Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.v. Forschungsbericht

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1 Forschungsverbund Leiser Verkehr Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.v. Forschungsbericht Untersuchung der Fliegbarkeit von lärmoptimierten Anflugverfahren durch den Piloten E. M. Elmenhorst J. Heider R.G. Huemer W. Jans R. König O. Lehmann H. Maaß S. Nowack H. Neb G. Plath A. Samel G. Saueressig E. Schubert H. Soll M. Vejvoda DLR-Institut für Luft- und Raumfahrtmedizin Köln und Hamburg DLR-Institut für Flugsystemtechnik, Braunschweig Deutsche Lufthansa AG, Köln und Frankfurt Technische Universität Berlin 189 Seiten 75 Bilder 24 Tabellen 49 Literaturstellen Anhang Förderung:

2 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.v. Forschungsbericht Untersuchung der Fliegbarkeit von lärmoptimierten Anflugverfahren durch den Piloten E. M. Elmenhorst* J. Heider** R.G. Huemer** W. Jans*** R. König** O. Lehmann**** H. Maaß* S. Nowack* H. Neb*** G. Plath* A. Samel* G. Saueressig*** E. Schubert**** H. Soll* M. Vejvoda* * Institut für Luft- und Raumfahrtmedizin Köln und Hamburg ** Institut für Flugsystemtechnik, Braunschweig *** Deutsche Lufthansa AG, Köln und Frankfurt **** Technische Universität Berlin 189 Seiten 75 Bilder 24 Tabellen 49 Literaturstellen Anhang II

3 Inhaltsverzeichnis Vorwort VI Abkürzungsverzeichnis...VIII 1. Einleitung Methoden Full-Flight-Simula toren.a320 und A Lufthansa Flight Training A Flugsimulator ZFB A330/340 Simulator und Forschungsumgebung an der TUB Auslegung eines lärmreduzierten Anflugverfahrens Lärmberechnungsprogramme SIMUL Integrated Noise Model (INM) Hypothesen zur technischen Machbarkeit des Verfahrens Übersicht zur Versuchsdurchführung Kollektiv und Untersuchungsablauf Ergebnisse Flugtechnische Da ten Auswertbarke it der Daten Ergebnisse der Simulatorversuche (flugtechnische Daten) Debriefing-Fragebogen und Anflugbewertung Debriefing-Fragebogen Anflugbewertung durch Checkpiloten (APRS-Scale) Anflugbewertung durch Checkpiloten Zusammenfa ssung und Diskussion Beurteilungen zur Belastung und Beanspruchung Ermüdung Karolinska Sleepiness Scale Wachheit III

4 4.3.4 Spannung Arbeitsbelastung (NASA-TLX) Zusammenfassung und Diskussion der Ergebnisse Elektrophysiologischen Untersuchungen Einleitung Methodik Auswertung und Ergebnisse Diskussion Weite re physiologische Parameter Blutdruck Stresshormon Cortisol Bewertung und Diskussion Aufgabenerfüllung Einschränkungen der Aussagekraft der Ergebnisse Wetter, FMS, Prozeduren Lärmminderungspotential Übertragbarkeit der Ergebnisse für A320/A330 auf andere Flugzeugtypen Vergleichbarkeit der Ergebnisse zu A320 und A330 bzgl. Genauigkeit bei der Einhaltung der geflogenen Profile Bewertung der Pilotenbefragungen Bewertung der Befragung zu Belastung und Beanspruchung Bewertung der physiologischen Untersuchungen Zusammenfassende Bewertung aus fliegerischer Sicht Ausblick Verbesserung der Verfahren und der Unterstützung Anpassung an andere Flugzeugtypen Technische Verbesserungen Systemtechnische Überlegungen IV

5 6.5 Validierungsstudien zur Belastung und Akzeptanz Zusammenfassung Literatur Anhang A1: Debriefing-Bögen A2: Beobachtungsbogen zur Anflugbewertung durch Checkpiloten A3: Ergebnisse der Beobachtungen (Fragebögen aus Anhang A2) A4: Approach Procedure Rating Scale (APRS). 175 B: Tabellen zur statistischen Auswertung von Herzfrequenz und Blinkrate V

6 Vorwort Fluglärm gefährdet die zukünftige Entwicklung des Luftverkehrs, da Flughafenanrainer sich durch den ansteigenden Luftverkehr belästigt und/oder in ihrer Gesundheit beeinträchtigt fühlen. Eine Möglichkeit, kurz- bzw. mittelfristig den Lärm in der Umgebung von Flughäfen bei gleichem oder sogar wachsendem Flugaufkommen zu senken, besteht in lärmoptimierten Ab- und Anflugverfahren. Die Entwicklung und Überprüfung solcher Verfahren ist Ziel eines Forvom Bundesminister für Bildung und Forschung (BMBF) gefördert wird. schungsprojekts, das im Forschungsverbund Leiser Verkehr entstanden ist und Auch in der Vergangenheit wurden schon Flugverfahren hinsichtlich ihres Potentials der Verminderung von Lärmimmissionen erprobt und eingesetzt. Durch die technische Verbesserung der Triebwerke ist die Schallleistung erheblich gesenkt worden, so dass heutzutage bei Landeanflügen die Umströmungsgeräusche einen wesentlichen Beitrag zur Geräuschemission leisten. Vor diesem Hintergrund ist eine weitere Verbesserung von geräuscharmen Ab- und Anflugverfahren im Hinblick auf eine Reduzierung der Geräuschgesamtbelastung in der Umgebung von Flughäfen dringend erforderlich. Allerdings müssen die sicherheitsrelevanten Aspekte von geänderten Ab- und Anflugverfahren beachtet werden. Denn unter der Bedingung, dass die Sicherheit des Flugbetriebs Vorrang vor möglichen Lärmreduktionsmaßnahmen haben muss, ist einerseits die technische Sicherheit von Bedeutung, andererseits muss die optimale Funktion des menschlichen Operators bei neuen Flugverfahren sicher gestellt sein. Innerhalb des Verbundprojekts Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren wurde deshalb getestet, ob und inwieweit sich die Belastung, Beanspruchung und Akzeptanz von Piloten unter neuartigen Anflugverfahren ändert. Dazu wurden Vergleiche zwischen einer heutzutage üblichen Standardprozedur und einem VI

7 geänderten Anflugverfahren unter simulierten Bedingungen hinsichtlich ihrer Sicherheitsrelevanz durch Flugzeugführer angestellt. In diesem Vorhaben haben das DLR-Institut für Luft- und Raumfahrtmedizin, das DLR-Institut für Flugsystemtechnik, die Deutsche Lufthansa AG und die Technische Universität Berlin zusammengearbeitet. In diesem Forschungsbericht werden die Herangehensweise, die Studienwerkzeuge, die Durchführung und die Ergebnisse der Experimente dargestellt. Die Ergebnisse werden diskutiert und bewertet. Aus den Bewertungen werden einige Empfehlungen für weitergehende und notwendige zukünftige Maßnahmen aufgezeigt und Schlussfolgerungen für praktische Anwendungen gezogen. Die Kooperation zwischen den beteiligten Einrichtungen war von Beginn an hervorragend. Durch gemeinsame Planungstreffen, Besprechungen über die Datenanalyse und die Ergebnisse sind die in diesem Projekt vorgesehenen Ziele erreicht worden. Dieser Bericht bildet den formalen Abschluss der Einzelaufgabe. Die Ergebnisse werden in einige der anderen Projekte innerhalb des Forschungsverbundprojekts Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren und in andere weiter führende Arbeiten einfließen. Die Autoren dieses Berichts bedanken sich bei den Piloten, die sich für die nicht immer leichte Aufgabe dieser Einzelaufgabe freiwillig zur Verfügung gestellt haben, ganz herzlich für ihr Engagement. Ohne die ständige Hilfe des Betriebspersonals der Simulatoren und ohne die stetige Unterstützung von Kolleginnen und Kollegen aus den beteiligten Einrichtungen bei der Vorbereitung, Durchführung und Datenanalyse der Untersuchungen wäre diese Studie nicht möglich gewesen. Ihnen sei an dieser Stelle ebenfalls herzlich gedankt. Dr. Alexander Samel VII

8 Abkürzungsverzeichnis A A320 A330 AFS AOM APRS Airbus 320 (Kurz- bis Mittelstreckenpassagierflugzeug) Airbus 330 (Mittel- bis Langstreckenpassagierflugzeug) Auto-Flight System Aircraft Operations Manual Approach Procedure Rating Scale B bpm beats per minute (Herzschläge pro Minute) C CP / CPT Captain, Kapitän D db(a) DLR DME Dezibel, A-gewichtet Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt Distance Measuring Equipment F FAA FCS FFS FlyStat FMGS FMS Bundesluftfahrtbehörde der USA (Federal Aviation Administration) Flugregelungssystem (Flight Control System) Full Flight Simulator Flugstatus (/) Flugmanagement- und Flugführungssystem (Flight Management and Guidance System) Flugmanagementsystem (Flight Management System) VIII

9 FMGES FO FPA FT Flight Management and Guidance and Envelope System First Officer, Co-Pilot Flugbahnwinkel (Flight Path Angle) Längeneinheit Fuß (1ft = 0,3048m) G GND GPS Boden (Ground, Referenz von Höhenangaben) Satellitennavigationssystem (Global Positioning System) H HF HGF Herzfrequenz Helmholtz-Gemeinschaft deutscher Großforschungseinrichtungen I ICAO ILS INM ISA International Civil Aviation Organization Instrumentenlandesystem (Instrument Landing System) Integrated Noise Model (Lärmberechnungsprogramm der FAA) Standardatmosphäre K KSS KT Karolinska Sleepiness Scale Geschwindigkeitseinheit Knoten (1kt = 1,852 km/h) L LAMax LDLP Maximaler Lärmpegel, A-Gewichtet Low Drag Low Power (Standardanflugprofil zur Lärmreduktion) IX

10 M M MSL Mittelwert Mean Sea Level (Höhe mittlerer Meeresspiegel, Referenz für Höhenangaben) N N / n N1 NASA-TLX NDB NIROS NM NPD Anzahl der Probanden Drehzahl des Niederdruckverdichters eines Triebwerkes, in % National Aeronautics and Space Administration Task Load Index (Fragebogen zur Arbeitsbelastung) Non Directional Beacon Noise Impact Reduction and Optimization System Nautical Mile (Längeneinheit Seemeile, 1NM = 1,852km) Noise Power Distance Table (Lärm-Triebwerksleistung- Entfernungstabelle) P PANS OPS POD Procedures for Air Navigation Services Operations Pilot flying, aktiv steuernder Pilot Pilot non-flying, nicht aktiv steuernder Pilot Point of Descent (Beginn des Sinkfluges) R RNAV/GPS Rank S SCDA Area Navigation (Flächennavigation) / Global Positioning System Rang (Kapitän, Co-Pilot) Segmented Continuous Descent Approach (lärmreduziertes Anflugprofil) X

11 Sd SEG SEL Standardabweichung Segment Sound Exposure Level (Dauerschallpegel) T TOD Top of Descent TUB-ILR Technische Universität Berlin Institut für Luft- und Raumfahrt Typ Typ des Simulators (A320 oder A330) V VOR VHF Omni Range Z ZFB Zentrum für Flugsimulation Berlin XI

12 1. Einleitung Seit dem wird vom Bundesminister für Bildung und Forschung (BMBF) innerhalb des Forschungsverbunds Leiser Verkehr im Bereich Ge- Verfahren und Methoden das Verbundvorhaben Lärmoptimierte meinsame An- und Abflugverfahren gefördert und durch eine Vielzahl von Kooperations- in mehreren Programmpaketen und diversen Einzelaufgaben durchge- partnern führt (Tabelle 1-1). Allgemeiner Hintergrund dieser Forschungsaktivität ist die Verminderung von Fluglärm bei Ab- und Anflügen durch operationelle Verfah- die mittel- oder langfristig in die Praxis umgesetzt werden können. Ein we- ren, sentliches Ziel dabei ist auch, dass dadurch die Flugsicherheit nicht beeinträch- ergibt sich der Ansatzpunkt der Einzelaufgabe EA 1637 Untersuchung der tigt werden darf und soll. Hier Fliegbarkeit von lärmoptimierten Ab- und Anflugverfahren durch den Piloten. Ziel der Einzelaufgabe ist die Überprüfung, ob die Flugsicherheit bei neuen lärmarmen Ab- und Anflugverfahren unter humanspezifischen Aspekten beeinträchtigt wird. Dazu wurde das Belastungs- bzw. Beanspruchungsprofil für die Piloten herausgearbeitet, welches sich durch die Veränderung der Verfahren ergab. Ferner wurden Anforderungen an bord- und bodenseitige Unterstützungssysteme definiert, die zu einer Minderung der Arbeitsbelastung führen können. Kooperationspartner bei der Bearbeitung dieser Einzelaufgabe waren: - DLR-Institut für Luft- und Raumfahrtmedizin in Köln (Flugphysiologie) und Hamburg (Luft- und Raumfahrtpsychologie), - DLR-Institut für Flugsystemtechnik, - Deutsche Lufthansa AG (DLH) mit Lufthansa Flight Training (LFT) in Frankfurt, - Institut für Luft- und Raumfahrt der Technischen Universität Berlin (TUB-ILR) mit dem Zentrum für Flugsimulation Berlin (ZFB) als Unterauftragnehmer des DLR-Instituts für Luft- und Raumfahrtmedizin. 1

13 In der Einzelaufgabe übernahmen das DLR-Institut für Luft- und Raumfahrtmedizin die Erarbeitung der Humanfaktoren durch physiologische und psychologische Methoden, das DLR-Institut für Flugsystemtechnik die Berechnung der lärmoptimierten Anflugverfahren, die Deutsche Lufthansa und das Institut für Luft- und Raumfahrt die Implementierung der Verfahren in die Flugsimulatoren, die Anwerbung der Flugzeugführer und die Bereitstellung der Flugsimulatoren. Stand der Technik Heutige Ab- und Anflugverfahren basieren auf den seit langem eingeführten Verfahren, die teilweise überarbeitet wurden. Insbesondere Vertikalprofile orientieren sich grundsätzlich an den aerodynamischen Gegebenheiten der Luftfahrzeuge und den zugehörigen internationalen Vorschriften. Die Konstruktion von Flugverfahren ist weltweit seitens der ICAO (International Civil Aviation Organization) geregelt. Diese "Empfehlungen", welche im PANS OPS niedergelegt sind, sind praktisch von allen Staaten ratifiziert worden und damit international gültiges Rechtsgut. Die komplexen Abstimmungsprozesse innerhalb der ICAO führen nur zu einer wenig zeitnahen Anpassung des PANS OPS an die rasante technologische Ent- wicklung. Als Beispiel sei hier die späte Aufnahme von RNAV/GPS Verfahren für den Flughafennahbereich (TMA Terminal Area) aufgezeigt. Diese Verfahren eröffnen völlig neue Möglichkeiten der Flugführung. Grundsätzlich müssen alle verbindlichen Verfahrensveröffentlichungen den Vorschriften des PANS OPS genügen. In der praktischen Umsetzung vor Ort haben jedoch die Luftfahrzeugführer in Zusammenarbeit mit der Flugsicherung relativ große Spielräume, die von Parametern wie z.b. Verkehrsdichte, Luftfahrzeugmix, Tageszeit und Wetter beeinflusst werden. 2

14 Handlungsbedarf Bei den technischen Untersuchungen zur Verbesserung der Lärmcharakteristik durch veränderte Ab- und Anflugverfahren (z.b. steilere Anstiege beim Abflug, geänderte Gleitpfade und Gleitwinkel beim Anflug) müssen die sicherheitsrelevanten Aspekte dieser Veränderungen beachtet werden. Unter der Prämisse, dass die Sicherheit des Flugbetriebs Vorrang vor etwaigen Lärmreduktionsmaßnahmen haben muss, ist zum einen die technische Sicherheit von Bedeutung (z.b. Verletzung der im AOM (Aircraft Operational Manual) festgelegten Be- zum anderen kommt der Funktion des triebsgrenzen, Passagierkomfort), menschlichen Operators bei neuen Flugverfahren eine wesentliche Rolle zu. Die Unfallstatistik besagt, dass die meisten Flugunfälle während des Landeanfluges passieren (Boeing 2005). Für den Piloten sind Landeanflug und Landung kritische Flugphasen, in denen seine ganze Aufmerksamkeit gefordert wird. Das gilt insbesondere für Landeanflüge nach einem 12-h Langstreckenflug (Samel et al. 1994a, 1995, 1997b, c) bzw. nach mehreren Einsätzen auf Kurzstrecken. U.U. wird der Pilot bis an die Grenzen seiner Leistungsfähigkeit gefordert. Verlangt man jetzt noch flugzeug- und flughafenspezifische spezielle Anflugverfah- Belastung und Bean- ren, deren Durchführung vom Piloten zusätzliche Aufmerksamkeit und Aktivitäten (z.b. geänderte Fahrwerks- und Landeklappenroutine, verkürzte Stabilisierungsphase auf dem Gleitpfad) erfordern, kann es zu einer Überlastung des Piloten kommen, die als Konsequenz zu einer reduzierten Sicherheit führen kann. Geänderte Flugverfahren können also eine Erhöhung der spruchung des Piloten zur Folge haben. Sie stellen möglicherweise auch ein erhebliches Akzeptanzproblem dar, wenn derartige Verfahren eingeführt werden sollen. Umso wichtiger ist es, die wesentlichen Humanfaktoren unter realistischen Bedingungen zu ermitteln, um eine belastbare Basis für die Fortentwicklung von lärmarmen Flugverfahren zu generieren. 3

15 Untersuchungskonzept In diesem Vorhaben wurde zunächst unter kontrollierten Bedingungen in Full- Flight -Simulatoren untersucht, inwieweit Änderungen von lärmarmen Ab- und Anflugverfahren Einfluss auf die Belastung und Beanspruchung sowie auf die Leistungsfähigkeit von Piloten haben. Das geschah einerseits durch die Untersuchung von physiologischen und psychologischen Funktionen, andererseits durch die simultane Aufzeichnung von technischen Parametern und ihren Änderungen, die während der Flugsimulationen erfasst wurden. Szenarien, die als lärmmindernde Flugverfahren in Frage kommen, wurden jeweils an einem A320- bzw. A330/A340-Simulator getestet. Zum Vergleich wurden heute übliche Flugver- fahren herangezogen. Die Untersuchungen wurden mit Flugzeugführern durchgeführt, die Erfahrungen im normalen Flugbetrieb auf den Mustern A320 und/oder A330/A340 mitbringen (Typerating). Übersicht der eingesetzten Methoden Die eingesetzten Methoden werden hier nur kurz skizziert. In den einzelnen Kapiteln werden sie im Einzelnen dargestellt. Zur Ermittlung von lärmarmen Anflugverfahren wurde auf die im HGF/DLR- Projekt Leiser Flugverkehr entwickelten Verfahren zurückgegriffen (Isermann 2004, König & Stump 2004). Dort wurde ein so genannter Segmented Continuous Descent Approach (SCDA) vorgeschlagen, der die Grundlage für die Durchführung in dieser Einzelaufgabe bildete. Neben dem SCDA wurde ein Standardanflug nach ICAO-Regeln geflogen (Low-Drag Low-Power, LDLP). Die technische Umsetzung der Prozeduren, um den SCDA durchzuführen, wurde in zwei Full Flight Simulatoren (FFS) implementiert. Dazu standen einmal ein A320-Simulator des Lufthansa Flight Trainings der Deutschen Lufthansa AG sowie ein A330/340 Simulator des Zentrums für Flugsimulation an der Technischen Universität Berlin zur Verfügung. 4

16 Die Messmethoden zur Untersuchung der Humanfaktoren bei den Piloten waren (elektro-) physiologischer und psychologischer Art. Dabei wurden die elektrophysiologischen Verfahren kontinuierlich eingesetzt, während weitere physiologische und psychologische Daten diskret erhoben wurden. Insgesamt nahmen 40 Piloten an den Untersuchungen teil. Die Simulationen wurden nachts durchgeführt. In jeder Nacht wurden acht Simulatorsitzungen mit jeweils einem Piloten, einem Kopiloten und einem Checkkapitän absolviert. Die ersten beiden Sitzungen beinhaltete eine Standardprozedur (LDLP), die anderen sechs den SCDA. Teilaufgaben und Zeitplan Die Einzelaufgabe wurde am begonnen. Folgende Arbeitschritte wurden durchgeführt: (1) Bereitstellung der Methoden und Simulationswerkzeuge, Vorbereitung der Simulatoren, Anpassung der Messtechnik und Datenaufzeichnung (Monate 1 3) (2) Implementierung der notwendigen Software und Verfahren in die Simula- (Monate 16 22) toren (Monate 4 12) (3) Definition und Ausarbeitung der Simulationsszenarien, Implementierung in die Simulatoren und Durchführung von Probeläufen (Monate 8 12) (4) Bereitstellung von Piloten und Simulatoren, Durchführung der Simulationen mit Piloten, Versuchsbegleitung (Monate 13 16) (5) Analyse der technischen, physiologischen und psychologischen Daten (6) Berichterstellung (Monate 19 24) Übersicht über den Forschungsbericht Der Bericht teilt sich in sechs Kapitel. Hinzu kommen eine Zusammenfassung, ein Literaturverzeichnis und die Anhänge A und B. Nach dieser Einleitung wer- 5

17 den im zweiten Kapitel die für die Untersuchungen verwendeten A 330/340 und A320 Simulatoren und die in den Untersuchungen angewendeten technischen Methoden und operationellen Maßnahmen beschrieben, die für das Vorhaben z. T. neu entwickelt bzw. angepasst wurden. Das dritte Kapitel gibt eine kurze Ü- bersicht über die Versuchsdurchführung wieder, einschließlich einiger Angaben über das Kollektiv der untersuchten Piloten. Im vierten Kapitel werden die Ergebnisse aus den unterschiedlichen Disziplinen geschildert. Zum besseren Verständnis werden in diesem Kapitel auch die psychologischen und medizinischphysiologischen Methoden vorgestellt, die für diese Einzelaufgabe entwickelt, modifiziert oder angepasst wurden. Die Ergebnisse des Vorhabens werden im fünften Kapitel diskutiert und bewertet. Das sechste, abschließende Kapitel zeigt einen Ausblick auf notwendige weitere Forschungsarbeiten und macht Vorschläge, wie die Ergebnisse, die unter Bedingungen im Simulator erzielt wurden, unter realen Bedingungen validiert werden können. 6

18 Tabelle 1-1 : Übersicht über die einzelnen Projekte, die im Verbundprojekt Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren bearbeitet werden (VV: Verbundvorhaben; PP: Programmpaket, EA: Einzelaufgabe) VV 1600 Lärmoptimierte An- und Abflugverfahren (LAnAb) PP 1610 Modellierung der Schallquellen EA 1611 Auswertung vorhandener Windkanalmessungen EA 1612 Auswertung vorhandener Überflugmessungen EA 1613 Überflüge Validierungsdaten mit Einzelmikrophonen EA 1614 Überflüge Arraymessungen EA 1615 Bereitstellung von Flugleistungsdaten PP 1620 Entwicklung des Berechnungsverfahrens EA 1621 Parametrisierung Schallquellen EA 1622 Quellparameter Umströmungslärm EA 1623 Anpassung auf praxisnahe Modelle EA 1624 Erweiterung Rechenmodell EA 1625 Integration Ausbreitungsmodelle EA 1626 Implementierung Umströmungslärmmodelle EA 1627 Bereitstellung Rechenprogramm PP 1630 Lärmminderungspotential / Fliegbarkeit An- & Abflugverfahren EA 1631 Lärmminderungspotential / Fliegbarkeit steile Anflüge EA 1632 Vermeidung von Kapazitätseinbußen von CDA-Verfahren EA 1633 Einfluss mittlere Windrichtung EA 1634 Bündelung Flugrouten mit Autobahnen EA 1635 Lärmarme Abflugverfahren EA 1636 Wetterabhängige Flugrouten EA 1637 Fliegbarkeit durch den Piloten PP 1640 Messkampagnen zur Verifizierung EA 1641 Bereitstellung und Betrieb des Flugzeugs EA 1642 Überflugmessungen und Datenauswertung EA 1643 Bewertung der Messergebnisse PP 1650 Ergebnisübertragung an NIROS EA 1651 Implementierung Rechenverfahren in NIROS EA 1652 Implementierung Ausbreitungsmodell in NIROS EA 1653 Erweiterung von NIROS 7

19 2. METHODEN 2.1 Full Flight Simulatoren A320 und A Lufthansa Flight Training A Flugsimulator Der hier verwendete Full Flight Simulator, in dem die erste Hälfte der Testrei- ist ein hen zum Forschungsvorhaben der leisen Anflüge durchgeführt wurden, Flugsimulator der kanadischen Firma CAE Inc. aus dem Jahre Als sog. Masterflugzeug für die Simulation wurde das in der DLH A320-Flotte operie- A Flugzeug mit dem Tailsign D-AIPA spezifiziert. Das simu- rende lierte Triebwerk ist ein CFM56-5A1 Motor mit lbs max. Standschub. Der Simulator bildet alle Systeme dieses Flugzeuges, die für das Training von Flugbesatzungen erforderlich sind, in allen Details sowohl in normalen Flugzu- nach. Die Übereinstim- ständen als auch in abnormalen Fehlfunktionen exakt mung des Simulators mit dem realen Flugzeug wird jährlich durch das Luft- System- und Performan- fahrtbundesamt anhand von subjektiven und objektiven cetests überprüft und bestätigt. Der Simulator erfüllt die höchsten Zulassungskriterien, die zum Zeitpunkt seines Baues galten, und ist für die Deutsche Lufthan- d.h. ein Trainee darf nach er- sa AG für Zero Flight Time Training zugelassen, folgreicher Umschulung auf diesem Simulator theoretisch ohne jegliches weitere Training im Flugzeug direkt im Linienbetrieb eingesetzt werden. Neb en den physis chen Komponenten im Cockpit, wie Schalter, Hebel und Steudes Simulators genau wie erelemente, die verwendet werden, um die Bedienung im Flugzeug zu ermöglichen, sind auch noch die Bewegungstion zu nennen, die dem Piloten den realen Eindruck des echten Flugzeuges und Soundsimula- vermitteln sollen. Zur visuellen Darstellung der Landschaft, des Flughafens und verschiedener Wettergeschehen ist vor den Fenstern des simulierten Cockpits ein Spiegel mit horizontalem Öffnungswinkel von 150 montiert. Mittels dreier Bildprojektoren, die über dem Cockpit montiert sind, werden entsprechend generierte Bilder auf den Spiegel projiziert und erzeugen ein reales, dreidimensionales Bild der Sicht aus den Cockpitfenstern. Das simulierte Flugzeug wird au- 8

20 ßerdem auch mit digitalen Daten über den Verlauf des Geländes versorgt, sodass Höhenprofile, Gebirge und Täler neben den Informationen der Funknavigati- Instrumentenlandesystems ILS onshilfen wie VOR, NDB, DME etc. und die des korrekt in den simulierten Instrumenten und Warnsystemen dargestellt werden. Neben Hunderten von Softwareprogrammen und Datenfiles, die die Simulation des Flugzeuges übernehmen, werden Flugsimulatoren außerdem mit zahlreichen Tools ausgeliefert, die das Monitoren, Debuggen und Ändern von einzelnen Software-Modulen ermöglichen. Ein solches Aufzeichnungstool wurde im Rahmen des hier beschriebenen Forschungsvorhabens verwendet, um ca. 80 verschiedene Simulations-Parameter jeweils für ca. 12 min in einer Frequenz von 5 Hz aufzuzeichnen ZFB A330/340 Simulator und Forschungsumgebung an der TUB Abb. 2-1: A 330/340 Full Flight Simulator Der A330/340 Full Flight Simulator (FFS) des ZFB wurde von der kanadischen Firma CAE Electronics Ltd. Im Jahre 1992 an der Technischen Universität Ber- 9

21 lin (TUB) installiert (Abb. 2-1). Er entspricht im grundsätzlichen Aufbau dem A320 Simulator in Frankfurt (siehe Kapitel 2.1.1). Dieser A330 FFS wird sowohl für Ausbildung und Training von Piloten unterschiedlicher Airlines verwendet, als auch in enger Zusammenarbeit mit der TUB für vielfältige For- es besteht die Möglichkeit, die Simulationssoftware schungsprojekte genutzt (Schubert 2001). Angeschlossen an den FFS ist die spezielle Forschungsumgebung (Scientific Research Facility SRF), die nur in Verbindung mit dem Typ A330 genutzt werden kann. Die spezielle Konstruktion dieses Simulators macht es möglich, für Forschungsund Trainingsbetrieb unterschiedliche Host-Rechner zu benutzen. Beide Host- Rechner sind identisch und an der SRF beliebig zu verändern, ohne die Zulassung des Trainingsbetriebs zu gefährden. Weiterhin ist die SRF in der Lage, die vorhandene Original Flugzeug-Avionik (z.b. das komplette FMGES) softwaremäßig nachzubilden. Dieser Umstand ermöglicht es, Veränderungen an diesen Systemen ohne Hardwaremodifikationen durchzuführen. Sollten für neue An- und Abflugverfahren Modifikationen innerhalb des FMGES notwendig sein, ist dieses an der SRF grundsätzlich realisierbar. Durch die softwaremäßige Nachbildung von Original Avionik ist auch ein so genannter Stand-Alone Betrieb der SRF (ohne Cockpit) bei gleichzeitigem Trainingsbetrieb möglich. Diese kostengünstige Variante ist für Test der Szenarien und Vorversuche äußerst wertvoll. Für Versuche mit Piloten kann die SRF dann wieder mit dem Cockpit des FFS betrieben werden. Für die Datenaufzeichnung an der SRF existiert eine spezielle Software (Data Gathering Utility), die bis maximal 200 Parameter mit einer maximalen Rate von 60 Hz aufzeichnen kann. Für die hier durchgeführte Versuchsreihe wurden insgesamt 195 Parameter mit einer Rate von 5 Hz aufgezeichnet. 10

22 Die Parameter gliedern sich in 8 Bereiche (weitere zusätzliche und hier nicht beschriebene Parameter wurden für die Vergleichbarkeit mit bereits durchgeführten Versuchsreihen beibehalten): 1) Generische Simulatordaten, wie Zeitreferenz, Position (z.b. Latitude, Longitude), flugmechanische und aerodynamische Größen (z.b. Flugla- Geschwindigkeit, Lage, Höhe gewinkel). 2) Informationen, die auf dem Primary Flight Display (D) direkt vor dem Piloten dargestellt werden. Hierzu gehören und Kurs, aber auch Ablagen vom Instrumentenlandesystem (Glideslope und Localizer), die direkt auf die Qualität der Aufgabenerfüllung schließen lassen. 3) Der Flight Mode Annunciator (FMA) auf dem D stellt alle Informationen bezüglich des Autopiloten und des Autothrust-Systems des FMGES dar, so dass hierfür insgesamt 56 Parameter aufgezeichnet wurden, um ein komplettes Abbild dieses Systems für alle Abschnitte des Anfluges bis zum Ausrollen auf der Bahn zu erfassen. 4) Eingaben an der Flight Control Unit (FCU), die Bedieneinrichtung des Autopiloten und des Autothrust-Systems, werden ebenfalls komplett aufgezeichnet. 5) Einstellungen jeweils für Kapitän und Kopilot am Electronic Flight Instrument System (EFIS), d.h. hier speziell D und Navigationdisplay (ND), jeweils links bzw. rechts von der FCU. 6) Weitere Bedienelemente im Cockpit, wie z.b. Side Stick und Schubhebelstellungen. 7) Parameter der Triebwerke, wie Drehzahlen, Temperaturen und Kraftstofffluss. 8) 20 spezielle Parameter für die Lärmberechnung aus dem aerodynamischen und flugmechanischen Flugmodell wurden mit dem DLR-Institut für Flugsystemtechnik abgestimmt und aufgezeichnet. Hierzu zählen z.b. 11

23 Klappenstellungen in Grad, um die Lärmwirkung anhand des Lärmmodells zu berechnen. Der an der TU Berlin aufgezeichnete Datensatz beinhaltet alle Parameter, die auch bei den Versuchen in Frankfurt aufgezeichnet wurden und bietet durch ü- ber 100 zusätzliche Parameter ein nahezu vollständiges Abbild der relevanten Mensch-Maschine-Schnittstellen des A330 Flugsimulators. 12

