DE2527056C3

DE2527056C3 - Bodennähe-Warneinrichtung für Flugzeug-Piloten

Info

Publication number: DE2527056C3
Application number: DE2527056A
Authority: DE
Inventors: Charles D. Bellevue Wash. Bateman (V.St.A.)
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1974-06-19
Filing date: 1975-06-18
Publication date: 1979-10-11
Also published as: SE449599B; SE8100890L; GB1488744A; SE422715B; GB1488745A; JPS5861100A; DE2527056A1; SE7808631L; JPS5114699A; SE418720B; AU499009B2; SE8100891L; JPS5934560B2; SE422671B; DE2527056B2; FR2289980B1; SE424624B; FR2309939B1; AU511815B2; SE8100889L

Description

Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zum Warnen eines Piloten eines Flugzeuges vor dem Annähern an den Boden bei einem mit einem Gleitwegleitstrahl-Sender ausgestatteten Flughafen gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Eine Untersuchung der Flugzeugunfälle beim Starten und Landen zeigt, daß zahlreiche Unfälle dadurch auftreten, daß das Flugzeug in großer Bodennähe nur unsicher betreibbar ist. So ist eine Bodennähe-Warneinrichtung bekannt (US-PS 37 15 718), die ein Pilot-Warnsignal erzeugt, wenn die Näherungsgeschwindigkeit des Flugzeuges an den Boden tür die Höhe des Flugzeuges über dem Boden zu groß ist.

Eine Warn ;inrichtung der eingangs genannten Art ist bekannt (vgl. GB-PS 8 66 125). Dabei wird ein hör- oder sichtbares Warnsignal erzeugt, wenn das Flugzeug im Landeanflug unter den Gleitweg bzw. den Gleitwegleitstrahl abgesunken ist. Das hörbare Warnsignal kann dabei abhängig vom Ausmaß der Abweichung sein.

Nachteilig muß der Pilot bei der bekannten Einrichtung bereits bei Beginn des Landeanflugs sehr genau am Gleitweg fliegen, um die Auslösung von Warnsignalen zu vermeiden.

Bei einem bekannten Flugzeug-Regelsystem zur automatischen pilotunabhängigen Führung eines Flugzeugs zum und am Gleitweg" (vgl. US-PS 38 01049) werden abhängig von der Höhe über dem Boden und einer Abweichung vom Gleitweg Wegverfolgungssignale erzeugt, um die automatische Führung zu erreichen. Die Erzeugung eines Warnsignals ist hierbei weder notwendig noch beabsichtigt.

Wenn nun der Pilot bei einem Landeanflug gezwungen wird, zur Vermeidung von Warnsignalen unnötig früh sehr genau am Gleitweg zu fliegen, wird er bewußt Warnsignale in Kauf nehmen, d. h. ihnen nicht die beabsichtigte Aufmerksamkeit schenken und den Flugzeugzustand nicht korrigieren, wodurch es zu Unfällen kommen kann, die gerade durch die Warneinrichtung verhindert werden sollen.

Darüber hinaus beruht ausreichende Huf sicherheit noch auf anderen Flugzeugparametern. Es ist nämlich wesentlich, daß einerseits Fehl-Warnsignale vermieden werden und daß andererseits Warnsignale sicher bei jedem gefährlichen Betriebszustand, d. h. hier bei zu großer Bodennähe, gegeben werden, da Piloten einer Warneinrichtung dann keine Beachtung schenken werden, wenn sie Fehl-Warnsignale abgeben kann.

Es ist daher Aufgabe der Erfindung, eine Warneinrichtung der eingangs genannten Art so auszubilden, daß sie zuverlässig ein Warnsignal an den Piloten abgibt, wenn das Flugzeug unerwünscht nahe dem Boden ist.

Die Aufgabe wird durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruchs 1 gelöst.

