleichzeitig wird jedoch ein neues GBAS-CRM aufgebaut. Am Ende der Entwicklungs- und Implementierungsphase steht ein Monte-Carlo-basierendes GBAS-CRM zur Verfügung, dass auch ILS-Anflüge simulieren kann. Wenn nötig können für bestimmte Sollflugwege OAS ermittelt werden, welche wie die ILS-OAS Anwendung finden können.

• Weg 4

Dieser Weg stellt die Kombination aus Weg 2 und Weg 3 dar: Zunächst wird die ILS-Äquivalenzmethode verwendet, das ILS-CRM wird wie für Weg 2 geschildert weiterentwickelt und es kommt – sobald verfügbar – das neue GBAS-CRM wie für Weg 3 geschildert zur Anwendung.

7.1.2 SZENARIEN FÜR DIE ZUKÜNFTIGE ENTWICKLUNG

Wie bereits in Kapitel 3.3, Seite 33, diskutiert, kann GBAS entweder uneingeschränkt oder als ILS look-alike zur Anwendung kommen. Derzeit ist letzteres schon in der Anwendung, für die Zukunft muss disku-tiert werden, ob dies so bleibt oder ob uneingeschränktes GBAS auch zum Einsatz kommt.

In Abhängigkeit davon, in welcher dieser Formen GBAS in Zukunft zur Anwendung kommt, müssen die Verfahrenskriterien gestaltet werden. Dieses bedeutet aber, dass die relative Vorzugswürdigkeit einer Al-ternative für die Entwicklung von Verfahrenskriterien davon abhängig ist, wie die zukünftige Entwicklung verlaufen wird. Aus diesem Grund werden die Alternativen für zwei verschiedene Szenarien untersucht:

• Szenario 1:

Sobald möglich wird GBAS nicht mehr als ILS look-alike, sondern uneingeschränkt eingesetzt.

• Szenario 2:

GBAS wird auch in der Zukunft nur als ILS look-alike eingesetzt.

In den folgenden Ausführungen wird aus Gründen der Übersichtlichkeit zunächst nur ein Szenario erläu-tert. Dieses soll das Szenario 1 sein, da damit zu rechnen ist, dass sich zumindest langfristig uneinge-schränktes GBAS durchsetzen wird. In Kapitel 7.6, Seite 150, wird dann erläutert, wie sich die systemtech-nischen Instrumentarien verändern, wenn man von Szenario 2 ausgeht.

7.2 DEFINITION UND ORDNUNG VON ZIELEN ZU EINEM ZIELSYSTEM

7.2.1 ABGRENZUNG

Verfahrenskriterien dienen dem Zweck, das technologisch Mögliche für den Flugbetrieb nutzbar zu ma-chen. Es muss also strikt auf die klare Unterscheidung geachtet werden zwischen:

• einerseits den Auswirkungen und Nutzeneffekten, die sich allein daraus ergeben, dass diese Tech-nologien samt ihrer Möglichkeiten durch die entsprechenden Verfahrenskriterien in den Betrieb imp-lementiert werden können, und

• andererseits den Auswirkungen und Nutzeneffekten, die sich ursächlich auf die verwandten Verfah-renskriterien zurückführen lassen.


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Die folgende Aufzählung benennt einige der Nutzeneffekte, die ihre Ursache in der verfügbaren Technolo-gie haben und bei denen die Verfahrenskriterien nur ein Mittel sind, diese nutzbar zu machen:

• Einführung von Präzisionslandeverfahren auf Flugplätzen wo dies vorher nicht möglich war,

• Geringere Kapitalbindung und Unterhaltskosten für Bodenequipment,

• Weniger Aufwand für Flugverkehrskontrolle,

• Verringerung der meteorologisch bedingten Schließzeiten von Flugplätzen durch evtl. Reduktion der OCA/H,

• Image-Verbesserung des Luftverkehrs,

• Innovationsschub für Gesamtwirtschaft,

• Beschäftigungseffekte.

Bei der Auswahl der optimalen Vorgehensweise für die Gestaltung von GBAS CAT I-Verfahrenskriterien muss also sichergestellt werden, dass das Zielsystem auch berücksichtigt, wie gut die Potenziale der Technologien genutzt werden. Dies dokumentiert sich beim nachfolgend vorgestellten Zielsystem in den Zielkriterien B6 bis B8, welche die Nutzung der Potenziale von GBAS beinhalten, beispielsweise Führung im Fehlanflugsegment, gekurvte Anflüge mit variablem Höhenverlauf und von der Entfernung zur Schwelle unabhängigen Sensitivität der Anzeige.

7.2.2 ENTWURF DES ZIELSYSTEMS

In diesem Kapitel wird ein Vorschlag für ein Zielsystem erarbeitet, das die Prioritäten des Obstacle Clea-rance Panels (OCP) der ICAO widerspiegeln soll. Dieses kann als Diskussionsgrundlage verwendet und gegebenenfalls vom OCP modifiziert werden.

Das Zielsystem wird entsprechend der in Kapitel 6.3.1, Seite 129ff, erläuterten Vorgehensweise mittels Zielbaumverfahren entwickelt.

Wie in Abbildung 41, Seite 130, dargestellt, ist zunächst das Gesamtziel festzulegen. Dieses ist im An-schluss entsprechend den Mittel-Zweck-Beziehungen aufzugliedern. Das heißt alle benannten Oberziele müssen vollständig erreicht worden sein, wenn alle eingeschlossenen Unterziele ebenfalls erreicht wur-den.

Zum Verständnis sei nochmals kurz auf die Verwendung der Begriffe eingegangen: Wird hier von Oberzie-len gesprochen, dann meint dies nicht zwangsläufig die zweite Ebene des im Rahmen dieser Arbeit aufge-stellten Zielsystems, sondern geht von der relativen Perspektive im Kontext aus. Das heißt für die Teilziele der dritten Ebene sind die Teilziele der zweiten Ebene die Oberziele. Umgekehrt sind hier die Ziele der dritten Ebene die Unterziele der zweiten Ebene. Mit Zielkriterien sind in dieser Arbeit immer die Enden der jeweiligen Zielketten gemeint. Diese können in jeder Zielebene liegen. Weitere Details finden sich in Kapi-tel 6.3.1, Seite 129ff.

Ausgehend von den erläuterten Grundlagen wird im Folgenden ein Zielsystem eingeführt, dass bei der Auswahl der optimalen Vorgehensweise für die Schaffung von GBAS CAT I-Verfahrenskriterien Anwen-dung finden soll. Alle angestrebten Projektwirkungen bzw. -eigenschaften werden in einem projektbezoge-nen Zielsystem geordnet dargestellt. Dies erfolgt mit Hilfe des so genannten Zielbaumverfahrens, das zu einem hierarchisch strukturierten Zielsystem führt. Dieses Zielsystem ist in Abbildung 49 dargestellt und wie folgt zu lesen:

• Die Ebenen des Zielbaums sind durch die Spalten gekennzeichnet, die mit der jeweiligen Nummer der Ebene überschrieben sind. Beispielsweise gehört das Gesamtziel in die Ebene 1, das Teilziel "A Geringer Entwicklungs- und Implementierungsaufwand" zur Ebene 2, das Teilziel "A1 Geringer di-rekter Aufwand" zu Ebene 3 usw.


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• Die Nummerierung der Teilziele drückt aus, zu welchem Oberziel das jeweilige Teilziel gehört. Das heißt, dass das Teilziel "A1.1 Geringer Aufwand für Erarbeitung des theoretischen Gerüstes" ein Un-terziel zum Teilziel "A1 Geringer direkter Aufwand" darstellt und dieses wiederum ist Unterziel zum Teilziel "A Geringer Entwicklungs- und Implementierungsaufwand".

• Die Abhängigkeiten der Ziele voneinander, also die Struktur des Zielbaums wird durch die Färbung der Bereiche deutlich gemacht. Beispielsweise umfasst das Teilziel A die Unterziele A1 bis A3. Dies erkennt man daran, dass die Spalte, in der das A steht, nach unten hin solange nicht durch einen horizontalen Strich unterbrochen wird, wie die aufgeführten Teilziele noch Unterziele zu A darstellen. Hierdurch soll eine Art Klammer symbolisiert werden.

1 2 3 4

A Geringer Entwicklungs- und Implementierungsaufwand

A1 Geringer direkter Aufwand

A1.1 Geringer Aufwand für Erarbeitungdes theoretischen Gerüstes

A1.2Geringer Aufwand für Kalibrierung und Validierung des theoretischen Gerüstes (Datenaufnahme durch Flugversuche)

A1.3Geringer Aufwand für Erstellung einer evtl. notwendigen Software, die für Anwendung durch Verfahrensplaner bestimmt ist

A2 Geringer indirekter Aufwand

A2.1 Geringer Aufwand für formelle Umstellung der Vorschriften

A2.2 Geringer Aufwand für Umstellung der Verfahrensplaner, ihrer Werkzeuge und Daten

A3 Leichte Implementierung

A3.1 Gute politische Durchsetzbarkeitdurch hohe Akzeptanz

A3.2 Problemlose ÜbergangsphaseA3.3 Adäquater Zeitplan

B Große Anwendungsvorteile

B1 Justierung des Target Level of Safety einfach möglich

B2 Einfache Berücksichtigung vonbspw. Verkehrsdichte, Luftraumstruktur

B3Hohe Flexibilität und Individualitätdurch Berücksichtigung einergroßen Zahl von Einflussparametern

B4 Hohe Verlässlichkeit der Ergebnisse

B5 Leichte, sichere und wenig aufwendige Anwendbarkeit für Verfahrensplaner

B6 Nutzung des Potenzials der bei GBAS möglichen Führung im Fehlanflugsegment

B7Nutzung des Potenzials der bei GBASmöglichen gekurvten Anflügemit variablem Höhenverlauf

B8Nutzung des Potenzials der bei GBASvon der Entfernung zur Schwelleunabhängigen Sensitivität der Anzeige

B9 Gute Erweiterbarkeit für zukünftige technische Innovationen

BeschreibungEbene

Gesamtziel: Optimaler Weg zur Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-PräzisionsanflügeVoraussetzung: Sicherheit gewährleistet

Abbildung 49: Das Zielsystem zur Bestimmung des optimalen Weges zur Ermittlung

von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge (Eigene Darstellung)

An der Spitze der Zielhierarchie steht das Gesamtziel "Optimaler Weg zur Ermittlung von Verfahrenskrite-rien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge", das sachlich über mehrere Stufen definitorisch in Zwischen- bzw. Unterziele verzweigt und damit konkretisiert wird.

In diesem Fall wurde ein Zielprogramm mit vier Ebenen und m = 17 Elementen auf der untersten Stufe entwickelt.


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Das in Abbildung 49 dargestellte Zielsystem weist als Grundvoraussetzung aus: "Sicherheit gewährleistet". Es wäre entscheidungstheoretisch möglich, die Sicherheit als ein Teilziel mit in die Zielbaumhierarchie aufzunehmen. Davon wurde jedoch aus folgenden Gründen Abstand genommen:

• Würde die Sicherheit als ein Teilziel beschrieben, so wäre quasi eine Substituierbarkeit durch die Er-füllung anderer Teilziele gegeben. Das heißt eine Methode, die das Teilziel "Sicherheit" evtl. nicht gut erfüllt, in den anderen Teilzielen sehr gute Ergebnisse erzielt, könnte unter Umständen als zu präferierende Methode ausgewiesen werden. Dies wäre unter dem Aspekt des besonders hohen Si-cherheitsbedürfnisses im Luftverkehr völlig inakzeptabel.

• Jede der vorgestellten Methoden muss die Ansprüche an die Sicherheit gleichermaßen erfüllen. Es wird also ein Sicherheitsniveau vorgegeben und dieses muss von jeder Methode erfüllt werden. Eine Differenzierung über dieses Teilziel zwischen den einzelnen Methoden wäre also ohnehin nicht möglich.

Das Gesamtziel untergliedert sich in die zwei Oberziele:


Hier ist der Aufwand als negativer Nutzen für die Entwicklung und Implementierung neuer GBAS CAT I Verfahrenskriterien in die Praxis zu berücksichtigen.

B Große Anwendungsvorteile

Dieses Teilziel fasst Zielkriterien zusammen, die im Zusammenhang mit der Anwendung nach der Implementierungsphase eine Rolle spielen.

Diese Aufteilung wurde aus folgenden Gründen gewählt:

• Das Teilziel A umfasst zeitlich beschränkte Prozesse. Das heißt nach einer Entscheidung über die anzuwendende Methode ist zunächst die Entwicklungsarbeit und dann die Implementierung zu leis-ten. Danach ist das System etabliert und man muss mit den Vor- und Nachteilen der gewählten Me-thode in der Anwendung leben.

• Es ist eine deutliche Trennung zwischen einmaligem und dauerhaftem Aufwand und Nutzen gege-ben.

• Die gewählte Aufteilung entspricht der intuitiv naheliegendsten. Das heißt auch ohne entscheidungs-theoretische Vorkenntnisse würde man die zwei Teilgebiete getrennt durchdenken und für jede Me-thode die Vor- und Nachteile in der Anwendung den Aufwendungen und Schwierigkeiten in der Ent-wicklung und Implementierung gegenüberstellen.

• Durch die gewählte intuitive Struktur wird die Akzeptanz dieses Ansatzes deutlich erhöht.

In der Literatur findet man immer wieder Nutzwertanalysen, die am Ende jeder Alternative eine abs-trakte Zahl – den Nutzwert – zuordnen. Dem Entscheider wird dann empfohlen, die Alternative mit dem höchsten Nutzwert zu wählen. Die Praxis zeigt jedoch, dass die überwiegende Zahl der Perso-nen diesem "beschränktem Blick" auf nur eine Zahl eher skeptisch gegenübersteht.

Eine viel stärkere Akzeptanz finden hingegen entscheidungsunterstützende Instrumente, die dem Entscheider eine größere Menge von Informationen zur Verfügung stellen. Da das menschliche Ge-hirn jedoch nur eine begrenzte Informationsmenge gleichzeitig verarbeiten und zu einer Entschei-dung zusammenführen kann, ist eine sinnvolle Zusammenfassung zu geeigneten Übersichtsindika-toren angebracht.