24 2.2 Auslegung eines lärmreduzierten Anflugverfahrens Zu Beginn der Auslegung lärmreduzierter Anflugverfahren bestehen zwei primäre Forderungen, die von einer neu erstellten Prozedur erfüllt werden müssen. Das sind zum einen die Durchführbarkeit betreffende Kriterien und zum anderen die Kernforderung der Lärmminderung gegenüber einem Referenzverfahren. Zur fliegerischen Machbarkeit gehören folgende Punkte. Zunächst muss das Flugzeug in der Lage sein, mit seinen Flugleistungsmerkmalen das neue Profil fliegen zu können. Dabei müssen alle rechtlichen sowie sicherheitsrelevanten Aspekte, wie Beschränkungen der Geschwindigkeit, Sinkrate usw., beachtet werden. Da in jedem Fall mit einem erhöhten Arbeitsaufwand der Piloten zu rechnen ist, sollte ein größtmöglicher Grad an Automatisierung realisiert werden. Einerseits spiegelt das die tatsächliche Anwendung im Alltag besser wider als rein manuell geflogene Verfahren, andererseits wird so ein höheres Maß an Genauigkeit sowie Zuverlässigkeit erzielt. Dazu ist es notwendig, dass die neue Prozedur mit der Flugzeug- und Flughafenausrüstung auskommt, die heutzutage verwendet wird. Hierzu zählt u.a. das Instrumentenlandesystem (ILS), welches bei schlechtem Wetter derzeit als einzige Navigationshilfe die Möglichkeit der vertikalen Bahnführung bietet. Eine andere Ausrüstungskomponente, an deren Eigenschaften das neue Verfahren angepasst werden muss, ist das Flugmanagement- und Flugführungssystem (Flight Management and Guidance System FMGS). Es kann zum einen die Arbeitsbelastung des Piloten erheblich verringern, diktiert dem Auslegungsprozess andererseits aber auch Beschränkungen. Schließlich müssen all diese Kriterien auf verschiedene zu betrachtende Flugzeugtypen, hier A320 und A330, angewandt werden. Dabei unterscheiden sich vor allem die Flugleistungsmerkmale. Prozedurunterschiede aufgrund von abweichenden Ausrüstungskomponenten fallen durch Kommunalität in den Airbusfamilien wenn überhaupt nur minimal ins Gewicht. 13

25 Abb. 2-1 Schema der Prozedur zur 2D-Auslegung des lärmreduzierten Anflugverfahrens Um der Forderung der Lärmminderung gerecht zu werden, muss geklärt werden, welche Faktoren Einfluss auf den Lärm während des Landeanflugs haben. Hier sei zunächst die Entfernung von der Lärmquelle genannt. Mit größer werdendem Abstand von ihr nimmt der Lärmpegel nichtlinear ab. Übertragen auf Landeanflüge bedeutet dies, dass, je höher sich das Flugzeug über Grund befindet, desto 14

26 geringer die Lärmbelastung am Boden ist, bei sonst gleichen Bedingungen. So ergibt sich die Forderung nach möglichst hohen bzw. steilen Anflugtrajektorien. Seitlich vom Flugpfad kann es jedoch auf Grund veränderter Abstrahl- und Dämpfungseigenschaften zu einer Erhöhung der Lärmbelastung kommen. Sofern der Anflug gekurvt ist, ist dieser Faktor ebenfalls zu berücksichtigen. Ein weiterer Einflussfaktor auf den Lärmpegel am Boden ist der Lärm an der Quelle selbst. Dieser setzt sich aus dem Triebwerksgeräusch als Hauptanteil sowie dem Lärm, den die Zelle aufgrund von Luftverwirbelungen erzeugt, zusammen. Letzterer entsteht vor allem an den Hochauftriebshilfen sowie am Fahrwerk. Daraus ergeben sich zwei Forderungen: - Minimierung der Triebwerksleistung über einen möglichst langen Zeitraum - Möglichst spätes Ausfahren der Hochauftriebshilfen und des Fahrwerkes Ein weiterer, allerdings nicht flugzeugabhängiger Faktor, ist die Besiedlungsdichte unter der Anflugbahn. Da diese für verschiedene Flughäfen sehr unterschiedlich ist, und sich diese Untersuchung mit dem Vergleich von zwei Verfahren unabhängig von lokalen Gegebenheiten befassen, wird auf eine laterale Optimierung der Trajektorie verzichtet. Stattdessen konzentriert man sich auf das vertikale Profil von Anflugverfahren. Aus den genannten Forderungen ergeben sich wesentliche Eigenschaften für die Trajektorie, die nicht alle gleichzeitig verwirklicht werden können. Beispiels- kann kein steiler Anflug durchgeführt werden, um den Abstand zum Boweise den zu maximieren, ohne die Landeklappen und das Fahrwerk schon früh auszu- Das Flugzeug würde ohne den hierdurch entstehenden zusätzlichen Wi- fahren. derstand stetig beschleunigen. Deshalb wird eine Segmentierung der Bahn vorgenommen. So ist es möglich, dass alle Forderungen Eingang in das neue Verfahren finden und sie an den Stellen, an denen es sinnvoll und möglich ist, angewendet werden können. Am Beispiel des in dieser Untersuchung verwendeten Segmented Continuous Descent Approach (SCDA) wird dies deutlich. In Abb. 15

27 2-2 sind die vertikalen Verläufe dieses und eines Referenzverfahrens als Höhe (Altitude) in Abhängigkeit zur Landebahnschwellenentfernung (Distance to Threshold) dargestellt. Dieses SCDA-Verfahren ist sicherlich nur eines von mehreren. Es stellt aber prinzipiell ein Verfahren dar, welches hinsichtlich der Untersuchungen zur Fliegbarkeit und zur Lärmminderung als Beispiel gut geeignet ist. Abb. 2-2 Bahnprofile des lärmreduzierten Segmented Continuous Descent Approach s (SCDA) und des Referenzanfluges Low Drag Low Power (LDLP) Dieses neue Verfahren zeichnet sich durch eine Schubminimierung während des gesamten Anfluges sowie durch eine im Vergleich zum Referenzverfahren höher liegende Bahn aus. Der SCDA beginnt am Point of Descent (POD) mit einem Sinkflugsegment mit eingefahrenen Klappen und Fahrwerk, mit Triebwerken im Leerlauf und maximal erlaubter Geschwindigkeit von 250kt. Ab einer Zwischenanflughöhe, hier 7000ft MSL, wird der Bahnwinkel vergrößert und es kommt bei Leerlaufschub zur Verzögerung. Während dessen werden die Landeklappen gefahren. Am Ende dieses Verzögerungssegmentes fährt das 16

28 Fahrwerk aus und es folgt der Übergang in einen Steilflug. Er macht einen späteren POD zu Beginn des Verfahrens notwendig und ermöglicht so eine höhere Bahn. Der Steilflug ist, wie bereits erwähnt, nur mit erhöhtem Widerstand und natürlich Leerlaufschub möglich. Dabei werden die Hochauftriebshilfen in Landekonfiguration gefahren. Da nahezu alle ILS-Systeme mit einem 3 -Gleitpfad arbeiten, muss der Steilanflug in einer sicheren Höhe, hier 2000ft GND, beendet und der besagte ILS-Gleitpfad angeschnitten und eingenommen werden, um den verbleibenden Teil des Anfluges konventionell bis zum Aufsetzen abzufliegen. Nachdem das prinzipielle Aussehen des neuen Verfahrens feststeht, müssen die einzelnen Parameter für die praktische Umsetzung ermittelt werden. Dazu ist es notwendig zu wissen, wie dieses Verfahren im Flugzeug zu realisieren ist und welche Faktoren Einfluss auf den Erfolg des neuen Anfluges haben. In diesem Zusammenhang sind das Flugzeuggewicht und die Umweltbedingungen, wie Temperatur und Wind, zu nennen. Abhängig von diesen Größen müssen die Flugleistungsparameter, wie z.b. die Bahnwinkel, sowie Parameter der Anfluggeometrie, wie die Lage des POD und aller Segmentwechsel, individuell berechnet werden. In dieser Simulatorstudie wurden die äußeren Einflüsse Gewurden mittels Schätzung und anschließender Offline-Simulation für die ISA- wichtsänderung und Wind ausgeschaltet. Die genauen Werte der Trajektorie Atmosphäre bestimmt, da heutige FMS/FMGS nicht in der Lage sind, derart komplexe Bahnen vorherzuberechnen. Weil sie ebenso wenig im Stande sind, diese dem Autopiloten zu kommandieren, ist es notwendig, alle notwendigen und später unabdingbaren FMS/FMGS-Funktionen im Vorfeld über die Offline- Simulation ablaufen und während der Flüge von den Piloten umsetzen zu lassen. Das bedeutet im Einzelnen, dass die vorab berechneten Bahndaten dem Autopiloten manuell eingegeben werden müssen. Entsprechend muss eine Flight Test Card oder Read & Do List erstellt werden, die den Piloten genauestens beschreibt, wie das Verfahren zu fliegen ist, welche Eingaben zu machen sind und ihnen alle Aktionen zum entsprechenden Zeitpunkt, wie ein Backrezept, vorgibt. 17

29 Im Rahmen von Simulatorversuchen werden die berechneten Parameter validiert und ggf. berichtigt. Mit Hilfe eines Lärmberechnungsprogramms wird die Lärmbelastung im Vergleich zu einem Referenzverfahren beurteilt, um somit Aussagen über das Lärmminderungspotential des neuen Anfluges treffen zu können. 2.3 Lärmberechnungsprogramme Fluglärmberechnungsverfahren haben einen weiten Anwendungsbereich, der von der praktischen Anwendung als Planungswerkzeug (Flughafen- und Bebauungsplanung) bis zu wissenschaftlichen Anwendungen (Grundlagenforschung für Lärmberechnungsmodelle, Neugestaltung von Flugbahnen) reicht. Derzeit sind weltweit zahlreiche, unterschiedliche Lärmberechnungsprogramme im Einsatz. Alle Verfahren modellieren die kausale Kette Emission Transmission Immission, also die Abstrahlung des Schalls durch das Flugzeug, die Schallausbreitung durch die Atmosphäre und die Summation der Schallenergien an Punkten in der Flughafenumgebung. Bei der Lärmberechnung mit Simulationsverfahren wird die Flugbahn eines Flugzeuges in diskrete Einzelpunkte zerlegt, an denen Fluggeschwindigkeit und Triebwerksleistung (also implizit die Schallabstrahlungseigenschaften) des Flugzeugs bekannt sein müssen. Unter Berücksichtigung der Schallausbreitungsgesetze und der Geometrie zwischen Flugzeug und Immissionsort kann dann an letzterem ein zeitlicher Schallpegelverlauf ermittelt werden, der im Idealfall einem gemessenen Verlauf entspricht SIMUL Für die Lärmrechnung in diesem Projekt wurde das vom DLR Göttingen entwickelte Programm SIMUL in der Version 3.1 verwendet (Abb. 2-3). Es handelt sich dabei um ein auf einer Teilschallquellenmodellierung basierendes Simulationsmodell zur Berechnung von Fluglärmimmissionen (Isermann 2004). Dabei wird grundsätzlich zwischen Triebwerkslärm, Umströmungslärm an der Zelle 18

30 und Umströmungslärm am Fahrwerk unterschieden. Außerdem wurden die neuesten Erkenntnisse über die Schallentstehungsmechanismen mit herangezogen. Es sollte gewährleistet werden, dass die Effekte von Topographie und Meteorologie in geeigneter Weise durch das Rechenverfahren berücksichtigt werden. Das Programmpaket enthält neben dem Hauptprogramm zur Lärmberechnung auch Module zur Flugbahnberechnung und zur Darstellung der berechneten Da- man aber auch extern berechnete Flug- ten. Über geeignete Schnittstellen kann bahnen (z.b. Daten von Flugsimulatoren) verarbeiten bzw. die mit SIMUL gewonnenen Lärmdaten in anderen Programmen darstellen und weiter bearbeiten (Isermann 2004). Abb. 2-3 Beschreibung des Lärmberechnungsprogramms SIMUL Das Programm ist mit der Zielsetzung konzipiert worden, es für die Berechnung von komplizierten Flugszenarien einsetzen zu können. Es eignet sich aber auch für die wissenschaftliche Betrachtung von Einzelereignissen, die Gegenstand 19

31 dieser Arbeit sind. Das Berechnen von komplexen Flugszenarien macht mit der aktuellen SIMUL-Version noch wenig Sinn, da nur für den Airbus A320 ausreichend gute Lärmdaten verfügbar sind und somit kein realistischer Flottenmix erzeugt werden kann. Der A320 ist jedoch ein modernes und weit verbreitetes Kurz- und Mittelstreckenflugzeug. Daher eignet sich SIMUL durchaus für die Betrachtung von A320-Einzelereignissen. Aufgrund der getrennten Berechnung von Triebwerkslärm und Umströmungslärm an den Klappen und Vorflügeln bzw. am Fahrwerk können mit SIMUL Effekte betrachtet werden, die bislang mit konventionellen Programmen, wie dem Integrated Noise Model (INM), nicht darstellbar waren. Wurde bislang hauptsächlich nur der Schub berücksich- so kann mit SIMUL nun zusätzlich auch dem Einfluss der Konfiguration tigt, (Flugzeugzelle, Fahrwerk) beim Design von Anflugverfahren besser Rechnung getragen werden (Isermann 2004). Das in FORTRAN erstellte Programmpaket SIMUL verfügt über die Möglichkeit, Flugbahndaten zu generieren, Lärmrechnungen durchzuführen und die Ergebnisse entsprechend darzustellen. In dieser Arbeit wurde SIMUL jedoch nur für die Immissionsberechnungen verwendet. Die Flugbahnsimulation erfolgte in Full-Flight-Simulatoren, die Auswertung von Flugbahn- und Lärmdaten in MATLAB. Die Schnittstellen zwischen den Programmen waren größtenteils vorhanden, mussten aber entsprechend angepasst werden. Nach der Simulation der Flugbahn werden die Daten von MATLAB in eine formatierte Textdatei geschrieben. SIMUL kann, bei entsprechendem Verweis auf diese Datei, die Daten lesen und errechnet daraus die Immissionswerte an den gewünschten Punkten in den gewünschten Lärmmaßen. Für diese Arbeit wurde für jeden Punkt eines Gitters der Effektiv- und Maximalschallpegel be- und anschließend unterschiedlich dargestellt. Das für alle Anflugvarian- rechnet ten zugrunde gelegte Gitter erstreckt sich in X-Richtung (Flugrichtung) passend zu den Flugbahndaten von 40 NM vor, bis 3 NM nach der Landebahnschwelle. In Y-Richtung wird ein Korridor von je 5 NM links und rechts der 20

32 Flugbahn betrachtet. Mit Hilfe von LAMax sind lokale Lärmimmissionsunterschiede der einzelnen Verfahren gut bestimmbar und können ihren Ursprüngen gut zugeordnet werden. Außerdem wird auch der Sound Exposure Level (SEL) berechnet, der die Dauer der Lärmereignisse berücksichtigt und als Effektivschallpegel für die Darstellung der lateralen Lärmverteilung gut geeignet ist. Die von SIMUL berechneten Schallpegelverläufe werden in Textdateien gespeichert und können in MATLAB eingelesen werden. Zur Analyse der Daten wurden verschiedene Darstellungsformen gewählt. Zum einen wurden die Schallpegel direkt unter der Flugbahn über die Entfernung zur Schwelle aufgetragen. Daraus lassen sich Unterschiede zwischen den einzelnen Verfahren recht schnell und übersichtlich erkennen. Die Lärmdaten des gesamten Gitters wurden durch Linien gleicher Schallpegel (SEL) dargestellt. Dabei interessiert sowohl die mit mehr als einem bestimmten Lärmpegel beschallte Fläche, als auch der Verlauf der Linien. Aus diesen Schallpegelkonturen (Lärm-Footprints) lässt sich erkennen, wie groß der Bereich ist, in dem mit Lärmbelastungen gerechnet werden muss. Die von den einzelnen Konturlinien eingeschlossenen Flächen können im Zusammenhang mit Besiedlungskarten zur Analyse der Betroffenheit von Anwohnern verwendet werden. In Wirklichkeit ist die Betroffenenzahl nämlich nicht nur von der Fläche, sondern auch von den lokalen Gegebenheiten wie Besiedlungsdichte, Lage der Siedlungsräume zur Flugbahn, etc. abhängig Integrated Noise Model (INM) Das INM wurde von der amerikanischen Luftfahrtbehörde FAA (Federal Aviation Administration) entwickelt. Es dient u.a. der Abschätzung der Lärmbelastung in der Umgebung von Flughäfen im Vorfeld von Aus- und Umbauten an der Airportinfrastruktur bzw. bei der Zulassung neuer An- und Abflugverfahren. Es wurde nicht für die Analyse einzelner Lärmereignisse ausgelegt. Vielmehr sollen mit Hilfe des INM komplexe Verkehrsszenarien untersucht werden, die einen vordefinierten Flottenmix, verteilt auf bestimmte An- und Abflugrouten, 21

33 beinhalten. Es kommt in dieser Auswertung zum Einsatz, da für die A330 sonst keine Lärmdaten oder Lärmberechnungsmodelle zur Verfügung stehen. Grundlage des INM sind die sog. Noise-Power-Distance Tabellen (NPD Tables), welche ein Lärmmaß, z.b. den Maximalschallpegel (LAMax), in Abhängigkeit der gesetzten Triebwerksleistung und dem Abstand vom Immissionspunkt zum Flugzeug enthält. Dieser Wert wird anhand der eingestellten atmosphärischen Bedingungen korrigiert und als Teil eines Konturplots ausgegeben. Wie aus den hier genannten Einflussfaktoren zu entnehmen ist, wird lediglich die Komponente des Triebwerklärms berücksichtigt. Geräuschanteile, die durch die Flugzeugumströmung, speziell um Fahrwerk und Hochauftriebshilfen, entstehen, werden nicht in die Lärmrechnung einbezogen. Da in dieser Untersuchung aber Einzelereignisse für eine Lärmrechnung herangezogen werden, sollten zumindest die quantitativen Aussagen eingeschränkt gesehen und die Aufmerksamkeit eher auf qualitative Ergebnisse, basierend auf den Vergleich zu einem Referenzverfahren, gelenkt werden. Das INM ist in der Lage, selbst vorher festgelegte Anflugbahnen zu simulieren. Hier ist es nötig, bestehende Datensätze vom INM hinsichtlich des Lärms auswerten zu lassen. Die dafür notwendige Schnittstelle wurde mittels MATLAB realisiert. Ergebnis sind Konturplots bzw. Tabellen mit den Werten für ein Gitter. Dieses wurde zur besseren Bearbeitung wieder mit Hilfe von MATLAB vi- Zur Berechnung von LAMax und SEL unter der Flugbahn wurden die sualisiert. entsprechenden NPD Tabellen in ein MATLAB Programm eingefügt. Es er- rechnet die notwendigen Werte und gibt die jeweiligen Spurplots aus. 2.4 Hypothesen zur technischen Machbarkeit des Verfahrens Das Anflugverfahren wurde zweidimensional ausgelegt, weil lokale Besonderheiten, wie Bevölkerungsverteilung, keine Rolle spielen sollten. Es wurde so entwickelt, dass es mit den heutigen technischen Rahmenbedingungen zu realisieren ist. Insbesondere bei der Umsetzung im Simulator wurde darauf geachtet, 22

34 dass die notwendigen Handlungsabläufe in die eines normalen Fluges integriert werden können. Das spiegelt sich im Wesentlichen in der Bedienung des Auto- Der Einfluss von Wind und Maspiloten wieder. Die Besatzung gibt jede Änderung von Bahnwinkel und Geschwindigkeit manuell in den Autopiloten ein. Grund dafür ist das Fehlen von FMS-Funktionen, die für die Vorausberechnung und die Ansteuerung der Autopiloten von wesentlicher Bedeutung sind. Andererseits hat die Besatzung so die Möglichkeit, aktiv in den Ablauf integriert zu sein und nicht nur die verschiedenen Systeme und den Flugzustand zu überwachen. Die Güte der vorgegeben Werte wie Bahnwinkel oder Segmentlänge hängt stark von der Qualität der Offline- bzw. Fast-Time-Simulation ab, mit deren Hilfe das hier verwendete Verfahren ausgelegt wurde. Mittels einer Validierung in Vorversuchen in einem für das Pilotentraining zugelassenen Full-Flight Simulator können diese Werte als zuverlässig und realistisch angenommen werden. Die Vorkalkulationen wurden mit den Annahmen konstanter Flugzeugmasse, ISA-Atmosphäre und Windstille durchgeführt. senabnahme aufgrund von Treibstoffverbrauch würde sich auf die Berechnung der Trajektorparameter, wie z.b. Point of Descent, beschränken. Für jede Kombination aus Windstärke und Windrichtung und eine stetige Gewichtsabnahme ergäben sich in der Offline-Simulation andere Werte für die Bahnwinkel und Segmentlängen. Da diese vorherberechneten Parameter der Besatzung mittels Flight Test Card vorgegeben werden und der Flug mit eingeschaltetem Autopiloten durchgeführt wird, stellen sie keinen Faktor für die Pilotenbelastung dar. In Hinblick auf einen Vergleich zweier Verfahren hinsichtlich ihrer Durchführ- hat das Fehlen atmosphärischer Störungen ebenso wenig Einfluss auf die barkeit Resultate, wie das Beibehalten des Flugzeuggewichtes. Da man für einen sol- chen Vergleich gleiche Bedingungen voraussetzen muss und es, wie bereits erläutert, keinen sonstigen Grund für das Vorhandensein von Wind und Turbulenzen gibt, ist das Fehlen dieser Einflüsse gerechtfertigt. Der Treibstoffverbrauch ist während des Landeanfluges aufgrund verhältnismäßig niedriger Triebwerks- 23

35 leistung zu gering, als dass der daraus resultierende Gewichtsunterschied beim Vergleich der beiden Prozeduren von Bedeutung ist. Deshalb ist auch das Festsetzen des Flugzeuggewichtes für diese Untersuchungen gerechtfertigt. Unter den genannten, idealisierten Rahmenbedingungen (kein Wind und konstantes Flugzeuggewicht) sollte das neue Anflugverfahren durchführbar sein. Für eine Anwendung in der Praxis müssten hingegen diese Einflüsse berücksichtigt werden. Mit Hilfe von vorherberechneten Tabellenwerten zum Beispiel sollte es möglich sein, dass der Pilot, abhängig von den derzeit herrschenden Bedingungen, die Bahnparameter aus Tabellen oder Graphen herauslesen kann und entsprechend dieser Vorgaben entweder das FMS programmiert oder die Eingaben manuell durchführt. Ziel sollten die bereits mehrfach erwähnten FMS- Funktionen sein, die dem Piloten genau diese Aufgaben abnehmen. Prinzipiell sollte das Verfahren dann in der Realität fliegbar sein, vorausgesetzt, die in den Vorberechnungen der Bahndaten angenommenen Parameter, wie Wind und Temperatur, in der Vertikalen verteilt, stimmen mit den tatsächlichen Bedingungen überein. Wettererscheinungen wie Inversionen, Windscherungen und starke vertikale Windfelder hätten großen Einfluss auf die Anflugbahn. Aufgrund dessen müssten für eine zuverlässige Durchführung zum einen vorhersehbare Wetterereignisse bekannt sein und in die Berechnung der Trajektorie einfließen, zum anderen die Genauigkeit der Bahnhaltung ständig überprüft und unvorhergesehene atmosphärische Störungen ausgeglichen werden. Eine weitere Option ist die Neuberechnung der Anflugbahn unter den veränderten Bedingungen. Alle diese Argumente führen zu dem Schluss, dass das ausgelegte Verfahren unter Idealbedingungen heute fliegbar ist, für einen Einsatz im täglichen Flugbetrieb aber noch nicht in Frage kommt. Unvorhersehbare Faktoren, wie Wettererscheinungen, müssen registriert und kompensierend im Flugverlauf berücksichtigt werden, sodass eine Praxistauglichkeit derzeit nicht besteht. 24

36 3 Übersicht zur Versuchsdurchführung 3.1 Kollektiv und Untersuchungsablauf Die Versuchsreihen der vorliegenden Studie fanden an den beiden Full Flight Simulatoren A320 in Frankfurt (Lufthansa Flight Training) und A330/340 in Berlin (Zentrum für Flugsimulation Berlin) statt. Als Anflugszenarien wurden Anflüge auf den Flughafen München simuliert. Zur technischen Erprobung der Flugszenarien und zur Überprüfung des medizinisch-technischen Equipments wurden je eine Generalprobe in Frankfurt und Berlin durchgeführt. Im Vorfeld der Untersuchungen wurden die Piloten eingehend schriftlich und mündlich über die Rahmenbedingungen der Simulationen und der technischen, physiologischen und psychologischen Prozeduren unterrichtet. Die Teilnahme an den Versuchen war freiwillig. In der Zeit vom 8. März bis zum 3. April 2004 wurden insgesamt 40 Piloten (davon 2 weiblich) in 20 Nächten flugmedizinisch untersucht. Das Alter der Piloten betrug im Mittel 37,3 Jahre (sd = 7,9 Jahre). Die Berufserfahrung der Piloten lag im Mittel bei 11,4 Jahren (sd = 7,1 Jahre), die Flugerfahrung lag bei 6351 Flugstunden (sd = 3567 Stunden). Die Studie wurde sowohl in Frankfurt als auch in Berlin anhand eines genau festgelegten Ablaufplans durchgeführt (siehe Abbildung 3-1). Aus organisatorischen Gründen begann der tägliche Versuchsablauf in Berlin etwa Minuten später als in Frankfurt. Vor den eigentlichen Untersuchungen am Simulator trafen sich alle Beteiligten zu einem Briefing um 22:00 Uhr, um die Piloten in alle flugtechnischen und -medizinischen Details einzuweisen. Danach wurden die beiden Piloten mit Elektroden beklebt und verkabelt. Gegen 23:15 Uhr konnte mit der Instrumentierung im Simulator begonnen werden, so dass um ca. 23:30 Uhr mit dem ersten Referenzszenario (geflogen vom Captain; siehe Abbildung 3.1) begonnen werden konnte. 25

37 Technik Medizin / Betreuung 22:00 Briefing: 22:05 1. ALLGEMEINER TEIL 22:10 22:15 2. PSYCHOPHYSIOLOGISCHER TEIL 22:20 (z.b.: Fragebögen, Elektroden etc.) 22:25 Briefing 22:30 3. TECHNISCHER TEIL 22:35 22:40 22:45 4. Anlegen der Elektroden (EEG, EOG, EKG) 22:50 22:55 23:00 23:05 23:10 23:15 Simulator Geräteaufbau für Simulator vorbereiten 23:20 Initialisierung / Repositionierung Geräteaufbau im Simulator, Einnehmen der Cockpitsitze, 23:25 Datenaufzeichnung starten FMS/FCU eingeben Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck 23:30 Simulation1 23:35 23:40 Referenzszenario CPT 23:45 Repositionierung Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck 23:50 FMS / FCU eingeben Simulation2 23:55 00:00 Referenzszenario FO 00:05 00:10 Repositionierung Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck 00:15 FMS / FCU eingeben Simulation3 00:20 00:25 Training LAn CPT 00:30 00:35 Repositionierung Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck 00:40 FMS / FCU eingeben Simulation4 00:45 00:50 Training LAn FO 00:55 01:00 Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck 01:05 01:10 01:15 PAUSE 01:20 01:25 Repositionierung Anst. der Elektroden, Fragebögen, Speichelprobe,Blutdruck 01:30 FMS / FCU eingeben Simulation5 01:35 01:40 SZENARIO LAn CPT 01:45 01:50 Repositionierung Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck 01:55 FMS / FCU eingeben Simulation6 02:00 02:05 SZENARIO LAn FO 02:10 02:15 Repositionierung Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck 02:20 FMS / FCU eingeben Simulation7 02:25 02:30 SZENARIO LAn CPT 02:35 02:40 Repositionierung Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck 02:45 FMS / FCU eingeben Simulation8 02:50 02:55 SZENARIO LAn FO 03:00 03:05 Entladen der Simulation Ausfüllen der Fragebögen, Speichelprobe, Blutdruck 03:10 Verlassen des Simulators; Abbau der Geräte 03:15 Entkabelung, 03:20 Debriefing ca min 03:25 - Debriefingfragebogen 03:30 - NASA-TLX-Gewichtung, 03:35 03:40 03:45 03:50 Abb. 3-1: Ablaufplan einer Simulationsnacht in Frankfurt (Versuchsbeginn in Berlin 00:00 Uhr) 26

38 Vor und nach jedem Szenario wurden bei den Piloten Speichelproben genommen, Fragebögen zur subjektiven Ermüdung, Anspannung und Arbeitsbelastung erhoben, sowie der Blutdruck gemessen. Während der Anflüge wurden das EEG, die Augenbewegungen (EOG) und das EKG kontinuierlich aufgezeichnet. Die Synchronisierung der medizinischen Daten mit den Simulatordaten erfolgte manuell durch das Setzen eines Markers. Ein Checkkapitän (Instruktor) überwachte und beurteilte das flugtechnische Geschehen. Der CPT und der FO flogen jeweils ein Referenzszenario (Standardanflugverfahren) und trainierten anschließend jeweils einmal das lärmarme Anflugverfahren. Nach einer Pause wurde das lärmarme Anflugverfahren von jedem Piloten noch zwei Mal aktiv und zwei Mal inaktiv (jeweils im Wechsel) geflogen (siehe Abbildung 3-1). Insgesamt ergaben sich also pro Versuchsnacht 8 Anflüge. In einigen Fällen wurde am Ende des Versuchs noch ein zusätzliches Szenario unter erschwerten Bedingungen angehängt (Emergency Procedure). Zum Ende erfolgte ein Debriefing außerhalb des Simulators, während dessen ein ausführlicher Fragebogen ausgefüllt wurde. Danach (ca. 3:45 Uhr) war die Versuchsnacht beendet. 27

39 4. ERGEBNISSE Die Auswertungen und Analysen beziehen sich auf sehr unterschiedliche Aspekte der technischen, psychologischen und physiologischen Daten. Zum einen wurden sehr viele objektive Daten erhoben (z.b. technische und physiologische), zum anderen subjektive Erhebungen durchgeführt (z. B. durch regelmäßige Befragungen und das Debriefing), die sich auf die Erfahrung, der Wahr- nehmung und der Einschätzung der Flugzeugführer beziehen. Die Ergebnisse sind daher nach diesen Aspekten in den folgenden Abschnitten unterteilt. 4.1 Flugtechnische Daten Auswertbarkeit der Daten Um Aussagen über die Durchführbarkeit von lärmreduzierten Anflugverfahren machen zu können, ist es notwendig und sinnvoll, neben der Meinung der Pilo- und Beanspruchung bei einem neuen Verfahren zu ten auch objektive Daten, die nicht von der subjektiven Einschätzung der Flugzeugführer beeinflusst werden, zu erheben und auszuwerten, um ein Gesamtbild über die Belastung erzielen. Man kann die Datensätze in folgende Bereiche unterteilen: - Flugmechanische Größen: z.b. Bahnparameter wie Höhe über MSL, Entfernung zur Landebahnschwelle, Wahre Eigengeschwindigkeit, Beschleunigungen, Bahnneigungswinkel, Ablagen vom ILS-Leitstrahl usw. - Flugsysteme / Systemzustände: z.b. Triebwerksschub, Landeklappen- und Fahrwerksstellung sowie Ruderausschläge usw. - Technische Parameter des Pilotenverhaltens: z.b. Steuereingaben der Besatzung, als auch die Bedienung der Systeme wie Fahrwerk und Hochauftriebshilfen, Autopilot sowie Triebwerke. 28

40 PARAMETER 1. Bereich (Flugmechanik) Zeit (Time) Geogr. Länge (Longitude) Geogr. Breite (Latitude) Absolute Höhe über Mean Sea Level (Altitude) Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeuges (Vertical Speed) Geschwindigkeit über Grund (Groundspeed) Rollwinkel (Roll Angle) Nickwinkel (Pitch Angle) Magnetischer Steuerkurs (magn. Heading) Kalibrierte Eigengeschwindigkeit (CAS) Vertikale Abweichung von der ILS-Mittellinie Laterale Abweichung von der ILS-Mittellinie EINHEIT s grad grad ft ft/s kt grad grad grad kt ua ua 2. Bereich (Systemzustand) Hinterkantenklappen (Flaps) grad Vorderkantenklappen (Slats) grad Fahrwerk (Gear) 0 1 Triebwerksdrehzahl N1 % Autopilot 1/2 Engagement 0, 1 Flight Director 1/2 Engagement 0, 1 Auto Thrust Engagement 0, 1 AP Open Descent Mode aktiv 0, 1 AP Flight Path Angle Mode aktiv 0, 1 AP Capture Mode aktiv 0, 1 AP Altitude Hold Mode aktiv 0, 1 AP Glidesope Track Mode aktiv 0, 1 3. Bereich (Systembedienung) Fahrwerkshebelstellung 0, 1 Landeklappenhebelstellung 1, 2, 3, 4 Schubhebelstellung grad Seitenruderpedalstellung grad Sidestickposition für Querruderkommando grad Sidestickposition für Höhenruderkommando grad Eingabe vertikaler Modi am Autopiloten - Eingab e lateraler Modi am Autopiloten - Tab. 4-1: Auflistung der wichtigsten Parameter aller drei Bereiche In den Studien sind keine künstlichen Fehlfunktionen des Simulators eingebaut worden. Somit führte die Ansteuerung von Systemen im Cockpit zum entspre- 29