Bei der F.rfindung wird das Warnsignal bei einer Abweichung vom Gleitweg bzw. Gleitwegleitstrahl abhängig von einem höhenabhängigen Wert ausgelöst, d. h. bei um so geringerer Abweichung, je näher das Flugzeug der Landebahn ist. Ein derartiges Warnsignal wird der Pilot beachten, da die Rückführung zum Gleitweg erst bei geringer Höhe genau sein muß.

Vorzugsweise wird zur Vermeidung von Fehl-Warnsignalen festgestellt, ob das Gleitweg-Abweichungs-Signal echt oder falsch ist. Das Strahlungsdiagramm einer Gleitweg-Antenne erzeugt nämlich gewöhnlich den vorgcsehnen Gleitweg-Strahl sowie unbeabsichtigte oder falsche Strahlen unter anderen Winkeln. Die elektrischen Eigenschaften des im Flugzeug empfangenen Signals werden verwendet, um zwischen echten und falschen Signalen zu unterscheiden, ohne daß eine Eingabe oder Mitwirkung des Piloten erforderlich ist.

Der Pilot wird vorteilhaft bei einem Sinkflug des Flugzeuges unter eine vorgesehene Höhe über dem Boden dann gewarnt, wenn das Flugzeug-Fahrwerk und die Landeklappen nicht in Landekonfiguration, d. h. ausgefahren sind. Einige Flughafen erfordern jedoch einen Tief-Anflug mit Kehre, der am besten auszuführen ist. wenn das Flugzeug nicht in Landekonfiguration ist. Vorzugsweise wird das Warnen während eines derartigen Anfluges verhindert.

Weiter wird vorteilhalt das Warnen wahrend der Endstufen eines Lande-Sinkfluges und während der Anfangsstufen des Startens verhindert.

Schließlich wird vorteilhaft eine Fehl-Warnung verhindert, die durch eine Störung der Eingangssignale verursacht wird, die auf Schaltzustands-Übergänge in der elektrischen Energieversorgung des Flugzeuges od. dgl. beruhen.

Die Erfindung sieht also eine Einrichtung .'im Warnen des Piloten vor, wenn das Flugzeug in unsicherem Zustand in Bodennähe ist. Die Einrichtung besitzt Eingänge bezüglich der Flugzeug-Konfiguration, des Flugzustands relativ zum Boden und des Gleitwegs. Detektoren verarbeiten die Eingangssignale und lösen eine Warnung bei einer gefährlichen Bodennähe aus. Die Randbedingungen für das Warnen sind vorteilhaft so gewählt, daß Fehl-Warnsignale vermieden werden und ohne Eingabe oder Mitwirkung des Piloten zwischen echten oder gültigen und falschen Signalen unterschieden wird.

Die Erfindung wird anhand des in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert. Es zeigt

ET t er J Qin ΓιιιπΓίΓητη -»nt- i^riöiircininrr nor i^oiomfaiif.

a ■ aw » ■ ^ π ■ a ■ — i ι % λ ■ \λ ■ ι ι ■ ■ ι (,^j j l·-* t i^iu I W ■ *J * * f . * * ^,j ■, j ^, . ^- - m tl·*. ^^ a

baus der Einrichtung zum Warnen eines Piloten,

F i g. 2, 3 und 4 zusammen ein Funktions-Blockdia-

gramm der Einrichtung,

Fig. 5 bis 8 den Verlauf von Warnungs-Detektor-

Kennlinien.

lig.¹} ein Diagni.nm eines typischen (ileitwegleil str:ih!es, und

Fig. 10 eine Tabelle, die den Ablauf der Selbstüber prüfung der !Einrichtung zusammenfaßt.

Die d=·: jcstellte und beschriebene t inrichtung hut nicht nur dij oben zusammengefaßten ntvl insbesondere in den Patentansprüchen festgelegten Merkmale, sondern auch eine W iirnziisland-Detektorschaltung gemäß der IJS-PS Yl 10 71K und einer früheren !Einrichtung, die etwa 197 3 eingeführt wurde. Die gesamte !Einrichtung ist dargestellt, um die Beziehung /wischen den verschiedenen Warn/ustanden herauszustellen.