Optimaler Weise folgen diese Übersichtsindikatoren dem intuitiven Informationsbedürfnis des Ent-scheiders. Wie oben bereits dargestellt, soll die gewählte Aufteilung des Zielsystems genau dies er-reichen.


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Das Teilziel A "Geringer Entwicklungs- und Implementierungsaufwand" wurde nochmals untergliedert in die Unterziele

A1 Geringer direkter Aufwand


A3 Leichte Implementierung

Diese Aufteilung wurde aus den folgenden Gründen so gewählt:

In Kapitel 6, Seite 121, wurde dargestellt, dass es sinnvoll sein kann, monetär beschreibbare Effekte zusammenzufassen und getrennt von den Nutzwerten auszuweisen. Zangemeister geht bei seinem Vorschlag für die Erweiterte Wirtschaftlichkeitsanalyse (EWA) /201/ sogar soweit, dass er auch die monetären Effekte nochmals unterscheidet in solche mit einer großen Fehlertoleranz (indirekte) und solche mit einer geringen Fehlertoleranz (direkte) und diese differenziert ausweist.

Durch die oben genannte Aufteilung soll die Möglichkeit einer ähnlichen Differenzierung erhalten werden. Das Teilziel A1 fasst den Aufwand für die eigentliche Erstellung der neuen GBAS-Verfahrenskriterien zusammen, A2 beschreibt den Aufwand für die weltweite Implementierung und A3 fasst die Größen zusammen, die zwar mit der Implementierung verbunden sind, aber nicht als Aufwand gemessen werden können. Bei entsprechender Informationssituation wäre es so möglich, einen Nutzwert für die unter A3 zusammengefassten Größen auszuweisen und die Aufwandsgrößen aus A1 und A2 als Kosten in Geldeinheiten auszudrücken, wobei A1 die direkten und A2 die indirek-ten Kosten entsprechend ihrer Fehlertoleranzen zusammenfassen.

In Kapitel 7.4, Seite 144, werden die in Abbildung 49 dargestellten Zielkriterien ausführlich erläutert.

7.3 GEWICHTUNG DER ZIELE

Wie in Kapitel 6.3.3, Seite 133, erläutert, wird die Gewichtung der Teilziele vorgenommen, um abzubilden, wie relativ wichtig dem Entscheider – in diesem Falle dem OCP – die Erfüllung der jeweiligen Teilziele ist.

Weiter unten in Kapitel 7.7, Seite 152, wird beschrieben, dass die Ergebnisse der Analyse dem Entschei-der in einer Form vorgelegt werden, die eine separate Ausweisung von Nutzwerten und Aufwandsgrößen der Teilziele A1, A2, A3 und B vorsieht. Daraus folgt, dass es nicht notwendig ist, diese Teilziele gegen-einander zu gewichten, da sie bei der Wertsynthese nicht miteinander "verrechnet" werden müssen.

Die Zielkriterien der Teilziele A1 und A2 werden monetär quantifiziert und durch Addition zusammenge-fasst. Aus diesem Grund ist ihre Gewichtung nicht notwendig.

Die Erreichung der Zielkriterien der Teilziele A3 und B hingegen wird – wie weiter unten in Kapitel 7.5, Seite 149, erläutert – durch Noten beschrieben. Aus diesem Grund muss entschieden werden, wie relativ wichtig die Erfüllung der einzelnen Zielkriterien für die Erreichung des jeweiligen Oberziels A3 oder B ist. Daraus kann dann die entsprechende Gewichtung abgeleitet werden. In Kapitel 6.3.3, Seite 133, wurde erläutert, dass bei weniger als 10 Teilzielen eine direkte Gewichtszuordnung in einem Urteilsakt möglich ist. Die Gewichtung der Zielkriterien für die Teilziele A3 und B kann also mittels der in Kapitel 6.3.3, Seite 133, vorgestellten Methode der "direkten Gewichtszuordnung" erfolgen.

Beispielhaft sind in Abbildung 50 mögliche Gewichtungen der Zielkriterien des Teilziels "A3 Leichte Imple-mentierung" und in Abbildung 51 mögliche Gewichtungen der Zielkriterien des Teilziels "B Große Anwen-dungsvorteile" dargestellt.

A3 Leichte Implementierung Gewicht

A3.1 Gute politische Durchsetzbarkeit durch hohe Akzeptanz 20%

A3.2 Problemlose Übergangsphase 20%A3.3 Adäquater Zeitplan 60%

Abbildung 50: Beispielhafte Gewichtung der Zielkriterien des Teilziels "A3 Leichte Implementierung" (Eigene Darstellung)


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B Große Anwendungsvorteile Gewicht

B1 Justierung des Target Level of Safety einfach möglich 10%

B2 Einfache Berücksichtigung von bspw. Verkehrsdichte, Luftraumstruktur 10%

B3Hohe Flexibilität und Individualität durch Berücksichtigung einer großen Zahl von Einflussparametern

10%

B4 Hohe Verlässlichkeit der Ergebnisse 10%

B5 Leichte, sichere und wenig aufwendige Anwendbarkeit für Verfahrensplaner 10%

B6 Nutzung des Potenzials der bei GBAS möglichen Führung im Fehlanflugsegment 20%

B7 Nutzung des Potenzials der bei GBAS möglichen gekurvten Anflüge mit variablem Höhenverlauf 10%

B8Nutzung des Potenzials der bei GBAS von der Entfernung zur Schwelle unabhängigen Sensitivität der Anzeige

10%

B9 Gute Erweiterbarkeit für zukünftige technische Innovationen 10%

Abbildung 51: Beispielhafte Gewichtung der Zielkriterien des Teilziels "B Große Anwendungsvorteile" (Eigene Darstellung)

Die in Abbildung 50 und Abbildung 51 angegebenen Gewichte der Zielkriterien sind Beispielwerte. Die Abhängigkeiten dieser Gewichte sind teilweise äußerst komplex und damit schwierig zu bestimmen:

• Zum einen muss das OCP seine Aufgaben aus der in Kapitel 2.4, Seite 24, erläuterten CNS/ATM Gesamtstrategie der ICAO ableiten. Entsprechend seiner in Kapitel 2.5, Seite 29, erläuterten Rolle im Prozess der Einführung satellitengestützter Verfahren ergeben sich daraus die in Kapitel 2.6, Sei-te 29, erläuterten Schwerpunkte seiner Arbeit und damit die Gewichtung seiner Ziele.

• Desweiteren wird die Gewichtung eines Teilziele davon beeinflusst, wie groß die positiven Wirkun-gen sind, die aus einer möglichst guten Erfüllung dieses Teilziels resultieren. Je größer diese sind, umso größer ist das Gewicht, das diesem Teilziel eingeräumt wird. Beispielsweise wird das OCP das Gewicht des Zielkriteriums "B6 Nutzung des Potenzials der bei GBAS möglichen Führung im Fehlanflugsegment" davon abhängig machen, welche konkreten Auswirkungen voraussichtlich dar-aus resultieren. Diese Auswirkungen müssten dafür jedoch zumindest grob quantifiziert werden, was entsprechende Untersuchungen bedeuten würde.

Aufgrund dieser komplexen Abhängigkeiten war es im Rahmen dieser Arbeit nicht möglich, adäquate Ziel-gewichtungen zu antizipieren. Damit dies gegebenenfalls in einer separaten Untersuchung leichter ge-schehen kann, wurden die entsprechenden "Werkzeuge" der Gewichtung in Form von Methoden in Kapitel 6.3.3, Seite 133, ausführlich dargestellt.

Im Folgenden Kapitel 7.4 werden die einzelnen Zielkriterien und Einflussparameter auf das jeweilige Ge-wicht identifiziert und diskutiert.

7.4 ERLÄUTERUNGEN ZU DEN ZIELKRITERIEN UND DEREN GEWICHT

Bereits in Kapitel 7.2, Seite 139, wurde die Struktur des Zielbaums, der für die Ermittlung des besten We-ges für die Erarbeitung von GBAS CAT I-Verfahrenskriterien vorgeschlagen wird, dargestellt. Es wurde aus Gründen der Übersichtlichkeit jedoch darauf verzichtet, dort auch die Zielkriterien im einzelnen zu erläu-tern. Dies soll in diesem Kapitel erfolgen.

Abbildung 49, Seite 141, stellt den Zielbaum für die Bestimmung des optimalen Weges für die Ermittlung von GBAS CAT I-Verfahrenskriterien dar. Die Bezeichnungen der dargestellten Zielkriterien wurden so gewählt, dass sie ihren Inhalt möglichst eindeutig umreißen. Dennoch sollen zu allen Zielkriterien nachfol-gend einige Erläuterungen gegeben werden.

Wie im vorangegangenen Kapitel 7.3 dargestellt wurde, ist eine Gewichtung der Zielkriterien der Teilziele A1 und A2 nicht notwendig, da diese monetär quantifiziert werden. Die Gewichtung der übrigen Ziele hängt u. a. von der CNS/ATM Gesamtstrategie der ICAO und von den positiven Wirkungen, die aus einer mög-


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lichst guten Erfüllung dieser Teilziele resultieren, ab. Je größer diese sind, umso größer ist das Gewicht, das diesem Teilziel eingeräumt wird. Nachfolgend werden diese positiven Wirkungen für die wichtigsten Teilziele erläutert.

Folgende Zielkriterien gehören zum Zielbaum:

• A1.1 Geringer Aufwand für Erarbeitung des theoretischen Gerüstes

Hierunter ist der Aufwand zu verstehen, der für die Aufstellung eines theoretischen, mathemati-schen Modells entsteht.

• A1.2 Geringer Aufwand für Kalibrierung und Validierung des theoretischen Gerüstes (Datenaufnahme durch Flugversuche)

Hierunter fallen alle Aufwendungen, die für die experimentelle Kalibrierung und Validierung des un-ter A1.1 aufgestellten Modells notwendig sind, beispielsweise reale Flugversuche oder in Simulato-ren.

• A1.3 Geringer Aufwand für Erstellung einer evtl. notwendigen Software, die für Anwendung durch Ver-fahrensplaner bestimmt ist

Falls die Verfahrenskriterien es erfordern, dem Verfahrensplaner eine Software zur Verfügung zu stellen, dann entsteht für die Umsetzung des unter A1.1 erarbeiteten theoretischen Gerüstes, das mit Flugversuchen des Teilziels A1.2 kalibriert und validiert wurde, ein programmiertechnischer Aufwand, der unter diesem Teilziel zu erfassen ist. Beispielsweise wird es beim Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM notwendig sein, dem Verfahrensplaner eine Software zur Verfügung zu stellen, welche die Simulationen auf seinem Rechner erlaubt. Diese muss so gestaltet sein, dass sie einfach in der Anwendung ist und Fehlbedienungen ausschließt.

• A2.1 Geringer Aufwand für formelle Umstellung der Vorschriften

Hierunter ist der Aufwand zu verstehen, der für die Veränderung der Vorschriften entsteht, wie bei-spielsweise der SARPS des ICAO-Annex 14 /89/ oder des ICAO PANS-OPS /95/.

• A2.2 Geringer Aufwand für Umstellung der Verfahrensplaner, ihrer Werkzeuge und Daten

Hierbei sind insbesondere zu berücksichtigen die evtl. Aufwendungen für

− die Umstellung der Objektdatenbanken, falls die für das ILS-CRM vorliegenden nicht mehr ver-wendet werden können,

− notwendige Schulungen,

− Softwareumstellungen,

− Beschaffung von neuen Rechnersystemen, die gegebenenfalls besonders leistungsfähig sein müssen, beispielsweise wenn das Monte-Carlo-basierende GBAS-CRM zur Anwendung kommt.

• A3.1 Gute politische Durchsetzbarkeit durch hohe Akzeptanz

Die Erfüllung dieses Teilziels wird durch verschiedene Faktoren beeinflusst, wie beispielsweise:

− Gute Vergleichbarkeit der neuen Verfahrenskriterien mit dem heute angewendeten, bewährten und allgemein akzeptierten System für ILS-Präzisionsanflüge

− Möglichkeit der Untersuchung auch von ILS-Präzisionsanflügen mit den neuen Verfahrenskrite-rien und hohe Übereinstimmung mit den Ergebnissen des ursprünglichen ILS-Verfahrenskriterien wie sie in Kapitel 4, Seite 43, beschrieben wurden.

Je besser die politische Durchsetzbarkeit eingeschätzt wird, um so besser ist der Zielwert der je-weiligen Alternative bezüglich dieses Teilziels.


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• A3.2 Problemlose Übergangsphase

Hierunter fallen alle nicht monetären Größen, die mit der Umstellung auf die neuen Verfahrenskri-terien verbunden sind. Die Implementierung wird nicht an einem Tage zu realisieren sein. Aus die-sem Grund ist eine Übergangsphase unerlässlich. Je weniger Probleme in dieser Übergangsphase auftreten, umso höher der Zielwert bezüglich dieses Teilziels.

• A3.3 Adäquater Zeitplan

Dieses Unterziel spiegelt wider, dass das OCP bestimmte Zeitvorgaben einhalten muss. Sobald neue Technologien soweit ausgereift sind, dass sie in den Luftfahrzeugen zertifiziert zum Einsatz bereitstehen, müssen spätestens entsprechende Verfahrenskriterien zur Verfügung stehen, um diese Technologien in der Praxis nutzbar zu machen.

Im Falle von GBAS CAT I war es aus diesem Grunde notwendig, bis zum 13. Meeting des OCP (OCP/13) vom 28.10. bis 08.11.2002 in Montreal Entwürfe für Verfahrenskriterien vorzulegen, da-mit diese auf dem Meeting verabschiedet werden konnten und damit baldmöglichst (voraussicht-lich im November 2004) in Kraft treten.

Je besser eine Alternative zum vom OCP vorgegebenen Zeitplan passt, umso höher ist der ent-sprechende Zielwert bezüglich dieses Teilziels.