41 chenden Resultat am Flugzeug; dadurch sind die genauen Zeitpunkte der Pilo- Der Grund dafür ist die Tatsache, dass die tenhandlung von großer Wichtigkeit. meisten Systeme Totzeiten bzw. dynamisches Verhalten aufweisen und somit die zeitlichen Verläufe von Steuereingaben und System- bzw. Flugzeugreaktionen stark voneinander abweichen. Eine Auflistung der wichtigsten Parameter aller drei Bereiche ist in Tab. 4-1 enthalten. Die aufgeführten Daten sind in erster Linie für die Auswertung hinsichtlich Fliegbarkeit und Lärmminderungspotential von Bedeutung. Mittels der Bahnund Flugsystemdaten können die flugmechanischen sowie die die Sicherheit betreffenden Aspekte des neuen Verfahrens betrachtet werden. Aus den Parame- des Flugzeuges lassen sich Aussagen über die tern hinsichtlich der Bedienung Arbeitsbelastung und deren Bewältigung ableiten. Mit Hilfe der Lärmberechnungsprogramme SIMUL und INM können im Anschluss an die Simulatorkampagne die Geräuschimmission am Boden unter Berücksichtigung der Bahnpara- und der Triebwerksleistung ermittelt werden. meter, der Flugzeugkonfiguration Im Vergleich mit dem Referenzverfahren lassen sich so Aussagen über das Lärmminderungspotential des neuen Anflugverfahrens treffen. Im Zuge der Auswertung werden Solldaten entsprechend der Prozedurvorgaben mit der Offline-Simulation generiert. Hierzu zählen Parameter wie Höhe, Lan- gesetzte Autopilotenwerte sowie Segment- deklappen- und Fahrwerksstellung, und Sicherheitsgrenzen. Bei letzteren handelt es sich um flugzustands- und kon- sowie um die figurationsabhängige Mindest- und Maximalgeschwindigkeiten maximalen Sinkgeschwindigkeiten entsprechend der derzeitigen Höhe über Grund. Die Soll- und Sicherheitswerte werden durch die Flughandbücher der Deutschen Lufthansa vorgegeben. Anhand dieser Soll- und Sicherheitswerte ist es möglich, Vergleiche zwischen dem Ist, dem Soll und dem Sicherheitswert für die einzelnen Parameter anzustellen und entsprechend der Anzahl an einzelnen Durchgängen statistische Aussagen über deren Verlauf während des Verfahrens zu machen. Zum anderen können die Ablagen den aufgezeichneten, physiologi- 30

42 schen Daten gegenübergestellt und auf Korrelationen hin untersucht werden. Sowohl die Generierung der Solldaten, als auch die Auswertung der einzelnen Durchgänge mit anschließender statistischer Betrachtung wurden unter MAT- LAB realisiert. Die Datensätze, z.t. im ASCII-Format, z.t. in Form von EX- CEL-Dateien, konnten eingelesen, entsprechend bearbeitet und grafisch wiedergegeben werden Ergebnisse der Simulatorversuche (flugtechnische Daten) Aus den Datenpaketen wurden sowohl einzelne Zeitschriebe, als auch Diagramme erstellt, die Häufigkeiten von Abweichungen verschiedener Parameter zeigen. Dabei wurden primär die Ablagen von der Sollhöhe für jedes Segment sowie die Unterschiede von Soll- zu Ist-Zeitpunkt für das Ausführen von Aktionen, wie Landeklappen oder Fahrwerk fahren, betrachtet. Für die Flugbahndaten wurden das arithmetische Mittel und die Standardabweichung berechnet, um allgemeine Aussagen über die zu vergleichenden Verfahren treffen zu können. Dem Sicherheitsaspekt wird Rechnung getragen, indem die kritischen Werte wie Geschwindigkeit während des Fahrens der Landeklappen, die entsprechenden Maximal- bzw. Minimalgeschwindigkeiten sowie die erlaubten Sinkgeschwindigkeit in Abhängigkeit von der Höhe mit den Ist-Werten verglichen werden A320-Simulator Betrachtet man die Bahnverläufe der A320-Versuchsreihe, fällt auf, dass die Trajektorien bei den LDLP-Anflügen (Abb. 4-1) primär im zweiten und bei den SCDA (Abb. 4-2) im vierten Segment stark streuen. Der Grund für die großen Abweichungen bei ersterem liegt in der unzureichenden Einhaltung des Point of Descent. 31

43 Abb. 4-1: Bahnverläufe der LDLP-Versuche (A320) Abb. 4-2: Bahnverläufe der SCDA-Versuche (A320) 32

44 Abb. 4-3: Häufigkeiten von Sollbahnablagen im zweiten Segment des LDLP (A320) Durch zu zeitigen oder zu späten Beginn des Sinkfluges ergeben sich Ablagen von der Sollbahn (Abb. 4-3), die während des Fluges nicht quantifizierbar sind bzw. dem Piloten nicht angezeigt werden und sich so über das gesamte Verfahren hin durchziehen. Dadurch kam es zu unterschiedlichen Längen im dritten Segment, was bei der daraus entstehenden längeren Verzögerung zu einem ungewollten Hochlaufen der Triebwerksdrehzahl geführt hat, um die Mindestgeschwindigkeit nicht zu unterschreiten. Einerseits stellt diese Tatsache eine Unzulänglichkeit in der Durchführung des Verfahrens dar, spiegelt andererseits aber die Praxis im Alltag wider. Die Führung auf den Gleitpfad stellt sich, wie erwartet, problemlos dar. Die POD der SCDA Verläufe streuen weit weniger als die der LDLP Trajektorien. Daraus ergibt sich eine moderate Standardabweichung der Höhenablage während des zweiten Segmentes. Der Übergang in das Verzögerungssegment geschieht ebenfalls problemlos. Als kritischer Punkt hinsichtlich der Einhaltung des Verfahrens stellt sich der Wechsel vom Verzögerungssegment zum Steilflugsegment dar. Zum einen variieren diese in ihrer Entfernung zur Landebahnschwelle, was zu einer erheblichen Streuung der Steilflug- segmentbahnen führt. Zum anderen ist die Anzahl an Aktionen der Piloten in einem sehr kleinen Zeitfenster relativ groß. Die Auswertung im Bereich Systembedienung geht später darauf ein. 33

45 Abb. 4-4: Häufigkeiten von Sollbahnablagen im vierten Segment des SCDA (A320) Die Ungenauigkeiten im vierten, dem Steilflugsegment des SCDA (Abb. 4-4), sind in der zu ungenauen Vorberechnung der Bahn und der unzureichenden Validierung zu suchen. Sie sind kein Effekt, der generell mit dem SCDA als Verfahren zusammenhängt, sondern mit Mängeln in der Modellierung und Simulation der Flugmechanik im Auslegungsprozess zu erklären. So ergab sich z.b. ein Effekt, der in der Offline-Simulation nur unzureichend berücksichtigt werden konnte: Während des Ausfahrens der Landeklappen entsteht ein kurzzeitiger, überproportionaler Auftriebsanstieg, der zu dem so genannten Ballooning führt, eine zeitlich begrenzte und abhängig von Geschwindigkeit und gewählter Klappenstellung starke Aufwärtsbewegung. Diese wiederum hat einen Anstieg des Widerstandes zur Folge, welcher die Verzögerung in diesem Segment erhöht. Dies und die unzureichend genaue Auslegung führen zu einer Verkürzung des Verzögerungssegmentes, da dessen Länge vom Abbau eines bestimmten Geschwindigkeitsbetrages abhängt. Aufgrund dessen verkürzt sich das Steilflugsegment, und es kommt zu einem zu frühen Einnehmen des Landegleitweges des ILS. Da das Flugzeug, im Gegensatz zum Referenzverfahren, hier schon voll konfiguriert ist, ist an dieser Stelle ein höherer Schub als beim LDLP notwendig, um die Anfluggeschwindigkeit zu halten. Zudem wurde der Gleitpfadeinflug in 2000ft GND sehr konservativ festgelegt, um dem Flugzeug genug Zeit zu las- 34

46 sen, um in 1000ft GND stabilisiert zu sein. Aufgrund der Tatsache, dass das Flugzeug beim Einflug auf den Gleitpfad, wie bereits erwähnt, voll konfiguriert ist, würde, ausgehend von den in dieser Studie gemachten Erfahrungen, eine Einflughöhe von 1500ft GND genügen. Der Einflug auf den ILS Gleitpfad von oben ist problemlos vonstatten gegangen, ebenso wie der restliche Anflug bis zum Aufsetzen. Dieser Teil des SCDA gleicht dem Referenzverfahren LDLP. Abb. 4-5: Häufigkeiten von zeitlich ungenauem Einstellen des Bahnwinkels für das Steilflugsegment und das Fahren der Landeklappen auf Stufe 3 beim SCDA (A320) Beim Fliegen des neuen Verfahrens im A320-Simulator haben sich auch aus Sicht der Systembedienung durch die Piloten einige interessante Effekte ergeben (Abb. 4-5). So kam es vereinzelt zu Unstimmigkeiten im Verfahren. Beispielsweise wurde bei vier Durchgängen die Konfiguration 3 (SCDA - Time Delay Flaps 3 Ext.) bereits im Verzögerungssegment eingenommen, obwohl diese erst im Steilflugsegment hätte gefahren werden sollen. Zu sehen ist dies daran, dass das Setzen des Bahnwinkels (SCDA SEG4 - Delay in Setting FPA) im Bereich von einer halben Minute zu spät geschieht. Die gemessene Zeit läuft ab dem Ereignis Fahrwerk ausgefahren und verriegelt, da im Anschluss daran der Steilbahnwinkel eingedreht werden sollte. Während dieser Zeit verzögert das Flugzeug weiter, die Klappen werden auf Stufe 3 gefahren und erst jetzt der neue Bahnwinkel eingenommen. In anderen Durchläufen wurde der Bahnwinkel für 35

47 das Steilflugsegment gleichzeitig mit dem Fahren des Fahrwerkes eingestellt, obwohl der Pilot bis zum Verriegeln des Landing Gears, im Cockpit mit drei grünen Lichtern angezeigt, hätte warten müssen. Eine weitere Auffälligkeit, die aber bei fast allen Versuchen auftrat, ist das verzögerte Fahren der Landeklappen in die Stellung 3, nachdem der neue Bahnwinkel für das Steilflugsegment eingestellt wurde. Da auf das Ereignis Gear down, three green zwei Aktionen, eben das Setzen des neuen Bahnwinkels und das Fahren der Landeklappen auf Stufe 3, folgen, kommt es auffallend oft zu Verspätungen zwischen 10 und 20 sec beim zweiten Punkt, der Konfiguration 3. Der Grund dafür liegt in der Tatsache, dass die Handlungen im Cockpit bestimmten Regeln der Teamarbeit unterliegen. So sollten nicht mehrere Aktionen gleichzeitig ausgeführt werden, um mittels gegenseitiger Kontrolle der Piloten Redundanz gegenüber Fehlbedienungen zu schaffen. Obwohl die Landeklappen nach Plan des SCDA gleichzeitig mit dem Einstellen des neuen Bahnwinkels hätten gefahren werden sollen, wurde dies meist sequentiell getan, um dem sog. Multi Crew Concept Rechnung zu tragen. Dabei handelt es sich um ein beabsichtigtes und trainiertes Sicher- Es wird deutlich, dass der Übergang vom Verzögerungssegment auf das Steil- heitsverhalten. flugsegment einen weiteren kritischen Punkt im SCDA-Verfahren darstellt. Es ist zu überlegen, inwieweit die Automatisierung von z.b. dem Fahren der Klappen zu einem zuverlässigeren Konfigurieren führen kann. Weiterhin wäre vorstellbar, das Zeitfenster für die Aktionen in diesem Bereich des Anfluges zu vergrößern, indem man mit z.b. einer Verzögerungsregelung die Geschwindigkeitsabnahme im Verzögerungssegment auf einem moderaten Wert konstant hält. All diese Maßnahmen würden zu einer Entzerrung der Handlungsabläufe in diesem Bereich führen. Im Bereich Sicherheit wurden keine gravierenden Ereignisse beobachtet. Es gab zwar kleinere Unterschreitungen von Mindestgeschwindigkeiten sowie ebenso geringe Überschreitungen von Maximalgeschwindigkeiten. Da diese Verletzun- 36

48 gen im Bereich von 1 bis 5kt lagen und sehr kurzzeitig waren, kann man aber nicht von einem Sicherheitsrisiko sprechen, zumal die Sicherheitsgrenzen entweder durch Luftraumstrukturen rechtlich vorgeschrieben waren oder, wenn strukturkritisch, ein entsprechender Sicherheitsaufschlag verwendet wurde. Die maximalen Sinkgeschwindigkeiten, die in Abhängigkeit der Höhe abnehmen, wurden im Verlauf der A320 Kampagne nicht einmal verletzt (Abb. 4-6). Abb. 4-6: Sinkgeschwindigkeiten und maximal erlaubte Sinkgeschwindigkeit beim SCDA (A320) Aus den Bahn- und Flugzeugdaten wurde mittels Lärmrechnung die Geräuschimmission am Boden sowohl direkt unter der Flugbahn, als auch in der näheren Umgebung berechnet. Dabei wurden sowohl die maximalen Lärmschallpegel (LAMax), als auch die äquivalenten Dauerschallpegel (SEL) berücksichtigt. Dargestellt sind zwei Vergleiche, in denen jeweils ein SCDA Durchgang mit einem LDLP verglichen werden, die von demselben Piloten geflogen wurden (Abb. 4-7, Abb. 4-8). Die Diagramme beinhalten flugtechnische Daten, wie Höhe, Schub, Geschwindigkeit und Flugzeugkonfiguration sowie die Absolutwerte für LAMax und SEL. Weiterhin wurden die Differenzen für LAMax und SEL zwischen den beiden Durchgängen gebildet. 37

49 Abb. 4-7: Bahnparameter und Lärmwerte (SIMUL) unter dem Gleitpfad: LDLP vs. SCDA (A320) Abb. 4-8: Bahnparameter und Lärmwerte (SIMUL) unter dem Gleitpfad: LDLP vs. SCDA (A320) 38

50 In den Abbildungen 4-9 und 4-10 werden die Maximalwerte der in den Einzelfällen dargestellten Lärmdifferenzen gezeigt, gemittelt über alle SCDA-LDLP Vergleichsfälle und aufgetragen über die einzelnen Pegel. Da für die A320 sowohl SIMUL, als auch INM als Lärmberechnungsmodelle zur Verfügung stehen, wurden die gemittelten Pegeldifferenzen mit beiden Programmen errechnet. Die Ursachen für die aufgetretenen Unterschiede werden unter 2.3 erläutert. Abb. 4-9: Verteilung der Lärmdifferenzen unter dem Gleitpfad: über die einzelnen Pegel LAMax (A320), gerechnet mit SIMUL Abb. 4-10: Verteilung der Lärmdifferenzen unter dem Gleitpfad: über die einzelnen Pegel LAMax (A320), gerechnet mit INM-NPD-Tabellen 39

51 Es hat sich gezeigt, dass der SCDA vor allem in den Bereichen von Vorteil ist, in denen die Bahn deutlich über der des LDLP liegt (Abb. 4-7, 4-8). Das wird besonders im Open Descent -, Verzögerungs- und Steilflugsegment deutlich. Zudem bedingen beim LDLP Schubspitzen, die während des Konfigurierens im Zwischenanflugsegment auftreten, höhere Lärmemissionen als beim SCDA. Beide Effekte führen zu einer Lärmreduktion um ca. 3 bis 8dB(A) zwischen 26 und 10NM zur Landebahnschwelle. Anders ausgedrückt kann man sagen, dass im Bereich von 45 bis 60dB(A) LAMax, die beim LDLP in dem genannten Abschnitt des Anfluges auftreten, bei SIMUL ein Lärmvorteil von 3 bis 8dB(A) zu beobachten war (Abb. 4-9) bzw. 2 bis 5dB(A) im Bereich 50 bis 65dB(A) LA- Max bei INM (Abb 4-10). Die Nachteile des SCDA liegen beim späteren Beginn des Sinkfluges, vor allem aber beim zu frühen Einnehmen des ILS- Gleitpfades. Diese sind, wie bereits erläutert, bedingt durch unzureichend genaue bzw. zu konservative Auslegung des Verfahrens und z.t. Abweichungen in der Einhaltung des Verfahrens seitens der Piloten. Der späte Beginn des Sinkfluges führt zu einem längeren stationären Geradeausflug und somit zu einem längeren Halten des relativ hohen Triebwerkschubes, was sich wiederum in eiachteil des SCDA gegenüber dem LDLP um ca. 5dB(A) äußert. Die nem Lärmn Aussage lässt sich dahingehend relativieren, indem man feststellt, dass die 5dB(A) Mehrlärm in einem Pegelbereich von 40 bis 45dB(A) auftreten LA- Max (Abb. 4-9). Das Flugzeug befindet sich hier noch 30 bis 25NM von der Landebahnschwelle entfernt. Der zu frühe Einflug auf den ILS-Gleitpfad führte beim SCDA zu einer ca. 6 bis 8 db(a) höheren Lärmbelastung am Boden, da das Flugzeug im Gegensatz zum LDLP hier schon voll konfiguriert ist und mehr Schubkraft benötigt, um den höheren Widerstand zu überwinden. Dieser Mehrlärm tritt im Pegelbereich von 60 bis 70dB(A) LAMax auf (Abb. 4-9). Die Dauer dieses Effektes hängt im Wesentlichen von der Auslegung bzw. der Einhaltung des Verfahrens ab. In Abb. 4-7 ist ein Fall dargestellt, bei dem das Steilflugsegment sehr früh beginnt und 40

52 dementsprechend kurz ausfällt. Zu Beginn des Endanflugsegmentes beim SCDA, hier in ca. 3000ft GND, läuft der Triebwerksschub wieder hoch, um den hohen Widerstand aufgrund der ausgefahrenen Landeklappen und des Fahrwerkes zu kompensieren. Beim LDLP sind Fahrwerk noch ganz und Landeklappen teilweise eingefahren. Widerstand und entsprechend der Schub sind im Vergleich zum SCDA an diesem Punkt niedriger, sodass der genannte Mehrlärm seitens des SCDA auftritt. In Abbildung 4-8 stellt sich dieser Effekt zeitlich wesentlich kürzer dar. Das Steilflugsegment beginnt später und fällt entsprechend länger aus. Das Flugzeug fliegt in 2000ft GND auf den Gleitpfad ein und erhöht hier den Schub. Da beim LDLP erst in 1500ft GND die Endkonfiguration hergestellt ist und somit die Triebwerke erst hier wieder hoch laufen, ist auch bei diesem Fall der Lärmvorteil beim LDLP zu finden. Der negative Lärmeffekt des SCDA ließe sich ganz vermeiden, wenn die Einflughöhe auf den Gleitpfad auf 1500ft GND herabgesetzt würde. Dies hätte zum Ergebnis, dass der Höhenvorteil des SCDA gegenüber dem LDLP erst dann aufgegeben würde, wenn das Flugzeug auch beim LDLP voll konfiguriert ist und die Schubverläufe der beiden Verfahren ab diesem Punkt gleich wären. Die Ergebnisse, die bisher dargestellt wurden, bezogen sich auf die Spur unter der Bahn und den maximalen Lärmpegel. In Abbildung 4-11 sind die Lärmkonturen von LDLP und SCDA dargestellt. Es handelt sich hier bei um Linien gleichen SEL für 60, 65 und 70 db(a). Der Sound Exposure Level (SEL) eignet sich für die Betrachtung der gesamten Lärmimmission, d.h. auch für die laterale Verbreitung, da er nicht nur die einzelnen Pegel darstellt, sondern auch ihre Dauer berücksichtigt. Somit ergibt sich die Möglichkeit, das gesamte Lärmereignis bewerten zu können. Betrachtet man die Lärmkonturen des SCDA (Abb. 4-11) wird deutlich, dass diese im Bereich zwischen 5 und 10 NM über alle drei Pegel eine lateral stärkere Ausdehnung besitzen als die des LDLP. Grund auch hierfür ist das frühere Einnehmen des Landegleitpfades gegenüber dem SCDA. Je nach Länge des Steilflugsegmentes fällt die Ausdehnung stärker oder schwä- 41

53 cher aus. Hier ist ein Fall dargestellt, bei dem die weitere Kontur des SCDA im Vergleich zum LDLP sehr ausgeprägt ist. Des Weiteren ist im 60dB(A) SEL Bereich zu sehen, wie sich die unterschiedlichen POD auf die Lärmkonturen auswirken. Abb. 4-11: Vergleich einzelner SEL-Konturen für LDLP und SCDA (A320), berechnet mit SIMUL Da das Flugzeug noch sehr hoch fliegt, sind lediglich die niedrigeren Pegel beim SCDA weiter ausgedehnt. Dessen POD liegt näher an der Landebahn als der des LDLP, wodurch die Triebwerke länger höhere Leistung liefern, bevor mit dem Sinkflug begonnen wird. Bis auf die beschriebene Konturausweitung zwischen 5 und 10NM vor der Landebahnschwelle zeigen sich die Lärmvorteile des SCDA in den Pegeln 60 bis 70dB(A) SEL auch lateral. Diese sind in einem Bereich 42

54 zwischen 25 und 10NM zu finden, in dem auch unter der Spur die Vorteile des SCDA ersichtlich wurden A330-Simulator Die Bahnverläufe der A330 Versuche sind weit weniger gestreut als die der A320 Kampagne (Abb. 4-12). Abb. 4-12: Bahnverläufe der LDLP-Versuche (A330) Der Grund dafür liegt einerseits in der Tatsache, dass auf das Einhalten des POD geachtet wurde, ausgehend von den Erfahrungen während der A320 Kampagne. Auch wurde eine Validierung der vorherberechneten Bahnparameter durchgeaufgrund zu großer Verzögerung zu früh beendet war. führt. Die im Mittel zu hoch liegenden Bahnen im zweiten Segment in beiden Verfahren entstehen durch fehlende Übergänge im Verlauf der Solltrajektorie, wodurch es zum Über- oder Unterschießen kommt. Es ist aber auch hier zu sehen, wie sich vor allem beim SCDA in einzelnen Fällen Ungenauigkeiten vor dem Einnehmen des ILS-Gleitpfades ergeben (Abb. 4-13). So war zu beobachten, dass das Verzögerungssegment vereinzelt zu zeitig begann und deshalb und 43

55 Abb. 4-13: Bahnverläufe der SCDA-Versuche (A330) Das wiederum führte dazu, dass das Steilflugsegment ebenfalls zu früh begann, somit sehr kurz ausfiel und dass der Lärmbenefit aufgrund des sehr zeitigen Einnehmens der ILS-Bahn sehr gering ausgeprägt und nach dem Ende des Steilfluges nicht einmal mehr vorhanden war. Das Flugzeug ist hier, im Gegensatz zum LDLP, schon voll konfiguriert und die Triebwerke müssen mehr Schub lie- vom fern, um den Mehrwiderstand zu kompensieren. Die dritten Segmente entsprechen bei sowohl LDLP als auch SCDA weitestgehend der Solltrajektorie in Lage und Länge. Neben der verlässlicheren Vorberechnung der Bahn und dem genaueren Einhalten des POD wirkte sich auch der wesentlich geringere Effekt des Balloonings gegenüber der A320 Versuchsreihe positiv auf die Einhaltung der Sollbahn aus. Die Handlungsabläufe der Piloten während der A330 Versuche bestätigen die Ergebnisse der A320 Kampagne. Die auf der Flight Test Card geforderten Punkte wurden von den Piloten weitestgehend erfüllt. Leichte Defizite gab es, wie auch bei den A320-Flügen, während des Übergangs Verzögerungs- 44

56 segment auf das Steilflugsegment (Abb. 4-14). Zum einen wurde in einigen Fällen der Bahnwinkel für das Steilflugsegment gleichzeitig oder sogar noch vor dem Ausfahren des Fahrwerkes eingedreht. Laut Flight Test Card hätte der neue Bahnwinkel erst eingestellt werden sollen, nachdem das Fahrwerk vollständig ausgefahren ist. Zum anderen kam es auch hier zu Verzögerungen, wenn es darum ging, zwei Aufgaben gleichzeitig abarbeiten zu müssen. Wie bei den A320 Versuchen sollten die Landeklappen zusammen mit dem Eindrehen des Steilflugsegmentbahnwinkels auf Stufe 3 gefahren werden. Dies geschah bei einem großen Teil der Fälle um 5 bis 8 sec zu spät. Aus bereits in den Betrachtungen um die A320 Kampagne angestellten Überlegungen das Multi Crew Concept betreffend, lässt sich auch hier die Erklärung für das verhältnismäßig späte Fahren der Klappen ableiten. Abb. 4-14: Häufigkeiten von zeitlich ungenauem Einstellen des Bahnwinkels für das Steilflugsegment und das Fahren der Landeklappen auf Stufe 3 beim SCDA (A330) Im Bereich Sicherheit lassen sich nur wenige Punkte aufzählen, die im Verlauf der A330 Simulatorkampagne auffielen. Die maximal erlaubten Sinkgeschwindigkeiten wurden während des Einfluges auf den ILS-Gleitweg in 5 Fällen kurzzeitig um ca. 50 bis 70ft/min unterschritten (Abb. 4-15). Diese Übertretung von Sicherheitswerten stellte keine Gefahr, dennoch aber eine Verletzung von in 45

57 Praxis angewandten Limitierungen dar. Unter anderen als den hier vorherrschenden Laborbedingungen könnten diese Abweichungen allerdings größere Ausmaße annehmen und schließlich doch zum Sicherheitsrisiko werden. In den Segmenten 1 und 2 des SCDA ergaben sich geringe aber häufig auftretende Ü- berschreitungen der hier angewandten Maximalgeschwindigkeit. Diese beliefen sich auf 1 bis 4 kt. Da die hier zutreffende Maximalgeschwindigkeit von 250 kt nicht flugzeugbedingt, sondern luftrechtlich vorgeschrieben ist, handelt es sich auch hier nicht um ein Sicherheitsrisiko. Es sei allerdings erwähnt, dass deutlichere und zeitlich länger dauernde Überschreitungen dieses Limits in der Praxis nicht toleriert werden. Abb. 4-15: Sinkgeschwindigkeiten und maximal erlaubte Sinkgeschwindigkeit beim SCDA (A330) Für die Lärm rechnung der A330 Versuche wurde das Integrated Noise Model (INM) verwendet. Der Vergleich der INM-Ergebnisse mit denen anderer Lärm- berechnungsprogramme (z.b. SIMUL entsprechend den Abb. 4-9 und 4-10 für den A320) ist auf Grund der fehlenden Datenbasis für den A330 z.z. nicht möglich. Mit Hilfe des INM wurden Lärmkonturen am Boden sowie, basierend auf den im INM verwendeten Noise-Power-Distance-Tables, LAMax und SEL unter der Bahn berechnet. Aufgrund der unter 2.3 erläuterten Eigenschaften dieses 46

58 Programms sind die beobachteten Effekte vor allem in den Konturen weniger deutlich ausgeprägt als bei SIMUL, aber dennoch erkennbar. Die Abbildungen 4-16 und 4-17 zeigen Bahnparameter und flugtechnische Daten wie Geschwindigkeit und Triebwerksdrehzahl N1 für zwei Einzelvergleiche je eines SCDA und eines LDLP mit der gleichen Besatzung. Die daraus berechneten Lärmwerte unter der Bahn für LAMax und SEL sowie die Differenzen der SCDA Durchgänge und der LDLP Durchgänge sind ebenfalls dargestellt. Abb. 4-16: Bahnparameter und Lärmwerte (INM) unter dem Gleitpfad; LDLP vs. SCDA (A330) In den Spurplots in Abb und 4-17 ist zu Beginn des Verfahrens ein leichter Lärmvorteil des LDLP, hier ca. 1dB(A) im LAMax-Verlauf, zu beobachten, der sich mit dem früheren Start des Leerlaufsinkfluges der Referenzprozedur begründen lässt. Dieser Vorteil, der bis ca. 30NM vor der Landebahnschwelle vorhanden ist, kehrt sich ab diesem Punkt um, da jetzt der Höhenvorteil des SCDA 47

59 zum Tragen kommt. Dieser reicht bis zu dem Punkt, an dem beim SCDA das Flugzeug den 3 -Gleitpfad eingenommen hat. Er liegt bei ca. 3 bis 5 db(a) im LAMax-Verlauf. Befindet sich dieser Punkt zu hoch, wie bei den meisten der A320-SCDA s, fährt der Schub höher als beim LDLP, weil beim Referenzverfahren im Vergleich zum SCDA noch nicht voll konfiguriert ist. Liegt der Punkt hingegen im Bereich zwischen 1500 und 2000ft über Grund, was bei den meisten der A330 Flüge der Fall war, so sind keine signifikanten Lärmnachteile des SCDA gegenüber dem LDLP mehr zu erkennen, da genau in diesem Bereich auch beim Referenzverfahren die Endkonfiguration eingenommen wird. Was in Abbildung 4-16 auffällt, ist die Schubspitze beim SCDA am Ende des Verzögerungssegmentes. Diese hängt mit einem zu späten Eindrehen des Steilflugbahnwinkels in den Autopiloten zusammen. Das Flugzeug verzögerte bis zur Minimalgeschwindigkeit für die aktuelle Konfiguration, Fahrwerk ausgefahren und Landeklappen auf Stufe 2 gestellt. Um diese Mindestgeschwindigkeit nicht zu unterschreiten, setzt der Autopilot die Triebwerksleistung hoch, um eine weitere Verzögerung zu verhindern. Der Grund, dass sich diese Schubspitze nur gering in der Lärmdifferenz zum LDLP bemerkbar macht, ist die Tatsache, dass diese Schubspitzen beim LDLP ständig auftreten, da die Zeitpunkte für das Konfigurieren nicht an den Bahnverlauf angepasst sind. Das Steilflugsegment entspricht der ausgelegten Sollbahn. Das Flugzeug nimmt den Gleitpfad in ca. 2000ft GND ein. Hier ist zu beobachten, dass die Triebwerksleistung nicht soman den Geschwindigkeitsverlauf während des Steilflugsegmentes, wird deut- fort hoch läuft, sondern erst 1NM nach Einflug auf den 3 -Gleitweg. Betrachtet lich, dass hier nicht mit der Mindestgeschwindigkeit, sondern mit einer etwa 30kt darüber liegenden Fahrt gesunken wird. Das hat zur Folge, dass nach dem Einnehmen des Landegleitweges das Flugzeug noch etwas verzögern kann, bevor es die Treibwerksleistung wieder hoch setzt. Das ist übrigens eine Möglichkeit, um Abweichungen von den Sollbahnparametern durch unvorhersehbare Effekte wie z.b. Böen in diesem Bereich des Anfluges kompensieren zu können 48

60 bzw. noch genug Energie zu haben, um darauf reagieren zu können. Gerät man beispielsweise zu früh auf den Gleitpfad, hat man noch genug kinetische Energie, die man abbauen kann, bevor man die Triebwerksleistung wieder hochfährt, um stabilisiert zu landen. Abb. 4-17: Bahnparameter und Lärmwerte (INM) unter dem Gleitpfad; LDLP vs. SCDA (A330) Die Abbildung 4-17 zeigt einen Fall, bei dem alle Parameter beim SCDA eingehalten wurden. Sowohl der Übergang vom Verzögerungssegment geht ohne Defizite wie z.b. Schubspitzen von statten, als auch der Einflug auf den Gleitpfad. Es ist deutlich zu sehen, dass der SCDA einen erheblichen Lärmbenefit gegenüber dem LDLP besitzt, vor allem in dem Bereich, in dem starke Schubspitzen beim LDLP auftreten. Die einzige Auffälligkeit beim SCDA ist eine kleine Schubspitze bei etwa 5NM vor der Landebahnschwelle, die auch zu Mehrlärm in diesem Bereich gegenüber dem LDLP führt. Hier hat das Flugzeug nach weiterer Verzögerung auf dem 3 -Gleitweg seine Endanfluggeschwindigkeit erreicht. Um diese nicht zu unterschreiten, wird die Triebwerks- 49