Während der Besehreibung der !Erfindung werden spezielle Werte für verschiedene Warniings-Randbcdin iJUMPcn wir /R Höhen. I löhengeschwindigkeitcn. .Signalfrequenzen u. dgl. gegeben. Sie stellen Nenn- oder Sollwerte für optimale Warnbedingungen dar. die, wie sich gezeigt hat, bei zahlreichen .Serien-Düsenflugzeugen zum Betrieb auf allen Lufthäfen der !Erde anwendbar sind. Selbstverständlich unterliegen diese Werte in der Beschreibung und den Patentansprüchen vernünftigen Abweichungen (Toleranzgrenzcn). Zahlreiche Signale und Bedingungen sind durch Symbole dargestellt. Häufig verwendete Symbole sind in der folgenden Tabelle zusammengefaßt:

Definition der Ausdrücke und [Einheiten

h„ hi,

hkt TO

Anflugkurs

(G/S Gültig)

U N D-Verknüpfung,
ODER-Vcrknüpfung,
Funkhöhe [ft],

Funkhöhenänderungsgesch windigkeit [ft/min],
Luftdruckhöhe [ft],
Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeit [ft/min].

Landeklappen in Landestellung; dies schließt auch den Fall ein, daß das Signal (Landeklappen ausgefahren oder Fahrwerk ausgelahren) vorliegt, Landeklappen nicht in Landestellung (d. h. logische Negation),
ergänzte Höhenänderungsgeschwindigkeit [ft/min] (vgl. US-PS 37 15 718).

Fahrwerk eingefahren.
Negation dazu, also Fahrwerk ausge-

r„i

Funkhöhenänderungsgeschwindigkeiis-Grerizweri (vgi. (ÜS-PS 37 15 718).

Start sowie Ausgangssignal einer weiter unten beschriebenen Speicherzelle.

logische Negation des ΓΟ-Signals.
unter Mindestbodenabstand.
über Mindestbodenabstand,
diskretes Eingangssignal,
Glei'weg-Abweichungs-Signal in Einheiten (»dots«) (eine Einheit = 0,35° Abweichung).
Änderungsgeschwindigkeit des

Gieiiweg-Abweichungs-Sigiials.
Gültigkeitssignal, das aus dem G/5-Signal erzeugt ist, um den Empfang eines korrekten C/S-Signals anzuzeigen.

GX — fahrwerkbczogenes Signal, das ein

Ausgangssignal einer Speicherzelle ist, wie dies weiter unten näher erläutert wird, und

GX — logische Negation des O-X-Signals.

Das Grundprinzip der erfindungsgemäßen !Einrichtung is' in F i g. I gezeigt. -Signale von verschiedenen I'lugzeug-Zustands-Fühlern werden verschiedenen Warn-Zustands-Detektoren zugeführt, die bei einem gefährlichen Zustand ('es Flugzeugs ein Signal erzeugen, das eine Warneinrichtung betätigt.

!Einige der Flugzeug-Zustands-Fühler bezichen sich auf die Lage und die Bewegung des Flugzeuges, während andere dessen physikalische Eigenschaften betreffen. Der Luftdruekhöhenmesscr mißt die Flugzeughöhe relativ zum Meeresspiegel, indem er Änderungen des Luftd^rucks erfaßt. Der Funkhöhenmesser mißt den Bodenabstand des Flugzeugs aufgrund der Laufzeit eines Funksignals vom Flugzeug zum Boden und zurück. Der Gleitweg-Signalempfänger gibt ein !Eingangssignal in die Einrichtung bei Flughafen, die mit einem Gleitlcitstrahl-Sender ausgestattet sind. Die Landeklappen- und -Fahrwerk-Fühler erfassen, ob die Flügellandeklappen und das Fahrwerk ein- oder ausgefahren sind.