• B1 Justierung des Target Level of Safety einfach möglich

Das Ziel der ICAO ist es, die absolute jährliche Zahl von Unfällen trotz ständig wachsenden Ver-kehrs konstant zu halten. Dies kann aber nur realisiert werden, wenn der einzelne Flug sicherer wird. Einen Beitrag hierzu leistet ein geringeres Kollisionsrisiko während der Anflüge. Aus diesem Grund ist es wünschenswert, dass das Target Level of Safety gegebenenfalls justiert werden kann, so dass Anflüge so gestaltet werden können, dass sie auch diese unter Umständen strengeren Vorgaben erfüllen. Je einfacher eine solche Justierung erfolgen kann, umso höher ist der entspre-chende Zielwert bezüglich dieses Teilziels.

• B2 Einfache Berücksichtigung von beispielsweise Verkehrsdichte, Luftraumstruktur

Das Gesamtrisiko für einen Unfall während eines Anfluges resultiert nicht ausschließlich aus dem Risiko einer Kollision mit dem Boden oder umgebenden Objekten, sondern wird auch durch Fakto-ren wie Verkehrsdichte, Luftraumstruktur, Verfügbarkeit von Reservenavigationssystemen und Ra-darüberwachung beeinflusst. Der Zielwert bezüglich dieses Zielkriteriums ist umso höher, je einfa-cher die Implementierung dieser Faktoren in die Verfahrenskriterien ist. Realistisch ist eine solche Implementierung nur für das Monte-Carlo-basierende GBAS-CRM.

• B3 Hohe Flexibilität und Individualität durch Berücksichtigung einer großen Zahl von Einflussparame-tern

Um die Ausdehnung der Verfahrensschutzräume möglichst gering zu halten, gleichzeitig aber die Einhaltung des Target Level of Safety zu gewährleisten, sollten bei deren Ermittlung möglichst vie-le Einflussparameter berücksichtigt werden. Beispielsweise erlaubt der in Kapitel 5.5, Seite 101 gemachte Vorschlag für ein neues, Monte-Carlo-basierendes GBAS-CRM die Berücksichtigung der spezifischen Eigenschaften eines Luftfahrzeugtyps. Bei der Anwendung der in Kapitel 5.2, Sei-te 74, vorgestellten ILS-Äquivalenzmethode hingegen, werden die Luftfahrzeugtypen in Gruppen – den Luftfahrzeugkategorien – zusammengefasst. Dies bedeutet aber zwangsläufig, dass sich die Verfahrenskriterien für diese Luftfahrzeugkategorien jeweils nach den Werten des restriktivsten Gruppenmitgliedes richten und damit eine optimale Ausschöpfung der Potenziale der einzelnen Luftfahrzeugtypen nicht möglich ist.

Ein weiteres Beispiel ist die Möglichkeit der differenzierten Berücksichtigung des Anflugmodus'. Während das ILS-CRM beispielsweise beschränkt ist auf folgende Modi:

− CAT I manuell oder − CAT II Flight Director oder


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− CAT II Autopilot,

wäre es für zukünftige Verfahrenskriterien wünschenswert, wenn diese eine differenziertere Be-rücksichtigung des Modus' zuließen, beispielsweise auch CAT I Flight Director und CAT I Autopilot. So wäre es möglich, auch bei CAT I-Anflügen die Leistungsfähigkeit von modernen Autopiloten voll nutzbar zu machen, indem sich die gegenüber manuellen Anflügen erheblich reduzierten FTE und damit auch TSE in reduzierten Verfahrensschutzräumen widerspiegeln würden.

Je individueller und flexibler die Verfahrenskriterien einer Alternative sind, umso höher ist der ent-sprechende Zielwert bezüglich dieses Teilziels. Das Gewicht, das diesem Teilziel beigemessen wird, hängt davon ab, wie groß die zu erwartenden positiven Auswirkungen für die Praxis sind, die sich aus hohen Zielwerten bezüglich dieses Teilziels ergeben.

• B4 Hohe Verlässlichkeit der Ergebnisse

Hierunter soll die Fehlertoleranz der Verfahrenskriterien verstanden werden. Je kleiner diese ist, umso höher soll der Zielwert bezüglich dieses Zielkriteriums sein.

Mittels eines CRMs kann das Kollisionsrisiko für einen bestimmten Anflug ermittelt werden. Dieses wird mit dem Target Level of Safety (TLS) verglichen, um festzustellen, ob der Anflug so durchge-führt werden kann oder nicht. Ist aber damit zu rechnen, dass das Ergebnis einen Fehler von +/-10% aufweisen kann, so muss dies beim Vergleich mit dem TLS berücksichtigt werden. Dies kann dazu führen, dass entsprechende Sicherheitspuffer vorgesehen werden müssen, woraus sehr kon-servative Verfahrenskriterien resultieren.

• B5 Leichte, sichere und wenig aufwendige Anwendbarkeit für Verfahrensplaner

Hierunter ist zu verstehen, wie sich der Umgang des Verfahrensplaners mit den Verfahrenskrite-rien gestaltet. Je einfacher, sicherer und weniger aufwendig dies ist, umso besser ist die Bewer-tung bezüglich dieses Teilziels.

• B6 Nutzung des Potenzials der bei GBAS möglichen Führung im Fehlanflugsegment

Für die Verfahrenskriterien von ILS-Präzisionsanflügen wurde davon ausgegangen, dass im Fehl-anflugbereich keine Navigationsführung zur Verfügung steht. Bei GBAS hingegen ist im Normalfall im gesamten Flugplatznahbereich Navigationsführung verfügbar, also auch im Fehlanflugbereich, so dass eine entsprechende zukünftige Nutzung erwogen werden kann.

Dabei ist jedoch zu berücksichtigen, dass es prinzipiell drei Gründe geben kann, die zum Einleiten eines Fehlanflugverfahrens führen können:

− Bei Erreichen der Entscheidungshöhe kann keine Bodensicht hergestellt werden. In diesem Fall ist davon auszugehen, dass die GBAS-Navigationsinformation in normaler Qualität zur Verfü-gung stehen.

− Die Augmentierung der GNSS-Signale ist ausgefallen und damit ist die verbleibende Genauig-keit für die sichere Beendigung des Anfluges einer bestimmten Betriebskategorie nicht mehr ausreichend. Es ist davon auszugehen, dass eine – nicht mehr ganz so genaue – Führung zur Verfügung steht (nicht augmentiertes GNSS).

− Im Cockpit stehen keinerlei GNSS-gestützt ermittelten Informationen zur Verfügung. Damit er-folgt auch keine GNSS-gestützte Führung im Fehlanflugbereich. Eventuell kann auf Führung aus Backup-Navigationseinrichtungen (beispielsweise Trägheitsnavigation) zurückgegriffen werden.

Es wird deutlich, dass ein großer Anteil der Fehlanflüge bei der Verwendung von GBAS – im Un-terschied zum ILS – über eine Führung im Fehlanflugsegment verfügen wird. Dies führt dazu, dass der für dieses Segment vorgesehene Verfahrensschutzraum erheblich reduziert werden könnte. Damit böte sich vielen Flughäfen, die derzeit das limitierende Hindernis im Fehlanflugsegment ha-ben, eine Möglichkeit, ihre Situation erheblich zu verbessern.


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Das Gewicht, dass diesem Zielkriterium zukommt, ist abhängig von der Zahl der Flugplätze, die von einem Controlling Obstacle im Fehlanflugsegment betroffen sind, das nicht mehr die Entschei-dungshöhe negativ beeinflussen würde, wenn das Fehlanflugsegment genauer – und damit in sei-nen Dimensionen kleiner – nachgebildet würde. Daraus folgt, dass eine Analyse der Situation an den Flugplätzen Aufschluss darüber geben könnte, welches Gewicht diesem Unterziel zuzuordnen ist.

• B7 Nutzung des Potenzials der bei GBAS möglichen gekurvten Anflüge mit variablem Höhenverlauf

Einige der aus der Implementierung der CNS/ATM Strategie resultierenden Nutzeneffekte könnten durch die Möglichkeit von gekurvten Präzisionsanflügen verstärkt werden. Dies sind insbesondere:

− flexiblere Routenplanung − direktere Verbindungen − effizientere Luftraumnutzung − Kapazitätserhöhung − bessere Möglichkeiten der Lärmverteilung

Die Bereitstellung von entsprechenden Verfahrenskriterien ist für die Durchführung von gekurvten Präzisionsanflügen nur eine der zu erfüllenden Voraussetzungen. Daneben müssen auch die tech-nischen und zulassungsrechtlichen Rahmenbedingungen beachtet werden. Dies bedeutet, dass das Gewicht, dass der Realisation von gekurvten Präzisionsanflügen beizumessen ist, aus der Relation von Gesamtaufwand und Gesamtnutzen abgeleitet werden muss – wie dies auch schon in Kapitel 2.5, Seite 29, erläutert wurde. Für die Realisation der mit gekurvten Präzisionsanflügen verbundenen Nutzeneffekte ist die Verfügbarkeit von entsprechenden Verfahrenskriterien eine essenzielle Voraussetzung. Der Aufwand, der hierfür entsteht, bildet jedoch nur eine Komponente des Gesamtaufwands, der daneben auch noch den Aufwand für die technische Realisierung (beispielsweise SARPS, Zulassungsvorschriften, Zertifizierung) umfasst.

Für das hier aufzustellende Zielsystem bedeutet dies, dass das Gewicht, das der Möglichkeit der Berücksichtigung von gekurvten Präzisionsanflügen beigemessen wird, aus der Gesamtstrategie der ICAO abgeleitet werden muss.

• B8 Nutzung des Potenzials der bei GBAS von der Entfernung zur Schwelle unabhängigen Sensitivität der Anzeige Das ILS hat die Eigenschaft, dass mit geringer werdendem Abstand von der Schwelle die Sensitivi-tät der Anzeige steigt. Daraus resultieren Verfahrensschutzräume, die im Anflugbereich mit ab-nehmender Entfernung von der Schwelle enger werden. Durch den Einsatz von GBAS könnte – aufgrund der Eigenschaften dieses Systems – diese veränderliche Sensitivität überwunden wer-den. Dies würde zu reduzierten Verfahrensschutzräumen und einer Reduktion von Abhängigkeiten bei Parallelbahnbetrieb führen. In Kapitel 3.3.8, Seite 41, wurde beschrieben, welche Auswirkun-gen diese Veränderung für Piloten und Automatic Flight Guidance and Control System (AFCS) ha-ben. Je besser dieses Potenzial von GBAS berücksichtigt werden kann, um so höher ist die Bewertung bezüglich dieses Teilziels. Um das Zielgewicht zu ermitteln, könnten Untersuchungen durchgeführt werden, die zeigen, wie groß die Sensitivität gestaltet werden kann, ohne dass die Fliegbarkeit hiervon negativ beeinflusst wird. Daraus könnte dann geschlossen werden, welche Effekte eine Berücksichtigung dieser Eigenschaft in den Verfahrenskriterien hätte und wie groß das daraus re-sultierende Gewicht ist.

• B9 Gute Erweiterbarkeit für zukünftige technische Innovationen Hierunter ist zu verstehen, wie leicht sich eine zukünftige Erweiterung für neue Technologien reali-sieren lässt. Je einfacher diese geschehen kann, umso besser ist die Bewertung bezüglich dieses Teilziels.


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7.5 BESCHREIBUNG DER ZIELERTRÄGE UND ZIELWERTE DER ALTERNATIVEN

Um die Zielerträge und Zielwerte der Alternativen zu ermitteln, kann man sich, wie in Kapitel 6.3.2, Seite 131, erläutert, verschiedener Skalen bedienen. Dabei wurde festgestellt, dass die Güte der Skala zur Güte der verfügbaren Informationen passen muss. Aus Abbildung 39, Seite 126, wird deutlich, dass bei geringer Informationsgüte eine Nominalskala, bei verbesserter Informationsgüte eine Rangskala und bei guter In-formationslage eine Kardinalskala zur Anwendung kommen soll. Wenn die Informationen es zulassen, auch monetäre Größen zu bestimmen, so sind diese möglichst separat auszuweisen, gegebenenfalls diffe-renziert nach ihrer Fehlertoleranz in direkte und indirekte monetäre Effekte.

Wie in Kapitel 5, Seite 73, verdeutlicht wurde, sind die Methoden und die aus den Methoden bestehenden möglichen Wege für die Erarbeitung von GBAS CAT I-Verfahrenskriterien teilweise äußerst komplex, ins-besondere beispielsweise das neue Monte-Carlo-basierende GBAS-CRM. Es ist festzustellen, dass die Zielerträge der einzelnen Alternativen ohne vertiefte Analyse nur geschätzt werden können. Aus diesem Grund ist es sinnvoll, die Schätzung des Zielertrages und die des daraus folgenden Zielwertes in einem Urteilsakt vom Entscheider durchführen zu lassen. Hierbei kommt sinnvoller weise eine Kardinalskala zum Einsatz, die jedoch nur über eine grobe Einteilung verfügt. Sinnvoll wären beispielsweise fünf Skalenteile, da man die Zielwerte dann als Noten charakterisieren könnte. Dabei ist die beste Note die "1" (sehr gut) und die schlechteste Note eine "5" (ungenügend). Eine solche Skaleneinteilung hat den Vorteil, dass sie auch in der Schule Anwendung findet und dadurch sehr bekannt ist.

Wie in Kapitel 6, Seite 121, dargestellt, versuchen moderne Verfahren monetär beschreibbare Effekte zu-sammenzufassen und getrennt von den Nutzwerten auszuweisen. Zangemeister geht bei seinem Vor-schlag für die Erweiterte Wirtschaftlichkeitsanalyse (EWA) /201/ sogar soweit, dass er die monetären Ef-fekte nochmals unterscheidet in solche mit einer großen Fehlertoleranz (indirekte) und solche mit einer geringen Fehlertoleranz (direkte) und diese differenziert ausweist.