61 leistung höher gesetzt. Dass es zu einem Überschwingen des Schubes kommt, ist der Dynamik des Schubreglers anzulasten. Die Abbildung 4-18 zeigt die gemittelten Differenzen der Maximalpegel LA- Max zwischen SCDA und LDLP, aufgetragen über die einzelnen Lärmpegel. Wie zu sehen ist, liegt das Potential hinsichtlich Lärmreduktion zwischen 55 und 70dB(A) bei 2 bis 5dB(A). Wie in den Pegelverläufen zu sehen ist, gibt es auch bei den A330 Untersuchungen einen leichten Lärmnachteil bei 70 bis 75dB(A), der hier nicht mit einem zu frühen Einfliegen auf den 3 -Gleitpfad, sondern mit dem Überschwingen des Schubreglers beim Hochsetzen der Leistung während des Stabilisierens auf dem Gleitpfad zusammenhängt. Dieser liegt im Bereich von unter 1dB(A). Abb. 4-18: Verteilung des Lärmbenefit über die einzelnen Pegel LAMax (A330), gerechnet mit INM-NPD-Tabellen Die Abbildung 4-19 zeigt die SEL-Konturen eines SCDA-LDLP Vergleiches bei dem alle flugtechnischen Parameter weitestgehend eingehalten wurden. In den Konturplots zeigt sich, dass die Vorteile des SCDA im Bereich von 65dB(A) bis 80dB(A) SEL rangieren. In diesem Bereich macht sich der Höhen- 50

62 vorteil des SCDA bemerkbar. In den Bereichen, in denen niedrigere bzw. höhere Pegel auftreten, sind die Bahnverläufe von LDLP und SCDA identisch. Abb. 4-19: Vergleich einzelner SEL-Konturen für LDLP und SCDA (A330), berechnet mit INM 51

63 4.2 Ergebnisse des Debriefing-Fragebogens und der Anflugbewertung Um die Pilotenbeanspruchung aus psychologischer Sicht zu beurteilen, sind verschiedene Verfahren durchgeführt worden. Zum einen wurde ein aus fünf Teilen bestehender Debriefing Fragebogen entwickelt und eingesetzt, und zum anderen kamen zwei Verfahren zur Anflugbewertung durch Checkpiloten zur Anwendung (alle drei Verfahren s. Anhang A) Debriefing-Fragebogen Im ersten Teil sind acht allgemeine Fragen zum Ablauf der Untersuchung enthalten, sowie weitere 18 Fragen, die sich speziell auf die beiden geflogenen Verfahren beziehen. Die Antwortskala ist fünfstufig und im Sinne von Schulnoten (1-5) zu verstehen. Im zweiten Teil des Fragebogens wurden Fragen gestellt, die sich auf Verbesserungsvorschläge für das SCDA Verfahren bezogen. Hier konnten die Teilnehmer die Antworten frei formulieren. Teil drei umfasste weitere 12 Fragen, die vor allem die wahrgenommenen qualitativen Unterschiede der beiden Verfahren darstellen sollten, sowie spezifische Fragen zur Automatisierung (Antwortskala vierstufig). Vier offene Fragen bildeten den vierten Teil des Fraandere Möglichkeiten zur Lärmreduktion. Der fünfte und letzte Teil be- gebogens, in dem es u.a. um die Durchführbarkeit des SCDA Verfahrens ging und um inhaltete Fragen zur Person, wie z. B. Flug- und Mustererfahrung. Der Fragebogen wurde den Teilnehmern im Anschluss an das gesamte Testverfahren vorgelegt (s. Anhang A). Da die Daten aus beiden Generalproben mit herangezogen wurden, ergibt sich z.t. ein n von maximal 22 bzw Teil 1 des Debriefing-Fragebogens (Prozedur) Im folgenden Abschnitt werden die Ergebnisse der Fragen 1-8 (allgemeine Fragen) sowie Fragen 9-26, die sich auf die beiden Anflugverfahren bezogen, dargestellt. 52

64 Als statistische Kennwerte sind Mittelwert und Standardabweichung angegeben. Eine tabellarische Gesamtdarstellung der Ergebnisse des ersten Teils findet sich am Ende dieses Abschnitts (Tabelle 4.6). 30 Die Verständlichkeit des vorbereitenden Infomaterials war Frequency 0 sehr gut gut befriedigend ausreichend Die Verständlichkeit des vorbereitenden Infomaterials war Abb. 4-20: Verständlichkeit des Infomaterials Sehr positiv wurde der zur Verfügung stehende zeitliche Rahmen der Simulatorsession beurteilt (M = 1,39). Auch die Verständlichkeit des Infomaterials (Abb. 4-20), die räumlichen Bedingungen, die Organisation der Untersuchung (Abb. 4-21) und das Briefing sind positiv beurteilt worden. 30 Die Organisation der Untersuchung war Frequency 0 sehr gut gut befriedigend Die Organisation der Untersuchung war Abb. 4-21: Organisation der Untersuchung 53

65 Selbst das zweitschlechteste Rating im allgemeinen Teil liegt immer noch bei einem Mittelwert von 2,11. Das Messequipment wurde damit im Durchschnitt als kaum störend empfunden. Der Zeitpunkt der Simulatorsession (während der Nacht) ist verständlicherweise am schlechtesten beurteilt worden und liegt bei einem Mittelwert von 2,86. Bei den Fragen 9-26, die sich auf die einzelnen Abschnitte der beiden Anflugverfahren bezogen, liegen die Ergebnisse nur in vier Fällen über einem Mittelwert von 2 (2,11 2,41). Die Ratings dieser vier Fragen sind in den Tabellen 4-2 bis 4-5 aufgeführt und zeigen, dass nur vereinzelt Ratings schlechter als 3 abgegeben wurden. Grafisch sind diese Ergebnisse in den Abbildungen 4-22 bis 4-25 dargestellt. Die Länge des dritten Segments (Deceleration) ist angemessen eher angemessen neutral eher zu lang/kurz unangemessen lang/kurz Total Häufigkeit Tab. 4-2: Länge des dritten Segments (Deceleration) 30 Die Länge des dritten Segments (Deceleration) ist Frequency 0 angemessen eher angemessen neutral eher zu lang/kurz unangemessen lang/ku Die Länge des dritten Segments (Deceleration) ist Abb. 4-22: Länge des dritten Segments (Deceleration) 54

66 Der Betrag der Verzögerung im dritten Segment ist angemessen eher angemessen neutral eher zu lang/kurz zu gering/zu groß Total Häufigkeit Tab. 4-3: Verzögerungsbetrag im dritten Segment 20 Der Betrag der Verzögerung im dritten Segment ist 10 Frequency 0 angemessen eher angemessen neutral eher zu lang/kurz zu gering/zu groß Der Betrag der Verzögerung im dritten Segment ist Abb. 4-23: Verzögerungsbetrag im dritten Segment Die Pitch-Änderung beim Übergang vom dritten zum vierten Segment war kaum wahrnehmbar gering wahrnehmbar neutral als Änderung wahrnehmbar als unangenehm große Änderung wahrnehmbar Total Häufigkeit Tab. 4-4: Pitch-Änderung drittes/viertes Segment 55

67 30 Die Pitch-Änderung beim Übergang vom dritten zum vierten Segment war 20 Frequency 10 0 ka um wahrnehmba r neu tral ge ring wahrnehmba r als unangenehm g als Änderung wahr neh roße Die Pitch-Änderung beim Übergang vom dritten zum vierten Segment war Abb. 4-24: Pitch-Änderung vom dritten zum vierten Segment Der Zeitrahmen zur Stabilisierung am glide-path durch das Auto-Flight System bis 2500 ft/msl (1000 ft/agl) war Häufigkeit angemessen 22 eher angemessen 8 neutral 7 eher zu lang/kurz 5 zu gering/zu groß 2 Total 44 Tab. 4-5: Stabilisierungszeitrahmen durch AFS Absolute Werte 10 0 angemessen eher angemessen neutral eher zu lang/kurz zu gering/zu groß Zeitrahmen z Stabilisierung am gp durch AFS war Abb. 4-25: Zeitrahmen zur Stabilisierung am glide-path durch das AFS bis 2500 ft/msl (1000 ft/agl) 56

68 Am Ende des ersten Teils der Debriefing-Fragebogenergebnisse erscheint es sinnvoll, die allgemeine Bewertung des LDLP- und des SCDA-Verfahrens gegenüber zu stellen. Die Mittelwerte unterscheiden sich nicht signifikant. Genauere Werte sind in Tabelle 4-7 dargestellt und durch Balkendiagramme veranschaulicht in den Abbildungen 4-26 und Vergleich LDLP - SCDA Verfahren N Mittelwert Standardabweichung Minimum Maximum Die technische Durchführbarkeit Allgemeine (Fliegbarkeit) des SCDA ist Durchführbarkeit des durchführbar (problemlos - nicht LDLP-Procedures durchführbar) ,57 1,68,62, Tab. 4-7: Vergleich der Durchführbarkeit von LDLP- und SCDA-Verfahren 30 Allg. Durchführbarkeit LDLP Häufigkeit 0 sehr gut gut befriedigend Allgemeine Durchführbarkeit des LDLP-Procedures Abb. 4-26: Allgemeine Durchführbarkeit des LDLP-Verfahrens 57

69 30 Die Fliegbarkeit des SCDA ist Häufigkeit 0 problemlos eher problemlos neutral kaum durchführbar Die techn. Durchführbarkeit (Fliegbarkeit) des SCDA ist Abb. 4-27: Fliegbarkeit/technische Durchführbarkeit des SCDA-Verfahrens 58

70 Ergebnisse des Debriefing Tools Teil 1 (Frage 1 - Frage 26) Die Verständlichkeit des vorbereitenden Infomaterials war Die Organisation der Untersuchung war Die räumlichen Bedingungen waren Der zur Verfügung stehende zeitliche Rahmen der Simulatorsession war Die Wahl des Zeitpunktes der Sim-Session (nachts) war Aufbau, Struktur und Durchführung des Briefings waren Die Verständlichkeit des Briefing-Materials war Ich habe das Messequipment als (nicht/extrem) störend empfunden Allgemeine Durchführbarkeit des LDLP-Procedures Allgemein: die Anforderungen im ersten Segment (Levelflight) waren Allgemein: die Anforderungen im zweiten Segment (CSD) waren Das Fliegen unter Verwendung des Modus TRK/FPA war Die Einhaltung des POD (FPA-Eingabe) war Allgemein: die Anforderungen im dritten Segment (Deceleration) waren Die Einhaltung der Deceleration Height (FPA-Änderung) war Die Einhaltung des Flap-Speed-Schedules zum configuration change war Die Länge des dritten Segments (Deceleration) ist Der Betrag der Verzögerung im dritten Segment ist Allgemein: die Anforderungen im vierten Segment (Steep descent with constant speed) waren Die Einhaltung der Vtgt (FPA-Änderung) war Die Pitch-Änderung beim Übergang vom dritten zum vierten Segment war Die vertical speeds im vierten Segment waren Allgemein: die Anforderungen im fünften Segment (glide-path) waren Intercept des glide-path durch das Auto-Flight System (AP/ATHR) war Der Zeitrahmen zur Stabilisierung am glide-path durch das Auto-Flight System bis 2500 ft/msl (1000 ft/agl) war Die technische Durchführbarkeit (Fliegbarkeit) des SCDA ist N Min. Max. Mittel wert St.-abweichung ,67, ,57, ,84, ,39, ,86 1, ,86, ,86, ,11, ,57, ,23, ,43, ,82, ,91, ,89, ,55, ,70, ,11 1, ,39 1, ,98, ,84, ,41, ,86, ,55, ,80, ,02 1, ,68,829 Tab. 4-6: Alle Ergebnisse des Debriefing-Fragebogens Teil 1 (Frage 1-26) 59

71 Teil 2 des Debriefing-Fragebogens (Verbesserungen) Im zweiten Teil des Fragebogens wurden offene Fragen gestellt, die sich auf Mögliche Verbesserungen des SCDA-Verfahrens, Zusätzliche Anzeigen bzw. Automatisierung, Änderungen des Procedure-Designs bezogen. Diese Ergebnisse konnten nicht quantitativ ausgewertet werden, was auch nicht intendiert war bei der Konstruktion des Fragebogens. Vielmehr sollten die Probanden die Möglichkeit haben, ihre Expertenmeinung einfließen zu lassen, ohne in ein bestimmtes Frageschema gepresst zu werden. Im Folgenden werden häufig genannte Anregungen und Inputs aufgeführt. Insgesamt wurde die Möglichkeit, Inputs zu geben, häufig genutzt. Lediglich 16 Teilnehmer sind der Meinung, dass keine Zusatzinfos benötigt werden, bzw. haben keine Angaben dazu gemacht. Am häufigsten wurde eine Ablageanzeige vom vertikalen Flugweg im D gewünscht. Hier wurde bspw. eine verbesserte Anflugdarstellung mit Höhenconstraints im NAV-Display genannt. Ein verbessertes FMS wurde mehrfach genannt, z.b. FMS analog zum GPS-Approach und descent points mit Angabe des FPA. Etliche Piloten sind der Meinung gewesen, dass sie bei der Durchführung des SCDA Verfahrens Vorgaben und Verhaltensrichtlinien bei unterschiedlichen Wetter- bzw. Windbedingungen benötigen. Infos zum erwarteten Windprofil, Anpassung des Verfahrens an Rahmenbedingungen und Windwerte in verschiedenen Höhen sind beispielhafte Nennungen. Vergleichbare Angaben wurden bzgl. des A/C getätigt. Hier sollten genaue Vorgaben erstellt werden, die sich auf unterschiedliche Flugzeugmuster und unterschiedliche Gewichte beziehen. Der Wunsch nach einer standard instrument approach chart (z.b. Jeppesen), also z.b. Kartenmaterial mit genauer vertikaler Darstellung wurde häufig geäußert. 60

72 Alle Inputs, die sich auf benötigte Zusatzinformationen und Zusatzanzeigen be- ziehen, sind in Tabelle 4-8 aufgelistet. Die Reihenfolge der dargestellten The- men ist nach Häufigkeit der Nennungen gewählt worden. Bereich Spezifische Antworten Anzahl Primary Flight Display Ablagenanzeige vom vertikalen Flugweg 14 (D) Magenta Donut Path Indication für non-precision part Procedures Vorgaben/Verhaltensrichtlinien bei unterschiedlichen 13 Wetterbedingungen (Tailwind, Turbulenzen, Thermik, Höhenwinde, etc.) Vorgaben bei unterschiedlichen Flugzeugmustern, bzw. -gewichten Charts Path Info auf der Approach Chart 6 Standard Instrument Approach Chart Karten mit genauer vertikaler Darstellung Mehr DME (Distance Measurement Equipment) Angaben auf der Approach Chart, um den Ablauf der Phasen besser mitverfolgen zu können. PND (Primary Navigation Display) FMS (Flight Management System) Spezifische Inputs im 4.Segment Additional Verbesserte Anflugdarstellung mit Höhenconstraints im NAV-Display FMS: Gespeicherter Anflug analog zum GPS- Approach FMS-Anzeige: Descent Points mit Angabe des FPA (Flight Path Angle) Wunsch nach einer quantitativen Anzeige der Glideslope (G/S) Ablage im 4. Segment Wunsch nach einer Prognose des G/S Intercept Punktes (Pfeil wie bei der descent prediction) Slope-Info EGPWS (Enhanced Ground Proximity Warning System) sollte Pflicht sein, GPWS ist nicht ausreichend Keine Angaben bzw. keine Zusatzinfos werden benötigt 16 Tab. 4-8: Ergebnisse des Debriefing Fragebogens Teil 2 (1): Welche zusätzlichen Informationen zur Verbesserung des SCDA-Verfahrens werden benötigt und ggf. in welcher Form soll dieses erfolgen? Weitere Angaben wurden zu einer möglichen zusätzlichen Automatisierung des SCDA-Verfahrens gegeben. Die Äußerungen bezogen sich auf die drei Bereiche Zusatzfunktionen beim FMS 61

73 Zusatzfunktionen beim AP/ATHR Änderungen des Procedure-Designs und sind in Tabelle 4-9 dargestellt. Bereich Spezifische Antworten Anzahl FMS Fully managed approach; Programmierung aller 5 constraints im FMS Genaue Predictions zur vertikalen Flugführung; Path calculation Berechnung vom optimum Point of Descent in Abhängigkeit vom gewählten FPA 3 3 AP/ATHR Managed Speed 1 Automatischer armed approach, um G/S nicht 6 zu unterfliegen; Warning passing G/S; Appro- ach selection; Setzen einer MSA nach Verlassen der initial Altitude (z.b ft AGL) Procedure-Design Lieber ein Segment weniger 3 Descent Segment länger; Glide Slope Intercept 3 später; zu lange voll konfiguriert Speed Reduction beim Level Flight; Decelerati- 2 on-leg ist zu lang Kürzeres Segment Flaps full G/S intercept 1 mit Flaps 2 und gear down G/S intercept 1 G/S intercept bei 1500 ft 1 Gear später -> Stabilisierung bei 1000 ft 1 Variieren des 3., bzw. 4. Segments bei Tailwind 1 Keine Angaben 14 Tab. 4-9: Ergebnisse des Debriefing Fragebogens Teil 2 (2): Welche zusätzliche Automatisierung zur Verbesserung des SCDA-Verfahrens wird benötigt (FMS Zusatzfunktionen bzw. AP/ATHR Zusatzfunktionen)? 62

74 Teil 3 des Debriefing-Fragebogens ( Akzeptanz) In diesem Abschnitt werden die Ergebnisse der Fragen 1-12 dargestellt. Die Fragen bezogen sich auf das SCDA Verfahren und konnten auf einer vierstufi- Skala folgendermaßen beantwortet werden. gen 1. stimme völlig zu 2. stimme teilweise zu 3. stimme eher nicht zu 4. stimme überhaupt nicht zu Als statistische Kennwerte sind Mittelwert und Standardabweichung angegeben. Eine Gesamtdarstellung de r Ergebnisse dieses Bereichs findet sich in Tabe lle 4-10, die korrespondierenden Abbildungen im Anschluss (Abb ). Ergebnisse des Debriefing Tools Teil 3 (Frage 1-12) Der SCDA ist mit vorhandener Ausrüstung durchführbar Der SCDA ist genauso sicher durchführbar wie der LDLP Der Trainingsaufwand für den SCDA ist gering Die Arbeitsbelastung ist bei ausreichendem Training des CDA nicht höher als bei herkömmlichen Verfahren Der SCDA ist operationell einsetzbar Der SCDA trägt zu einer deutlichen Lärmreduktion im Anflugbereich bei Die vorhandenen AP-Funktionen sind für eine sichere Durchführung des SCDA ausreichend Bestimmung des Point of descent sollte vollautomatisch erfolgen Verbesserungen und Erweiterungen des FMS zu einer Durchführung des SCDA im "managed Modus" sind wünschenswert Konfigurationsänderungen sollten, zur exakten Einhaltung des Flap-Speed-Schedule, automatisiert erfolgen Abweichungen zur Soll-Prozedur sollten dargestellt und Möglichkeiten zur Korrektur vorgeschlagen werden Eine Möglichkeit der vollautomatischen Durchführung des SCDA "per Knopfdruck" inklusive POD-Berechnung, Konfigurationsänderungen und Bahnführung ist wünschenswert N Min Max Mittelwert St.-abweichung ,43, ,11, ,80, ,11, ,00, ,10, ,50, ,77, ,61, ,14, ,64, ,89 1,104 Tab. 4-10: Alle Ergebnisse des Debriefing-Fragebogens Teil 3 (Frage 1-12) 63

75 40 Der SCDA ist mit vorhandener Ausrüstung durchführbar Frequency 10 0 Stimme völlig zu Stimme teilweise zu Stimme eher nicht zu Der SCDA ist mit vorhandener Ausrüstung durchführbar Abb. 4-28: Durchführbarkeit des SCDA Anfluges Der SCDA ist genauso sicher 20 durchführbar wie der LDLP 10 Frequency 0 Stimme völlig zu Stimme teilweise zu Stimme eher nicht zu Stimme überh. n zu Der SCDA ist genauso sicher durchführbar wie der LDLP Abb. 4-29: Sichere Durchführbarkeit des SCDA- im Vergleich zum LDLP- Verfahren 30 Der Trainingsaufwand für den SCDA ist gering Frequency 0 Stimme völlig zu Stimme teilweise zu Stimme eher nicht zu Stimme überh. n. zu Der Trainingsaufwand für den SCDA ist gering Abb. 4-30: Trainingsaufwand des SCDA-Verfahrens 64

76 20 Die Arbeitsbelastung ist bei ausreichendem Training des SCDA nicht höher 10 Frequency 0 Stimme völlig zu Stimme teilweise zu Stimme eher nicht zu Stimme überh n. zu Die Arbeitsbelastung ist bei ausreichendem Training des SCDA nicht höher Abb. 4-31: Arbeitsbelastung des SCDA-Verfahrens 30 Der SCDA ist operationell einsetzbar Frequency 0 Stimme völlig zu Stimme teilweise zu Stimme eher nicht zu Stimme überh. n. zu Der SCDA ist operationell einsetzbar Abb. 4-32: Einsetzbarkeit des SCDA-Verfahrens 20 Der SCDA trägt zu einer deutlichen Lärmreduktion im Anflugbereich bei 10 Frequency 0 Stimme völlig zu Stimme teilweise zu Stimme eher nicht zu Stimme überh. n. zu Der SCDA trägt zu einer deutlichen Lärmreduktion im Anflugbereich bei Abb. 4-33: Lärmreduktion durch das SCDA-Verfahren 65

77 40 Sind vorhandene AP-Funktionen ausreichend? Frequency 10 0 Stimme völlig zu Stimme teilweise zu Stimme eher nicht zu Stimme überh. n. zu Sind vorhandene AP-Funktionen ausreichend? Abb. 4-34: Die vorhandenen Autopilotenfunktionen sind für eine sichere Durchführung des SCDA ausreichend 30 Bestimmung des Point of descent sollte vollautomatisch erfolgen Frequency 0 Stimme völlig zu Stimme teilweise zu Stimme eher nicht zu Stimme überh. n. zu Bestimmung des Point of descent sollte vollautomatisch erfolgen Abb. 4-35: Bestimmung des POD sollte vollautomatisch erfolgen 30 Für die Durchführung des SCDA- Verfahrens sind Verbesserungen des FMS notwendig Frequency 0 Stimme völlig zu Stimme teilweise zu Stimme eher nicht zu Stimme überh. n. zu FMS Verbesserungen sind notwendig Abb. 4-36: Notwendigkeit von FMS Verbesserungen 66

78 20 Konfigurationsänderungen sollten, zur exakten Einhaltung des Flap-Speed-Schedule automatisiert erfolgen 10 Frequency 0 Stimme völlig zu Stimme teilweise zu Stimme eher nicht zu Stimme überh. n. zu Konfigurationsänderungen sollten automatisiert erfolgen Abb. 4-37: Automatische Konfigurationsänderungen 30 Abweichungen zur Soll-Prozedur sollten dargestellt und Möglichkeiten zur Korrektur vorgeschlagen werden Frequency 0 Stimme völlig zu Stimme teilweise zu Stimme eher nicht zu Darstellung von Abweichungen zur Soll-Prozedur Abb. 4-38: Darstellung von Abweichungen zur Soll-Prozedur 20 SCDA "per Knopfdruck" inkl. POD-Berechnung Konfig. Änderungen u. Bahnführung ist wünschenswert 10 Frequency 0 Stimme völlig zu Stimme teilweise zu Stimme eher nicht zu Stimme überh. n. zu vollautomatische Durchführung des SCDA "per Knopfdruck"? Abb. 4-39: Durchführung des SCDA-Verfahrens per Knopfdruck? 67

79 Die Ergebnisse zeigen, dass die Durchführbarkeit des SCDA-Verfahrens i.a. nicht angezweifelt wird. Auch zeigt sich bei einigen Piloten eine gewisse Skepsis, dass der SCDA zu einer Lärmreduktion führt (Abb.4-33). Nicht alle Teilnehmer sind der Meinung, dass das SCDA-Verfahren genauso sicher durchführbar ist wie das LDLP-Verfahren (Abb. 4-29). Dazu müssten noch Daten bei unterschiedlicheren Bedingungen erhoben werden, um differenziertere Interpretationen dieser Ergebnisse zu ermöglichen. Auf weitgehende Ablehnung trafen die Vorschläge, Konfigurationsänderungen aueiner vollautomatischen tomatisch erfolgen zu lassen und die Möglichkeit Durchführung des SCDA-Verfahrens. Weitere Ausführungen dazu auch in den Kapiteln und Teil 4 des Debriefing-Fragebogens (SCDA - allgemein) Im vierten Teil des Fragebogens wurden folgende vier Fragen gestellt: Unter welchen Voraussetzungen halten Sie das SCDA Verfahren für sinnvoll? Unter welchen Umständen halten Sie das SCDA Verfahren für nicht durchführbar? Welche anderen Möglichkeiten sehen Sie, um eine Lärmreduktion bei Anflugverfahren zu erzielen? Allgemein: Bemerkungen, Kommentare, Feedback? Frage 1: Unter welchen Voraussetzungen halten Sie das SCDA Verfahren für sinnvoll? Außer drei Teilnehmern haben diese Frage alle, z. T. sehr ausführlich, beantwortet. Es lassen sich folgende Tendenzen zusammenfassen: Beinahe die Hälfte der Piloten hält das SCDA Verfahren bei problemlosem Wet- ter für gut durchführbar. Fünf Piloten erwähnen Rückenwind als kritischen Fak- 68

80 tor. Ein Viertel ist der Meinung, dass das steilere Anflugverfahren nur dann sinnvoll sei, wenn ein geringeres Verkehrsaufkommen zu verzeichnen ist. Drei Teilnehmer halten das SCDA Verfahren grundsätzlich für geeignet, um Lärm zu reduzieren und fünf Teilnehmer schlagen jeweils vor, dieses Verfahren nachts durchzuführen bzw. nur, wenn kein Rückenwind herrscht. Jeweils zwei halten es bei Anflügen in flachem Terrain und in lärmkritischen Gegenden für sinnvoll. Bezogen auf das technische Equipment würden fünf Piloten das SCDA Anflugverfahren nur bei verbessertem FMS akzeptieren. Die Verbesserungsvorschläge beziehen sich z.b. auf die Anzeige der Ablage vom Sollprofil, Sicherungsgates und die Verfeinerung von Rechenmöglichkeiten. Ein Teilnehmer schlägt vor, das Verfahren bei niedrigem A/C Gewicht durchzuführen. Hinsichtlich Trai- ning/human Factors wäre für einen Teilnehmer die Voraussetzung für das SCDA Verfahren, dass alle anfliegenden A/Cs dieses Verfahren beherrschen ner Lärmreduktion fliegen wollen, und ein Teilnehmer hält das SCDA Verfahren grundsätzlich für nicht sinnvoll und sieht darin keine Verbesserung. Tabelle 4-11 gibt einen Überblick der geclusterten Antworten. Bereich Wetter Environment A/C Additional müssten. Ein Teilnehmer würde das Verfahren nur nach nachweislich bewiese- Spezifische Antworten Anzahl Bei guten Wetterbedingungen 18 Kein Tailwind 5 Wenig Verkehr 11 Nachts 5 Flaches Terrain 2 In lärmkritischer Gegend 2 Wenn der Platz bekannt ist 1 Mit verbessertem FMS 5 Bei leichtem Gewicht 1 Grundsätzlich 3 Nur wenn Lärmreduktion nachweisbar ist 1 Bei straight in Anflug 1 Wenn dadurch mehr Anflüge möglich sind 1 Wenn alle anfliegenden AC dieses Verfahren beherrschen 1 Tab. 4-11: Ergebnisse Frage 1 (Teil 4): Unter welchen Voraussetzungen halten Sie das SCDA Verfahren für sinnvoll? 69

81 Frage 2: Unter welchen Umständen halten Sie das SCDA Verfahren für nicht durchführbar? Auch hier zeigt sich, dass die meisten Teilnehmer Wetterphänomene als entscheidende Faktoren sehen. Bezüglich Wetter- bzw. Windbedingungen sind insgesamt 37 Antworten registriert worden, d.h. von fast jedem Teilnehmenden. Zu den äußeren Faktoren, wie z.b. Terrain oder Flugplatzhöhe, wurden insgesamt 17 Antworten gezählt. Weitere Bedenken gab es hinsichtlich Human Factors. Genannt wurden schlechter Trainingszustand des Piloten, Plätze mit schlechtem ATC, Überforderung der Crew durch hohe Verkehrsdichte. Eine höhere Fehleranfälligkeit beim SCDA Anflugverfahren wird von drei Teilnehmern bei malfunctions/abnormals gesehen und zwei Piloten sehen das SCDA Verfahren bei nicht verbessertem FMS bzw. AP als nicht durchführbar an. Alle Inputs sind nach Bereichen geordnet in Tabelle 4-12 abzulesen. Frage 3: Welche anderen Möglichkeiten sehen Sie, um eine Lärmreduktion bei Anflugverfahren zu erzielen? Auf diese Frage gab es sehr viele verschiedene Vorschläge. Die Antworten sind in die Gruppen Procedures, Technik, Human Factors, Organisation und Additio- 70 Bereich Spezifische Antworten Anzahl Wetter Tailwind, Turbulenzen, Wind >30 kts., CAT III 37 Extreme Sichtbedingungen Schlechte Wetterbedingungen (z.b. Wolkendecke <1000ft) Environment Terrainkritischer Platz 17 hohe Aerodrome Altitude hohe Verkehrsdichte (Crewüberforderung möglich) A/C, Technik Hohes Gewicht 7 Malfunctions, Abnormals, nicht verbessertes FMS/AP Organisation Kurzes Leg (z.b. Frankfurt-Köln) 7 Human Factors schlechter Trainingszustand der Piloten (z.b. wg. seltener Durchführung) Plätze mit schlechtem ATC Speedcontrol durch ATC Additional Immer durchführbar, aber sinnlos 1 Tab. 4-12: Ergebnisse Frage 2 (Teil 4): Unter welchen Voraussetzungen halten Sie das SCDA Verfahren für nicht durchführbar?

82 nal eingeteilt worden. Die meisten Vorschläge wurden im Bereich Procedures geäußert. Die Empfehlungen gingen über LDLP konsequent durchführen, Gear später ausfahren, Constant Power Approach bis zu mehr Flexibilität bei Anflugsrouten. Eine genauere Übersicht gibt Tabelle 4-13 weiter unten. Einige Piloten waren der Meinung, dass eine Lärmminderung hauptsächlich über Triebwerkgeräusche möglich sei (4 Nennungen), bzw. Umbauten am Flugzeug (5 Nennungen). Zwei Vorschläge bezogen sich auf veränderte Anflugverfahren (hier: gekurvte Anflugbahnen mit Mikrowellenlandesystem zur besseren Lärmverteilung). Im Bereich Human Factors kam der Vorschlag, die Zusammenarbeit zwischen den ATC-Anflugsektoren zu verbessern und die Staffelung zu optimieren. Der Vorschlag eines Nachtflugverbots fällt in die Kategorie Organisation. Keine Angaben machten 11 Teilnehmer. Bereich Spezifische Antworten Anzahl Procedures Konfiguration später beginnen (Gear später, Stabili- 3 sierung bei 1500 ft statt 2500 ft) Flaps 3 Landings Änderung des glide slopes auf 3,5 /4 konsequent durchführen LDLP Verfahren Flaps früher ausfahren Mehr Flexibilität bei Anflugrouten Späterer glide slope intercept Speed Reduction on glide slope Constant power approach Gesamtnennungen Procedures Technik Umbauten am A/C Verringerung der Triebwerkgeräusche Mikrowellenlandesystem/gekurvter Anflug Human Factors Verbesserung der Zusammenarbeit/Kommunikation zwischen den ATC Anflugsektoren Organisation Nachtflugverbot 1 Additional Platzüberflug >6000 ft AGL mit Flaps 2, dann steiler 1 idle descent mit procedure turn und anschlie- ßendem visual inbound Variabler glide in Abhängigkeit vom Wind 1 Tab. 4-13: Ergebnisse Frage 3 (Teil 4): Welche anderen Möglichkeiten sehen Sie, eine Lärmreduktion bei Anflugverfahren zu erzielen?