Die Warn-Zustands-Dctcktoren kennen funktionell nach den Zuständen eingeteilt werden, die sie erfassen. Der »Negativ-Steigen-nach-Startw-Detektor erzeugt ein Warnsignal, wenn das Flugzeug sinkt, nachdem es den Boden beim Start verlassen hat. Der »Bodenabstand«-Detektor überwacht die Annäherung des Flugzeuges an den Boden und erzeugt ein Warnsignal, wenn es sich zu dicht nähert und nicht in einer zum Landen geeigneten Konfiguration ist. Der »Sinkgeschwindigkeit«-Detektor erzeugt ein Warnsignal, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs zu groß ist. Der »NäherungsgeschwindigkeitM-Detektor (vgl. US-PS 37 15 718) erzeugt ein Warnsignal, wenn sich das Flugzeug zu rasch dem Boden nähert. Der »Gleitweg«- Detektor erzeugt ein Warnauslösesignal, wenn die Gleitweg-Abweichung für die Höhe zu groß ist.

Das Warnen kann dabei optisch oder akustisch erfolgen. Vorzugsweise ist es ein Tonsignal, das den Piloten wiederholt zum »Kochziehen« mahnt.

Die Flugzeug-Zustands-Fühler und einige der Signal-Verarbeitungseinrichtungen sind ausführlicher in F i g. 2 dargestellt, die zusammen mit F i g. 3 und 4 schematisch den Schaltungsaufbau der Einrichtung zeigt. Ein Luftd/uckhöhenmesser 20 führt ein analoges Ausgangssignai he zu einem Differenziergiied 2\, dessen Ausgar.gssignal ein analoges Luftdruckhöhenänderungsgeschwinciigkeitssignal Λ_Ε ist. Dieses Signal wird über einen bei geringer Höhe abschaltenden Schalter 22 und einen Prüf-Addierer 23 einem Filter 24 zugeführt. Bei einem Flugzeug, das mit einem Flugdaten-Rechner ausgestattet ist. kann das Luftdruckhöhensigna! /?sdurch den Rechner anstelle des Luftdruckhöhenmessers 20 erzeugt sein.

Ein Funkhöhenmesser 26 führt ein analoges Ausgangssignal hu zu einem Prüf-Addierer 27 und ein anderes Eingangssignal zur Detektorschaltung. Zusätzlich ist das Signa! Λ/? Eingangssignal mehrerer einzelner Funkiiöhen-Deiektoren. die Logik-Signale bei verschiedenen Höhen des Flugzeuges über dem Boden erzeugen. Ein erster Detektor 29 bestimmt z. B., ob das Flugzeug oberhalb oder unterhalb von 50 ft Höhe ist. wenn das Flugzeug niedergeht. Wenn Λ/? kleiner als 50 ft

wird, ist das Ausgangssignal des Detektors 29 eine logische »1«. Wenn das Flug/eng steigt, wird das Ausgangssignal des Detektors 29 eine logische »0<c sobald es die I lohe 100 ft überschreitet. Die 50-ft-Differenz oder -Hysterese in der Detektor-Schalt-Kennlinie verhindert eine Änderung im Zustand des Detektor-Ausgangssign_uis, wenn nicht eine beträchtliche Änderung in der Flugzeughöhe vorliegt. Weitere Detektoren 30 und 31 erzeugen logische »!«-Ausgangssignale bei Funkhöhen unterhalb 700 ft bzw. 2450 ft.

Einige Flugzeuge sind mit einer Pilot-Steuerung für den Flugzeug-Landekurz-Empfänger ausgestattet, der beim Abflug die Verwendung des l.andekurs-Leitstrahls ermöglicht. Wenn eine derartige Auswahl verfügbar ist, wird sie a^ch in der Bodennähe-Warneinrichtung eingesetzt, um ein logisches Steuer-Eingangssignal dem Gleitweg-Detektor zuzuführen, wie dies später erläutert wird. Ein Kürv.vählschalter 35 in der »A.nilii™« Steü'jn" erdet den Eingang eines Inverter-Verstärkers 36, der ein logisches »1 «-Ausgangssignal erzeugt. Wenn der Schalter 35 in der »Abflug«-Stellung ist, liegt am Ausgang des Verstärkers 36 eine logische »0«.