Wie oben bereits diskutiert, ist das vorgeschlagene Zielsystem so gestaltet, dass es eine derart differen-zierte Erfassung zulässt. Dies geschieht, wie in Kapitel 7.2, Seite 139, beschrieben, dadurch, dass die Aufwandsgrößen für Entwicklung und Implementierung, die unter den Teilzielen A1 und A2 zusammenge-fasst wurden, auch als Kosten in Geldeinheiten ausgedrückt werden, wobei A1 die direkten und A2 die indirekten Kosten entsprechend ihrer Fehlertoleranzen gruppieren.

Zusammenfassend gilt also, dass

• der direkte Aufwand (Zielkriterien A1.1 bis A1.3) in Geldeinheiten auszudrücken ist,

• der indirekte Aufwand (Zielkriterien A2.1 und A2.2) ebenfalls möglichst genau in Geldeinheiten zu quantifizieren ist und

• die Zielwerte der nichtmonetären Zielkriterien – A3.1 bis A3.3 sowie B1 bis B9 – durch Noten vom Entscheider festzulegen sind.

In der folgenden Abbildung 52 ist das beispielhaft ausgefüllte Zielsystem zur Bestimmung des optimalen Weges zur Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge dargestellt. In Abbildung 48, Seite 138 kann nachgelesen werden, welche Methoden die Wege 1 bis 4 jeweils umfassen.

Die eingetragenen Noten ergeben sich aus der Diskussion der einzelnen Methoden in Kapitel 5, Seite 73ff. Die angegebenen Kosten stellen eine grobe Schätzung dar. Dies resultiert aus den in Kapitel 5, Seite 73ff, diskutieren Unsicherheiten hinsichtlich Machbarkeit und Aufwand insbesondere für das Monte-Carlo-basierende neue GBAS-CRM. Aufgrund der Ungenauigkeit sollten die angegebenen Kosten zunächst in vertieften Untersuchungen validiert werden, ehe eine Entscheidung des OCP hierauf aufgebaut wird. Bei-spielsweise sollte bei den Herstellern ein umfassendes Wissen bezüglich Monte-Carlo-Simulationen vor-liegen, da diese im Rahmen der Zertifizierung von automatischen Landesystemen entsprechende Hilfsmit-tel einsetzen. Wie bereits in Kapitel 7.3, Seite 143, erläutert, ist auch die angegebene Gewichtung der Ziel-kriterien der Teilziele A3 und B durch das OCP zu validieren.


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1 2 3 4 1 2 3 4 1 2 3 4 1 2 3 4


A1 Geringer direkter Aufwand 0,2 0,6 2,6 2,9

A1.1 Geringer Aufwand für Erarbeitungdes theoretischen Gerüstes 0,1 0,2 0,3 0,5


0,1 0,3 2,0 2,0


- 0,1 0,3 0,4

A2 Geringer indirekter Aufwand 0,2 0,4 1,1 1,5

A2.1 Geringer Aufwand für formelle Umstellung der Vorschriften 0,1 0,2 0,3 0,5

A2.2 Geringer Aufwand für Umstellung der Verfahrensplaner, ihrer Werkzeuge und Daten 0,1 0,2 0,8 1,0

A3 1,0 1,0 2,4 1,2

A3.1 Gute politische Durchsetzbarkeitdurch hohe Akzeptanz 20% 1 1 4 2

A3.2 Problemlose Übergangsphase 20% 1 1 5 1A3.3 Adäquater Zeitplan 60% 1 1 1 1

B 4,1 3,1 1,1 1,1

B1 Justierung des Target Level of Safety einfach möglich 10% 5 4 1 1

B2 Einfache Berücksichtigung vonbspw. Verkehrsdichte, Luftraumstruktur 10% 5 5 2 2


10% 4 3 1 1

B4 Hohe Verlässlichkeit der Ergebnisse 10% 1 1 1 1

B5 Leichte, sichere und wenig aufwendige Anwendbarkeit für Verfahrensplaner 10% 2 2 1 1

B6 Nutzung des Potenzials der bei GBAS möglichen Führung im Fehlanflugsegment 20% 5 3 1 1


10% 5 5 1 1


10% 5 1 1 1

B9 Gute Erweiterbarkeit für zukünftige technische Innovationen 10% 4 4 1 1


Summe

Summe

Weg

NoteBeschreibungEbene

Weg

Leichte Implementierung Gewichteter Notendurchschnitt

Große Anwendungsvorteile Gewichteter Notendurchschnitt

Ge-wicht

Kosten indirektin Mio. €

Kosten direktin Mio. €

Weg

Abbildung 52: Das beispielhaft ausgefüllte Zielsystem zur Bestimmung des optimalen Weges für die Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge (Eigene Darstellung)

7.6 MODIFIKATIONEN DES ZIELSYSTEMS, DER GEWICHTUNG, DER ZIELERTRÄGE UND DER ZIELWERTE BEI DAUERHAFTEM EINSATZ VON ILS LOOK-ALIKE ANSTELLE VON UNEINGESCHRÄNKTEM GBAS

In den Erläuterungen der vorangegangenen Kapitel 7.2 bis 7.5 und der nachfolgenden Kapitel 7.7 und 7.8 wird davon ausgegangen, dass GBAS sobald als möglich nicht mehr als ILS look-alike, sondern uneinge-schränkt zum Einsatz kommt. Dieser Fall wurde in Kapitel 7.1.2, Seite 139, als Szenario 1 definiert.

In diesem Kapitel wird nun erörtert, wie sich die dargestellten Zusammenhänge bezüglich des Zielsystems, der Gewichtung, der Zielerträge und der Zielwerte verändern, wenn davon ausgegangen wird, dass Szena-rio 2 eintritt, also ILS look-alike GBAS auch in Zukunft nicht durch uneingeschränktes GBAS abgelöst wird.

Um die Auswirkungen der Veränderung des Szenarios zu erfassen, ist es zunächst notwendig, die Unter-schiede zwischen diesen beiden Formen des Einsatzes von GBAS zu benennen. Diese wurden bereits in Kapitel 3.4, Seite 42, herausgearbeitet. Im wesentlichen unterscheidet sich ILS look-alike GBAS vom un-eingeschränkten GBAS in den folgenden Eigenschaften:

• Es ist keine Führung im Fehlanflugsegment realisiert.

• Gekurvte Anflüge mit variablem Höhenverlauf sind nicht möglich.

• Die Sensitivität der Anzeige ist nicht von der Entfernung zur Schwelle unabhängig.


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Diese Unterschiede korrespondieren mit den Teilzielen des vorgeschlagenen Zielsystems, die sich auf die Nutzung der Potenziale von GBAS beziehen:

• "B6 Nutzung des Potenzials der bei GBAS möglichen Führung im Fehlanflugsegment"

• "B7 Nutzung des Potenzials der bei GBAS möglichen gekurvten Anflüge mit variablem Höhenver-lauf"

• "B8 Nutzung des Potenzials der bei GBAS von der Entfernung zur Schwelle unabhängigen Sensitivi-tät der Anzeige"

Die Auswirkungen des dauerhaften Einsatzes von ILS look-alike GBAS auf das Zielsystem und die Ge-wichtung der Teilziele gestaltet sich wie folgt:

• Die Teilziele B6, B7 und B8 würden überflüssig werden. Aus diesem Grund könnten sie entweder aus dem Zielsystem entfernt werden oder ihnen würde ein Gewicht von 0% zugewiesen.

• In jedem Falle ist anschließend eine Überarbeitung der Gewichtung aller Unterziele von "B Große Anwendungsvorteile" notwendig, die im Ergebnis dazu führen muss, dass die Summe der prozen-tualen Zielgewichte wieder 100% ergibt.

• Die restlichen Ziele und Gewichtungen des Zielsystems könnten unverändert beibehalten werden.

Die Zielwerte der verbleibenden Zielkriterien von Teilziel B sind unabhängig davon, wie GBAS zum Einsatz kommt, und bleiben deswegen unverändert. Dies gilt auch für die Zielwerte der Zielkriterien von Teilziel "A3 Leichte Implementierung".

Einige der Aufwandsgrößen der Teilziele "A1 Geringer direkter Aufwand" und "A2 Geringer indirekter Auf-wand" verringern sich erheblich, wenn solche Eigenschaften des uneingeschränkten GBAS nicht mehr berücksichtigt werden müssen, die das ILS look-alike GBAS nicht aufweist – man also nicht von Szenario 1 sondern von Szenario 2 ausgeht. Alle Wege, die ohnehin nicht dazu in der Lage waren, diese Eigen-schaften zu berücksichtigen, bleiben hiervon unberührt.

Beispielhaft seien drei Auswirkungen näher erläutert:

• Die Berücksichtigung von gekurvten Anflügen mit variablem Höhenverlauf ist nur mit dem neuen Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM möglich. Zur Realisierung dieser Eigenschaft ist die Erstel-lung eines äußerst komplexen Modells notwendig, das durch entsprechende Flugversuche typen-spezifisch validiert werden muss. Die Komplexität des Modells würde erheblich reduziert, wenn die Zahl der möglichen Flugverläufe durch den Einsatz von ILS look-alike GBAS stark verringert würde und keine Kurvenflüge mehr modelliert werden müssten, da diese beim Einsatz von ILS look-alike GBAS nicht auftreten.

• Dadurch, dass mittels ILS look-alike GBAS keine gekurvten Anflüge mit variablem Höhenverlauf möglich sind, können die Objektdatenbanken, wie sie für das ILS-CRM verwendet wurden, unverän-dert bleiben, was den Aufwand des Zielkriteriums "A2.2 Geringer Aufwand für Umstellung der Ver-fahrensplaner, ihrer Werkzeuge und Daten" erheblich reduziert.

• Dadurch, dass Führung im Fehlanflugsegment im ILS look-alike GBAS zunächst nicht realisiert ist, muss diese auch nicht modelliert werden. Daraus ergeben sich Aufwandsreduktionen für die Metho-de der Erweiterung des ILS-CRMs und für das neue Monte-Carlo-basierende GBAS-CRM, da beide für den Fall des Einsatzes von uneingeschränktem GBAS diese Eigenschaft modelliert hätten.


SEITE 152

In Abbildung 53 werden alle Aufwandsreduktionen für die einzelnen Wege abgeschätzt.

1 2 3 4 1 2 3 4A1 Geringer direkter Aufwand

A1.1 Geringer Aufwand für Erarbeitungdes theoretischen Gerüstes o - --- ---


o - --- ---


o o - -


A2.1 Geringer Aufwand für formelle Umstellung der Vorschriften o o o o

A2.2 Geringer Aufwand für Umstellung der Verfahrensplaner, ihrer Werkzeuge und Daten o o --- ---

o keine Aufwandsreduktion- geringe Aufwandsreduktion-- mittlere Aufwandsreduktion--- hohe Aufwandsreduktion

Legende


Weg Weg


Abbildung 53: Abschätzung der Aufwandsreduktionen bei der Erarbeitung von Verfahrenskriterien

für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge durch den dauerhaften Einsatz von ILS look-alike anstelle des uneingeschränkten GBAS (Eigene Darstellung)

Mit dem überarbeiteten Zielsystem, den neuen Gewichtungen der Zielkriterien des Teilziels "B Große An-wendungsvorteile" und den neu ermittelten Aufwandsgrößen können auch unter der Annahme von Szena-rio 2 die im nachfolgenden Kapitel 7.7 erläuterten Mittel der Wertsynthese angewandt werden, um eine Entscheidung entsprechend Kapitel 7.8 vorzubereiten.

Da sich die in den Kapiteln 7.7 und 7.8 erläuterten Zusammenhänge für beide Szenarien analog gestalten, soll für die nachfolgenden Kapitel weiterhin von Szenario 1 ausgegangen werden, also der Annahme, dass GBAS sobald als möglich nicht mehr als ILS look-alike, sondern uneingeschränkt zum Einsatz kommt.

7.7 WERTSYNTHESE DER ZIELWERTE

In Kapitel 6.3.4, Seite 134, wurde beschrieben, dass die Wertsynthese dazu dient, verschiedene Teilbe-wertungen zu einer Gesamtbewertung zusammenzufassen. Dies kann zum einen rechnerisch geschehen und zum anderen durch grafische Aufbereitung.

Ziel ist es, dem Entscheider die Situation so transparent zu machen, dass er zum einen alle notwendigen Informationen wahrnimmt, die er für eine kompetente Entscheidung benötigt, zum anderen aber auch nur eine solche Informationsmenge verarbeiten muss, wie sie vom menschlichen Gehirn noch gedanklich er-fasst und in einem Entscheidungsprozess ausgewertet werden kann.

Es ist nicht sinnvoll für das vorliegende Zielsystem einen Gesamtnutzwert zu ermitteln, da dies dazu führen würde, dass dem Entscheider wichtige Informationen nicht transparent gemacht würden. Stattdessen wer-den die Nutzwerte bzw. monetären Effekte der Teilziele A1, A2, A3 und B separat ausgewiesen und gra-fisch aufbereitet. Dies hat auch den Vorteil, dass eine Gewichtung dieser Teilziele untereinander nicht not-wendig ist, da die entsprechenden Zielwerte dem Entscheider direkt vorgelegt werden.


SEITE 153

Als wichtigste Informationsquelle, um sich in die Entscheidungssituation einzuarbeiten, dient das in Abbildung 52, Seite 150, dargestellte Zielsystem. Dieses kann vom Entscheider genutzt werden, um die Informationen zunächst detailliert und systematisch zu durchdringen. Es ist aber für das menschliche Ge-hirn nicht möglich, die Zielwerte aller aufgeführten Zielkriterien in einem Urteilsakt gleichzeitig zusammen-zufassen. Aus diesem Grund werden weitere Auswertungsmöglichkeiten herangezogen, die die Informati-onen geeignet aggregieren. Dies sind:

• Farbliche Codierung der Zielwerte

In Abbildung 52, Seite 150, wurden bereits die Zielkriterien der Teilziele A3 und B, deren Zielwerte durch Noten ausgedrückt werden, farblich kodiert. Je nachdem, welche Note einer Alternative für ein bestimmtes Zielkriterium zugeordnet wurde, gestaltet sich die Farbe der entsprechenden Zelle, die sich in der Spalte des beurteilten Weges und in der Zeile des geprüften Zielkriteriums befindet. Hier-durch erhält der Entscheider "auf einen Blick" einen Eindruck über die relative Vorzugswürdigkeit je-der Alternative.