83 Die sehr differenzierten und verschiedenen Antworten könnten darauf hinweisen, dass eine klare Präferenz zu alternativen Verfahren oder Verbesserungen nicht gesehen wird. Frage 4: Allgemein: Bemerkungen, Kommentare, Feedback? Hier zeigte sich eine überwiegend positive Resonanz. Positives Feedback bezog sich zum einen auf die Organisation der Untersuchung und zum anderen auf das SCDA Verfahren, das überwiegend Zuspruch fand. Erfreulicherweise haben einige Teilnehmer auch bei dieser Frage sehr differenziert geantwortet. Z.B. äußerten sechs Teilnehmer, dass das SCDA unter Simulator-Bedingungen gut durchführbar sei, dass aber eine Untersuchung unter realen Bedingungen, d.h. mit Wetter, ATC, etc., noch ausstehe. Möglicherweise könnten unter realen Bedingungen auch gehäuft Human Errors entstehen und eine vermehrte Anzahl von Go-Arounds zur Folge haben. Dieser Effekt wäre hinsichtlich der erwünschten Lärmreduktion kontraproduktiv. Weitere Äußerungen bezogen sich auf eine denkbare Verringerung de r Anflugfrequenz, da man sehr früh established sei und sich dies Traffic-mindernd auswirken könne. Circa eine Hälfte der Stich- probe hatte keine weiteren Kommentare. Tabelle 4-14 gibt eine zusammenfas- sende Übersicht der Antworten auf die Frage 4. Art des Feedbacks Spezifische Antworten Anzahl gesamt Positives Feedback Interessantes Verfahren Hat viel Spaß gemacht 9 Gut umsetzbar und leicht erlernbar Gute Organisation Differenziertes SCDA-Verfahren ist o.k., hält aber traffic auf Feedback Unter SIM-Bedingungen gut durchführbar Kontinuierliches (recurrent) Training ist wünschenswert Monoto nie des Experiments hat zur Abnahme der Aufmerksamkeit geführt 10 Phase 4 mit G/S im unteren Bereich ist unangenehm Unter real life Bedingungen passieren mehr HF-Fehler und G/A Rate wird erhöht Negat. Feedback Vollkommen ungeeignet, keinerlei Verbesserung 1 Kein Feedback 22 Tab. 4-14: Ergebnisse Frage 4 (Teil 4): Bemerkungen, Kommentare, Feedback? 72

84 4.2.2 Anflugbewertung durch Checkpiloten (APRS-Scale) Die Approach Procedure Rating Scale ist eine auf der Wake Vortex Encounter Rating Scale (Sammonds, Stinnett, Larson, 1977) basierende, für diese Untersu- (s. Anhang chung modifizierte Skala zur Anflugbewertung durch Checkpiloten A4). Die Skala unterscheidet vier Bereiche mit jeweils vier Bewertungsstufen: 1. controllability (1 = a/c control was not a factor, 2 = controllable with somewhat inadequate precision, 3 = marginally controllable, 4 = uncontrollable), 2. demands on the pilot (1 = required low pilot effort, 2 = required moderate pilot effort, 3 = required high pilot effort, 4 = required extreme pilot effort), 3. a/c excursions (1 = negligible excursions, 2 = noticeable excursions, 3 = large excursions from desired flight state and path, 4 = GA inevitable due to large excursions) und 4. procedural feasibility (1 = no procedural modifications required, 2 = minor procedural modifications required, 3 = major procedural modifications required, 4 = procedure is not practicable). Im Anschluss an jeden der acht Anflüge wurde von den Checkpiloten eine Einschätzung anhand der APRS-Scale vorgenommen. Weiter unten werden die Bewertungsergebnisse gezeigt, die die Performance des LDLP-Verfahrens (Referenz) mit der des SC DA-Verfahrens (LAn01 bzw. LAn02) vergleichen (Tabelle 4-15 bis 4-22). Wegen der nicht vorhandenen bzw. geringen Unterschiede wird an dieser Stelle auf eine grafische Darstellung verzichtet. 73

85 N M Sd Referenz Cpt 22 1,00,00 a/c controllability LAn01 Cpt a/c controllability LAn02 Cpt a/c controllability 21 1,00, ,00,00 Tabelle 4-15: Vergleich LDLP SCDA Controllability bezogen auf den Pilot flying (Cpt.) Referenz Cpt demands on the pilot LAn01 Cpt demands on the pilot LAn02 Cpt demands on the pilot N M sd 22 1,05, ,14, ,10,30 Tabelle 4-16: Vergleich LDLP SCDA Demands on the pilot bezogen auf den Pilot flying (Cpt.) Referenz Cpt a/c excursions LAn01 Cpt a/c excursions LAn02 Cpt a/c excursions N M sd 22 1,05, ,05, ,05,22 Tabelle 4-17: Vergleich LDLP SCDA a/c excursions bezogen auf den Pilot flying (Cpt.) 74

86 Referenz Cpt - procedural feasibility N M sd 22 1,00,00 LAn01 Cpt - procedural fea- 21 1,05,22 sibility LAn02 Cpt - procedural fea- 21 1,05,22 sibility Tabelle 4-18: Vergleich LDLP SCDA Procedural Feasibility bezogen auf den Pilot flying (Cpt.) Referenz FO - a/c controllability LAn01 FO - a/c controllability LAn02 FO - a/c controllability N M sd 21 1,00, ,00, ,00,00 Tabelle 4-19: Vergleich LDLP SCDA Controllability bezogen auf den Pilot flying (FO) Referenz FO demands on the pilot LAn01 FO demands on the pilot LAn02 FO demands on the pilot N M sd 21 1,05, ,10, ,10,30 Tabelle 4-20: Vergleich LDLP SCDA Demands on the pilot bezogen auf den Pilot flying (FO) 75

87 Referenz FO - a/c excursions LAn01 FO - a/c excursions LAn02 FO - a/c excursions N M sd 21 1,05, ,05, ,05,22 Tabelle 4-21: Vergleich LDLP SCDA a/c excursions bezogen auf den Pilot flying (FO) Referenz FO - procedural feasibility LAn01 FO - procedural feasibility LAn02 FO - procedural feasibility N M sd 21 1,00, ,05, ,05,22 Tabelle 4-22: Vergleich LDLP SCDA Procedural Feasibility bezogen auf den Pilot flying (FO) Zusammenfassung: Die Ergebnisse der Anflugbewertungen durch Checkpiloten mithilfe der APRS-Scale zeigen, dass wenn überhaupt nur sehr geringe Performance-Unterschiede zwischen dem LDLP- und dem SCDA- Verfahren feststellbar sind. Soweit überhaupt vorhanden, unterscheiden sie sich statistisch nicht signifikant. Ebenfalls keine statistisch signifikanten Unterschiede traten beim Vergleich Captain First Officer (FO) auf Ergebnisse der Anflugbewertung durch Checkpiloten Einleitung Die folgende Interpretation der Anflugbewertungen nach vorgegebenen Beobachtungskriterien basiert auf 42 (von 44) Anflügen nach bekanntem Standardverfahren und 127 (von 132) Anflügen nach dem lärmmindernden Verfahren im Flugsimulator A

88 In Folgenden wird ausschließlich auf die Nichterfüllung der vorgegebenen Kriterien eingegangen. Wenn von einer Verschlechterung/Verbesserung die Rede ist, so ist damit die Veränderung des Verhaltens von der Nutzung des bekannten Verfahrens (LDLP) zur Nutzung des neuen Verfahrens (SCDA) hin gemeint Ergebnisse Briefings, Vorbereitung des Anfluges und Einhaltung des angewendeten Verfahrens verbesserten sich. Dies ist vermutlich auf das Interesse an der neuen, span- war eine geringe Verschlechterung in den Bereichen Überwa- nenden Aufgabe zurückzuführen. Die Genauigkeit in den Bereichen Touchdown und Landing verbesserte sich, was wohl auf die Gewöhnung an den Simulator schließen lässt. Dagegen jedoch verschlechterten sich Feinfühligkeit und Koordination bei der Bedienung der Flight Controls (Psychomotorik). Hier macht sich möglicherweise die zusätzliche Belastung bemerkbar. Weiterhin chung/callouts, Procedures/Checklisten und im Funksprechverkehr feststellbar. Dies könnte auf eine Fixierung auf den veränderten Ablauf des Verfahrens hin- Verfahrens insbesondere in den Disziplinen deuten Zusammenfassung Mit der gebotenen Vorsicht (s. Einleitung) lässt sich sagen, dass bei der Einführung eines (dieses) neuen Procedu- Die Beobachtungskriterien wurden dem Testlauf entsprechend ausgewählt und beschreiben Teile der Berei che: - Descent - Approach to 50 ft - Landing - Technical Competence - Procedural Competence - Interpersonal Competence 77

89 res und Kommunikation sowie in der Psychomotorik mit einer erhöhten Anzahl von Ungenauigkeiten oder Ausfällen zu rechnen ist. Dem kann durch gezieltes Training entgegengewirkt werden. Zu beachten ist, dass die Gruppe der beobachteten Piloten keine repräsentative Auswahl darstellt. Alle Piloten haben freiwillig teilgenommen. Viele Piloten sind mit Zusatzfunktionen betraut. Bei diesen Probanden ist deshalb überdurchschnittliche Belastbarkeit und Flexibilität zu erwarten. Es muss also betont wer- dass die Interpretation der Daten nicht auf signifikanten Ergebnissen be- den, ruht, sondern nur einen Trend beschreiben kann. Aus diesem Grunde wird auch auf eine detaillierte Zahlendarstellung verzichtet Zusammenfassung und Diskussion Der in dieser Untersuchung durchgeführte Vergleich des LDLP- mit dem SCDA Verfahren hat zum einen gezeigt, dass die teilnehmenden Piloten das Verfahren unter bestimmten Umständen für sicher durchführbar halten. Zum anderen zeigt der sehr engagiert ausgefüllte Debriefing-Fragebogen, dass ein neu einzuführenfür diese Untersuchung zu unspezifisch und dadurch des Verfahren noch unter unterschiedlichsten Bedingungen getestet werden muss, um eine bessere Vergleichbarkeit zu erreichen. Im Zusammenhang mit den beiden Verfahren zur Anflugbewertung lässt sich folgendes Fazit ziehen. Die APRS Scale ist ein sehr ökonomisches Bewertungsinstrument, dass aber u.u. zu wenig differenzierend gewesen sein könnte. Die Anflugbewertung durch ein LH-Verfahren hat hier klarere Unterschiede in der Performance diagnostiziert, auch wenn diese Unterschiede nur in einigen Bereichen (Procedures, Kommunikation und Psychomotorik) und in geringer Ausprägung deutlich wurden. Weite- ob sich diese Ergebnisse wiederholen und wie re Untersuchungen sollten zeigen, hoch der Trainingsaufwand für ein neu einzuführendes Verfahren wäre. 78

90 Ein wichtiger Einwand ist die Befürchtung, dass das SCDA sensibler auf Fehler reagiert und dadurch schlussendlich zu mehr Lärm führen könnte als ein korrekt durchgeführter LDLP Anflug. Betrachtet man die Ergebnisse der physiologischen, objektiven Datenerhebung und der subjektiven (Verhaltensbeobachtung, Expertenratings), so passen diese unabhängig erzielten Ergebnisse durchaus zusammen. Unter den durchgeführten Experimentalbedingungen wird weder von den Piloten selbst noch von den beobachtenden Checkpiloten eine bei ausreichendem Training übermäßig kritische Hürde für die Einführung eines neuen Verfahrens gesehen. 79

91 4.3 Beurteilungen zur Belastung und Beanspruchung Die subjektive Ermüdung, Schläfrigkeit, Wachheit und Spannung werden bei Untersuchungen am fliegenden Personal in regelmäßigen Abständen (zumeist stündlich) abgefragt, um den Verlauf der jeweiligen Parameter über die Dauer der Flugdienstzeit zu erfassen (Samel et al. 1995, Vejvoda et al. 1998, Vejvoda et al. 2001, Samel et al. 2004). Die Arbeitsbelastung wird mit Hilfe des NASA- TLX (Task Load Index) ermittelt. Der von der NASA (National Aeronautics and Space Administration) entwickelte Task-Load Fragebogen (Hart und Staveland 1988) wird retrospektiv für den jeweils vorangegangenen Dienstabschnitt (normal stündlich) abgefragt (Samel et al. 1997a, b, Vejvoda et al. 2000). In dieser Studie wurden die Fragebögen zur Ermüdung, Schläfrigkeit, Wachheit und Spannung vor und nach jedem geflogenen Szenario ausgefüllt, so dass sich ein zeitlicher Abstand von ca. 15 Minuten ergab. Die Arbeitsbelastung (NASA- TLX) wurde am Ende eines jeden Szenarios beurteilt. Für die statistische Auswertung wurde das Statistikprogramm SPSS, Version 11.5 für parametrische Tests (t-test, ANOVA) eingesetzt. Die Signifikanz wurde mit p 0,05 angenommen. Die Signifikanzen werden in den Abbildungen folgendermaßen angegeben: *: p 0,05, **: p 0,01, ***: p 0,001. Hypothesen: 1) Das lärmarme Anflugverfahren bewirkt eine Veränderung der subjektiven Beurteilungen (Ermüdung, Schläfrigkeit, Wachheit, Spannung). 2) Das lärmarme Anflugverfahren (SCDA) führt im Vergleich zu einem Standardanflugverfahren (LDLP) zu einer Erhöhung der Arbeitbelastung Ermüdung Methoden Zur Erfassung des augenblicklichen Ermüdungszustandes wurde eine Checkliste (Abb. 4-40) ausgefüllt. Diese Checkliste kommt in vielen Untersuchungen 80

92 sowohl beim militärischen Flugpersonal als auch in der zivilen Luftfahrt zum Einsatz (Hoddes et al. 1973, Samel et al. 1993, Vejvoda et al. 2000, Samel et al. 2004). Jede Einzelfrage führt zu einer Bewertung zwischen 0 und 2, so dass für jeden Fragebogen (10 Einzelfragen) ein Summenergebnis von 0 (sehr wach) bis 20 (sehr müde) resultiert. Code: Datum : Uhrzeit: Anleitung: BITTE DENKEN SIE GENAU DARÜBER NACH; WIE SIE SICH MOMENTAN FÜHLEN Machen Sie bei jeder Frage nur ein Kreuz! 1. SEHR MUNTER 2. ÄUSSERST MÜDE 3. DURCHAUS FRISCH 4. LEICHT ERSCHÖT 5. UNTERNEHMUNGSLUSTIG 6. ZIEMLICH FRISCH 7. ABGESCHLAFFT 8. SEHR ERFRISCHT 9. ZIEMLICH ERSCHÖT 10. AUSGEPUMPT Besser Genau Schlechter Abb. 4-40: Fragebogen zur Ermüdung (Samn & Perelli 1982) Ergebnisse In einem ersten Schritt wurde statistisch überprüft (einfaktorielle ANOVA), ob sich die Ermüdungsdaten der Piloten des A320 und A330-Simulators untersignifikanten Unterschiede zu erkennen waren, wurden diese scheiden. Da keine zu einem Kollektiv zusammengefasst. Die Daten des Ermüdungsfragebogens 81

93 konnten bei vier Versuchspersonen wegen falscher Bewertung nicht für die Auswertung herangezogen werden. Der Kurvenverlauf der Ermüdung (Abb. 4-41) zeigt mit zunehmender Versuchsdauer einen stetigen Anstieg der Ermüdung. Nach dem zweiten geflogenen Szenario treten bereits signifikante Unterschiede zum Referenzwert vor Ver- auf (p 0,01). Ab dem 4. Szenario nehmen die Unterschiede zum suchsbeginn Referenzwert bis zum Ende der Versuchsreihe noch weiter zu (p 0,001). Nur nach der Pause ist ein geringfügiger Rückgang auf ein Signifikanzniveau von p 0,01 zu erkennen =sehr wach 20=sehr müde *** *** *** n=36 *** 12 *** ** Ermüdung 10 ** 8 6 ** Ref nach Pause nach Szenario Abb. 4-41: Subjektive Angaben zur Ermüdung nach dem jeweils geflogenen Szenario (Ref. = Referenzdaten vor Versuchsbeginn; Szenario 1+2: Standardszenario (LDLP); Szenario 3+4: Training des lärmarmen Anflugverfahrens (SCDA); Szenario 5-8: lärmarmes Anflugverfahren (SCDA); n=36). Mittelwerte +sd. Signifikante Unterschiede sind auf den Referenzwert bezogen. 82

94 Die Mittelwerte der Müdigkeitswerte nähern sich am Ende der Simulation (nach Szenario 8) an die 12-Punkte Grenze an, ab der ein Flugdienst zwar noch erlaubt sein soll, aber nicht mehr empfohlen wird (Samn und Perelli 1982). Bewertet man die Daten nach den Vorgaben von Samn und Perelli (siehe Tabelle 4-23) und setzt sie in Beziehung zu ihrer operationellen Bedeutung, so kann man Folgendes erkennen: Bei 185 Bewertungen (Cat. I: 51,39 %) fühlten sich die Piloten ausreichend wach, so dass keine Einbußen der Leistungsfähigkeit zu erwarten waren. Bei 141 Angaben (39,17 %) wurde die Kategorie II ausgefüllt. Diese spiegelt eine leichte Ermüdung und gelegentliche, aber keine signifikanten Leistungsverschlechterungen wider. In 34 Fällen (9.44 %) wurde die Kategorie III angegeben, d.h. die Piloten sind subjektiv so ermüdet, dass ein Flugdienst zwar erlaubt war, aber nicht mehr empfohlen werden konnte. Category Fatigue Scores I 0-8 II 9-12 III IV Fatigue Degree and Predicted Effect Sufficiently alert No performance impairment Mild fatigue Performance impairment possible, but not significant Moderate to severe fatigue Some performance impairment probably occuring Flying duty permissible, but not recommended Severe fatigue Performance definitely impaired Flying Duty not recommended Tab. 4-23: Skalierung (Punkte) der Müdigkeit und operationelle Bewertung für das Cockpit-Personal (Samn und Perelli 1982). 83

95 Die Ermüdung der Studienteilnehmer nimmt mit fortschreitender Versuchsdauer bzw. Nacht zu, bleibt aber in ca. 91 % der Fälle in den Kategorien I und II und somit in einem vertretbaren Bereich. Von den 34 in der Kategorie III angegebenen Werten können 27 Messwerte den Punktezahlen 13 und 14 zugewiesen werden. 5 Bewertungen enthalten die Punktzahl 15 und ein Wert die Punktzahl Karolinska Sleepiness Scale (KSS) Methoden Ergänzend zu der Ermüdungsskala wurde die Karolinska Sleepiness Scale (KSS) eingesetzt (siehe Abb. 4-42). Obwohl die Ermüdung und die Schläfrigkeit nicht denselben psychologischen Zustand beschreiben und häufig auch unterschiedliche Ursachen zu Grunde liegen, sind die Ergebnisse aus den Datenerhe- bungen zur Ermüdung und Schläfrigkeit sehr ähnlich (Samel und Gander 1991, Vejvoda et al. 2000). Bitte bewerten Sie Ihre Müdigkeit, indem Sie unten die entsprechende Zahl umkreisen. Benützen Sie auch die Zwischenabstufungen! 1 = sehr wach 2 3 = wach - normaler Level 4 5 = w eder wach noch müde 6 7 = müde, aber keine Probleme wach zu bleiben 8 9 = sehr müde, große Probleme wach zu bleiben, mit dem Schlaf kämpfend Abb. 4-42: Fragebogen zur Schläfrigkeit (KSS) 84

96 Ergebnisse Wie bereits bei der Ermüdung beschrieben, wurde statistisch überprüft, ob sich die KSS-Daten der Piloten des A320 und A330-Simulators unterscheiden. Es ergaben sich keine signifikanten Unterschiede, so dass alle Werte zu einem Kollektiv zusammengefasst wurden. Es gingen alle Daten in die Bewertung ein (n=40). 0=sehr wach 9=sehr müde n= *** *** *** *** ** ** *** *** Ref nach Pause nach Szenario Abb. 4-43: Subjektive Angaben zur Schläfrigkeit (Karolinska Sleepiness Scageflogenen Szenario (Ref. = Referenzdaten le) nach dem jeweils vor Versuchsbeginn; Szenario 1+2: Standardszenario (LDLP); Szenario 3+4: Training des lärmarmen Anflugverfahrens (SCDA); Szenario 5-8: lärmarmes Anflugverfahren (SCDA); n=40). Mittelwerte +sd. Signifikante Unterschiede sind auf den Referenzwert be- zogen. Die Mittelwertkurve der Schläfrigkeit (Abb. 4-43) verhält sich ähnlich der Er- müdungskurve und steigt mit zunehmender Versuchsdauer an. Die Signifikanzen gegenüber dem Referenzwert vor Versuchsbeginn sind identisch. Nach dem 85

97 Ergebnisse Bei der Wachheit wurde ebenfalls statistisch überprüft, ob sich die verschiede- nen Pilotengruppen (A320/A330 - Piloten) signifikant unterscheiden. Da dies nicht der Fall war, wurden die Daten zu einem Kollektiv zusammengefasst (n=40; Ausnahme Szenario 3 und 4: n=39). 86 renzwert auf (p 0,01), die bis zum Ende der Versuchsreihe noch zunehmen (p 0,001). zweiten geflogenen Szenario treten bereits signifikante Unterschiede zum Refe Wachheit Methoden Auf der Rückseite des Ermüdungsfragebogens wurde in zwei Analogskalen (Länge jeweils 70 mm) der Spannungs- und der Wachheitszustand der Piloten abgefragt (siehe Abbildung 4-44). Diese Skalen wurden bereits bei anderen Studien in Kombination mit dem Ermüdungsfragebogen eingesetzt (Samel et al. 1994a, Samel et al. 1996, Vejvoda et al. 1993, Vejvoda et al. 2000) Wie entspannt oder angespannt fühlen Sie sich momentan? sehr entspannt sehr angespannt Wie schläfrig oder wach fühlen Sie sich momentan? sehr schläfrig sehr wach Abb. 4-44: Analogskalen zum Spannungs- und Wachheitszustand

98 Die Mittelwerte (+sd) sind in Abb dargestellt. Der Kurvenverlauf ist aufgrund der Fragestellung und der inversen Skalierung gegenläufig im Vergleich zu den Kurven der Ermüdung und der Schläfrigkeit. Die Wachheit nimmt mit zunehmender Versuchsdauer deutlich ab. Wie bei der Ermüdung und der Schläf- ab dem Ende des zweiten geflogenen Szenarios (bis zum rigkeit erkennt man Versuchsende), dass die Werte signifikant (p 0,001) vom Referenzwert verschieden sind. 70 0=sehr schläfrig 70=sehr wach n= *** *** *** *** *** *** *** *** Ref nach Pause nach Szenario Abb. 4-45: Subjektive Angaben zur Wachheit (Analogskala 0 70) nach dem jeweils geflogenen Szenario (Ref. = Referenzdaten vor Versuchsbeginn; Szenario 1+2: Standardszenario (LDLP); Szenario 3+4: Training des lärmarmen Anflugverfahrens (SCDA); Szenario 5-8: lärmarmes Anflugverfahren (SCDA); n=40). Mittelwerte +sd. Signifikante Unterschiede sind auf den Referenzwert bezogen. Die subjektiven Angaben zur Ermüdung, Schläfrigkeit und Wachheit zeigen den für einen Nachtdienst erwarteten Verlauf. Es ergeben sich keine Hinweise dar- 87

99 auf, dass die Ermüdung, die Schläfrigkeit und die Wachheit durch das lärmarme Anflugverfahren beeinflusst werden Spannung Methoden Auf einer 70 mm breiten Analogskala wurde gefragt, wie entspannt oder angespannt sich die Piloten momentan fühlen (siehe Abb. 4-44) Ergebnisse = sehr entspannt 70 = sehr angespannt A320 A330 Spannung * * * * * ** * 10 0 Ref nach Pause nach Szenario Abb. 4-46: Subjektive Angaben zur Spannung (Analogskala 0 70) nach dem jeweils geflogenen Szenario (Ref. = Referenzdaten vor Versuchsbeginn; Szenario 1+2: Standardszenario (LDLP); Szenario 3+4: Training des lärmarmen Anflugverfahrens (SCDA); Szenario 5-8: lärmarmes Anflugverfahren (SCDA); n=40). Mittelwerte + sd. Signifikanzberechnungen beziehen sich auf die Unterschiede zwischen A320- und A330-Piloten (jeweils pro Szenario). 88

100 Die statistische Auswertung der Daten ergab bei fast allen Szenarien (Ausnahme Szenario 4 und Szenario 8) einen signifikanten Unterschied zwischen den Span- der A320- und A330-Piloten. Aus diesem Grund wurden beide nungswerten Versuchsgruppen einander getrennt gegenüber gestellt (siehe Abb. 4-46). Die Spannungswerte bewegen sich im unteren bis mittleren Bereich und nehmen zum Versuchsende hin ab. Die A330-Piloten zeigen über den gesamten Versuchsverlauf höhere Anspannungswerte als die A320-Piloten. Mit Ausnahme der Szenarien 4 und 8 (und Referenz) unterscheiden sich die Daten der beiden Simulatorgruppen signifikant. Auch hier ist kein Einfluss des lärmarmen Anflugverfahrens auf die Anspannung zu erkennen Arbeitsbelastung (NASA-TLX) Methoden Mit Hilfe des NASA-TLX (Task Load Index) wurde die Arbeitsbelastung nach jedem Szenario abgefragt. Bei diesem, von der NASA (National Aeronautics and Space Administration) entwickelten Task-Load Fragebogen (deutsche Übersetzung: Pfendler 1991) sollte stündlich retrospektiv für den jeweils vorhergegangenen Dienstabschnitt die Arbeitsbelastung eingetragen werden. Der Fragebogen gliedert sich in sechs Einzelkategorien, welche mit Geistige Anforderungen, Körperliche Anforderungen, Zeitliche Anforderungen, Leistung, Anstrengung und Frustration bezeichnet sind (Abb. 4-47). Um die Einzelkategorien zu gewichten, wird einmal ein weiterer Fragenkatalog zusätzlich vorgelegt, der den einzelnen Kategorien im Direktvergleich nach ihrer persönlichen Wichtigkeit einen Rang zuordnet (der Rang erreicht einen Wert zwischen 0 ( unwichtig) und 5 (sehr wichtig)). Jede Einzelkategorie (z.b.: Geis- führt zu einem Zahlenwert zwischen 0 und 20. Multipli- tige Anforderungen ) ziert man diesen Wert mit dem dazu gehörigen Rang und summiert die sechs Kategorien pro Fragebogen auf, so erhält man den Belastungswert für jeden 89

101 Fragebogen (Hart und Staveland 1988, Samel et al. 1997a, b, c). Der Wert liegt zwischen 0 (keine Arbeitsbelastung) und 300 (sehr hohe Arbeitsbelastung). CODE: DATUM: ZEIT: NASA-TLX (Task Load Index) Auf den beiden Seiten finden Sie sechs Skalen, die verschiedene Beanspruchungsaspekte erfassen, die zu der Gesamtbeanspruchung bei der Arbeit im Flugzeug beitragen. Bitte schätzen Sie Ihre durchschnittliche Beanspruchung während des zurück- Flugabschnitts auf diesen sechs Skalen retrospektiv liegenden ein. Geistige An forderungen Leistung Wie hoch waren die geistigen Anforderungen der Aufgabe? sehr niedrig sehr hoch Körperliche Anforderungen Wie hoch waren die körperlichen Anforderungen der Aufgabe? sehr niedrig sehr hoch Wie erfolgreich haben Sie die geforderte Aufgabe Ihrer Ansicht nach durchgeführt? perfekter Erfolg Anstrengung Mißerfolg Wie sehr mussten Sie sich anstrengen, um Ihre Leistung zu erreichen? Zeitliche Anforderungen Wie hoch war das Tempo, mit dem die einzelnen Arbeitsschritte der Aufgabe aufeinander folgten? sehr niedrig sehr hoch sehr wenig Frustration sehr stark Wie verunsichert, entmutigt, gereizt und verärgert waren Sie? sehr wenig sehr stark Abb. 4-47: Fragebogen zur Arbeitsbelastung (NASA-TLX) 90

102 Ergebnisse Die statistische Berechnung der NASA-TLX Werte der A320- und A330 Piloten ergab einen signifikanten Unterschied zwischen den beiden Gruppen, so dass sie getrennt einander gegenübergestellt werden. Die Arbeitsbelastung wird von den Piloten am A330-Simulator in Berlin durchgängig höher eingeschätzt als von den Piloten am A320-Simulator in Frankfurt (siehe Abb. 4-48). Alle Werte un- sich (mit Ausnahme des 2. Szenarios) signifikant voneinander. terscheiden Im Vergleich zu den beiden Standardanflügen (Szenario 1 und 2, LDLP) sind die NASA-TLX Werte beim ersten Training des lärmarmen Anflugverfahrens (Szenario 3, SCDA) etwas erhöht, beim eigentlichen Test der lärmarmen An- flugverfahren (Szenarien 5 bis 8, SCDA) gehen die Werte der Arbeitsbelastung eher zurück. Insgesamt liegen die subjektiven Arbeitsbelastungswerte im unteren bis mittleren Bereich. Während sich die Captains (CPT) und First Officers (FO) in der Bewertung der Arbeitsbelastung nur wenig unterscheiden ( Mittelwert CPT = 79,78 Punkte, Mittelwert FO = 83, 12 Punkte; p = 0,462), w ird di e Arbeitsbelastu ng von de m jew eils aktiv fliegenden Piloten (, Mittelwert = 88,55 Punkte) erwartungsgemäß höher eingeschätzt als von dem pilot non flying (, Mittelwert = 74,35; p = 0,002). Die größten Differenzen in der Arbeitsbelastung ergeben sich im Vergleich zwi- einigen zusätzlich geflogenen Emergen- schen den Standardanflugverfahren und cy Procedures (nach Szenario 8, n=6). Dabei werden Mittelwerte von 160,92 Punkten erreicht, die sich signifikant (p=0,001) von dem Standardanflugverfah- Anzahl (n=6) der Versuchsteilnehmer ren unterschieden. Aufgrund der geringen können diese Werte nur als obere Kontrollgruppe angesehen werden. Di e Arbeitsbelastun g wird beim ersten Training des lärmarmen Anflugverfahrens etwas höher bewertet als bei dem vorangegangenen Standardanflugverfah- ren. Zwischen dem lärmarmen Anflugverfahren und dem Standardszenario gibt 91

103 es keine signifikanten Unterschiede. Die Werte der Arbeitsbelastung sind mit zunehmender Versuchsdauer rückläufig =sehr niedrig 300=sehr hoch ** * * ** * * * A320 A330 Arbeitsbelastung Ref Pause nach Szenario Abb. 4-48: Subjektive Angaben zur Arbeitsbelastung (NASA-TLX; A320: n=20, A330: n=20) nach dem jeweiligen Szenario (Mittelwerte +sd). (Ref. = Referenzdaten vor Versuchsbeginn; Szenario 1+2: Standardszenario (LDLP); Szenario 3+4: Training des lärmarmen Anflugverfahrens (SCDA); Szenario 5-8: lärmarmes Anflugverfahren (SCDA)). Signifikanzberechnungen beziehen sich auf die Unterschiede zwischen A320- und A330-Piloten (jeweils pro Szenario) Zusammenfassung und Diskussion der Ergebnisse Die subjektiven Einschätzungen der Ermüdung, der Schläfrigkeit und der Wachheit zeigen ein einheitliches Bild. Die Piloten bewerten ihre Ermüdung, Schläfrigkeit und Wachheit ab dem zweiten Szenario signifikant höher (bzw. niedriger bei der Wachheit) als bei Studienbeginn. Die Müdigkeitswerte nehmen im Verlauf der Nacht zu, ohne jedoch die 12-Punkte-Schwelle (im Mittel) zu 92