Ein Gleitweg-Signalempfänger 37 hat Ausgangssignale, die »Höherfliegen«- und »Tieferfliegenw-Zustände darstellen, und ist mit einem Verstärker 38 verbunden, dessen Ausgangssignal ein analoges Signal mit positiver Polarität für »Höherfliegen« und negativer Polarität für »Tieferfliegen« ist. Die Art des Gleitwegleitstrahles und des Gleitweg-Signals wird weiter unten näher erläutert.

Eine Selbstprüfschaltung wird durch Schließen eines Schalters 41 betätigt, der verschiedene Schaltglieder der Einrichtung überprüft, um festzustellen, ob sie arbeiten. Einzelheiten der Prüfschaltung und deren Betrieb werden weiter unten näher erläutert.

Ein Schalter 43 öffnet, wenn die Flugzeug-Landeklappen in die Landestellung ausgefahren sind, wobei ein logisches »!«-Eingangssignal einem ODER-Glied 44 zugeführt wird. Ein anderes Eingangssignal zum ODER-Glied 44 ist das Signal h_R < 50 ft.

Ein Fahrwerk-Fühlscr.jJter 46 schließt bei ausgefahrenem Fahrwerk und erdet eine Schaltung durch Erden eines Eingangs eines ODER-Gliedes 47. Das andere Eingangssignal zum ODER-Glied 47 wird von der Prüfschaltung erzeugt. Das Ausgangssignal des ODER-Gliedes 47 ist ein »Fahrwerk-Eingefahren«-Signal GU.

Die mit der Schaltung der F i g. 2 erzeugten analogen und logischen Signale werden in den Schaltungen der F i g. 3 und 4 zur Erzeugung eines Warnsignals im Falle eines gefährlichen Flugzeugbetriebes verwendet. Die verschiedenen Detektor-Schaltungen, die näher erläutert werden, haben logische Ausgangssignale, die zu einem ODER-Glied 52 (F i g. 3) geführt werden, dessen Ausgang über ein Zeit-Verzögerungsglied 53 mit der Pilotwarneinrichtung 54 verbunden ist.

Zunächst sei die Erfassung eines Negativ-Stcigcns nach dem Start betrachtet, wobei das Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeitssignai hk zu einem Negativ-Steigen-Detektor 56 geführt wird, der ein logisches »1 «-Ausgangssignal erzeugt, wenn das Negativ-Steigen (Sinkgeschwindigkeit) lOOft/min überschreitet. Dieses Signal ist eines der Eingangssignale eines UND-Gliedes 57. Die anderen Eingangssignale des UND-Gliedes 57 sind ein negiertes FD-, ein »Λ* < 700 ft«- und ein Start-Signal von einer Speichereinheit 58. Fin letzter Eingang betrifft die Prüfschaltung und wird weiter unten näher e-läutert. Es ist außer unter Prüfbedingungen im logischen »!«-Zustand. Wenn demgemäß das Flugzeug gestartet ist, die Landeklappen eingefahren sind und eine Höhe von 700 ft noch nicht erreicht hat, wird, falls eine »Negativ-Steigen«-Geschwindigkeit von über 100 ft/min vorliegt, ein Warnsignal erzeugt.

Der zweite Warn-Zustands- Detektor betrifft das Sinken des Flugzeuges unter einen minimalen Bodenabstand, was von der Flugzeug-Konfiguration abhängt. Die Funkhöhe Λ« wird in einem Addierer 60 mit einem Vorspannungs-Signal addiert, das —480 ft darstellt. Ein Detektor 61 erfaßt, wenn die Differenz kleiner ist als Null, und hat ein logisches »!«-Ausgangssignal, wenn das Flugzeug unter 480 ft ist. Dieses Signal ist ein Eingangssignal zu einem UND-Glied 62. Die anderen Eingangssignale zum UND-Glied 62 sind das Flug- oder TÖ-Ausgangssignal der .Speichereinheit 58 und c'n negiertes »Landeklappen-unten«- oder FD-Signal. Der Flug-Sink-Detektor erzeugt ein Warnsignal, wenn die PliiiT-yiiiitTfhrthii relativ Tlim Roflpn klpinpr als 480 ft lind • '¹OO¹*"**" .-· — ... _-..... ^ _ .. .. -

das Flugzeug nicht in Landekonfiguration ist.