• Tabellarische Ausweisung der Zielwerte für die Teilziele A1, A2, A3 und B

Eine weitere Möglichkeit, dem Entscheider Informationen aggregiert zur Verfügung zu stellen, bildet die tabellarische Aufbereitung der Situation, wie dies in Abbildung 54 dargestellt ist.

Die Aufwand der Teilziele A1 und A2 ergibt sich, indem jeweils die Aufwandsgrößen der Unterziele summiert werden.

Die Noten der Teilziele A3 bis B ergeben sich, indem die Noten der jeweiligen Zielkriterien gewichtet addiert werden und damit die gewichtete Durchschnittsnote bestimmt wird. Diese Rechnung ist – wie in Kapitel 6.3.4, Seite 134, erläutert – entscheidungslogisch für kardinale Skalen akzeptabel. Eine solche Zusammenfassung hat jedoch den Nachteil, das zum Zeitpunkt der Entscheidung die Ge-wichtung bereits nicht mehr im "direkten Blick" des Entscheider ist, sondern in den berechneten Werten enthalten ist. Dadurch geht Transparenz verloren.

Mit Hilfe der Darstellung ist der direkte Vergleich der Alternativen unter den Gesichtspunkten der je-weiligen Teilziele möglich. Beispielsweise erkennt man, dass der Aufwand für den Weg 4 am größ-ten ist, dem aber auch eine leichte Implementierung und große Anwendungsvorteile gegenüberste-hen.

1 2 3 4A1 Geringer direkter Aufwand Mio. € 0,2 0,6 2,6 2,9A2 Geringer indirekter Aufwand Mio. € 0,2 0,4 1,1 1,5A3 Leichte Implementierung Note 1,0 1,0 2,4 1,2

B Große Anwendungsvorteile Note 4,1 3,1 1,1 1,1

WegSkalaTeilziel

Abbildung 54: Tabellarische Übersichtsdarstellung von Aufwand und Noten

als Zielwerte der Teilziele A1 bis A3 und B (Eigene Darstellung)


SEITE 154

• Grafische Aufbereitung der Zielwerte

Für das Teilziel B empfiehlt sich eine grafische Aufbereitung der Zielwerte, da die Zahl der Zielkrite-rien recht hoch ist. Eine mögliche Darstellung enthält Abbildung 55.

Dem Entscheider wird "auf einen Blick" transparent, welche Noten die möglichen Wege für jedes einzelne Zielkriterium erzielen und in welcher Relation diese zu den Noten der anderen Wege ste-hen. Dies wird auch dadurch erreicht, dass die Zielwerte jedes Weges miteinander verbunden wur-den und so eine Identifikation auf "auf den ersten Blick" erfolgen kann.

1

2

3

4

5

B1 B2 B3 B4 B5 B6 B7 B8 B9Zielkriterium

Not

e fü

r "G

roße

Anw

endu

ngsv

orte

ile"

(Gew

icht

eter

Dur

chsc

hnitt

)

Weg 1 Weg 2 Weg 3 Weg 4





10%






10%


Abbildung 55: Grafische Aufbereitung der Noten als Zielwerte

der Teilziele B1 bis B9 (Eigene Darstellung)

Abbildung 55 enthält als Ergänzung zur grafischen Darstellung auch eine Tabelle, wie sie bereits in Abbildung 51, Seite 144, eingeführt wurde, die zum einen die genauen Bezeichnungen der Zielkrite-rien ausweist und zum anderen auch deren Gewicht erkennen lässt, was die grafische Darstellung allein nicht leisten kann.


SEITE 155

• Darstellung der monetären Größen und Noten einer Alternative in einer Matrix Um dem Entscheider das Teilziel "A Entwicklungs- und Implementierungsaufwand" transparent zu machen, wird vorgeschlagen, die Zielwerte der Teilziele A1 bis A3 in einer Matrix darzustellen, wie sie in Abbildung 56 für Beispielwerte dargestellt ist. Hierbei wurden die eingetragenen Werte ermit-telt, wie bereits für Abbildung 54, Seite 153, erläutert.

1,0

3,7

4,4

0,6

2,62,9

0,40,20,0

1,0

2,0

3,0

4,0

5,0

0,0 1,0 2,0 3,0 4,0 5,0

Note für "Leichte Im plem entierung"(Gew ichte ter Durchschnitt)

Auf

wan

d in

Mio

. €Summe aus direktem undindirektem Aufw and

Direkter Aufw and

Weg 1

Weg 2

Weg 4

Weg 3

Abbildung 56: Matrix-Darstellung von Aufwand und Noten als Zielwerte

der Teilziele A1 bis A3 (Eigene Darstellung) Diese Matrix ist wie folgt zu interpretieren:

• Grundsätzlich gilt: Je weiter sich die Einträge unten links befinden, um so besser ist das Er-gebnis. Das nie erreichbare Optimum wäre es, wenn der Aufwand 0 Euro betragen würde und für das Teilziel "A3 Leichte Implementierung" die Note 1 erreicht würde. Der entgegen gesetz-te Fall tritt ein, wenn die Kosten extrem hoch sind und trotzdem eine schlechte Note erzielt wird. Für diesen Fall ergäben sich Einträge im oberen, rechten Bereich.

• Um dem Entscheider ein Maximum an Informationen bereitzustellen, wird der Aufwand diffe-renziert nach seiner Fehlertoleranz ausgewiesen – als "Direkter Aufwand" und als "Summe aus direktem und indirektem Aufwand". Hierdurch wird sofort ersichtlich, welcher Eintrag recht genau bestimmt werden konnte und welche nicht so genau ermittelbaren Kosten zu diesem Betrag voraussichtlich noch hinzukommen.

• Man entnimmt der Abbildung 56 "auf einen Blick", dass der Weg 1 bei ausschließlicher Be-rücksichtigung des Teilziels "A Entwicklungs- und Implementierungsaufwand" zu präferieren ist. Weg 2 ist etwas aufwendiger, aber die leichte Implementierung ist genauso gut sicherge-stellt. Weg 3 ist zwar weniger aufwendig als Weg 4, dadurch ist die erreichte Note für die leichte Implementierung aber auch schlechter. Weg 4 ist der aufwendigste, sowohl was die di-rekten, als auch was die indirekten Kosten angeht, erreicht dafür aber auch eine bessere Note für das Teilziel "A3 Leichte Implementierung".

7.8 DIE ENTSCHEIDUNG

Mittels der in Kapitel 7.7 beschriebenen Hilfsmittel der Wertsynthese können die in den vorangegangenen Kapiteln gewonnenen Informationen so aufbereitet werden, dass die Entscheidung über die zu präferie-rende Methode bei der Erarbeitung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge so getroffen wird, dass eine optimale Erfüllung der Präferenzordnung des Entscheiders sichergestellt ist. Hierfür legt man dem Entscheider folgende Informationen vor:

• Zur Vorbereitung auf die Entscheidung:

− Die sinnvoll möglichen Wege für die Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge als Kombination aus den in Kapitel 5, Seite 73, vorgestellten Methoden, wie sie in Abbildung 48, Seite 138, enthalten sind.


SEITE 156

− Das ausgefüllte Zielsystem, wie es in Abbildung 52, Seite 150, dargestellt ist. Dieses kann vom Entscheider genutzt werden, um sich die Details des Zielsystems und der von den Wegen er-reichten Zielwerte in Erinnerung zu rufen. Mittels der farblichen Codierung der Zielwerte der Teil-ziele "A3 Leichte Implementierung" und "B Große Anwendungsvorteile" entsteht ein erster Ein-druck der relativen Vorzugswürdigkeit der Alternativen unter den Aspekten dieser Teilziele.

− Die tabellarische Übersicht des Aufwandes für die Teilziele "A1 Geringer direkter Aufwand" und "A2 Geringer indirekter Aufwand" und der Noten bezüglich der Teilziele "A3 Leichte Implementie-rung" und "B Große Anwendungsvorteile", wie sie in Abbildung 54, Seite 153, dargestellt ist. Die-se Auswertung charakterisiert jeden Weg durch nur vier Zahlenwerte, die dem Entscheider einen zusammenfassenden Überblick über die Situation geben.

• Im Augenblick der Entscheidung:

− Die grafische Aufbereitung der Entscheidungssituation bezüglich des Teilziels "B Große Anwen-dungsvorteile", wie sie in Abbildung 55, Seite 154, dargestellt ist.

− Die grafische Aufbereitung der Situation bezüglich des Teilziels "A Geringer Entwicklungs- und Implementierungsaufwand", wie sie in Abbildung 56, Seite 155 wiedergegeben ist.

Mittels der beiden genannten Abbildungen hat der Entscheider "auf einen Blick" alle Informationen verar-beitet, die die Teilziele A und B charakterisieren. Er muss sich damit ein Bild machen, ob die unter Teilziel B zusammengefassten Anwendungsvorteile den unter Teilziel A beschriebenen Entwicklungs- und Imple-mentierungsaufwand rechtfertigen. Das heißt er muss die Zielwerte der Teilziele A und B im Augenblick der Entscheidung gewichten und zusammenführen. Auch hier ist also nochmals ein Gewichtungsprozess durchzuführen. Beispielsweise hängt das Gewicht, das geringen Kosten beigemessen wird, direkt von den verfügbaren Mitteln ab.

Zur Vorbereitung der Entscheidung wurde zunächst in Kapitel 7.1, Seite 137, die Ausgangssituation doku-mentiert, indem mögliche Wege zur Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge aus den in Kapitel 5, Seite 73, vorgestellten Methoden abgeleitet wurden. Dabei wurde festgestellt, dass nur Wege in Frage kommen, welche die ILS-Äquivalenzmethode einschließen, da diese zum Zeitpunkt der Erstellung dieser Arbeit bereits in der Anwendung ist. Zudem wurde, wie in Kapitel 5.3, Seite 82, begrün-det, der RNP-Ansatz als mögliches Element der Wege ausgeschlossen.

Daran anschließend erfolgte in Kapitel 7.2, Seite 139, mittels des Zielbaumverfahrens die Identifizierung aller Teilziele, die für die zu treffende Entscheidung von Relevanz sind. Danach wurden die Teilziele, deren Erfüllung nicht in monetären Größen ausgedrückt werden kann, einer beispielhaften Gewichtung unterzo-gen. Wie in Kapitel 7.3, Seite 143, allerdings beschrieben, ist eine adäquate Antizipierung der Gewichtung der Teilziele aufgrund der komplexen Abhängigkeiten im Rahmen dieser Arbeit nicht möglich. Um diese Abhängigkeiten dennoch transparent zu machen, wurden sie in Kapitel 7.4, Seite 144, zusammen mit den einzelnen Zielkriterien diskutiert.

Nachdem das gewichtete Zielsystem zur Verfügung stand, konnten entsprechend Kapitel 7.5, Seite 149, die Zielwerte der möglichen Wege zur Erlangung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge ermittelt werden. Dazu wurde die Notenskala als geeignet identifiziert, um die Zielwerte der Teilziele zu ermitteln, die nicht durch monetäre Größen beschrieben werden können. Zudem wurde dargestellt, dass die angegebenen Kosten eine grobe Schätzung darstellen, insbesondere aufgrund der Unsicherheiten hinsichtlich Machbarkeit und Aufwand für das Monte-Carlo-basierende neue GBAS-CRM. Bevor eine Entscheidung basierend auf diesen Angaben getroffen wird, sollten die angegebenen Kosten in vertieften Untersuchungen validiert werden. Für alle Abschnitte im Kapitel 7 wird von Szenario 1 nach Ka-pitel 7.1.2, Seite 139, ausgegangen. Dieses sieht vor, dass ILS look-alike GBAS sobald als möglich durch uneingeschränktes GBAS ersetzt wird. In Kapitel 7.6, Seite 150, wurde nun diskutiert, welche Modifikatio-nen des Zielsystems, der Gewichtung, der Zielerträge und der Zielwerte sich unter der Annahme von Sze-nario 2 – also dem dauerhaften Einsatz von ILS look-alike GBAS – ergeben würden.

VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE 8 ZUSAMMENFASSUNG

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8 ZUSAMMENFASSUNG

Ziel der Arbeit ist es, das Obstacle Clearance Panel (OCP) der Internationalen Zivilluftfahrtorganisation (ICAO) dabei zu unterstützen, einen optimalen Weg für die Erarbeitung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge zu wählen. Maßgebend für die Arbeitsziele des OCP ist die CNS/ATM Gesamt-strategie der ICAO. Diese sieht vor, dass augmentierte GNSS-Systeme für Präzisionsanflüge nach CAT I bis spätestens 2005 für den Betrieb verfügbar sein sollen. Um eine optimale Vorgehensweise vorschlagen zu können, wurden zunächst die für Präzisionsanflüge geeigneten Technologien vorgestellt und das heuti-ge System der Verfahrenskriterien für das Instrumentenlandesystem (ILS) analysiert. Auf dieser Basis konnten dann Methoden für die Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge vor-geschlagen werden. Diese Methoden wurden miteinander zu möglichen Wegen kombiniert. Dabei könnte ein Weg sein, zunächst eine Methode anzuwenden und mittelfristig durch eine andere zu ersetzen. Die so ermittelten Wege wurden anschließend mit systemtechnischen Mitteln bewertet, so dass eine begründete Auswahl der besten Alternative erfolgen kann.

Nachfolgend werden die wichtigsten Ergebnisse dieser Arbeit zusammengefasst dargestellt.