104 überschreiten, ab der ein Flugdienst zwar erlaubt sein soll, aber nicht mehr empfohlen wird (Samn und Perelli 1982). Die Werte sind mit subjektiven Erhebungen während verschiedener Nachtflüge vergleichbar, die beim Cockpitpersonal auf den Strecken Los Angeles - Frankfurt (bzw. Hamburg), Atlanta - Düsseldorf (Samel et al. 1997b) und Mahe (Seychellen) - Frankfurt (Samel et al. 1997c) aufgezeichnet wurden. Beim Kabinenpersonal wird die 12-Punkte- Schwelle bereits bei einem Tagflug nach einer Flugzeit von ca. 11 Stunden (Frankfurt - San Francisco) erreicht und teilweise überschritten (Vejvoda et al. 2000). Die Kurvenverläufe der Ermüdungs-, Schläfrigkeits- und der Wachheitswerte zeigen den für einen Nachtdienst erwarteten Verlauf. Ein Einfluss des lärmarmen Anflugverfahrens ist nicht zu erkennen. Die Spannungswerte der A320- und A330-Piloten unterscheiden sich zwar signifikant (ausgenommen Szenario 4 und Szenario 8), die Werte nehmen aber mit zunehmender Versuchsdauer ab, so dass auch hier keine Einwirkung des lärmarmen Anflugverfahrens beobachtet werden kann. Die Arbeitsbelastung (NASA-TLX) wird von den A330-Piloten signifikant höt (Ausnahme Szenario 2) als von den A320-Piloten. Zur Einschät- zung der Größenordnung unserer gemessenen NASA-TLX Werte wurden die her beurteil Daten denen von reellen Flügen von Frankfurt nach Mahe (Seychellen) und nach Los Angeles (Samel 1997c) gegenüber gestellt. Die Werte der Arbeitsbe- lastung liegen auf den Seychellen-Flügen im Mittel ca. 25 Punkte höher, auf den Los Angeles-Flügen im Mittel 15 Punkte niedriger als bei den gemittelten lärmder jeweiligen Flug- armen Anflugverfahren, wobei eine genaue Zuordnung zu phase sehr schwierig ist. Die subjektive Arbeitsbelastung wird von den Piloten im unteren bis mittleren Bereich eingeschätzt. Der jeweils aktive Pilot beurteilt die Arbeitsbelastung erwartungsgemäß signifikant höher (p=0,002) als der nicht aktiv fliegende Pilot. Zwischen Captains und First Officers ist kein Unterschied zu erkennen. Die sig- 93

105 nifikant höhere Spannung und Arbeitsbelastung am A330 Simulator kann dadurch erklärt werden, dass die A320 Piloten (Kurzstreckenpiloten) deutlich mehr Starts und Landungen absolvieren müssen. 94

106 4.4 Elektrophysiologische Untersuchungen Einleitung Bewertung der physiologischen Belastung der Captains und Co- Piloten anhand der Parameter Herzfrequenz und Blinkrate Herzfrequenz Höhere kortikale Zentren steuern über das autonome Nervensystem die unwillkürlichen Kreislauf- und Stoffwechselfunktionen des Körpers. Dies dient der optimalen Anpassung an physische und mentale Anforderungen. Der sympathische Teil des autonomen Nervensystems versetzt den Körper in Leistungsbereitschaft und erhöht das Aktivitätsniveau, während über das parasympathische Nervensystem gegenteilige Effekte gefördert werden wie Verdauung und Ruhemetabolismus. Auch die Herzfrequenz wird vom autonomen Nervensystem manipuliert; dies bedeutet, dass bei einer sympathischen Aktivierung des Herzens die Herzfrequenz steigt. Zahlreiche Untersuchungen in Labor und Feld haben einen Zusammenhang zwischen physischer, mentaler und emotionaler Aktivität und korrespondierenden Herzfrequenzveränderungen nachgewiesen (Kramer 1991, Wilson & Eggemeier 1991, Roscoe 1992). Der erhöhte Aktivierungszustand führt in gewissen Grenzen zu einer Steigerung der Leistungsfähigkeit. Der Zusammenhang zwischen Aktivierung und Leistungsfähigkeit wird mit einer inversen U-förmigen Kurve beschrieben, die zeigt, dass mit zunehmendem Aktivierungsgrad die Leistungsfähigkeit zunächst ansteigt, um nach Erreichen ihres Gipfels wieder abzusinken. Ein zu hohes Aktivierungsniveau führt also wiederum zu Einbußen in der Leistungsfähigkeit. Ähnliche Zusammenhänge wurden für die Leistungsfähigkeit bei steigender Anforderung der auszuführenden Aufgaben beobachtet (Welford 1973, Hockey 1979). Das Fliegen eines Flugzeugs führt in besonderen Situationen bei Landungen, speziellen Manövern oder ungewohnten Anforderungen entsprechend zu einem Anstieg der neurologischen Aktivierung. Die Herzfrequenz stellte sich 95

107 hierbei als ein guter Prädiktor des Aktivierungsniveaus heraus. Die Herzfre- wurde somit zur Beurteilung herangezogen bei Testflügen (Roscoe 1980), quenz bei Starts und Landeanflügen auf verschiedene Flughäfen (Ruffell Smith 1967, Nicholson et al. 1970, Dussault et al. 2004), bei stärkerer Neigung des Landeanflugwinkels (Roscoe 1975) und auch bei simulierten Flügen mit steigendem Schwierigkeitsgrad (Lindholm & Cheatham 1983, Wierwille & Connor 1983) Blinkrate Blinzeln dient zunächst der Benetzung der Hornhaut und damit dem scharfen Sehen, aber auch als Reflex zum Schutz vor dem Eindringen von Fremdkörpern in das Auge. Doch dies allein vermag nicht, die Variabilität in Form und Frequenz des Blinzelns zu erklären. Die Häufigkeit des Blinzelns wird über zentralnervöse Prozesse gesteuert. Hierbei spielen Aufmerksamkeit, Informationsverperator von Vorteil ist, weniger und kürzer zu blinzeln. Mit steigendem Schwie- arbeitung, Wachheit, Müdigkeit, Erregung und Angst eine entscheidende Rolle (Stern et al. 1984). Während des Blinzelns wird der visuelle Informationsfluss, der von der Umwelt ausgeht, unterbrochen, so dass es für den menschlichen O- rigkeitsgrad einer Aufgabe, insbesondere wenn diese visuelle Anforderungen einschließt, ist ein Rückgang der Blinkrate zu beobachten (Ponder & Kennedy 1928, Brookings et al. 1996, Hankins & Wilson 1998). Nach Abschluss der Informationsverarbeitung folgt eine kurzzeitig erhöhte Blinkfrequenz, ein so genannter Burst (Stern et al. 1984, Ichikawa & Ohira 2004). Es werden jedoch auch gegenteilige Effekte berichtet, in Form einer Erhöhung der Blinkrate, wenn über einen längeren Zeitraum dieselbe Aufgabe ausgeführt wird. Dies ist am e- hesten durch Ermüdung, Monotonie und Langeweile bedingt. Aber auch Ärger und Aufregung können die Frequenz des Blinzelns steigern (Stern et al. 1984). Im Vergleich mit der Herzfrequenz berichten Brookings et al. (1996), dass die Blinkrate den Grad einer Arbeitsbelastung besser wiederzugeben vermag. 96

108 Hypothesen - Die unterschiedlichen Anflugverfahren führen zu einer Veränderung der Herzfrequenz, die der Belastung des Piloten durch das jeweilige Anflugverfahren entspricht. - Die Anflugverfahren führen zu einer Veränderung der Blinkrate, die der Aufmerksamkeit entspricht, die der Pilot zur korrekten Ausführung des Lan- deanflugs aufwenden muss Methodik An 40 Versuchspersonen, 20 Captains und 20 Co-Piloten, wurde die Durchführung von lärmarmen Anflugverfahren auf ihre physiologische Belastung untersucht. Je 20 Probanden flogen die unterschiedlichen Szenarien in einem A320- bzw. in einem A330-Simulator. Insgesamt wurden 8 Anflüge durchgeführt, jeweils vier vom Captain und vom Co-Piloten. Zunächst wurde mit einem Standardszenario (A) begonnen (LDLP), gefolgt von einem Trainingsflug für das lärmarmen Anflugverfahren SCDA (C) und von der zweimaligen Ausführung des lärmarmen Anflugs SCDA (Szenario E und G). Die Szenarien wurden stets in der gleichen Reihenfolge zuerst von dem Captain dann von dem Co-Piloten geflogen. Um den Zusammenhang der Nomenklatur zu dem vorhergegangenen Kapitel herzustellen (und zu Kap. 3), sollte erwähnt werden, dass im folgenden Szenario 1 und 2 (da identisch) als Szenario A, 3 und 4 als Szenario C, 5 und 6 als Szenario E und 7 und 8 als Szenario G bezeichnet werden. In den Szenarien 1, 3, 5 und 7 war stets der Captain der fliegende Pilot (CP ) und der Co-Pilot der nicht fliegende (FO ). In den Szenarien 2, 4, 6 und 8 flog nicht der Captain (CP ), sondern der Co-Pilot (FO ). Mit Hilfe zweier Elektroden, die im Verlauf der Herzachse an die Brustwand geklebt wurden, wurde die beat to beat -Herzfrequenz aufgezeichnet. Zur Erfassung der Blinkrate wurden zwei Klebeelektroden rechts am unteren und links am oberen Epikanthus befestigt. 97

109 Zur Analyse der Daten wurden zum einen die Gesamtmittelwerte der Herzfrebahn bestimmt. Zum anderen wurden die Flüge in fünf Segmente unterteilt, die quenzen und Blinkraten vom Start der Simulation bis zum Stopp auf der Roll- den Start bis zur Landung umfassen, um wiederum hierfür die mittleren Herzfrequenzen und Blinkraten zu ermitteln. Die Segmente wurden, wie folgt, unterteilt: Segment 1: stationärer Geradeausflug Segment 2: Open Descent Segment 3: Verzögerung und Konfigurieren Segment 4: Steilflugsegment (nur im SCDA) Segment 5: auf dem Gleitpfad bis zur Landung Im Standardszenario A fehlt das Steilflugsegment, so dass auf Verzögerung und Konfigurieren direkt das Einschwenken auf den Gleitpfad erfolgte. Bei der statistischen Analyse der korrespondierenden Segmente der einzelnen Szenarien wurde deshalb dem Segment 4 der Szenarien C, E und G das Segment 3 des Szenario A gegenübergestellt. Bei der Betrachtung der Rohdaten eines Flugs für den einzelnen Probanden, fielen einige Versuchspersonen durch erhöhte Herzfrequenzen und erniedrigte Blinkraten unmittelbar vor und nach der Landung auf (Abb. 4-55). Da anzunehmen ist, dass sich diese eher kurzfristigen Veränderungen durch die Mittelwertbildung über die gesamte Simulation und die einzelnen Segmente nicht darstellen lassen, wurde der Flug von Start bis Stopp zeitlich halbiert. Für die beiden Hälften wurden wiederum Anzahl der Herzschläge bzw. Blinks ermittelt, und die Differenz der zweiten von der ersten Hälfte bestimmt, die die beobachtete Frequenzänderung abzubilden vermag (im Folgenden auch Delta der Herzschläge bzw. der Blinks genannt). Die statistische Analyse der Daten erfolgte mit dem Statistikprogramm SPSS in der Version Es wurde eine univariate Varianzanalyse mit Messwiederholungen (ANOVA) durchgeführt, da für jeden Probanden Messergebnisse für die 98

110 verschiedenen Szenarien und Segmente vorliegen. Bei unzureichender Sphärizität wurden die Freiheitsgrade nach Greenhouse-Geisser angepasst. Das Signifikanzniveau lag bei α < 0,05. Bei signifikanten Ergebnissen wurde für den Einzelfallvergleich der T-Test für abhängige Stichproben verwendet und, da multiples Testen vorlag, eine entsprechende Bonferroni-Korrektur des Signifikanzni- der Segmente in- veaus vorgenommen. Mit Ausnahme der Gegenüberstellung nerhalb eines Szenarios wurden die Daten immer gegen das Standardszenario A geprüft. Für den Vergleich der mittleren Herzfrequenz bzw. Blinkrate über die gesamte Simulation ergab dies ein Signifikanzniveau von α = 0,017 (0,05/3), für die Analyse der Segmente innerhalb eines Szenarios von α = 0,005 (0,05/10), für den Segmentvergleich zwischen den Szenarien und für die Frequenzänderung in der Landephase von α = 0,0038 (0,05/13). Durch Datenverlust, der beispielsweise durch das Abfallen einer Elektrode auftrat, konnten in die Auswertung nicht immer alle Versuchspersonen einbezogen werden. In die Analyse der Gesamtherzfrequenz gingen n = 35 Versuchspersonen ein, in die der Segmente n = 38 und in die der Herzschlagveränderungen in der Landephase n = 30. Für die statistische Untersuchung der Gesamtblinkrate standen n = 30 Datensätze zur Verfügung, für die Analyse der Segmente und für die Änderung der Blinkrate n = Auswertung und Ergebnisse Herzfrequenz Analyse der mittleren Herzfrequenz über die gesamte Simulation Abb zeigt die mittleren Herzfrequenzen während der verschiedenen Szenarien, aufgeschlüsselt nach Captain (CP) und Co-Pilot (FO) und nach dem Flugstatus, fliegend () oder nicht fliegend (). 99

111 HF Mittlere Herzfrequenz: Gesamtwerte der Szenarien * * CP A CP A FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G CP G FO G FO G Szenarien, Captain und Co-Pilot Abb. 4-49: Vergleich der mittleren Herzfrequenz während der einzelnen Szenarien (A, C, E, G) für die fliegenden () bzw. nicht-fliegenden () Captains (CP) und für die fliegenden () bzw. nichtfliegenden () Co-Piloten (FO). Die Werte des jeweilig fliegenden Piloten sind dick umrandet. Die statistische Analyse der Zwischensubjektfaktoren ergab einen signifikanten Unterschied zwischen Captain und Co-Pilot. * bezeichnen signifikante Unterschiede im Innersubjektvergleich zum Standardszenario A. Zusammenhang zu der Nomenklatur der Szenarien (Bezeichnungen auf der x-achse): CP A und FO A = 1, CP A und FO A = 2, CP C und FO C = 3, CP C und FO C = 4, CP E und FO E = 5, CP E und FO E = 6, CP G und FO G = 7, CP G und FO G = 8. Es ist auffallend, dass die Piloten in den Szenarien, die sie selbst fliegen, eine durchweg höhere Herzfrequenz aufweisen als im nicht fliegenden Zustand desselben Szenarios. Des Weiteren haben die Co-Piloten sowohl fliegend als auch nicht fliegend eine höhere Herzfrequenz als die fliegenden bzw. nicht fliegenden Captains. 100

112 Bei der Analyse der Zwischensubjektfaktoren Flugstatus (FlyStat: /), Rang (CP/FO) und Simulator-Typ (A320/A330), ergibt sich ein signifikanter Unterschied allerdings alleine für den Rang (p = 0.032, Tabelle B-1, siehe Anhang), so dass angenommen werden kann, dass sich die Herzfrequenzen von Captain und Co-Pilot per se unterscheiden unabhängig von den geflogenen Szenarien. In Abb ist ein Vergleich der beiden Simulatoren dargestellt. Die Captains des A320-Simulators weisen eine niedrigere Herzfrequenz als die Captains des A330-Simulators auf, für die Co-Piloten lässt sich eine Systematik jedoch nicht erkennen. HF Mittlere Herzfrequenz: Gegenüberstellung der Simulatoren * * * * * * A320 A CP A FO A CP C FO C CP E FO E CP G FO G Szenarien, Captain und Co-Pilot Abb. 4-50: Vergleich der mittleren Herzfrequenz von Captain und Co-Pilot in der Gegenüberstellung der beiden Simulatoren A320 und A330. * bezeichnen signifikante Unterschiede im Vergleich zum Standardszenario A. Im Innersubjektvergleich ist es notwendig, die p-werte nach Greenhouse- Geisser zu korrigieren. Es können hiernach signifikante Effekte für die Szena- 101

113 rien (p = 0,004), für die Interaktionen Szenario x Flugstatus (p = 0,009) und Szenario x Simulator-Typ (p < 0,001) ermittelt werden. Die Wechselwirkungen von Szenario x Flugstatus x Simulator-Typ sind hingegen nicht signifikant (siehe Tabelle B-2 im Anhang). Der T-Test für abhängige Stichproben erbringt bei dem Vergleich der einzelnen Szenarien mit dem Referenzszenario A lediglich einen signifikanten Unterschied für das Szenario E (p = 0,003). Die übrigen Szenarien unterscheiden sich nicht signifikant. Ebenso verhält es sich, wenn man nur die Daten der selbst fliegenden Piloten untersucht (p = 0,001). Insbesondere beim Captain sinkt im Szenario E die Herzfrequenz. Die Analyse der nicht fliegenden Piloten zeigt hingegen keine signifikanten Unterschiede im Szenarienvergleich. Betrachtet man nur die Daten, die im A320-Simulator erzeugt wurden, so ergeben sich signifikante Unterschiede aller Szenarien im Vergleich zum Standardszenario A (A-C: p < 0,001; A-E: p < 0,001; A-G: p = 0,001). Nach anfänglicher Erregung während des Standardszenarios sind die Herzfrequenzen der Piloten in den folgenden Szenarien signifikant erniedrigt. Die A330-Simulatordaten zeigen keine signifikanten Unterschiede. Aufgrund der Betrachtung der Herzfrequenzmittelwerte der einzelnen Simulationen stellen sich die lärmarmen Anflugverfahren nicht als gesteigerte Belastung dar. Im Gegenteil weisen die Versuchspersonen im A320-Simulator sogar einen signifikanten Rückgang der Herzfrequenz auf Segmentanalyse der Herzfrequenz Bei der statistischen Analyse der Szenarien und Segmente ist es notwendig, die p-werte nach Greenhouse-Geisser zu korrigieren. Es ergibt sich kein signifikanbegründet, dass nun auch im Standardszenario A das Segment 3 dupliziert dar- ter Unterschied zwischen den Szenarien (p = 0,147). Dies ist am ehesten darin geboten wird. Außerdem wird bei der Gegenüberstellung der Segmente der Flug nur bis zur Landung und nicht bis zum Stillstand beobachtet, was ebenfalls Un- terschiede zur Analyse der Gesamtherzfrequenz (Start bis Stillstand auf der Rollbahn) erklären kann. Die Analyse der Segmente zeigt jedoch einen signifi- 102

114 kanten Unterschied (p < 0,001) und auch die Interaktionen Szenario x Segment (p = 0,003), Szenario x Segment x Rang (p < 0,001), Szenario x Segment x Simulator-Typ (p = 0,036) und Szenario x Segment x Rang x Simulator-Typ (p = 0,003) (Tabelle B-3). Dies bedeutet, dass es zur weiteren Analyse notwendig ist, für jeden Simulator-Typ in Kombination mit den Rängen mittels T-Test sowohl innerhalb der einzelnen Szenarien nach Segmentunterschieden zu suchen als auch zwischen den Szenarien. Dabei ist neben der Analyse der beanspruchendsten Segmente innerhalb der Szenarien der Vergleich der sich entsprechenden Segmente der Szenarien mit dem Standardszenario von Bedeutung, um die Belastung durch das lärmarme Anflugverfahren beurteilen zu können. In Abb sind die Segmente für die einzelnen Szenarien im A320-Simulator dargestellt. HF A320: Segmente in den Szenarien CP A CP A FO A FO A CP C CP C FO C * FO C CP E CP E * FO E FO E CP G CP G FO G FO G Szenarien, Captain und Co-Pilot Segment 1 Segment 2 Segment 3 Segment 4 Segment 5 Abb. 4-51: Vergleich der mittleren Herzfrequenz der einzelnen Segmente im Szenario für den A320-Simulator. * zeigen für die darunter befindlichen Klammern, welche Segmente sich signifikant voneinander unterscheiden. Für den Fall, dass die Piloten selbst fliegen, ist der Herzfrequenzunterschied zwischen den Segmenten deutlicher ausgeprägt. Im Standardszenario A werden 103

115 die höchsten Herzfrequenzen im Segment 5, der Landephase, erreicht, gefolgt von Segment 1. Im Trainingsszenario C gewinnt das Segment 4, das Steilflugsegment, deutlich an Bedeutung, was in den Szenarien E und G zum Teil weiter beobachtbar bleibt. Die statistische Untersuchung ergibt für die Captains keine signifikanten Effekte und für die Co-Piloten signifikante Resultate nur in zwei Einzelfällen. In dem von den Co-Piloten nicht geflogenen Szenario C ist die Herzfrequenz in dem Segment 4 signifikant höher als in 5 (p = 0,004). In dem von den Co-Piloten geflogenen Szenario E zeigt sich die Schlagrate in dem Segment 1 signifikant niedriger als in Segment 5 (p < 0,001). Was den A330-Simulator anbelangt (Abb. 4-52), so ist die Herzfrequenz im Segment 5 des fliegenden Piloten stets deutlich erhöht. HF A330: Segmente in den Szenarien * * * * * * * * * CP A CP A FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G CP G FO G FO G Szenarien, Captain und Co-Pilot Segment 1 Segment 2 Segment 3 Segment 4 Segment 5 Abb. 4-52: Vergleich der mittleren Herzfrequenz der einzelnen Segmente im Szenario für den A330-Simulator. * zeigen für die darunter befindlichen Klammern, welche Segmente sich signifikant voneinander unterscheiden. Nachrangig gesteigert zeigt sich im Standardszenario A die Herzfrequenz in Segment 1, in den übrigen Szenarien verschiebt sich dies, zugunsten des Seg- 104

116 ments 4 und z.t. auch des Segments 3. Signifikante Unterschiede ergeben sich für die Segmente innerhalb der Szenarien für Captain und Co-Pilot. Für den Fall, dass sie selbst fliegen, ist bei den Captains im Szenario A das Segment 5 signifikant zu den Segmenten 2, 3 und 4 erhöht jeweils mit p = 0,001. Im Szenario C ist die Herzfrequenz im Segment 2 signifikant niedriger als im Segmente 3 (p = 0,004), im Szenario E ist die Herzfrequenz in den Segmenten 1 (p < 0,001), 2 (p < 0,001), 3 (p < 0,001) und 4 (p = 0,002) signifikant zum Segment 5 erniedrigt und im Szenario G die Segmente 1 (p = 0,002), 2 (p = 0,001), 3 (p = 0,001) sowie 4 (p = 0,001) im Vergleich zu Segment 5. In dem von den Captains nicht selbst geflogenen Szenario E unterscheiden sich die Herzfrequenzen der Segmente 2 und 4 (p = 0,003). Für die Co-Piloten ist in den Szenarien, die sie selbst fliegen, das Segment 5 signifikant erhöht zu den Segmenten 2, 3 und 4 (mit jeweils p = 0,005) im Szenario A, im Szenario C gilt dies für die Segmente 2 und 5 (p = 0,004) und im Szenario G ist das Segmente 1 zum Segment 4 (p = 0,002) signifikant erniedrigt. Signifikante Unterschiede, für den Fall, dass die Co- Piloten nicht selbst fliegen, gibt es nur im Szenario A, in dem sich die Herzfrequenz im Segment 1 zu den Segmenten 3 und 4 (p = 0,005) gesteigert zeigt. Aus den Resultaten insbesondere der Analyse der Daten des A330-Flugsimulators ist deutlich zu erkennen, dass sowohl im Standardszenario als auch in den lärmarmen Flugszenarien die Landephase als besonders belastend empfunden wird. Die Herzfrequenzen des Steilflugsegments treten dagegen in den Hintergrund. Bei dem direkten Vergleich der gleichartigen Segmente aus den verschiedenen Szenarien ergeben sich in beiden Simulatoren keine signifikanten Effekte für die Segmente 1, 2 und 4. Im A320-Simulator (Abb. 4-53) bleibt auch die Gegenüberstellung der Segmente 3 ohne signifikantes Ergebnis. Ein signifikant zum Standardszenario erniedrigtes Segment 5 ergibt sich in Szenario C für den nicht fliegenden Captain (p = 0,001). Für den Co-Piloten zeigen sich in den nicht ge- flogenen Szenarien C und E signifikante Unterschiede zu dem selbst geflogenen Standardszenario, wobei anzunehmen ist, dass die Signifikanz durch den Flug- 105

117 status und nicht durch unterschiedliche Belastungszustände aufgrund der Szenarien verursacht ist. Im A330-Simulator (Abb. 4-54) sind für den Co-Piloten keinerlei signifikante Ergebnisse zu verzeichnen. Für den Captain ergeben sich signifikante Effekte im Vergleich der Segmente 3. Im Szenario C fliegend zeigt sich eine signifikant erhöhte Herzfrequenz zu dem Standardszenario sowohl fliegend (p = 0,003) als auch nicht fliegend (p < 0,001). In den Segmenten 5 sind nur Unterschiede zu beobachten, die wiederum durch den unterschiedlichen Flugstatus verursacht werden. Der Flugstatus im Standardszenario A bedingt einen signifikanten Effekt (p < 0,001), so dass sich die Segmente 5 der geflogenen Szenarien C (p = 0,001), E (p = 0,001) und G (p < 0,001) signifikant vom nicht geflogenen Standardszenario unterscheiden und die nicht geflogenen Segmente C (p < 0,001) und G (p = 0,003) vom nicht geflogenen Szenario A. Insgesamt gesehen unterscheiden sich demnach die einzelnen Segmente in den unterschiedlichen Szenarien hinsichtlich ihrer Belastung für den Piloten kaum voneinander. Insbesondere für die Segmente 4 und 5 ist eine größere Arbeitsbelastung durch die lärmarmen Verfahren nicht nachweisbar. 106

118 HF HF HF HF HF CP A CP A CP A CP A CP A CP A CP A CP A CP A CP A A320: Gegenüberstellung der Segmente 1 in allen Szenarien FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G A320: Gegenüberstellung der Segmente 2 in allen Szenarien FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G A320: Gegenüberstellung der Segmente 3 in allen Szenarien FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G A320: Gegenüberstellung der Segmente 4 in allen Szenarien FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G A320: Gegenüberstellung der Segmente 5 in allen Szenarien FO A FO A CP C * CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E Szenarien, Captain und Co-Pilot CP G CP G CP G CP G CP G CP G FO G FO G FO G FO G FO G FO G FO G FO G FO G FO G Abb. 4-53: Gegenüberstellung der einzelnen Segmente in den verschiedenen Szenarien für den A320 Simulator. * weisen auf signifikante Unterschiede zum dem entsprechenden Segment des Standardszenarios hin, jeweils bezogen auf Captain (CP)/Co-Pilot (FO) und fliegend ()/nicht fliegend (). Signifikante Unterschiede zwischen einem geflogenen Segment zu einem nicht geflogenen Standardsegment oder umgekehrt wurden nicht dargestellt. 107

119 HF HF HF HF CP A CP A CP A CP A CP A CP A CP A CP A A330: Gegenüberstellung der Segmente 1 in allen Szenarien FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G A330: Gegenüberstellung der Segmente 2 in allen Szenarien FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G A330: Gegenüberstellung der Segmente 3 in allen Szenarien FO A FO A * CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G A330: Gegenüberstellung der Segmente 4 in allen Szenarien FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G CP G CP G CP G CP G FO G FO G FO G FO G FO G FO G FO G FO G HF CP A CP A A330: Gegenüberstellung der Segmente 5 in allen Szenarien FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E Szenarien, Captain und Co-Pilot FO E CP G CP G FO G FO G Abb. 4-54: Gegenüberstellung der einzelnen Segmente in den verschiedenen Szenarien für den A330 Simulator. * weisen auf signifikante Unterschiede zum dem entsprechenden Segment des Standardszenarios hin, jeweils bezogen auf Captain (CP)/Co-Pilot (FO) und fliegend ()/nicht fliegend (). Signifikante Unterschiede zwischen einem geflogenen Segment zu einem nicht geflogenen Standardsegment oder umgekehrt wurden nicht dargestellt. 108

120 Delta der Herzschläge Abb zeigt exemplarisch eine Herzschlagerhöhung, wie sie bei manchen Piloten während der Landephase und kurz danach zu beobachten ist. HF 160 Herzfrequenzverlauf eines selbst fliegenden Captains im Szenario E Zeit (s) Abb. 4-55: Exemplarische Darstellung der Herzfrequenz für einen fliegenden Captain im Szenario E. Die Markierungen auf der x-achse bezeichnen Start der Simulation, Landung und Stillstand auf der Rollbahn. Abb und Abb zeigen die Frequenzerhöhung anhand der mehr geleis- Schläge in der zweiten Hälfte der Simulation getrennt für die beiden Simu- teten latoren. In beiden Fällen lässt sich eine erhöhte Schlagzahl für den fliegenden Piloten erkennen. Im Zwischensubjektvergleich (p = 0,004, 109

121 Tabelle B-4) sind die Simulator-Typen signifikant voneinander verschieden. Im Innersubjektvergleich nach Korrektur gemäß Greenhouse-Geisser sind zwar keine signifikanten Unterschiede zwischen den Szenarien nachweisbar (Tabelle B-5), aber in der Interaktion Szenario x Rang (p < 0,001) sowie Szenario x Rang x Simulator-Typ (p = 0,002) treten Signifikanzen zu Tage. Die folgende Analyse mittels T-Test wird für den Rang und den Simulator-Typ differenziert durchgeführt. Es zeigt sich kein signifikanter Unterschied zum Standardszenario innerhalb eines Flugstatus. Alle auftretenden signifikanten Veränderungen in beiden Simulatoren lassen sich auf Unterschiede durch fliegend und nicht fliegend zurückführen. Delta-Schläge A320: Delta der Schläge CP A CP A FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G CP G FO G FO G Szenarien, Captain und Co-Pilot Abb. 4-56: Szenarienvergleich des Deltas der Herzschläge im A320-Simulator. In der Differenzierung von fliegend () und nicht fliegend () lassen sich keine signifikanten Unterschiede nachweisen. So unterscheiden sich im A320-Simulator für den Captain das nicht geflogene Szenario C vom selbst geflogenen Szenario A (p < 0,001) und für den Co- 110

122 Piloten das geflogene Szenario E vom nicht selbst geflogenen Standardszenario (p = 0,001) sowie die nicht geflogenen Szenarien C (p = 0,002), E (p = 0,002) und G (p = 0,003) vom selbst geflogenen Szenario A. Im A330-Simulator sind schon im geflogenen und nicht geflogenen Standardszenario die Herzfrequenzüberhöhungen signifikant unterschiedlich sowohl für den Captain (p = 0,001) als auch für den Co-Piloten (p = 0,002). Weiterhin sind für den Captain die geflogenen Szenarien C (p = 0,002), E (p < 0,001) und G (p < 0,001) signifikant verschieden von dem nicht geflogenen Szenario A. Für den Co-Piloten sind die nicht geflogenen Szenarien C (p = 0,001), E (p = 0,003) und G (p = 0,002) signifikant unterschiedlich von dem geflogenen Szenario A. Delta-Schläge A330: Delta der Schläge CP A CP A FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G CP G FO G FO G Szenarien, Captain und Co-Pilot Abb. 4-57: Szenarienvergleich des Deltas der Herzschläge im A330-Simulator. In der Unterscheidung von fliegend () und nicht fliegend () lassen sich keine signifikanten Unterschiede nachweisen. Unterschiede in der Belastung, die durch die neuen Anflugverfahren ausgelöst werden, zeichnen sich nicht ab. 111

123 Blinkrate Analyse der mittleren Blinkrate über die gesamte Simulation Bei der Darstellung der Gesamtmittelwerte der Blinkraten (Abb. 4-58) zeigt sich während der einzelnen Szenarien eine stets niedrigere Blinkrate für die fliegenden im Vergleich zu den nicht fliegenden Captains und Co-Piloten. Blinks Mittlere Blinkrate: Gesamtwerte der Szenarien CP A CP A FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G CP G FO G FO G Szenarien, Captain und Co-Pilot Abb. 4-58: Vergleich der mittleren Blinkrate während der einzelnen Szenarien (A, C, E, G) für die fliegenden () bzw. nicht-fliegenden () Captains (CP) und für die fliegenden bzw. nicht-fliegenden Co- Piloten (FO). Der jeweilig fliegende Pilot ist dick umrandet. Betrachtet man nun nur die selbst fliegenden Versuchspersonen, so zeichnen sich die Captains durch eine niedrigere Blinkrate als die Co-Piloten bei Flug des gleichen Szenarios aus. Im Simulatorenvergleich (Abb. 4-59) kann eine niedri- Blinkrate bei den fliegenden Versuchspersonen im A330 Simulator als im gere A320 Simulator während der einzelnen Szenarien beobachtet werden. Die statistische Analyse weist jedoch keinerlei signifikante Unterschiede nach weder im Zwischensubjekt- (Tabelle B-6) noch im Innersubjektvergleich (Tabelle B-7). 112