Nunmehr sollen der Betrieb der Speichereinheit 58 und die Eingangsbedingungen näher erläutert werden, die für die Start- und (Reise )Flug-Ausgangssignale erforderlich sind. Die Speichereinheit 58 ist ein bistabiles Flipflop mit einem Setz- und einem Rücksetzeingang S bzw. R und mit Ausgängen Q und Q, die den Start bzw. den (Reise-)Flug wiedergeben. Der 5-Eingang des Flipflops isi mit dem »Landeklappen-ausgefahren«-Signal FD und dem Signal TC für »unter dem Mindestbodenabstand« beaufschlagt, während am /^-Eingang eine Negierung des »/)/? < 700 ft«-Signals liegt. Wenn das Flugzeug fliegt, gelten S = 0 und R = 1. Das Ausgangssignal ist Q oder (Reise-)»Flug«. Wenn das Flugzeug niedergeht oder sinkt, wird das /?-Eingangssignal zu 0, wenn Λ« < 700 ft. Dies führt zu keiner Änderung im Ausgang der Speichereinheit. Das 5-Eingangssignal wird zu »1«, wenn die Flugzeug-Landeklappen ausgefahren sind und das Flugzeug unter dem Mindestbodenabstand TC ist. Die Speichereinheit kippt und hat ein Q-Start-Ausgangssignal und bleibt in diesem Zustand, selbst wenn die Einrichtung nicht mehr mit Energie versorgt ist. Es entspricht unter diesem Gesichtspunkt einem Stromstoßrelais. Der S-Eingang bleibt »!«,bis die Landeklappen eingefahren sind. 5fällt dann auf »0« ab ohne Änderung des Ausgangssignals der Speichereinheit, da der /?-Eingang noch »0« ist. Wenn fiR 700 ft überschreitet, ist der /?-Eingang im »1 «-Zustand, und kippt die Speichereinheit zum Q- oder (Reise-)Flug-Ausgangssignal.

Die Flug-Sink-Schaltung erzeugt ein Warnsignal, wenn das Flugzeug unter 480 ft ist und die Landeklappen nicht in Landestellung sind. Es gibt Flughafen, bei denen das Gelände einen Anflug in tiefen Kreisen bei einer Höhe unter 480 ft erfordert. Ein derartiger Anflug soll nicht mit ausgefahrenen Landeklappen erfolgen, da der Luftwiderstand mit ausgefahrenem Fahrwerk und ausgefahrenen Landeklappen zu groß ist, um mit ausreichendem Sicherheitsspielraum eine Kurve in geringer Höhe zu fliegen. Sic'ntanflüge werden manchmal unter tiefem bedecktem Himmel gemacht. Wiederum kann das Fahrwerk ausgefahren sein, obwohl die Landeklappen nicht in Landesteüung sind. Die (Reise-)-Flug-Sink-Schaltung hat ein Warnungs-Sperrglied, das einen derartigen Anflug ermöglicht.

Der Warn-Detektor 61 erzeugt ein Warnsignal, wenn Λ« unter 480 ft absinkt. Ein Sperrsignal wird zum Eingangssignal des Detektors 61 im Addierer 63 addiert, wenn der Schalter 64 durch das fahrwerkbezogene Signal GX von der Speichereinheit 65 geschlossen ist.