Nach einer Einleitung in Kapitel 1, Seite 19, konnte in Kapitel 2, Seite 21, aufgezeigt werden in welchem Spannungsfeld sich das OCP bewegt, welche Aufgaben es wahrnimmt, welche Werkzeuge es nutzen kann und wie es mit anderen Elementen des Systems Luftverkehr interagiert. Die Vorgaben für die Arbeitsziele und deren Gewichtung ergeben sich für das OCP aus der CNS/ATM Gesamtstrategie der ICAO. Diese wurde erarbeitet durch Abwägung von Aufwand und Nutzen auf globalem Niveau und sieht nach ICAO-Annex 10 /87/, Attachment B, unter anderem vor, dass augmentierte GNSS-Systeme für Präzisionsanflüge nach CAT I bis spätestens 2005 für den Betrieb verfügbar sein sollen. Entsprechend seinen Aufgaben innerhalb der ICAO muss das OCP sicherstellen, dass diese Vorgaben erfüllt werden und entsprechende Verfahrenskriterien bis zu diesem Termin zur Verfügung stehen.

Daran anschließend wurden in Kapitel 3, Seite 31, das Ground Based Augmentation System (GBAS) und das Instrumentenlandesystem (ILS) vorgestellt und miteinander verglichen, um herauszuarbeiten, welche Konsequenzen sich aus den technologischen Unterschieden und Gemeinsamkeiten für die Verfahrenskri-terien ergeben.

Dabei wurde erläutert, dass GBAS auf unterschiedliche Weise zum Einsatz kommen kann:

• ILS look-alike GBAS – Verwendung von GBAS in Verbindung mit einem Multimode Receiver im ILS look-alike Modus

• Uneingeschränktes GBAS – Verwendung von GBAS für Präzisionsanflüge unter Nutzung aller tech-nologischen Möglichkeiten

Die nachfolgende Tabelle 14 enthält die für die Entwicklung von Verfahrenskriterien bedeutsamsten Merk-male von Instrumentenlandesystem, ILS look-alike und uneingeschränktem GBAS.

8 ZUSAMMENFASSUNG VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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Merkmal ILS ILS look-alike GBAS Uneingeschränktes GBAS

Prinzip der Positi-onsbestimmung

winkelbasiert aus der Messung von Pseudoentfernungen

Sensitivität des Ausgangssignals

steigend mit geringer werdendem Abstand von der Bahn

entfernungsunabhängig

Leistungsfähigkeit zeitlich konstant abhängig von der sich ständig verändernden Satellitenkonstellation und dadurch variierendem DOP

Möglicher Sollflugweg

nur entlang der geraden Schnittlinie aus Landekurs- und Gleitwegebene

jede Form möglich – nur durch Performance der

Luftfahrzeuge beschränkt

Abdeckung eng begrenzt, nur im Anflugbereich volle Führung im gesamten Flugplatznahbereich, auch im Fehlanflug

Auswirkungen eines Ausfalls

bei Ausfall nur eine Bahn betroffen

gesamtes Umfeld betroffen

Tabelle 14: Vergleich zwischen Instrumentenlandesystem, ILS look-alike GBAS und uneingeschränktem GBAS (Duplikat von Tabelle 4, Seite 42, eigene Darstellung)

Um Methoden für die Schaffung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge zu identifizie-ren, musste das bestehende System zunächst analysiert werden. Aus diesem Grund wurde in Kapitel 4, Seite 43, erläutert, wie die Verfahrenskriterien für ILS-Präzisionsanflüge heute gestaltet sind.

Dabei wurde festgestellt, dass für ILS-Präzisionsanflüge derzeit folgende Methoden existieren, um die von Objekten freizuhaltenden Lufträume zu definieren, damit die Anfliegbarkeit der jeweiligen Bahnen nicht eingeschränkt wird:

• Hindernisbegrenzungsflächen nach ICAO-Annex 14 /89/

Diese so genannten Obstacle Limitation Surfaces (OLS) definieren einen Luftraum, der idealer wei-se von Objekten frei zu halten ist und sollten permanenter Natur sein.

• Obstacle Assessment Surfaces (OAS) nach ICAO PANS-OPS /95/

Die OAS sollen Verfahrensplanern dazu dienen, konkrete Instrumentenverfahren zu konstruieren. Sie sind abhängig von diversen Parametern, gelten nur für das ILS Precision Segment und wurden ermittelt, indem um die Verteilungskurven des ILS-CRMs herum möglichst einfach zu beschreibende und auszuwertende Flächen definiert wurden.

• Collision Risk Model für ILS-Anflüge (ILS-CRM) /100/

Das ILS-CRM erlaubt die Berechnung von Kollisionsrisiken für gegebene Parameterkombinationen eines Anfluges. So kann beispielsweise für ein gegebenes Target Level of Safety eine minimale Hindernisfreihöhe bestimmt werden. Seine wichtigsten Eigenschaften sind unter anderem:

− Es ist lediglich verwendbar für gerade Anflugwege mittels ILS und beschränkt auf CAT I- und CAT II-Präzisionsanflüge der Flugzeugkategorien A bis D.

− Bei der Ermittlung der Risiken werden nur Objekte berücksichtigt, die sich innerhalb des ILS Pre-cision Segments befinden und die Basic-ILS-Surfaces durchstoßen.

− Eine Berücksichtigung von örtlichen Besonderheiten der Prozedurgestaltung ist nur sehr be-schränkt möglich.

− Die Kollisionsrisiken werden ermittelt, indem für bestimmte Parameterkombinationen Wahr-scheinlichkeitsverteilungsfunktionen um den Sollflugweg fest in das ILS-CRM in Form von Tabel-


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len integriert sind. Mit Hilfe dieser Funktionen kann für jeden Ort um den Sollflugweg die Wahr-scheinlichkeit dafür, dass sich das Luftfahrzeug dort befindet und gegebenenfalls mit einem am selben Ort befindlichen Objekt kollidiert, ermittelt werden. Dabei werden auch Abschattungseffek-te berücksichtigt. Das ILS-CRM umfasst keine dynamische Simulation des Anfluges.

− Es ist relativ einfach zu handhaben, hat sich über Jahrzehnte bewährt und ist damit allgemein anerkannt.

− Es verwendet in vertikaler und lateraler Richtung eigene Wahrscheinlichkeitsverteilungen für die Flugzeugpositionen relativ zum Sollflugweg. Dies setzt voraus, dass beide statistisch unabhängig voneinander sind, wie es für ILS nachgewiesen wurde.

− Es weist eine modulare und damit offene Struktur auf.

Aufbauend auf den Informationen des Kapitels 4 über die heutigen Verfahrenskriterien für ILS-Präzisionsanflüge und der Erläuterung der Eigenschaften von GBAS und ILS in Kapitel 3 wurden in Kapitel 5, Seite 73, mögliche Methoden für die Ermittlung von GBAS CAT I-Verfahrenskriterien identifiziert und diskutiert:

• ILS-Äquivalenzmethode (vgl. Kapitel 5.2, Seite 74)

Man kann am einfachsten Verfahrenskriterien für neue Anflugsysteme zur Verfügung stellen, indem man nachweist, dass der entsprechende Total System Error (TSE) – also die maximale Abweichung der tatsächlichen Position eines Luftfahrzeuges von seiner Sollposition – kleiner ist, als bei einem System, für das bereits ein CRM und OAS existieren. Werden auch die Parameter Verfügbarkeit, Kontinuität und Integrität vom neuen Anflugsystem mindestens genauso gut erfüllt, dann können die OAS und das entsprechende CRM für das neue System übernommen werden.

Daraus ergibt sich auch für die hier zu betrachtenden GBAS CAT I-Präzisionsanflüge die Möglichkeit nachzuweisen, dass diese Anflüge mindestens so genau sind, wie entsprechende ILS CAT I-Präzisionsanflüge und auch die Parameter Verfügbarkeit, Kontinuität und Integrität mindestens ge-nauso gut erfüllt werden. Trifft dies zu, so könnte das für ILS CAT I geltende CRM und die OAS – gegebenenfalls mit einem entsprechenden Sicherheitsaufschlag – für GBAS CAT I-Anflüge über-nommen werden.

Um diesen Ansatz nutzbar zu machen, wurden von EUROCONTROL und FAA über 300 Flugversu-che mit ILS look-alike GBAS unter Verwendung von Luftfahrzeugen aus 3 verschiedenen Luftfahr-zeugkategorien durchgeführt. Für die Flugversuche konnte nachgewiesen werden, dass die Genau-igkeit von ILS look-alike GBAS CAT I-Präzisionsanflügen mindestens so hoch ist, wie die von manu-ellen ILS CAT I-Anflügen. Geht man davon aus, dass die Zahl der Flugversuche ausreichend ist, um statistisch gesicherte Schlussfolgerungen ziehen zu können, dass die Korrelation zwischen vertika-ler und lateraler Ablage vom Sollflugweg für GBAS als unkritisch angesehen werden kann und dass die ILS-Standards in puncto Integrität und Kontinuität von GBAS erfüllt werden, so kann geschluss-folgert werden, dass die Verfahrenskriterien von ILS CAT I auch für ILS look-alike GBAS CAT I zur Anwendung kommen können.

Hierauf aufbauend wurden entsprechende Kapitel in den ICAO PANS-OPS /95/ neu aufgenommen, die GBAS CAT I-Verfahrenskriterien beinhalten, welche von den ILS-Kriterien abgeleitet wurden. Der Verfahrensplaner nutzt diese Kriterien, wie er es vom ILS gewohnt ist. Hierzu bestimmt er zu-nächst die Parameter des vom GBAS-System im ILS look-alike Modus simulierten ILS-Anfluges (beispielsweise simulierter Abstand zwischen Localizer und Schwelle). Diese Parameter verwendet er für die Bestimmung der OAS oder die Anwendung des ILS-CRMs – als würde die Bahn mittels realen Instrumentenlandesystems angeflogen.

• RNP-Ansatz (RNP – Required Navigation Performance, vgl. Kapitel 5.3, Seite 82)

Das Konzept der Required Navigation Performance (RNP) für den Anflugbereich sieht vor, bestimm-te Vorgaben für den maximalen Total System Error (TSE) – also die maximale Abweichung der tat-sächlichen Position eines Luftfahrzeuges von seiner Sollposition – und Parameter wie Verfügbarkeit,


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Kontinuität und Integrität zu machen. Aus diesen Forderungen ergeben sich direkt die Wahrschein-lichkeiten für das Verlassen dieser Lufträume, so dass die entsprechenden Begrenzungen nach ei-nem Vorschlag von Kelly /119/ als Obstacle Assessment Surfaces aufgefasst werden können.

Diesem Vorschlag wurde nachgegangen, dabei wurde jedoch festgestellt, dass das RNP-Konzept für die Festlegung von Verfahrenskriterien für Präzisionsanflüge ungeeignet ist. Die Gründe hierfür wurden in Kapitel 5.3.5, Seite 88, ausführlich dargelegt.

• Weiterentwicklung des ILS-CRMs (vgl. Kapitel 5.4, Seite 91)

Es wurde untersucht, inwiefern das bestehende ILS-CRM so erweitert werden kann, dass auch GBAS CAT I-Präzisionsanflüge bearbeitet werden können. Dabei wurde nachgewiesen, dass die Anwendung einer Weiterentwicklung des ILS-CRMs auf GBAS-Präzisionsanflüge entlang von ge-krümmten Sollflugwegen mit variablem Höhenverlauf nicht sinnvoll möglich ist.

Die Implementierung von geraden GBAS-Präzisionsanflügen in das ILS-CRM ist hingegen machbar. "Gerade" heißt in diesem Zusammenhang, dass die Sollflugwege denen der ILS-Anflüge, wie sie im ILS-CRM berücksichtigt sind, entsprechen. Im einzelnen ergibt sich folgenden Situation:

− Untersuchungsbereich

Der bestehende des ILS-CRMs kann beibehalten werden.

− Laterale und vertikale Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen

Diese müssen neu bestimmt, durch Flugversuche validiert und entsprechend implementiert wer-den, was programmtechnisch durch den Austausch von Tabellen und leichte Modifikationen des Programmcodes zu realisieren ist.

Es muss untersucht werden, inwiefern die FTE-Wahrscheinlichkeitsverteilungen des ILS-CRMs beibehalten werden können/sollen, da diese den Stand der Technik der 1970er Jahre widerspie-geln.

Im Falle des Einsatzes von ILS look-alike GBAS könnten die Wahrscheinlichkeitsverteilungen des FTE des ILS-CRMs mit denen des GBAS-NSE gefaltet werden, um so die des GBAS-TSE zu ermitteln. Kommt hingegen uneingeschränktes GBAS zum Einsatz, so muss das gesamte ILS-Anflugmodell ersetzt werden.

Es ist nachzuweisen, dass die lateralen und vertikalen Wahrscheinlichkeitsverteilungen für GBAS statistisch unabhängig sind, da nur dann eine problemlose Implementierung möglich ist.

− Vertikales Fehlanflugmodell

Auch dieses muss modifiziert werden, da einer der Parameter von der vertikalen Wahrscheinlich-keitsverteilung um den Sollflugweg im Anflug abhängig ist. Entweder man versucht, die ursprüng-lichen Berechnungen des ILS-CRMs mit diesem veränderten Parameter nochmals durchzufüh-ren, was mit einigen Unsicherheiten verbunden ist. Oder man wählt die zu präferierende Option und weist mittels Flugversuchen nach, dass der oben genannte Parameter sich bei GBAS-Präzisionsanflügen immer günstiger verhält, als bei ILS-Anflügen und damit das bestehende ver-tikale Fehlanflugmodell des ILS-CRMs beibehalten werden kann. Als Grundlage hierfür können die im Rahmen der ILS-Äquivalenzmethode entsprechend Kapitel 5.2, Seite 74, durchgeführten Flugversuche dienen.

− Laterales Fehlanflugmodell

Das ILS-CRM geht von fehlender lateraler Führung im Fehlanflug aus.

Soll dies auch für GBAS-Präzisionsanflüge nicht verändert werden, so könnten die bestehenden Wahrscheinlichkeitsverteilungsfunktionen des ILS-CRMs beibehalten werden, wenn nachgewie-sen würde, dass der laterale GBAS-TSE im Anflugbereich immer kleiner ist, als der des ILS. Hier-


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für könnten die im Rahmen der ILS-Äquivalenzmethode entsprechend Kapitel 5.2, Seite 74, durchgeführten Flugversuche dienen.