124 Der p-wert wurde bei der Untersuchung der Innersubjekteffekte nach Greenhouse-Geisser korrigiert. Blinks Mittlere Blinkrate: Gegenüberstellung der Simulatoren CP A CP A FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G CP G FO G FO G Szenarien, Captain und Co-Piloten A320 A330 Ab b. 4-59: Vergleich der mittle ren Blinkrate n von Captain und Co-Pilot in der Gegenüberstell ung der beiden Simulato ren A32 0 un d A Segmentanalyse der Blinkrate Abb zeigt den Verlauf der mittleren Blinkrate in den einzelnen Segmenten eines Szenarios. Überwiegend ist die Blinkrate in Segment 5 erniedrigt im Vergleich zu den restlichen Segmenten. Die statistische Analyse weist wiederum 113

125 Tabelle B-8) keine signifikanten Effekte der Zwischensubjektfaktoren nach. Bei der Untersuchung der Innersubjektfaktoren war es notwendig, die p-werte nach Greenhouse-Geisser zu korrigieren (Tabelle B-9). Es sind signifikante Unterschiede für die Segmente (p = 0,035) und für die Interaktion Szenario x Segment x Rang (p < 0,001) nachweisbar. Bei dem dementsprechend durchgeführten T- Test für abhängige Stichproben ergeben sich signifikante Resultate für den Vergleich der Segmente innerhalb der einzelnen Szenarien für den fliegenden Captain innerhalb der Szenarien C, E und G. Im Szenario C ist die Blinkrate im Segment 5 signifikant niedriger als in den Segmenten 1 (p < 0,001) und 2 (p = 0,004), im Szenario E zeigt sich die Blinkrate in Segment 5 signifikant niedriger als in Segment 3 (p = 0,003) und in Szenario G ist wiederum die Blinkrate im Segment 5 signifikant niedriger als die Blinkraten in den Segmenten 2 (p = 0,003) und 4 (p = 0,002). Blinks Gegenüberstellung der Blinks in den Segmenten * * * * * * CP A CP A FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G CP G FO G FO G Szenarien, Captain und Co-Pilot Segment 1 Segment 2 Segment 3 Segment 4 Segment 5 Abb. 4-60: Vergleich der mittleren Blinkrate der einzelnen Segmente im Szenario. * zeigen signifikante Effekte zwischen den Segmenten, die durch die darunter befindlichen Klammern näher bezeichnet werden. 114

126 Es ergeben sich keine signifikanten Unterschiede für die Blinkraten der Segmente, wenn der Captain nicht fliegt. Für den fliegenden Co-Piloten ist lediglich im Szenario E die Blinkrate im Segment 5 signifikant erniedrigt im Vergleich zu den Segmenten 1 (p < 0,001), 2 (p < 0,001) und 4 (p = 0,002). Für den Fall dass der Co-Pilot nicht selbst fliegt, ergeben sich signifikante Effekte im Szenario C. Hier ist die Blinkrate in Segment 3 niedriger als in Segment 2 (p = 0,003). In Szenario G ist wiederum für das Segment 5 eine signifikant erniedrigte Blinkrate im Vergleich zu Segment 3 nachweisbar (p = 0,003). Es zeigt sich demnach auch anhand der Blinkrate, dass insbesondere das Segment 5 die Aufmerksamkeit der Piloten fordert. Für das Segment 4 ist dies nicht der Fall. Bei der Gegenüberstellung der korrespondierenden Segmente aller Szenarien (Abb. 4-61) sind keine größeren Unterschiede zum Standardszenario ersichtlich. Der T-Test für abhängige Stichproben zeigt keine signifikanten Effekte unter Berücksichtigung des gleichen Flugstatus und Rangs, lediglich bei Vergleich der Segmente 5 ist die Blinkrate für den Captain im nicht geflogenen Szenario E höher als im geflogenen Szenario A (p = 0,002) und für den Co-Pilot ist im geflogenen Szenario E die Blinkrate niedriger als im nicht geflogenen Szenario A (p < 0,001). Diese Resultate sind aber wohl am ehesten auf Unterschiede in der Blinkrate durch die Anforderung des selbst Fliegens oder lediglich Mitfliegens bestimmt, so dass sie für die Fragestellung wenig aussagekräftig sind. Insgesamt gesehen, fordern die lärmarmen Anflugverfahren die Aufmerksamkeit nicht mehr als die Standardszenarien. 115

127 Blinks Blinks Blinks Blinks Blinks CP A CP A CP A CP A CP A CP A CP A CP A CP A CP A FO A FO A FO A FO A FO A Gegenüberstellung der Segmente 1 in allen Szenarien FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G Gegenüberstellung der Segmente 2 in allen Szenarien FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E Gegenüberstellung der Segmente 3 in allen Szenarien FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G CP G Gegenüberstellung der Segmente 4 in allen Szenarien FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E Gegenüberstellung der Segmente 5 in allen Szenarien FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E Szenarien, Captain und Co-Pilot FO E CP G CP G CP G FO G FO G CP G FO G FO G CP G CP G CP G FO G FO G FO G FO G FO G FO G Abb. 4-61: Gegenüberstellung der Blinkrate der einzelnen Segmente in den verschiedenen Szenarien. Signifikante Unterschiede zwischen einem geflogenen Segment zu einem nicht geflogenen Standardsegment oder umgekehrt wurden nicht dargestellt. 116

128 Delta der Blinkrate Delta-HF * CP A CP A FO A FO A CP C CP C FO C FO C CP E CP E FO E FO E CP G CP G FO G FO G Szenarien, Captain und Co-Pilot Abb. 4-62: Szenarienvergleich des Deltas der Blinkrate. * zeigt signifikante Effekte zum Standardszenario A. Allerdings unterscheiden sich für den Captain Szenario C von A, für den Co-Piloten Szenario E von A. Das Verhalten der Blinkrate im Bereich der Landephase ist in Abb darge- Es fällt auf, dass die Blinkrate bei den fliegenden Piloten stets niedriger ist stellt. als bei dem korrespondierenden nicht fliegenden Part, so dass erwartungsgemäß davon auszugehen ist, dass das selbst durchgeführte Landeverfahren die Auf- stärker fesselt. merksamkeit Die statistische Analyse zeigt keine signifikanten Zwischensubjekteffekte (Tabelle B-10). Was die Analyse der Innersubjektfaktoren anbelangt, so konnte die Sphärizität angenommen werden (Tabelle B-11). Es ergeben sich signifikanden Rängen differenziert durchgeführte T-Test ermittelt lediglich eine signifi- te Resultate nur für die Interaktion Szenario x Rang (p < 0,001). Der somit nach kant erniedrigte Blinkrate des Co-Piloten im geflogenen Szenario E im Vergleich zum korrespondierenden Standardszenario (p = 0,001). Signifikante Ef- 117

129 fekte, die wiederum am ehesten auf Unterschieden zwischen Fliegen und nicht Fliegen beruhen, zeigen sich für den Captain zwischen dem geflogenen Szenario C und dem nicht geflogenen Standardszenario und für den Co-Piloten zwischen dem geflogenen Szenario E und dem nicht geflogenen Szenario A. Eine besondere Belastung der Piloten ist also auch durch diesen Auswerteschritt nicht nachweisbar Diskussion Die Analysen der Herzfrequenzen und Blinkraten ergeben grundsätzlich kongruente Ergebnisse. Es kann keine höhere Belastung der Piloten durch die neuen lärmarmen Anflugverfahren (SCDA) nachgewiesen werden, als dies durch das Standardszen ario (LDL P) der Fall ist. Übereinstimmende Ergebnisse we isen die Untersuchungen von Roscoe (1975) vor, der keine höhere Arbeitsbelastung im 7,5 /3 -Anflug verglichen mit dem konventionellen 3 -Anflugverfahren nachweisen konnte. Im Vergleich der Simulatoren zeigt sich der A330-Simulator et- als der A320-Simulator. Dies ist wahrscheinlich dadurch be- was belastender dingt, dass Piloten des A330 durch die vorwiegenden Langstreckenflüge in der Praxis deutlich weniger Landungen durchführen als Piloten des A320. Bei Betrachtung der einzelnen Segmente der simulierten Anflüge stellt sich durchweg die Landephase als das Segment mit der stärksten Arbeitsbelastung heraus. Dies gilt gleichbedeutend für das Standardverfahren sowie für die neuen lärmarmen Anflugverfahren. Auch die simulierten Flüge von Lindholm & Cheatham (1983) und die Untersuchungen von Ruffell Smith (1967), Nicholson et al. (1970) und Hankins & Wilson (1998) zeigten einen Herzfrequenzanstieg während der Landephase. Das Steilflugsegment fällt gegen diese Arbeitsbelastung deutlich zurück. Ein deutlicher Einfluss auf die Herzfrequenz ist durch das aktive Fliegen nachweisbar. Die Belastung sinkt bzw. bleibt unbeeinflusst, wenn die Landung durch den Mitfliegenden () begleitet wird. Diesen Effekt beschreiben ebenfalls 118

130 Nicholson et al. (1970) und Dussault et al. (2004). Letztere zeigten auch Herzfrequenzveränderungen, die auf die Flugerfahrung der Piloten zurückzuführen waren. In vorliegender Studie sind demnach physiologische Reaktionen beobachtbar, wie sie aus bisheriger Literatur zur Belastung von Anflugverfahren zu erwarten waren. Eine erhöhte Belastung darüber hinaus, wie für den SCDA angenommen, ist nicht gegeben. 119

131 4.5 Weitere physiologische Parameter Blutdruck Einleitung Der Blutdruck ist eine wichtige Messgröße zur Beurteilung des Aktivitätszustandes des Herz-Kreislauf-Systems während unterschiedlicher Arbeitsbedingungen. Akute äußere Belastungen (psychisch und/oder physisch) führen zu einer Erhöhung des systolischen Blutdrucks und der Herzfrequenz, während der diastolische Blutdruck weniger ausgeprägt reagiert (Löllgen 1983). Bei regelmäßiger Messung des Blutdrucks kann man unter Beibehaltung der äußeren Randbedingungen während der Messungen Veränderungen der Belastung registrieren und Rückschlüsse auf die Beanspruchung der untersuchten Person ziehen. Für die statistische Auswertung wurde das Statistikprogramm SPSS, Version 11.5 für parametrische Tests (t-test, ANOVA) eingesetzt. Die Signifikanz wurde mit p 0,05 angenommen. Hypothesen: 1) Das SCDA-Verfahren bewirkt im Vergleich zum Standardanflugverfahren (LDLP) eine Erhöhung des systolischen Blutdrucks. 2) Das SCDA-Verfahren führt im Vergleich zum Standardanflugverfahren zu einer Veränderung des diastolischen Blutdrucks Methoden Die Blutdruckmessungen wurden mit Geräten der Modellserie der Fa. Spacelabs Medical (Meerbusch) durchgeführt. Die Messungen erfolgten vor und nach jedem Szenario zusammen mit den Erhebungen der Speichelproben und den Fragebögen in einer fest vorgegebenen Reihenfolge. Zunächst wurden die Speichelproben, danach die Fragebögen verteilt. Erst nach Erhebung der beiden Parameter wurde die Blutdruckmanschette am Oberarm angelegt und eine manuelle Messung ausgelöst. Der systolische und diastolische Blutdruck, sowie die 120

132 Herzfrequenz wurden auf dem dazugehörigen Fragebogen notiert (zur Datensi- Werte auch noch automatisch im Gerät cherung wurden die gespeichert) Ergebnisse Die statistischen Auswertungen ergaben weder beim systolischen noch beim diastolischen Blutdruck signifikante Unterschiede zwischen den A320- und A330- Piloten, so dass die Werte zusammengefasst werden konnten (siehe Abb und Abb. 4-64). 155 [mmhg] Systole * * * Ref n. Pause nach Szenario Abb. 4-63: Mittelwerte und Standardabweichungen der systolischen Blutdruckwerte (Ref. = Referenzdaten vor Versuchsbeginn; Szenario 1+2: Standardszenario (LDLP); Szenario 3+4: Training des lärmarmen Anflugverfahrens (SCDA); Szenario 5-8: lärmarmes Anflugverfahren (SCDA); (n=39). Signifikante Unterschiede sind auf den Referenzwert bezogen. *: p 0,05, **: p 0,01, ***: p 0,001. Die höchsten Blutdruckwerte werden sowohl beim systolischen als auch beim diastolischen Blutdruck vor (Ref.) und nach dem 1. Szenario gemessen (Abb

133 63 und Abb. 4-64). Danach gehen die Werte kontinuierlich zurück und sind beim systolischen Blutdruck nach dem 3., 7. und 8. Szenario, beim diastolischen Blutdruck nach dem 3., 6. und 7. Szenario signifikant niedriger als am Anfang der Studie. 110 [mmhg] Diastole 100 * * ** Ref n. Pause nach Szenario Abb. 4-64: Mittelwerte und Standardabweichungen der diastolischen Blutdruckwerte (Ref. = Referenzdaten vor Versuchsbeginn; Szenario 1+2: Standardszenario (LDLP); Szenario 3+4: Training des lärmarmen Anflugverfahrens (SCDA); Szenario 5-8: lärmarmes Anflugverfahren (SCDA); (n=39). Signifikante Unterschiede sind auf den Referenzwert bezogen. Die Blutdruckwerte (systolisch und diastolisch) sind insgesamt erhöht, bewegen sich aber inn erhalb der Grenzen des Normalbereiches (Hahn 2003). Sowohl bei der Systole als auch bei der Diastole können weder signifikante Unterschiede zwischen den Captains und den First Officers, noch zwischen aktiven und nicht- aktiven Piloten festgestellt werden. 122

134 Zusammenfassung Die ungewöhnliche Situation, sich nachts in einem Simulator zu treffen, um ein neues, unbekanntes Anflugverfahren zu testen, hat wahrscheinlich eine gewisse Anspannungshaltung hervorgerufen, die im Unterbewusstsein eine Erhöhung des Blutdrucks ausgelöst hat. Bei den subjektiven Angaben zur Spannung spiegelt sich diese Anspannung nicht wider. Die Blutdruckwerte sind zwar erhöht, bewegen sich im Mittel aber im Normalbereich (Hahn 2003). Die anfänglich höchsten Blutdruckwerte (Referenzwert zu Beginn der Studie) nehmen mit zunehmender Versuchsdauer ab und unterschieden sich gegen Ende der Studie signifikant vom Referenzwert. Es sind weder Unterschiede zwischen den Captains und den First Officers noch zwischen den aktiven und nichtaktiven Piloten zu erkennen. Das im Simulator geflogene SCDA-Verfahren zeigt keine negativen Auswirkungen auf die Blutdruckwerte der Piloten Stresshormon Cortisol Einleitung Cortisol ist ein Stresshormon, das durch Aktivierung der Hypothalamus- Hypophysen-Nebennieren-Achse unter anderem auch unter Stress gemäß dem allgemein akzeptierten Stressmodell in einer Kettenreaktion vermehrt ausgeschüttet wird. Cortisol eignet sich daher prinzipiell als Indikator für physisch oder psychisch belastende Situationen. Sollte das neue, lärmarme Anflugverfahren (SCDA) die Piloten stark oder übermäßig beanspruchen, könnte eine hormonelle Reaktion im Sinne einer Stressreaktion, verbunden mit einer erhöhten Sekretion von Cortisol, vermutet werden. Daher wurden von den Piloten Speichelproben vor und nach den einzelnen geflogenen Szenarien genommen, um diese Hypo- these zu belegen. Die Konzentration von Cortisol im Speichel spiegelt die aktuelle Serumkonzentration des Probanden sehr gut wider. Etwa 5% der aktuellen Serumkonzentration werden in der entsprechenden Speichelprobe gemessen. Somit eignet sich dieses nicht invasive, rasche Verfahren für die Abschätzung 123

135 von akuter Stressbelastung mittels Speichelgewinnung und anschließender Be- stimmung auf Cortisol ganz besonders unter den Bedingungen im Flugsimulator. Von Vorteil ist außerdem die geringe Abbaurate von Speichelcortisol selbst unter Normaltemperatur Methoden Je Studiendurchgang sollten beide Piloten je 10 Speichelproben abgeben: 1. Probe vor Beginn der Kampagne, 2. bis 5. Probe jeweils nach dem Referenz-Anflugverfahren (LDLP) und dem Training des SCDA, aktiv geflogen einmal vom Captain, einmal vom FO, 6. Probe nach der Pause 7. bis 10. Probe jeweils nach dem lärmarmen Anflugverfahren (SCDA), aktiv geflogen einmal vom Captain, einmal vom FO. Eine 11. Probe gab es bei drei Gelegenheiten (Untersuchungsnächten), bei denen besonders schwierige Situationen nach Beendigung der eigentlichen Versuchsreihe mit 8 Szenarien simuliert wurden. Diese neunte Simulation stand nicht im Zusammenhang mit dem Projekt. Es nahmen 40 verschiedene Piloten an der Studie Teil, nämlich 20 Captains und 20 FOs. Die Messkampagnen in den Flugsimulatoren Frankfurt und Berlin fanden zwischen 23:00 und 04:00 Uhr statt. Speichelproben wurden durch Kauen auf Zellstoffrollen ohne Zusatzstoffe im Salivetten-System (Sarstedt, Nümbrecht) gewonnen. Die Proben wurden gekühlt und nach dem Ende der Studienphase zum Bestimmungslabor (Immuno Biological Laboratories, Hamburg) geschickt. Die Messung der Konzentrationen erfolgte mittels kompetitivem Chemolumineszenz-Immuno-Assay (LIA). 124

136 Für die statistische Auswertung wurde SPSS, Version 11.5 für parametrische Tests (t-test, ANOVA) benutzt. Signifikanz wurde mit p < 0,05 angenommen Ergebnisse Cortisol im Speichel (n = 40, Szenario 11 n = 6) 3 2 ng/ml Speichelprobe Abb. 4-65: Mittlere Konzentrationen von Speichelcortisol mit Standardabwei- Szenario. Bezeichnung chungen in Abhängigkeit vom geflogenen der x-achse: 1 = Referenzwert, vor der Mess-Kampagne, 2 = nach dem ersten Referenzanflug (LDLP), 3 = nach dem zweiten Refe- renzanflug, 4 = nach dem ersten SCDA-Trainingsanflug, 5 = nach dem zweiten SCDA-Trainingsanflug, 6 = nach der Pause, 7 = nach dem ersten SCDA-Anflug, 8 = nach dem zweiten SCDA-Anflug, 9 = nach dem dritten SCDA-Anflug, 10 = nach dem vierten SCDA- Anflug, 11 = besonders schwierige Start/Landebedingungen, nur in Einzelfällen (n = 6) durchgeführt und unabhängig von den lärmarmen Anflugbedingungen. Alle sonstigen Szenarien n = 40. In Abb sieht man die Abhängigkeit der Cortisolkonzentration vom jeweiligen Szenario. Die Probe 1 (vor der Messkampagne) ist als Referenz zu sehen. Es gibt statistisch keine Unterschiede zwischen dieser Basis und einem anderen Szenario (p = 0,999). Für die Probe 11, das kein lärmarmes Anflugverfahren, 125

137 sondern ein besonders schwieriges Flugmanöver nach dem Start wieder gibt, gibt es nur 6 Werte. Es ist als eine Kontrolle für die Methodik zu betrachten. Die mittleren Speichelcortisolkonzentrationen aller jeweiligen Szenarien liegen zwischen 1,0 und 1,2 ng/ml und damit alle im unteren Normalbereich für diese Uhr- (normal ist ca. < 3ng/ml). zeit Da Cortisol einen ausgeprägten zirkadianen Rhythmus hat, wobei die maximale Sekretion ca. 90 Minuten nach Erwachen liegt, um danach innerhalb von ca. 8 Stunden abzufallen, ist der Zeitpunkt der Messung für die Bewertung von Stressreaktionen sehr wichtig. In dieser Studie liegt der Messbereich in der Nacht und ist somit ideal, da die endogene, nicht stressbezogene Cortisolproduktion auf ihrem Minimum verharrt. Die Abb zeigt, dass eine Stressreaktion bei keinem Szenario zu beobachten ist. Cortisol im Speichel relativ (n = 40, Szenario 11 n = 6) Relativ % Speichelprobe Abb. 4-66: Mittlere relative Cortisolkonzentrationen in Abhängigkeit vom geflogenen Szenario. Als Referenz (100%) dient die Speichelprobe 1 (vor der Messkampagne). Bezeichnung der x-achse wie in Abbildung Die Abb zeigt die relativen Veränderungen der Cortisolkonzentrationen bei den unterschiedlichen Szenarien. Die Konzentrationen der Speichelprobe 1 126

138 (Referenz = vor der Messkampagne) wurden individuell für jeden Teilnehmer gleich 100% gesetzt. Die Proben 2 bis 10 liefern mittlere relative Veränderungen gegenüber dem Referenzwert von rund %. Nur die Speichelprobe 11 (bei einem besonders schwierigen Manöver ohne direkten Bezug zu den lärmarmen Anflugverfahren) zeigt eine viel deutlichere Zunahme der relativen Cortisolproduktion. Statistisch sind die Befunde nicht signifikant (p = 0,075), liefern aber ein Indiz für beginnende Anspannung. In Abb ist ersichtlich, dass sich die Cortisolkonzentrationen von Captain und FO unterscheiden (Mittelwert Captain 1,2 ng/ml, Mittelwert FO 0,9 ng/ml). Die Werte sind hochsignifikant voneinander verschieden (p = 0,006), liegen jedoch beide im unteren Normbereich, an der Grenze zur Nachweisbarkeit. Stressreaktionen sind nicht ersichtlich. Cortisol im Speichel 3 ** 2 n = 201 n = 202 ng/ml 1 0 FO Captain Abb. 4-67: Mittelwerte mit Standardabweichungen der Cortisolkonzentration im Speichel bei Captain und First Officer (FO). N = 201 bei FO und N = 202 bei Captain. 127

139 In Abb ist zu erkennen, dass sich die Cortisolkonzentrationen im Speichel bei den Anflügen im Simulator des A330 und A320 signifikant unterscheiden. Die Werte sind schwach signifikant voneinander verschieden (p = 0,028), liegen im unteren Normbereich, an der Grenze zur Nachweisbarkeit. Stressreaktionen sind nicht ersichtlich. Cortisol im Speichel 3 n = 204 n = 199 * 2 ng/ml 1 0 A330 Simulatortyp A320 Abb. 4-68: Mittelwerte mit Standardabweichungen der Cortisolkonzentration im Speichel bei lärmarmen Anflügen auf dem A330-Simulator (N = 204) auf dem A320-Simulator (N=199). Die Abb zeigt keine signifikant voneinander verschiedenen Ergebnisse für pilot flying () und pilot non flying () hinsichtlich der Cortisolkonzentrationen im Speichel (p = 0,06). Die Mittelwerte der Cortisolkonzentrationen liegen bei 0,9 und 1,2 ng/ml und sind damit im unteren Normbereich ohne Stressrelevanz. 128

140 Cortisol im Speichel 3 2,5 n = 123 n = 78 n = 120 n = 82 2 ng/ml 1,5 1 0,5 0 FO FO Cptn Cptn Piloten aktiv/nichtaktiv fliegend Abb. 4-69: Mittelwerte mit Standardabweichungen der Cortisolkonzentration im Speichel bei Captain und FO in Abhängigkeit, ob der Pilot oder ist. Pilot flying =, pilot non-flying = Zusammenfassung Zusammengefasst ergibt sich bezüglich einer Stressreaktion aufgrund erhöhter Beanspruchung durch das lärmarme SCDA-Verfahren, dass das veränderte Verfahren keine wesentliche Belastung für die Piloten darstellt. Die gemessenen Konzentrationen sind ganz überwiegend im unteren Normbereich, < 3ng/ml. Nur wenige Einzelmessungen (12 Speichelproben von 403 = 3%) zeigen absolut höhere Cortisolspiegel von 5 bis maximal 7 ng/ml. Eine Versuchsperson zeigt allerdings unter allen Bedingungen, sowohl aktiv fliegend als auch als (Szenario 7 bis 10), Werte > 3 ng/ml. Möglicherweise ist dieser Pilot zeitverschoben, d.h. die erhöhte Cortisolproduktion reflektiert die Störung seiner endogenen Rhythmik durch einen Zeitzonenflug. Unter Berücksichtigung der relativen Veränderung der Cortisolproduktion (Abb. 4-66) erkennt man eine statistisch nicht signifikante, leichte Steigerung bei den Speichelproben 1 bis 10 (entspricht den Anflugsimulationen 1 bis 8) und 11, was möglicherweise mit einer beginnenden Anspannung der Piloten erklärbar ist. 129

141 5. BEWERTUNG UND DISKUSSION 5.1 Aufgabenerfüllung Seitens der technischen Realisierung der Simulatorversuche, der Aufnahme und Auswertung der flugtechnischen Daten wurden die im Arbeitspaket 1637 gestellten Aufgaben erfüllt. Es wurde ein potentiell lärmreduziertes Anflugverfahren erstellt und in den Versuchen einem im Alltag etablierten Anflugverfahren gegenübergestellt. Die Auswertung der aufgezeichneten Daten ermöglichten Aussagen über Fliegbarkeit, Sicherheit und Zuverlässigkeit des neuen Verfahrens. Die Erfassung und Aufzeichnung der physiologischen Daten während des ge- die Erhebung der psychologischen Parameter mittels samten Versuchsablaufs, Fragebögen nach einzelnen Szenarien und während des Debriefings wurde durch die hervorragende Zusammenarbeit zwischen den Piloten (Versuchsper- sonen), Checkkapitänen und Untersuchern sicher gestellt. Die Auswertung der Daten konnte wie durch die Darstellung der Ergebnisse in dem vorhergehenden Kapitel demonstriert ausführlich vorgenommen werden. Die Randbedingungen der Versuchsdurchführung schränken die Fähigkeit ein, aus den Ergebnissen allgemeingültige Folgerungen zu ziehen. Trotzdem sind Schlüsse und Bewertungen möglich, die im Folgenden besprochen und diskutiert werden. 5.2 Einschränkungen der Aussagekraft der Ergebnisse Wetter, FMS, Prozeduren Für die Simulatorversuche wurden ganz bewusst Laborbedingungen gewählt, d.h. kein Wind, Standarddruck und konstante Flugmasse. Durch das gewählte Maß an Automatisierung in der Durchführung der Verfahren hätte eine Variabilität dieser Bedingungen keine Auswirkung auf die Fliegbarkeit. Jeder eingestellte Wert in den genannten Parametern hätte mittels Vorberechnung der Tra- 130

142 jektorie zwar Änderungen in Bahnparametern wie POD oder Bahnwinkel her- sich jedoch nicht in der Fliegbarkeit durch die Piloten niederge- vorgerufen, schlagen, wie im Kap. 4.2 ebenfalls erläutert. Natürlich hätten unvorhergesehe- Umweltbedingungen sehr erschwert, bei dem begrenzten Umfang an ne, nicht konstante Wetterbedingungen erheblichen Einfluss auf die Durchführbarkeit eines solchen Anflugverfahrens. Hieraus würden sich Anforderungen an bord- und bodenseitige Wetter-Prediction- und Analysesysteme verbunden mit neuen FMS Funktionen ergeben, um diesen wechselnden Wettererscheinungen flexibel genug begegnen zu können. Zudem wäre ein aussagekräftiger Vergleich zwischen zwei Verfahren, wie er hier angestellt wird, durch quasi zufällig veränderliche Durchgängen vielleicht sogar unmöglich geworden. Wie bereits erwähnt, bieten die derzeit im Einsatz befindlichen Flight Management Systeme (FMS) alles andere als ausreichende Funktionalitäten, um derart komplexe Anflugprofile berechnen und über den Autopilot fliegen, geschweige denn flexibel auf unvorhergesehene Wettererscheinungen reagieren zu können. Aus diesem Grund wurde in der Durchführung auf die managed Funktionen verzichtet und das gesamte Profil mit selected Modi des Autopiloten ausgelegt und geflogen. Das bedeutet im Einzelnen, dass die Werte für das vertikale Profil für definierte und unveränderliche Umwelt- und Flugzeugbedingungen vorherberechnet und mittels Flight Test Card von den Piloten entsprechend am Autopilotenpanel eingestellt werden. Das hat zur Folge, dass Aussagen über das geflo- Verfahren selbst zunächst nur für die gewählten Bedingungen zutreffen. gene Ein Vergleich zweier Anflüge ist aber, wie schon erwähnt, überhaupt nur so möglich. Gleichzeitig stellt das beschriebene Vorgehen Anforderungen an neue FMS-Funktionen, ohne die der Einsatz dieser oder ähnlicher Verfahren in der Praxis nicht möglich ist. Das lärmreduzierte Anflugverfahren wurde im vertikalen Profil lärmoptimiert. Auf eine laterale Segmentierung der Bahn wurde verzichtet, da eine Lärmminimierung für jeden Flughafen, sogar jeden der verschiedenen Anflüge für eine 131

143 Landebahn unterschiedliche Trajektorien erfordert. Allgemeine Aussagen hinsichtlich des Vergleiches zweier Verfahren lassen sich so nicht treffen, weil Vorteile, die sich für eine laterale Führung ergeben, bei einer anderen nicht zwangsläufig auch vorhanden sein müssen. Hinzu kommt, dass die bahncharakteristischen Merkmale des LDLP zum Beispiel einzig in seiner vertikalen Führung liegen und somit auch an dieser Stelle der Optimierungsbedarf liegt. Für die konkrete Anwendung an einem Flughafen müsste natürlich auch die laterale Segmentierung untersucht und optimiert werden Lärmminderungspotential Aussagen das Lärmminderungspotential des SCDA betreffend müssen aufgrund einiger Punkte relativiert werden. Im Verlauf der A320 Kampagne hat sich gezeigt, dass zum Teil gewollt, zum Teil durch Abweichungen von der Sollbahn hervorgerufen, der Einflug auf den 3 -Gleitpfad viel zu früh stattfand. Hier ist das Flugzeug bereits voll konfiguriert, während es beim LDLP zwar auch schon auf dem 3 -Gleitpfad ist, aber erst später Fahrwerk und die Hochauftriebshilfen in die Endstellung fährt. Dadurch liegt die Triebwerksleistung beim SCDA höher, was in diesem Punkt zu einer größeren Lärmemission führt als beim LDLP. Durchgänge, bei denen der 3 -Gleitpfad später eingenommen wurde, zeigen, dass durch ein gezieltes Einnehmen dieser Endsollbahn in 1500ft über Grund statt 2000ft über Grund, wie in den Tests vorgesehen, mehr Lärmminderung zu erreichen ist. Die Lärmmodelle, mit denen die Lärmrechnung durchgeführt wurde, sind selbst Grundlage für Überlegungen, die Aussagen über das Lärmminderungspotential des untersuchten Verfahrens betreffend. Während das in SIMUL verwendete recht detailliert ist, so dass zum Beispiel verschiedenste Lärmquellen am Flug- zeug und deren Richtcharakteristika berücksichtigt werden konnten, muss die Qualität der quantitativen Aussagen des INM zumindest skeptisch betrachtet werden. Wie bereits angedeutet, wurde das Integrated Noise Model entworfen, 132

144 um komplexe Szenarien und keine Einzelereignisse zu rechnen. Dementsprechend gering detailliert sind die Lärmcharakteristika der einzelnen Flugzeugtypen. So wird beispielsweise nur der Triebwerkslärm in die Kalkulationen einbezogen, nicht jedoch der der Flugzeugzelle. In den Abbildungen 4-9 und 4-10 wird dies besonders anschaulich. Während die gemittelten Pegelverläufe mit SIMUL recht ausgeprägt sind, stellen sich die Verläufe, mit INM gerechnet, weniger charakteristisch dar. Obwohl die Trends, Lärmbenefit bei 50 bis 60dB(A) und Lärmnachteile bei 70dB(A) LAMax, miteinander vergleichbar sind, unter- sich die Maximalwerte doch erheblich. Die Gründe liegen, wie bereits scheiden erläutert, in der Tatsache, dass im Gegensatz zur Teilschallquellenmodellierung, an die SIMUL angelehnt ist, INM nur den Triebwerkslärm in die Berechnungen einbezieht. SIMUL hingegen berücksichtigt neben dem Triebwerkslärm auch Fahrwerk, Hochauftriebshilfen und die restliche Zelle als Schallquellen Übertragbarkeit der Ergebnisse für A320/A330 auf andere Flugzeugtypen Prinzipiell lassen sich die Ergebnisse der Simulatorversuche auch auf andere Flugzeugtypen übertragen. Vor allem innerhalb der Airbusfamilien A320 und A330/340 sollten flugleistungsabhängige Anpassungen zu ähnlichen Resultaten führen, da überwiegend Systemkommunalität besteht. Etwas differenzierter muss man die Übertragbarkeit auf andere Muster betrachten. Obwohl die Flugleistungsmerkmale für jeweils Kurz- und Mittelstreckenjets sowie Langstre- ckenverkehrsflugzeuge relativ ähnlich sind, gibt es z. T. große Abweichungen in der Ausrüstung, speziell in der Avionik und den Klappensystemen. Das führt zu Änderungen in Verfahrensabläufen, die wiederum Einfluss auf die Fliegbarkeit komplexerer Prozeduren haben können. Es ist also nicht ganz sicher, ob der Einsatz vergleichbarer Muster in jedem Fall im Verlauf ähnlicher Untersuchungen zu gleichen Resultaten führen würde. Ggf. muss eine mehr oder minder starke Anpassung des Verfahrens an den Flugzeugtyp stattfinden. 133