Il

Das G-Y-Signal wird vom (^-Ausgang einer bistabilen Flipflop-Srf ichereinheit 65 mit negiertem GiV-Signal am 5-Eingang und negiertem »Λ« < 700 ft«-Signal am R Eingang erhalten. Wenn das Flugzeug fliegt, gilt 5=0 und R = 1. Es liegt kein (^-Ausgang vor. Der R-Eingang wird zu »0«, wenn das Flugzeug unter 700 ft sinkt. Wenn das Fahrwerk ausgefahren wird, wird der 5-Ausgang zu »1«, und die Speichereinheit 65 hat ein Q- oder GX-Ausgangssignal. Dieses Ausgangssignal bleibt, selbst wenn das Fahrwerk eingefahren ist, bis das Flugzeug wieder oberhalb 700 ft ist.

Das Sperrsignal wird vom Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeitssignal hh abgeleitet, wobei das Auftreten eines Warnsignals verhindert wird, solange das Sinken zwischen Höhen von 480 bis 280 ft nicht j:u groß ist. Der Verlauf des Sperrsignals ist durch eine Vollgrenzlinie in der Fig. 5 gezeigt. Das Luftdruckhö-

Addierer 66 zu einem Vorspannungssignal addiert, das einen Anstieg von 1400 ft/min darstellt. Eine Begrenzer schaltung 67 wird mit einem Eingangssignalpegel, der 0 ft/min darstellt, abgeschaltet und ist bei 800 ft/min gesättigt. Dies stellt Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeiten von 1400 bzw. 600 ft/min dar. Der Ausgang des Begrenzers 67 ist mit einem Verstärker 68 verbunden, der einen derartigen Verstärkungsfaktor hat, daß für hh — — 1400 ft/min das Sperrsignal den Wert 0 hat, während für h_B = -600 ft/min das Sperrsignal dem Ausgangssignal des Addierers 60 für tiR = 200 ft entspricht. Das sich ergebende Signal wird im Addierer 63 zum »/?/? —480 ft«-Signal addiert.

Aus der Schaltung und dem Diagramm der F i g. 5 ergibt sich, daß bei eingefahrenem Fahrwerk ein Warnsignal erzeugt wird, wenn das Flugzeug unter 480 ft sinkt. Dies ist in der F i g. 5 durch eine Strich- und die Vollgrenzlinie bei 480 ft gezeigt. Bei ausgefahrenem Fahrwerk wird das auf hh beruhende Warn-Sperrsignal addiert, und die Vollinie in der Fig. 5 stellt die Warn-Grenze dar. Solange die Sinkgeschwindigkeit nicht zu groß ist, sperrt unterhalb einer Höhe von 480 ft ein positives Signal am Ausgang des Verstärkers 68 ein Warnsignal. Wenn das Flugzeug unter 480 ft sinkt, wird das negative Eingangssignal zum Addierer 63 vom Addierer 60 größer, und die »Negativ-Steigen«-Geschwindigkeit, die ohne Warnsignal möglich ist bzw. toleriert werden kann, verringert sich von 1400 auf 600 ft/min. Unterhalb einer Höhe von 2C0 ft liegt kein Sperrsignal vor, und es wird ein Warnsignal erzeugt. wenn das Flugzeug nicht in Landekonfiguration ist.

Wenn der Pilot aus irgendeinem Grund das Fahrwerk nach einem Sinken unter 480 ft einfahren sollte, um durchzustarten, soll kein Warnsignal erzeugt werden. Das G^-Ausgangssignal der Speichereinheit 65 bleibt, bis das Flugzeug über 700 ft angestiegen ist, wobei der Schalter 64 geschlossen ist. Solange die Flugzeug-Sink-Geschwindigkeit h nicht die Vollgrenzünic der F i g. 5 überschreitet, wird selbst bei eingefahrenem Fahrwerk kein Bodenabstand-Warnsignal erzeugt.