Will man hingegen die Möglichkeit der GBAS-Führung im Fehlanflug nutzen, so müssten die ent-sprechenden Wahrscheinlichkeitsverteilungen komplett neu bestimmt werden

− Abschattung

Das Modell der Abschattung des ILS-CRMs kann und sollte beibehalten werden

− Datenein- und -ausgabe sowie Objektmodellierung

Die derzeitige Erfassung der durch das ILS-CRM zu prüfenden Objekte als Spikes und Walls kann und sollte beibehalten werden.

− Fehlanflugrate

Es ist zunächst eine Rate zu schätzen, die später justiert werden kann, sobald verlässliche Sta-tistiken über die wirkliche Fehlanflugrate vorliegen.

• Entwicklung eines neuen GBAS-CRMs (vgl. Kapitel 5.5, Seite 101)

Im Rahmen dieser Arbeit wurde ein Konzept entwickelt, mit dem die Potenziale von GBAS beim Ein-satz für Präzisionsanflüge voll genutzt werden können. Hierzu wurden zunächst die zu stellenden Anforderungen in einer Art Pflichtenheft zusammengefasst. Daran anschließend wurde erläutert, dass Monte-Carlo-Simulationen es erlauben, das Zusammenwirken von statistisch verteilten Ein-gangsgrößen zu ermitteln, indem eine große Zahl von Einzelversuchen durchgeführt wird, bei denen diese entsprechend Ihrer Wahrscheinlichkeitsverteilungen "ausgelost" und anschließend im Simula-tionsdurchlauf entsprechend ihrer Wirkzusammenhänge zusammengebracht werden. Es konnte festgestellt werden, dass sich Monte-Carlo-Simulationen im Zulassungsprozess von automatischen Landesystemen sehr bewährt haben.

Hierauf aufbauend wurde ein Konzeptvorschlag für ein Monte-Carlo-basierendes GBAS-CRM erar-beitet und erläutert. Dieser sieht vor, dass das Gesamtmodell als ein geschlossener Regelkreis ver-schiedener, sich gegenseitig beeinflussender Teilmodelle auszuführen ist. Im Ergebnis des Zusam-menwirkens dieser Modelle ergibt sich der Verlauf des Anfluges. Die Eingangsparameter jedes Teilmodells ergeben sich entweder aus den Ausgangsignalen anderer Teilmodelle – wodurch sich der Regelkreis ergibt – oder sie müssen der Simulation – gegebenenfalls unter Benutzung von Wahrscheinlichkeitsverteilungen – zur Verfügung gestellt werden.

Ein Simulationsdurchlauf erfolgt, indem zunächst die Eingangsparameter entsprechend ihrer Wahr-scheinlichkeitsverteilungen "ausgelost" werden, das Luftfahrzeug auf den Ausgangspunkt des Anflu-ges gesetzt wird und anschließend der Regelkreis des Gesamtmodells freigegeben wird. Danach führt das Flugzeug einen "virtuellen" Anflug durch, der von den "ausgelosten" Eingangsgrößen be-stimmt wird. Während des gesamten Flugverlaufes wird überprüft, inwiefern das Luftfahrzeug mit der Topographie und eventuellen Luftfahrthindernissen in Konflikt gerät und es damit zum Unfall kommt. Tritt dieser Fall ein, so wird der entsprechende Simulationsdurchlauf an dieser Stelle beendet und der nachfolgende Durchlauf beginnt.

Wiederholt man diese Simulationsdurchläufe häufig genug, so können aus den aufgezeichneten Da-ten folgende Größen statistisch ermittelt werden:

− Kollisionsrisiko pro Anflug (Total Risk of Collision) – in dem die Gesamtzahl der "verunfallten" ins Verhältnis zur Gesamtzahl aller simulierten Anflüge gesetzt wird. Dieses kann mit dem Target Level of Safety verglichen werden.

− Kollisionsrisiko für ein einzelnes Objekt (Individual Risk of Collision) – in dem die Zahl der Unfälle mit einem bestimmten Objekt ins Verhältnis zur Gesamtzahl aller simulierten Anflüge gesetzt wird.


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− Aufenthaltswahrscheinlichkeiten für jeden Punkt im Luftraum um den Flugplatz – indem die Zahl der Flugverläufe, die den betreffenden Punkt berührt haben, in Relation zur Gesamtzahl der Durchläufe gesetzt wird.

Mit diesem allgemeinen Konzept wurde anschließend ein Vorschlag für die Realisierung des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs erarbeitet. Dabei wurde festgestellt, dass ein praktikabler Kompro-miss gefunden werden muss zwischen den Polen "Standardisierung" und "Individualisierung". Im Gegensatz zum erstgenannten gibt der Pol "Individualisierung" dem Verfahrensplaner möglichst vie-le "Stellschrauben" in die Hand, damit dieser das Modell möglichst genau auf die zu untersuchende Situation justieren kann.

Es wurde erläutert, dass es sinnvoll ist, sich die Erfahrungen aus dem Zulassungsprozess automati-scher Landesysteme nutzbar zu machen. Aus diesem Grund wurde vorgeschlagen, das GBAS-CRM typenspezifisch zu gestalten und die nachfolgend genannten Modelle zu übernehmen, wobei auch der Standardisierungsgrad, der sich in den Justierungsparametern der Modelle niederschlägt, bei-behalten werden soll:

− Modell der Flugdynamik des Luftfahrzeuges − Modell der Steuerungseingaben des Autopiloten − Modell der Atmosphäre − Modell des Navigationssystems für ILS; für GBAS CAT I liegt – wie oben beschrieben – ein ent-

sprechendes Modell in Entwurfsform vor.

Einige der weiterhin benötigten Modelle und Eingangsparameter können mit geringem Aufwand neu aufgebaut werden:

− Modell der Bahn − Modell der Topographie und eventueller Luftfahrthindernisse − Modell der Flugzeuggeometrie − Modell der operationellen Vorgaben

Für die folgenden Modelle und Eingangsparameter besteht noch eine gewisse Planungsunsicher-heit, was Aufwand und Möglichkeiten der Modellierung angeht. Aus diesem Grund werden hier auch Vorschläge gemacht, wie Übergangslösungen aussehen könnten:

− Modell der Steuerungseingaben des Piloten

Die Modellierung des Regelverhaltens des Piloten für komplette Anflüge und gegebenenfalls Fehlanflüge stellt eine gewisse Herausforderung dar und es muss noch geklärt werden, wann entsprechende Modelle verfügbar sind. Für den Fall, dass diese zunächst nicht realisierbar sind, könnte das GBAS-CRM zunächst nur Landungen berücksichtigen, die mit Hilfe des Autopiloten geflogen werden, da hierfür Modelle verfügbar sind.

− Modell der Ausgangsparameter am Beginn der Simulation, wie Ort, Flugzustand und Konfigurati-on des Luftfahrzeuges Auch dieses Modell kann erst durch die Aufnahme von entsprechenden Flugdaten realistisch entworfen werden. Es könnten zunächst jedoch konservative Schätzungen der Wahrscheinlich-keitsverteilungen vorgenommen werden, die später durch Flugdaten präzisiert werden.

− Modell sonstiger Parameter: o Wahrscheinlichkeit für einen Fehlanflug, initiiert durch den Piloten oder die Flugsicherung,

ohne dass die Ursache beim Navigationssystem lag Die Ermittlung entsprechender Wahrscheinlichkeitsverteilungen ist aufgrund fehlender prakti-scher Erfahrungen schwierig. Hier könnten zunächst konservative Schätzungen Anwendung finden, die dann durch Erfahrungswerte sukzessive präzisiert werden.

o Auswirkungen aus der Überwachung durch die Flugsicherung Auch hier ist die Datengrundlage momentan unzureichend. Aufgrund dessen könnte hier zu-nächst davon ausgegangen werden, dass die Flugsicherung keinen Einfluss hat, was einer


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sehr konservativen Annahme entsprechen würde, denn eine Intervention der Flugsicherung sollte ausschließlich zu einer Erhöhung der Sicherheit beitragen.

Der Verfahrensplaner verwendet das Monte-Carlo-basierende GBAS-CRM, indem er die oben ge-nannten Justierungsparameter der einzelnen Modelle entsprechend der Gegebenheiten für den zu prüfenden Anflug setzt und die Simulationen startet. Im Ergebnis erhält er die oben genannten sta-tistischen Auswertungen des Total Risk of Collision, des Individual Risk of Collision und der Aufent-haltswahrscheinlichkeiten für jeden Punkt im Luftraum um den Flugplatz.

Denkbar wäre, dass der Verfahrensplaner nicht alle Luftfahrzeugtypen einzeln prüft, sondern ganze Gruppen aus einer vorgegebenen Auswahl selektiert. Würden die Gruppen so zusammengestellt, dass sie den Luftfahrzeugkategorien nach ICAO PANS-OPS entsprechen, so könnte die heutige Praxis beibehalten werden, dass alle betrieblichen Vorgaben in Abhängigkeit von der Luftfahrzeug-kategorie definiert sind (beispielsweise OCA/H der Instrument Approach Charts).

Durch das Konzept eines typenspezifischen GBAS-CRMs ergibt sich ein bedeutend erhöhter Re-chenaufwand, aber auch die Möglichkeit typenspezifische Anflugrouten zu definieren, was die Indi-vidualität und Flexibilität erheblich steigert. Unsicher ist noch, ob der Rechenaufwand so groß ist, dass die Simulationen erst zukünftig auf den lokalen Rechensystemen der Verfahrensplaner durch-geführt werden können. Bis dahin wäre es beispielsweise denkbar, dass der Verfahrensplaner die Justierungsparameter der einzelnen Modelle an eine Zentralstelle gibt und diese über entsprechen-de Rechenleistung verfügt, um mittels des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs in kurzer Zeit Er-gebnisse zu erzielen. Auch könnte sich der Untersuchungsbereich zunächst – wie beim ILS-CRM – nur auf den Bereich der Anflüge beschränken, der nicht unterhalb der Entscheidungshöhe liegt.

Um die operationellen Vorgaben (beispielsweise minimale Entscheidungshöhe) zu ermitteln, welche die Einhaltung eines vorgegebenen Target Level of Safety sicherstellen, wird auf Seite 114 eine Möglichkeit vorgestellt, wie dies geschehen kann, ohne dass die Simulationen komplett wiederholt werden müssen.

Im Vergleich zum ILS-CRM besitzt das Monte-Carlo-basierende GBAS-CRM folgende Merkmale: − Untersuchungsbereich

Es können beliebige, fliegbare Sollflugwege und Fehlanflüge bearbeitet werden. Das Prinzip des ILS-CRMs, dass nur Objekte in die Berechnungen einbezogen werden, welche die Basic-ILS-Surfaces durchstoßen, sollte nicht übernommen werden. Sollte die Modellierung des Regelverhaltens des Piloten im visuellen Teil des Endanfluges nach Erreichen der Entscheidungshöhe erst zu einem späteren Zeitpunkt zur Verfügung stehen, dann könnte übergangsweise der Untersuchungsbereich des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs zunächst auf den Bereich oberhalb der Entscheidungshöhe beschränkt bleiben.

− Wahrscheinlichkeitsverteilung, Abschattung und Fehlanflugrate Im Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM wird die Zweistufigkeit, wie sie beim ILS-CRM bei der Bestimmung des Kollisionsrisikos zur Anwendung kommt, nicht beibehalten. Das heißt es wer-den nicht zuerst Wahrscheinlichkeitsverteilungen um einen Sollflugweg ermittelt, um diese dann anschließend mit einer Objektdatenbank zu vergleichen, sondern die Objektdatenbank fließt di-rekt in den Prozess der Bestimmung der Kollisionsrisiken mit ein. Wie auf Seite 116 beschrieben ist dies aus Gründen der Abschattung nötig. Das Simulationsmodell des GBAS-CRMs muss alle Phasen des Anfluges und des Fehlanfluges umfassen, denn im Gegensatz zum ILS-CRM ist es nicht möglich, verschiedene Modelle (bei-spielsweise für den Anflug und den Fehlanflug) einfach miteinander zu verbinden.

− Ableitung von OAS Auch aus dem Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM können OAS abgeleitet werden. Dabei ist jedoch zu beachten, dass die Festlegung von OAS immer einen nicht unerheblichen Grad von Standardisierung voraussetzt. Die Festlegung dieser Standardfälle führt aber dazu, dass wesent-liche Merkmale des vorgeschlagenen GBAS-CRMs – die Flexibilität und Individualität – stark ein-geschränkt würden.


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− Datenein- und -ausgabe sowie Objektmodellierung Die geometrischen Daten der Topographie und der eventuellen Luftfahrthindernisse müssen dem Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRM 3-dimensional mittels der heute üblichen Methoden des Vermessungswesens (beispielsweise Triangulation) zur Verfügung gestellt werden. Bestehende Objektdatenbanken des ILS-CRMs können nicht direkt im GBAS-CRM verarbeitet werden, da – wie diskutiert – die Modellierungsvorschriften nicht kompatibel sind.

In Kapitel 6, Seite 121, wurden systemtechnische Bewertungsmethoden vorgestellt, die dazu eingesetzt werden können, aus einer Menge von gegebenen Alternativen systematisch diejenige auszuwählen, die die Ziele des Anwenders am besten erfüllt.

Aus den in Kapitel 6, Seite 121 erläuterten Zusammenhängen wurde dann in Kapitel 7, Seite 137, eine eigene Bewertungsmethode entwickelt, die das Obstacle Clearance Panel (OCP) der Internationalen Zivil-luftfahrtorganisation (ICAO) dabei unterstützen kann, den optimalen Weg für die Ermittlung von Verfah-renskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge zu finden.