145 5.2.4 Vergleichbarkeit der Ergebnisse zu A320 und A330 bzgl. Genauigkeit bei der Einhaltung der geflogenen Profile Die Auswertung der A320 Kampagne zeigte zum Teil erhebliche Abweichungen in den geflogenen Profilen von der Sollbahn. Dabei fielen die Ablagen während der LDLP Anflüge größer aus als bei den SCDA. Ein Grund hierfür kann in der unzureichend genauen Vorberechnung der Bahnparameter liegen. Was allerdings besonders bei den LDLP Durchgängen ins Auge fällt, ist die starke Streuung der Bahnen im Open Descent, die aufgrund erheblicher Abweichungen des Beginns des Sinkfluges vom POD entstanden sind. Die daraus hervorgehende Verlängerung des Levelflugsegmentes in der Zwischenanflughöhe führt zu mehr Schubbedarf, als für den Fall, dass das Verfahren entsprechend seiner Vorgaben abgeflogen worden wäre. Hier wird ersichtlich, dass im Referenzver- selbst Potential für eine Lärmoptimierung besteht. Wenn es mit verbes- fahren serter Pilotenunterstützung gelänge, das LDLP Verfahren so zu fliegen, wie es lärmoptimal ausgelegt ist, würde bereits eine Reduzierung der Belastung durch Fluglärm erreicht werden. Obwohl die SCDA Bahnen im Segment 2 während des Verlaufs der A320 Kampagne weniger streuen als die der LDLP Versuche, wird die Notwendigkeit einer Pilotenunterstützung weiterhin deutlich, da die Abweichungen der Trajektorien von den Sollwerten auch hier im Vergleich zu den anderen Segmenten groß sind. Auch wenn die Gründe teilweise in der Parameterauslegung des Flugprofils liegen, zeigte sich, dass es vor allem im Bereich des Überganges vom Verzögerungssegment zum Steilflugsegment zu Abweichungen in der Verfahrensweise der Piloten von der Sollprozedur kam. An dieser Stelle, an der mehrere Aktionen in einem relativ kleinen Zeitfenster zu bewältigen waren, wurden in einigen Fällen z.b. die Landeklappen bereits im Verzögerungssegment auf Stufe 3 und 4 gefahren, obwohl diese Aktion erst im Steilflugsegment anstand. Auch 134

146 dies muss als Indikator für die Notwendigkeit einer verbesserten Pilotenunter- wurden die Bahnpa- stützung gewertet werden. Aufgrund der Erfahrungen aus der A320 Simulatorstudie rameter für die A330 Kampagne eingehender überprüft und korrigiert. Des Weiteren wurde auf eine genaue Einhaltung des POD vor dem Flug hingewiesen. Die geflogenen Bahnen bei sowohl LDLP als auch SCDA, sind wohl hauptsächlich deshalb genauer und besitzen eine geringere Streuung. Nichts desto trotz kam es auch hier zu Abweichungen vom Verfahren, die wie bei den A320 Versuchen im aktionsintensiven Übergang vom Verzögerungs- auf das Steilflugsegment zu beobachten waren. Zieht man neben diesem Umstand die Tatsachen in Betracht, dass auf genaues Fliegen hingewiesen wurde und alle Versuche unter Laborbedingungen, d.h. ohne Wind, Turbulenz und Kommunikation mit der Flugverkehrskontrolle, stattfanden, wird auch hier deutlich, dass ein für zuverlässiges, genaues und damit lärmarmes Anfliegen, auch des LDLP, eine verbesserte Pilotenassistenz notwendig ist. Obwohl die Genauigkeit der Bahneinhaltung im Verlauf der A320 und A330 Kampagne untereinander differiert, sind die gewonnenen Ergebnisse und Eretablierten Verfahren noch Optimierungsbedarf hinsichtlich des kenntnisse miteinander vergleichbar, da die Unzulänglichkeiten, die A320 Versuche betreffend, identifiziert und bei den A330 Flügen, soweit bekannt, eliminiert wurden. Diese Tatsache täuscht aber nicht darüber hinweg, dass, wie bereits erwähnt, diese Anflüge ohne äußere Einflüsse stattfanden, die wie z.b. Wind und Funkverkehr im praktischen Betrieb vorkommen. Da die ersten Versuche im A320 ganz unvoreingenommen, ohne jede zusätzliche Bemerkung o- der gar Feed back der Bahnhaltung durchgeführt wurden, Umstände wie sie im realen Anflug vor Einflug auf das ILS vorhanden sind, war deutlich zu sehen, wie stark die einzelnen Bahnen untereinander streuen. Das und die Tatsache, dass es Phasen gibt, in denen in relativ geringer Zeit mehrere Aktionen durchgeführt werden müssen, machen zwei Dinge deutlich: Zum einen besteht auch bei Verfahrens 135

147 selbst und der Pilotenunterstützung. Zum anderen muss die Pilotenassistenz selbst erweitert werden, um derart komplexe Anflüge mit einer möglichst geringen Mehrbelastung der Piloten zu realisieren und eine maximale Genauigkeit, durch die Lärmminderung nur machbar ist, zu ermöglichen. 5.3 Bewertung der Pilotenbefragungen Die Befragung von Experten ergänzt die objektiven Ergebnisse um subjektive Daten und wurde mittels standardisierten und offenen Fragen durchgeführt. Die standardisierten Fragen sind klar formuliert und die spezifischen Ergebnisse können infolgedessen präzise dargestellt werden. Die offenen Fragen hingegen dienten dazu, eine möglichst genaue Einsicht in das Denken und Erleben der teilnehmenden Piloten zu gewinnen. Die dadurch gewonnenen Daten sind zwar nicht quantitativ auswertbar, geben jedoch als Experteneinschätzungen sehr wertvolle Hinweise auf Akzeptanz, Durchführbarkeit und Verbesserungsmöglichkeiten eines neu eingeführten Verfahrens. Auf dieser Grundlage können wei- tere Untersuchungsdesigns modifiziert werden und zukünftige Fragestellungen präzisiert werden. Inhaltlich fällt vor allem auf, dass bei den offenen Fragen eine beträchtliche Anzahl von Antworten geliefert wurde. Hier lässt sich vermuten, dass eine gewisse Skepsis gegenüber dem neuen Verfahren existiert. Die Differenziertheit der Antworten könnte jedoch auch auf eine hohe Bereitschaft deuten, sich mit einem leiseren Anflug und den daraus resultierenden Veränderungen auseinander zu setzen. In Übereinstimmung mit den Ergebnissen der physiologischen Untersuchungen wird von den Piloten keine signifikant höhere Beanspruchung durch das SCDA-Verfahren im Vergleich mit dem LDLP-Verfahren gesehen. 5.4 Bewertung der Befragung zu Belastung und Beanspruchung Die Befragungen zur Belastung und Beanspruchung sind wesentliche Parameter zur Einschätzung der Leistungsfähigkeit durch den Piloten bei der Ausübung 136

148 seiner professionellen Aufgaben. Um Differenzierungen zwischen den beiden unterschiedlichen Anflugverfahren (LDLP und SCDA) vornehmen zu können, wurde daher eine Bewertung eines jeden Szenarios hinsichtlich der Müdigkeit, Schläfrigkeit, Wachheit, Spannung und Arbeitsbelastung durch den Piloten vor- Die subjektiven Einschätzungen zur Ermüdung und der Schläfrigkeit nehmen im genommen. Verlauf der Nacht zu und unterscheiden sich ab dem zweiten geflogenen Szenario signifikant von den Werten bei Studienbeginn. Die subjektiven Angaben zur Wachheit verhalten sich entsprechend. Die Kurvenverläufe zeigen den für einen Nachtdienst erwarteten Verlauf und sind mit denen transmeridianer oder transäquatorialer Langstreckenflüge vergleichbar (Samel et al. 1997b). Die Zunahme der Ermüdung und der Schläfrigkeit bzw. die Abnahme der Wachheit sind durch drei Faktoren erklärbar: (1) Nachtarbeit und dem damit verbundenen typischen Schlafentzug, (2) Einfluss der zirkadianen Rhythmik (inneren Uhr) mit einem Leistungstief in den späten Nachtstunden, (3) Time-on-Task -Effekt besonders in der Nacht. Ein Einfluss der unterschiedlichen lärmarmen Anflugverfahren (LDLP bzw. SCDA) ist nicht zu erkennen. Die Spannungswerte der A320- und A330-Piloten unterscheiden sich zwar signifikant, die Werte nehmen aber mit zunehmender Versuchsdauer ab, so dass auch hier kein Unterschied zwischen den beiden lärmarmen Anflugverfahren beobachtet werden kann. Die Arbeitsbelastung (NASA-TLX) wird von den A330 Piloten signifikant höher beurteilt als von den A320 Piloten. Sie wird von allen Piloten im unteren bis mittleren Bereich eingeschätzt (im Mittel zwischen ca. 60 und 80 Punkten (A320) bzw. zwischen ca. 80 und 120 Punkten (A330) auf einer 300-Punkte- lagen die Skala). Bei transmeridianen und transäquatorialen Langstreckenflügen Werte für die Landephase bei 120 bis 160 Punkten, unabhängig davon, ob ein Tag- oder Nachtflug durchgeführt wurde (Samel et al. 1997b). Die Bewertung 137

149 der Arbeitsbelastung durch den Landevorgang fällt während der realen Flüge wahrscheinlich deshalb höher aus, da die Landung am Ende einer sehr langen Flugdienstzeit (11-13 Stunden) stand. Auch wenn die Simulationen mit mehreren Landungen in der Nacht stattfanden, war die Flugdienstzeit doch auf 5-6 Stunden begrenzt. Insofern ist die (in dieser Studie niedriger eingeschätzte) Ar- beiden unterschiedlichen lärmarmen beitsbelastung während der Simulationen als akzeptabel einzustufen. Der jeweils aktive Pilot () beurteilt die Arbeitsbelastung erwartungsgemäß signifikant höher als der nicht aktiv fliegende Pilot (). Zwischen Captains und First Officers sind keine Unterschiede zu erkennen. Die signifikant höhere Spannung und Arbeitsbelastung am A330 Simulator kann dadurch erklärt werden, dass die A320-Piloten (Kurzstreckenpiloten) während ihres normalen Flugdienstes deutlich mehr Starts und Landungen absolvieren müssen und damit mit der schnellen Abfolge der Simulatorszenarien besser vertraut sind als die Langstreckenpiloten (A330). Die genannten Unterschiede in den Ergebnissen der Befragungen beziehen sich auf die Simulatortypen. Hinsichtlich der Anflugverfahren (LDLP und SCDA) wurden keine substantiellen Unterschiede festgestellt. 5.5 Bewertung der physiologischen Untersuchungen Neben Befragungen der Piloten zu ihrer Belastung und Beanspruchung können physiologische Parameter Auskunft über potentielle Unterschiede in der Bean- spruchung der Piloten zwischen dem LDLP-Anflug und dem SCDA geben. In den Untersuchungen wurden daher sowohl kontinuierliche (Herzfrequenz, Blinkrate) als auch diskrete Daten (Blutdruck, Cortisol) erhoben. Während die diskreten Daten Aussagen über die physiologische Beanspruchung der Szenarien ermöglichen, erlauben die kontinuierlichen Daten zusätzlich eine Differenzierung nach den in jedem einzelnen Szenario geflogenen Segmenten. 138

150 Die Untersuchungen fanden im Verlauf der Nacht statt (23:00 / 00:00 4:00 Uhr). Insofern ist zu erwarten, dass einerseits ein steigender Schlafdruck in Folge eines Schlafentzugs, andererseits das zirkadiane System (die innere Uhr) mit seinem Minimum gegen 5:00 Uhr Einfluss auf die physiologischen Reaktionen nehmen (Klein & Wegmann 1980, Samel et al. 1996, Samel et al. 1997c). Insbesondere bei Körperfunktionen, deren endogene Komponente stabil ist (wie die Sekretion des Stresshormons Cortisol), sollten nur stärkere exogene Einflüsse zu kurzzeitigen Veränderungen beitragen. Hingegen werden andere Körperfunktionen (wie das EKG und der Blutdruck) bei geringeren Reizen (körperliche Aktivitäten, aber auch bei emotionalem und mentalem Stress sowie bei Anspannung) kurzzeitig reagieren (Nicholson et al. 1970, Hankins & Wilson 1998). Die Ergebnisse der Speichel-Cortisol-Messungen zeigen, dass der akute Einfluss von Aktivitäten im Cockpit auf die Cortisolsekretion gering ist. Die Werte liegen ganz überwiegend im unteren Normbereich. Selbst bei den Flugzeugführern, die generell etwas höhere Werte hatten, sind Unterschiede zwischen den beiden Anflugverfahren LDLP und SCDA nicht festgestellt worden. Auch der zweite, diskret erhobene physiologische Parameter Blutdruck zeigt keine Unterschiede sowohl zwischen den beiden Anflugverfahren als auch zwi- den Simulatortypen. Die gefundenen Unterschiede (zu Beginn der Unter- schen suchung etwas höhere systolische und diastolische Blutdruckwerte als am Ende) lassen darauf schließen, dass einerseits eine gewisse Anspannungshaltung vorhanden gewesen sein kann, die sich im Laufe der Durchführung der Szenarien abbaute, andererseits die zirkadiane Rhythmik zu einer Verringerung der Blutdruckwerte führte. Drei wichtige Resultate lassen sich aus der Untersuchung und der Analyse bzgl. der Herzfrequenz herausarbeiten: (1) Die Herzfrequenz eines Piloten ist beim gesamten Landeanflug höher, wenn er selbst fliegt () verglichen mit dem Fall, dass er als zweiter Pilot nicht aktiv fliegt (); (2) die Landung selbst (letztes Segment jedes Szenarios) ist durch eine Erhöhung der Herzfrequenz gekennzeichnet, die die höhere Beanspruchung während dieses Vorgangs belegt. 139

151 zeichnet, die die höhere Beanspruchung während dieses Vorgangs belegt. Diese beiden Resultate sind aus der Literatur bekannt (Nicholson et al. 1970, Hankins & Wilson 1998, Dussault et al. 2004). (3) Die Herzfrequenz der Piloten wurde durch die Art des lärmarmen Verfahrens (LDLP bzw. SCDA) kaum beeinflusst. Selbst der Steilanflug auf den Gleitpfad beim SCDA-Verfahren führt zu keiner signifikanten Änderung der Herzfrequenz und kann daher aus physiologischer Sicht als unkritisch bewertet werden. Die Herzfrequenzänderungen der aktiv fliegenden Piloten () waren bei den Tests im A330-Simulator stärker ausgeprägt als bei denen im A320-Simulator (bei gleichen Szenarien und gleicher Abfolge). Da Langstreckenpiloten (A330) wesentlich weniger Landungen durchführen als Kurzstreckenpiloten (A320), kann angenommen werden, dass Landeanflüge bei Langstreckenpiloten eine etwas höhere Beanspruchung hervorrufen als bei Kurzstreckenpiloten. Im Vergleich zu realen Langstreckenflügen, bei denen am Anfang und am Ende des Flugs mittlere Herzfrequenzen von ca. 85 bpm und während des Streckenflugs von ca. 70 bpm gemessen wurden (Samel et al. 1997b, 1997c), ergeben sich für die beiden simulierten Anflugverfahren eher etwas niedrigere Werte, die darauf schließen lassen, dass die Belastung durch die Anflüge zu keiner erhöhten physiologischen Beanspruchung führt. Die Blinkrate kann als ein Maß für die Aufmerksamkeit bei visuellen Anforderungen bezeichnet werden (Brookings et al. 1996, Hankins & Wilson 1998). In den unterschiedlichen Anflugszenarien wurden Unterschiede bei der Blinkrate in den einzelnen Segmenten festgestellt. Allerdings ergaben sich keine Unterschiede zwischen den Anflugverfahren nach LDLP und SCDA. In dem Segment 5 (Landung) wurde eine verringerte Blinkrate ermittelt; diese ist ein Zeichen einer erhöhten (gespannten) Aufmerksamkeit auf den direkten Landevorgang. Zwischen dem fliegenden () und nichtfliegenden () Piloten ergaben sich e- benfalls Unterschiede dahingehend, dass der seltener blinzelte, welches als 140

152 5.6 Zusammenfassende Bewertung aus fliegerischer Sicht In einer zusammenfassenden Einschätzung stellt sich der SCDA als eine Möglichkeit zur Lärmminderung im Anflug dar, jedoch ist der Umfang der hierzu benötigten Anforderungen an die zu fliegende Prozedur im Verhältnis mit der zu erzielenden Lärmminderungen als kritisch zu werten. Die Einführung eines solchen oder ähnlichen Verfahrens würde darüber hinaus einen Philosophiewechsel im täglichen Flugbetrieb und auch für die Pilotenausbildung mit sich bringen. Es zeigt sich, dass bei der Auslegung lärmarmer Verfahren ein größeres Gewicht auf Forderung 2 (möglichst spätes Konfigurieren; Kap. 2.2) gelegt werden sollte. Der SCDA berücksichtigt diese Vorgabe in geringerem Maß, weil insbeson- dere gear down, flap3 und flap4 früher als beim Referenzverfahren konfiguriert werden. Leichte Abweichungen vom Sollverfahren z.b. zu schnelle Verzögerung in Segment 3 und zu frühes Einfliegen auf den Gleitpfad (Kap. 4.1) können dazu führen, dass es besonders in Flughafennähe sogar zu Lärmzunahmen kommen kann. Eine Änderung (Senkung) des Gleitpfadeinflugs von 2000ft, so wie hier angewendet, auf 1500ft wird aus fliegerischer Sicht als sicherheitskritisch eingestuft, wegen des zu geringen Abstandes von der 1000ft- Marke, bei der das Flugzeug für den Endanflug voll konfiguriert und stabilisiert sein muss. ein Ausdruck einer erhöhten Konzentration auf die fliegerische Aufgabe interpretiert werden kann. Aus den physiologischen Daten ist zu schließen, dass die mit den beiden unterschiedlichen lärmarmen Anflugverfahren verbundene Beanspruchung unter den Randbedingungen dieser Studie akzeptabel ist. Darüber hinaus sind die Unterschiede hinsichtlich der physiologischen Beanspruchung zwischen den beiden Verfahren (LDLP und SCDA) derart marginal, dass sie in dieser Größenordnung eher vernachlässigbar sind. 141

153 Die Tatsache, dass bei den meisten physiologischen Parametern keine nennenswerten Änderungen zwischen Standard- und lärmarmem Verfahren festzustellen waren, deckt sich insofern mit der fliegerischen Erfahrung, als dass das lärmarme Verfahren innerhalb des Sicherheitsbereichs einzuordnen ist, auf den ein Pilot hin trainiert wird und innerhalb dessen von ihm im Normalfall keine ungewöhnlichen physiologischen Reaktionen erwartet werden. Etwaige leicht erhöhte Werte bei jüngeren Probanden, könnten zumindest zu Beginn einer Simulatorsession mit der für diese Personen eher ungewohnten (Prüfungs-) Situation zu begründen sein, da sie sich gleichzeitig auf die Zusammenarbeit mit einem er- keit des SCDA wird bei gutem Wetter als gut eingeschätzt, ebenso wie ein fahrenen Captain und einem Checkpiloten einstellen müssen. Die Auswertung der subjektiven Einschätzung der Probanden gibt wertvolle Hinweise zur Beurteilung des SCDA, besonders unter dem Aspekt welche zusätzlichen Hilfsmittel benötigt werden. Die automatische Ablageanzeige im Primary Flight Display oder der Wunsch nach Vorgaben zur Berücksichtigung von Wetterbedingungen sind nur einige von zahlreichen Vorschlägen zur Unterstützung eines lärmarmen Anflugverfahrens wie dem SCDA. Die Durchführbar- Großteil der Probanden die Durchführbarkeit bei schlechten Verhältnissen (Wolken, Wind) anzweifelt. 142

154 6. AUSBLICK 6.1 Verbesserung der Verfahren und der Unterstützung Wie sich in den Versuchen gezeigt hat, ist es sehr wichtig bei derart komplexen Verfahren wie dem SCDA, die Bahnparameter exakt vorherzubestimmen, um einen maximalen Lärmbenefit zu erreichen. Dazu gehört z.b., dass die Lage des Überganges vom Verzögerungs- auf das Steilflugsegment entsprechend den Flugleistungsmerkmalen des jeweiligen Flugzeuges angepasst ist. Weiterhin ergab sich aus fortführenden Überlegungen, dass ein Einnehmen des ILS Gleitpfades oberhalb 2000ft über Grund zu erheblich mehr Lärmbelastung führt als beim LDLP. Aus diesem Grund ist ein Herabsetzen dieses Punktes auf 1500ft hinsichtlich der Vorteile für die verminderte Lärmbelastung zu erwägen (siehe Abb 6.1). Jedoch wird diese Höhe aus fliegerischer Sicht als sicherheitskritisch eingestuft, da die verbleibende Distanz von nur noch 500 ft bis zur kritischen Höhe von 1000 ft als zu gering angesehen wird (siehe Kap. 5.6). Abb. 6-1: Möglichkeit einer verbesserten SCDA-Bahn 143

155 Der SCDA spiegelt mit seinen verschiedenen Segmenten viele der Möglichkei- wider, Anflüge lärmarmer zu gestalten. Es hängt von vergleichenden, interten disziplinären Betrachtungen unterschiedlicher Verfahren ab, inwieweit derart komplexe Prozeduren in der Realität zu verwirklichen sind und ob ihr Lärmvorteil den notwendigen Aufwand in Systemerweiterungen und änderungen sowie in der Ausbildung der Piloten gegenüber einfacheren lärmreduzierten Verfahren rechtfertigt. In der vorliegenden Untersuchung kam es in einzelnen Segmenten in einigen Fällen zu deutlichen Abweichungen von der Sollbahn, die eine negative Lärmentwicklung zur Folge hatten. Welche Maßnahmen und welche unterstützenden Systeme zur Verbesserung am geeignetsten sind, wäre Gegenstand weiterführender Untersuchungen. Die in der Folge erläuterten Themen wären hier von besonderem Interesse. Unabhängig davon, welches der einzelnen lärmarmen Anflugprozeduren in der Realität umgesetzt werden soll, ist es immer von entscheidender Wichtigkeit, diese so präzise wie möglich zu fliegen, um den bestmöglichen Lärmbenefit zu erreichen. Es wird notwendig sein, gerade in Segmenten ohne Bahnführung dem Piloten eine Rückmeldung über Abweichungen von Sollgrößen der entscheidenden Flugparameter anzuzeigen. Hier sind vor allem der vertikale Abstand von der Sollbahn, Bahnwinkeldifferenzen, Abweichungen von der Sollgeschwindigkeit und die Sollkonfiguration bzw. Zeitpunkte des Konfigurierens zu nennen. Diese Parameter müssten über geeignete Indikatoren wie Bildschirme und kritische Verletzungen evtl. akustisch angezeigt werden. Weiterführende Überlegungen könnten sogar zu Führungs- beziehungsweise Kommandoanzeigen kommen, welche, wie z.b. der Flight Director, die Steuereingaben für Nick- und Rollwinkel sowie die Schubstellung der Triebwerke kommandieren. Diese Eigenschaften wären auch Grundbedingung für die Fähigkeit, solch komplexe Pro- dass bei Verfah- file automatisch abfliegen zu lassen. Es ist weiterhin denkbar, ren wie dem SCDA, bei dem die Zeitpunkte des Landeklappen- und Fahrwerk- 144

156 fahrens kritisch sind, diese über entsprechende Anzeigen zu kommandieren. Eine Automatisierung des Konfigurierens hätte zwar einen positiven Effekt auf die Genauigkeit der Parametereinhaltung, vor allem wenn mehrere Aktionen gleichzeitig anstehen, und wäre somit auch denkbar. Sie müsste aber in Verbindung mit Sicherheitsaspekten, der technischen Realisierbarkeit und Zulassung sowie der Pilotenakzeptanz diskutiert werden. Punktuelle Verbesserungen bestehender Verfahren erscheinen in diesem Zu- Verzögerung auch ohne Klappen oder Fahrwerk ersammenhang als weniger aufwendig und könnten ein höheres Akzeptanzniveau erreichen, wenn sie auf Prämissen der bestehenden Verfahren aufbauen und so mit der täglichen Praxis und der bestehenden Ausbildungsphilosophie besser in Einklang zu bringen sind. Ein wichtiger Baustein bei der Auslegung neuer oder bei der Änderung bestehender Verfahren könnte der Einsatz von Speed-breaks sein, mit deren Hilfe eine zielt werden könnte. Generell gilt, dass Klappensetzung und Ausfahren des Fahrwerks möglichst spät erfolgen sollten (siehe Kap. 2.2), weil das Flugzeug in clean-konfiguration deutlich leiser ist. Diese und ähnliche Maßnahmen (z.b. flaps-3 Approach) könnten auch zu einer weiteren Optimierung des Standardverfahrens genutzt werden. Mit Einsatz von zugelassenen GPS-Systemen wäre auch ein curved approach als Option einzustufen. Alternativ zur Festlegung von Sollbahnen bietet ein Gates-Konzept dem Piloten mehr Möglichkeiten, innerhalb eines vorgegebenen Korridors die Zielparameter zu variieren, ohne dass die einzelnen Ziele des Verfahrens (z.b. die Lärmminderung) gefährdet werden. 6.2 Anpassung an andere Flugzeugtypen Erkenntnisse dieser Untersuchungen sind u.a. gewesen, dass die Resultate nicht in jedem Fall auf andere Flugzeugmuster ohne weiteres anwendbar sind, es aber nicht unmöglich ist, mit entsprechenden Anpassungen der Verfahren ähnliche Ergebnisse zu erhalten. Um die einzelnen Maßnahmen zu identifizieren, kommt 145

157 6.3 Technische Verbesserung FMS/FCS Die angesprochenen Maßnahmen zur Unterstützung der Piloten wie Führung und Automatisierung, welche die Fliegbarkeit in der Realität gewährleisten, sowie die Genauigkeit und Zuverlässigkeit der geflogenen Verfahren in Bezug auf Lärmreduzierung sind nur mit erweiterten Funktionen des FMS möglich. Neben der Vorberechnung der Bahnparameter, Konfigurationszeitpunkte und Schubwerte, abhängig von Einflüssen wie Wetter und Flugzeugmasse, muss ein kontinuierliches Monitoring der kritischen Parameter erfolgen. Dies stellt Anforderungen an Systeme zur 3D-Positionsbestimmung wie GPS und Air Data Computer. Aus den Abweichungen von den anfänglich angenommenen Parametern für die Vorberechnung und zu definierenden Korrekturstrategien müssen Kommandos generiert werden, welche den Sollzustand wieder herstellen. Neben den bereits angesprochenen Kommandos die Bahnhaltung betreffend, die heute schon vorhanden sind, müssen auch Kommandoanzeigen für das Fahren der Lande- und des Fahrwerkes vom FMS angesteuert werden. Darüber hinaus klappen müsste eine ständige Beurteilung der Situation stattfinden, bis zu welchen Abla- gen die Anfangsberechnungen noch Gültigkeit besitzen und wann eine Neuberechnung des Verfahrens notwendig wird. Schließlich wird es notwendig sein, dass das FMS via Datalink mit der Verkehrskontrollstelle kommunizieren kann. Zum einen haben die Fluglotsen durch Übertragung der aktuell berechneten man nicht umhin, mit dem jeweiligen Muster mittels Offline-Simulation das Verfahren zu erproben und mit entsprechenden Untersuchungen, ähnlich den hier dargestellten, die Fliegbarkeit auch für diese Muster nachzuweisen. Neben Anpassungen der Bahnparameter müssen, wie bereits erwähnt, die notwendigen Handlungsabläufe im Cockpit während des Anfluges berücksichtigt werden. Ferner ist es notwendig Avionikkomponenten wie Anzeigen, Autopilot, FMS und Autothrustsystem zu untersuchen, inwieweit eine geforderte Unterstützung bzw. Automatisierung möglich ist. 146

158 Landezeiten die Möglichkeit, den Verkehr effizienter zu staffeln. Zum anderen können die aktuellen Winddaten ständig übermittelt werden, um dem FMS genauere Bahnberechnungen zu ermöglichen. Weiterführende Überlegungen sollten auch in Richtung einer Verbesserung des Flight Control Systems (FCS) gehen. Hier könnte beispielsweise untersucht werden, inwieweit eine Verzögerungsregelung Einfluss auf die Genauigkeit und Zuverlässigkeit der Parametereinhaltung während des Verzögerns, dem Konfigurieren und besonders dem Übergang vom Verzögerungs- auf das Steilflug- hätte. Weiterhin sollte der Schubregler hinsichtlich des Überschwinsegment gens beim Hochfahren der Leistung während des Stabilisierens auf dem 3 - Gleitpfad untersucht werden. Nach Möglichkeit sollte man nach Wegen suchen, dieses zu verhindern. 6.4 Systemtechnische Überlegungen Ausgehend von den Ergebnissen im Verlauf dieser Simulatorstudie wäre ein weiteres Vorgehen mit dem Ziel, die Praxistauglichkeit zu erhöhen, wie folgt denkbar: Zunächst müssten Offline-Simulationen untersucht werden, die auch Wind und Abnahme der Flugzeugmasse aufgrund von Treibstoffverbrauch berücksichtigen. Hier müsste der Einfluss von sich verändernden Bedingungen, wie z.b. Wind, über den gesamten Flugverlauf sowie während des Flugverlaufs beurteilt werden. Außerdem sollte auch eine horizontale Anpassung der Flugbahn hinsichtlich Lärmbelastung am Boden stattfinden, da sich dies bei der Umsetzung für den realen Flugverkehr ebenfalls ergeben würde (Abb. 6-2). Auf der Grundlage der daraus gewonnenen Erkenntnisse können wieder Kampagnen mit Verkehrspiloten im Full Flight Simulator stattfinden. Spätestens hier sollte sich zeigen, ob unter realeren Bedingungen das erstellte Anflugverfahren fliegbar ist oder ob ohne die bereits angesprochenen technischen Erweiterungen im Bereich der Pilotenassistenz ein sicheres und zuverlässiges Fliegen der neuen Prozedur überhaupt möglich ist. Des Weiteren sollte hier im Zuge eines interdisziplinären 147

159 Ansatzes die Flugverkehrskontrolle als weitere Einflusskomponente hinzugefügt werden. Eine parallele Simulation eines Verkehrsszenarios mit entsprechenden Anweisungen eines Anfluglotsen würde einerseits die Situation im Simulatorwürden diese Einzelflüge die Validität der gewonnen Er- cockpit noch realistischer wirken lassen. Andererseits könnten auch wichtige Erkenntnisse gewonnen werden, inwieweit sich lärmarme Anflugprofile auf den Verkehrsfluss am Flughafen auswirken und welche Probleme dabei entstehen könnten. Sollte sich als Ergebnis der anschließenden Auswertung hinsichtlich Fliegbarkeit, Sicherheit, Lärmbenefit, Ökonomie und Passagierkomfort eine Umsetzung in der Realität als möglich erweisen, würden Flugversuche anstehen. Mit deren Hilfe wäre es möglich, Einflussfaktoren zu identifizieren oder auszuschließen, die weder in der Offline- noch in der Full Flight Simulation Eingang fanden. Des Weiteren gebnisse bestätigen oder widerlegen. Auf der Grundlage der hier zustande gedavon auszugehen, dass ohne zum Teil kommenen Erkenntnisse ist allerdings beträchtlichen Aufwand in der Weiterentwicklung von pilotenunterstützenden Systemen wie FMS, Flight Guidance System und Cockpitanzeigen ein zuverlässiges Maß an Fliegbarkeit unter realen Bedingungen, verbunden mit einem erkennbaren Lärmbenefit, nicht zu gewährleisten ist. Erst wenn an dieser Stelle Lösungen angeboten werden, können Flugversuche sinnvoll und erfolgreich als letzte Hürde genommen werden, um den Nutzen und die Praxistauglichkeit komplexerer lärmreduzierter Anflugverfahren unter Beweis zu stellen. Abb. 6-2: Möglichkeit der lateralen Optimierung der Anflugbahn 148