Zur Vorbereitung der Entscheidung wurde zunächst die Ausgangssituation dokumentiert, indem mögliche Wege zur Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge aus den in Kapitel 5, Seite 73, vorgestellten Methoden abgeleitet wurden. Dabei wurde festgestellt, dass nur Wege in Frage kommen, welche die ILS-Äquivalenzmethode einschließen, da diese zum Zeitpunkt der Erstellung dieser Arbeit be-reits in der Anwendung ist. Zudem wurde, wie in Kapitel 5.3, Seite 82, begründet, der RNP-Ansatz als mögliches Element der Wege ausgeschlossen.

Daran anschließend erfolgte mittels des Zielbaumverfahrens die Identifizierung aller Teilziele, die für die zu treffende Entscheidung von Relevanz sind. Danach wurden die Teilziele, deren Erfüllung nicht in monetä-ren Größen ausgedrückt werden kann, einer beispielhaften Gewichtung unterzogen. Es musste jedoch festgestellt werden, dass eine adäquate Antizipierung der Gewichtung der Teilziele aufgrund der komple-xen Abhängigkeiten im Rahmen dieser Arbeit nicht möglich ist. Um diese Abhängigkeiten dennoch trans-parent zu machen, wurden sie zusammen mit den einzelnen Zielkriterien diskutiert.

Nachdem das gewichtete Zielsystem zur Verfügung stand, konnten die Zielwerte der möglichen Wege zur Erlangung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge ermittelt werden. Dazu wurde die Notenskala als geeignet identifiziert, um die Zielwerte der Teilziele zu ermitteln, die nicht durch monetäre Größen beschrieben werden können. Zudem wurde dargestellt, dass die angegebenen Kosten eine grobe Schätzung darstellen, insbesondere aufgrund der Unsicherheiten hinsichtlich Machbarkeit und Aufwand für das Monte-Carlo-basierende neue GBAS-CRM. Bevor eine Entscheidung basierend auf diesen Angaben getroffen wird, sollten die angegebenen Kosten in vertieften Untersuchungen validiert werden.

Alle Ausführungen in Kapitel 7 gehen davon aus, dass ILS look-alike GBAS sobald als möglich durch un-eingeschränktes GBAS ersetzt wird. Sollte jedoch davon ausgegangen werden, dass dies nicht eintritt – GBAS also dauerhaft als ILS look-alike eingesetzt wird –, so wurde in Kapitel 7.6, Seite 150, erläutert, wel-che Modifikationen dies nach sich zieht.

Die vorgestellte Bewertungsmethode sieht vor, dass dem Entscheider folgende Informationen vorgelegt werden:

• Zur Vorbereitung auf die Entscheidung: − Die in Abbildung 57 dargestellten, sinnvoll möglichen Wege für die Ermittlung von Verfahrenskri-

terien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge als Kombination aus den in Kapitel 5, Seite 73, vorge-stellten Methoden.

1 2 3 41. ILS-Äquivalenzmethode x x x x3. Weiterentwicklung des ILS-CRMs x x4. Entwicklung eines neuen GBAS-CRMs x xM

etho

de

Weg

Abbildung 57: Sinnvolle Wege für die Ermittlung von Verfahrenskriterien für

GBAS CAT I-Präzisionsanflüge (Duplikat von Abbildung 48, Seite 138, eigene Darstellung)


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− Das ausgefüllte Zielsystem, wie es in Abbildung 58 dargestellt ist. Dieses kann vom Entscheider genutzt werden, um sich die Details des Zielsystems und der von den Wegen erreichten Zielwer-te in Erinnerung zu rufen. Mittels der farblichen Codierung der Zielwerte der Teilziele "A3 Leichte Implementierung" und "B Große Anwendungsvorteile" entsteht ein erster Eindruck der relativen Vorzugswürdigkeit der Alternativen unter den Aspekten dieser Teilziele.

1 2 3 4 1 2 3 4 1 2 3 4 1 2 3 4


A1 Geringer direkter Aufwand 0,2 0,6 2,6 2,9

A1.1 Geringer Aufwand für Erarbeitungdes theoretischen Gerüstes 0,1 0,2 0,3 0,5


0,1 0,3 2,0 2,0


- 0,1 0,3 0,4

A2 Geringer indirekter Aufwand 0,2 0,4 1,1 1,5

A2.1 Geringer Aufwand für formelle Umstellung der Vorschriften 0,1 0,2 0,3 0,5

A2.2 Geringer Aufwand für Umstellung der Verfahrensplaner, ihrer Werkzeuge und Daten 0,1 0,2 0,8 1,0

A3 1,0 1,0 2,4 1,2

A3.1 Gute politische Durchsetzbarkeitdurch hohe Akzeptanz 20% 1 1 4 2

A3.2 Problemlose Übergangsphase 20% 1 1 5 1A3.3 Adäquater Zeitplan 60% 1 1 1 1

B 4,1 3,1 1,1 1,1

B1 Justierung des Target Level of Safety einfach möglich 10% 5 4 1 1

B2 Einfache Berücksichtigung vonbspw. Verkehrsdichte, Luftraumstruktur 10% 5 5 2 2


10% 4 3 1 1

B4 Hohe Verlässlichkeit der Ergebnisse 10% 1 1 1 1

B5 Leichte, sichere und wenig aufwendige Anwendbarkeit für Verfahrensplaner 10% 2 2 1 1

B6 Nutzung des Potenzials der bei GBAS möglichen Führung im Fehlanflugsegment 20% 5 3 1 1


10% 5 5 1 1


10% 5 1 1 1

B9 Gute Erweiterbarkeit für zukünftige technische Innovationen 10% 4 4 1 1


Summe

Summe

Weg

NoteBeschreibungEbene

Weg

Leichte Implementierung Gewichteter Notendurchschnitt

Große Anwendungsvorteile Gewichteter Notendurchschnitt

Ge-wicht



Weg

Abbildung 58: Das beispielhaft ausgefüllte Zielsystem zur Bestimmung des optimalen Weges

für die Ermittlung von Verfahrenskriterien für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge (Duplikat von Abbildung 52, Seite 150, eigene Darstellung)

− Die tabellarische Übersicht des Aufwandes für die Teilziele "A1 Geringer direkter Aufwand" und "A2 Geringer indirekter Aufwand" und der Noten bezüglich der Teilziele "A3 Leichte Implementie-rung" und "B Große Anwendungsvorteile", wie sie Abbildung 59 dargestellt ist. Diese Auswertung charakterisiert jeden Weg durch nur vier Zahlenwerte, die dem Entscheider einen zusammenfas-senden Überblick über die Situation geben.

1 2 3 4A1 Geringer direkter Aufwand Mio. € 0,2 0,6 2,6 2,9A2 Geringer indirekter Aufwand Mio. € 0,2 0,4 1,1 1,5A3 Leichte Implementierung Note 1,0 1,0 2,4 1,2

B Große Anwendungsvorteile Note 4,1 3,1 1,1 1,1

WegSkalaTeilziel

Abbildung 59: Tabellarische Übersichtsdarstellung von Aufwand und Noten als Zielwerte der Teilziele A1 bis A3 und B (Duplikat von Abbildung 54, Seite 153, eigene Darstellung)


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• Im Augenblick der Entscheidung: − Die grafische Aufbereitung der Entscheidungssituation bezüglich des Teilziels "B Große Anwen-

dungsvorteile", wie sie in Abbildung 60 dargestellt ist.

1

2

3

4

5

B1 B2 B3 B4 B5 B6 B7 B8 B9Zielkriterium

Not

e fü

r "G

roße

Anw

endu

ngsv

orte

ile"

(Gew

icht

eter

Dur

chsc

hnitt

)

Weg 1 Weg 2 Weg 3 Weg 4





10%






10%


Abbildung 60: Grafische Aufbereitung der Noten als Zielwerte der Teilziele B1 bis B9 (Duplikat von Abbildung 55, Seite 154, eigene Darstellung)


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− Die grafische Aufbereitung der Situation bezüglich des Teilziels "A Geringer Entwicklungs- und Implementierungsaufwand", wie sie in Abbildung 61 wiedergegeben ist.

1,0

3,7

4,4

0,6

2,62,9

0,40,20,0

1,0

2,0

3,0

4,0

5,0

0,0 1,0 2,0 3,0 4,0 5,0

Note für "Leichte Im plem entierung"(Gew ichte ter Durchschnitt)

Auf

wan

d in

Mio

. €

Summe aus direktem undindirektem Aufw and

Direkter Aufw and

Weg 1

Weg 2

Weg 4

Weg 3

Abbildung 61: Matrix-Darstellung von Aufwand und Noten als Zielwerte der Teilziele A1 bis A3

(Duplikat von Abbildung 56, Seite 155, eigene Darstellung)

Mittels der Abbildung 60 und Abbildung 61 hat der Entscheider "auf einen Blick" alle Informationen verar-beitet, die die Teilziele A und B charakterisieren. Er muss sich damit ein Bild machen, ob die unter Teilziel B zusammengefassten Anwendungsvorteile den unter Teilziel A beschriebenen Entwicklungs- und Imple-mentierungsaufwand rechtfertigen.

Kapitel 9 zeigt Perspektiven für die Zukunft auf.


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VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE 9 AUSBLICK

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9 AUSBLICK

Die CNS/ATM Gesamtstrategie sieht nach ICAO-Annex 10 /87/, Attachment B, vor, dass augmentierte GNSS-Systeme für Präzisionsanflüge nach CAT II und CAT III zwischen 2005 und 2015 implementiert werden – wenn dies technisch und betrieblich machbar ist, denn bis dato konnte zwar gezeigt werden, dass die Genauigkeit dieser Systeme hinreichend ist, der Nachweis für die Erfüllung der Forderungen in puncto Integrität, Kontinuität und Verfügbarkeit steht aber noch aus. Sobald die Implementierung dieser Betriebsstufen ansteht, müssen auch hierfür durch das OCP Verfahrenskriterien erarbeitet werden. Es bleibt zu prüfen, ob die für GBAS CAT I-Präzisionsanflüge angewendeten Methoden der Bereitstellung von Verfahrenskriterien auch für diese Betriebsstufen praktikabel sind. Dieser Aspekt wurde im Rahmen dieser Arbeit durch die Aufnahme des Zielkriteriums "B9 Gute Erweiterbarkeit für zukünftige technische Innovati-onen" in das Zielsystem berücksichtigt.

Grundsätzlich sollte für die Zukunft versucht werden, Verfahrenskriterien soweit wie möglich zu individuali-sieren, das heißt dem Verfahrensplaner sollten möglichst viele "Stellschrauben" in die Hand gegeben wer-den, damit dieser das Modell möglichst genau auf die zu untersuchende Situation justieren kann. Bei-spielsweise könnte versucht werden, die lokalen Windverhältnisse – insbesondere Böen und Windsche-rungen – an dem jeweiligen Flugplatz bei der Ermittlung von Verfahrenskriterien zu berücksichtigen.

Ein hoher Grad an Individualisierung kann am besten durch das Monte-Carlo-basierende GBAS-CRM rea-lisiert werden. Dieses ist auch aufgrund seines modularen Aufbaus sehr gut dazu geeignet, in Zukunft er-weitert zu werden. Einige Möglichkeiten hierzu werden im Folgenden erörtert.

Grundsätzlich sollte der Untersuchungsbereich so groß wie möglich gewählt werden. Er ist bei den im Rah-men dieser Arbeit vorgestellten Methoden zur Realisierung von Verfahrenskriterien beschränkt auf die Streckenabschnitte des Anfluges, die sich oberhalb der Entscheidungshöhe befinden. In zukünftigen Wei-terentwicklungen beispielsweise des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs sollte der Untersuchungsbe-reich auch auf die übrigen Streckenabschnitte eines GBAS-Präzisionsanfluges erweitert werden, also auf den Endanflug nach Erreichen der Entscheidungshöhe und das Rollen bis zum Stillstand. Auch Landun-gen, die erst nach dem Aufsetzen abgebrochen werden (Balked Landings), könnten erfasst werden. Diese Erweiterung ist aber abhängig von der Verfügbarkeit eines entsprechenden Modells für das Regelverhalten des Piloten in diesen Bereichen und es muss analysiert werden, inwiefern dieses in absehbarer Zeit reali-siert werden kann.

In zukünftigen Ansätzen könnte versucht werden, den Faktor Zeit stärker in die Simulation im Sinne einer 4-D-Navigation zu integrieren und zudem ein Modell für die Staffelung einzubauen. Dadurch würde es bei bekanntem Flugplan mit dem Gesamtmodell des Monte-Carlo-basierenden GBAS-CRMs möglich, auch Verkehrsflüsse realistisch – auch was entsprechende Interaktionen mit anderen Luftfahrzeugen betrifft – zu simulieren. Betrachtet man bei den Simulationen zudem nicht nur einzelne Anflüge auf eine Bahn, sondern die Gesamtheit aller an einem Flugplatz stattfindenden Verfahren, so würden sich hieraus verschiedene neue Möglichkeiten eröffnen:

• Das ermittelte Kollisionsrisiko berücksichtigt auch die Interaktion mit dem umgebenden Verkehr, so dass beispielsweise die gegenseitige Beeinflussung der Verfahren mehrerer Bahnen eines Flugplat-zes genauso berücksichtigt werden kann, wie die Auswirkungen einer großen Verkehrsdichte.

• Bei gegebenem Flottenmix und Flugplan wären Aussagen darüber möglich, wie groß die Risiken für definierte Punkte in der Umgebung des Flugplatzes dafür sind, von einem Luftfahrzeug getroffen zu werden.

• Zum anderen könnte das GBAS-CRM – quasi nebenbei – auch benutzt werden, um kapazitive Aus-sagen zu generieren.

Langfristig wäre es denkbar, dass – bei genügend großer Individualisierung des GBAS-CRMs – für jedes anfliegende Luftfahrzeug individuell das entsprechende Kollisionsrisiko ermittelt wird. In diese Berechnun-gen könnten beispielsweise die aktuelle Verkehrssituation, der vom Luftfahrzeug individuell geplante Flug-weg und das aktuelle Wetter mit einfließen.

9 AUSBLICK VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE LITERATURVERZEICHNIS

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LITERATURVERZEICHNIS VERFAHRENSKRITERIEN FÜR GBAS CAT I-ANFLÜGE

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