Der Detektor für zu große Sinkgeschwindigkeit wird an Hand des Diagramms der F i g. 6 und der Eingangssignale zum UND-Glied 70 erläutert. Der Sinkgeschwindigkeits-Detektor hat als Eingangssignal das Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeitssignal hk und das Funkhöhensignal hk Das Signal h'_B wird zu einem 1300 ft/min darstellenden Signal in einem Addierer 71 addiert Das Ausgangssignal wird durch einen Verstärker 72 verstärkt und zu einem Addierer 73 geführt, wo es zum Funkhöhensignal Λ« addiert wird. En Detektor 74 hat ein logisches »!«-Ausgangssignal, wenn sein Eingangssignal kleiner als 0 ist, und erzeugt eines der Eingangssignale des UND-Gliedes 70. Ein anderes Eingangssignal ist ein »h/t < 2400 ft«-Signal. Wie in der F i g. 6 dargestellt, wird unter einer Höhe von 2400 ft ein Warnsignal gegeben, wenn die Sinkgeschwindigkeit zu groß ist. Bei 2400 ft ist eine Sinkgeschwindigkeit von 3500 ft/min noch möglich. Bei h_R = 0 ist eine Sinkgeschwindigkeit von 1300 ft/min ohne Warnsignal noch möglich. Ein Abschneiden bei h_B -1300 ft/min wird durch eine »1300 ft/min«-Vorspannung bewirkt, die im Addierer 71 addiert wird, und die tolerierbare Sinkgeschwindigkeit bei 2400 ft wird durch den Verstärkungsfaktor des Verstärkers 72 bestimmt.

Der Näherungsgeschwindigkeit-Detektor beruht mf einer Schaltung (vgl. US-PS 37 15 718), bei der ein ergänztes Höhenänderungsgeschwindigkeitssignal h_t mit Ηργ Flng7Piighöhe verglichen wird, um ein Warnkriterium festzulegen. Die Schaltung wird hier - :<> kurz erläutert (ergänzend vgl. US-PS 37 15 718). Die Warngrenze ist in der F i g. 7 schematisch gezeigt.

Das Funkhöhenänderungsgeschwindigkeitssignai hk wird aus Λ« durch einen Differenzierer 76 gebildet. Dieses Signal wird zu einem stellbaren Pegel-Begrenzer 77 geführt, und dci' FunFCiioiicfidnucrungSBCSCiiWiriuigkeits-Grenzwert Λ«;, bildet eines der Eingangssignale zu einem Komplementär-Filter 78. Das andere Eingangssignal ist das Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeitssignal h'n- Die Grenzen für hk werden entsprechend der Konfiguration des Flugzeuges und der Flugzeughöhe bestimmt. Die weitesten Grenzen sind vorgesehen, wenn das Flugzeug die Landeklappen eingefahren hat. Mittlere Grenzen werden verwendet, wenn die Landeklappen ausgefahren sind. Enge Grenzen sind vorgesehen, wenn die Bedingung »unter einem Mindestbodenabstand« vorliegt. Die engen Grenzen mit FD und TCschalten das Näherungsgeschwindigkeit-Warnsignal während der End-Stufen eines Landeanfluges ab.

Das ergänzte Komplement-Höhenänderungsgeschwindigkeitssignal h'c wird in einem Addierer 80 zu einem einen Anstieg von 2000 ft/min darstellenden Vorspannungssignal addiert, in einem Verstärker öl maßstäblich geändert und in einem Addierer L2 zum Funkhöhensignal Λ« addiert Ein Detektor 83 erzeugt ein logisches Wam-Ausgangssignal »1«. wenn die Summe kleiner als 0 ist Die Schaltung hat eine geradlinige Warn-Kennlinie zwischen den Zuständen einer ergänzten Höhenänderungsgeschwindigkeit von 2000 ft/min bei 0-Höhe und 3900 ft/min bei einer Höhe von 1500 ft. In dieser Hinsicht weicht die Schaltung von der aus der US-PS 37 15 7Ί8 bekannten Schaltung ab. bei der die Warngrenze eine quadratische Punktion darstellt. Das Ausgangssignal des Detektors 83 ist eines der Eingangssignale des ODER-Gliedes 52.

Der Untergleitweg-Detektor und die Gleitweg-Gültigkeits-Schaltung sind in der F i g. 4 gezeigt. Die Detektor-Warn-Kennlinie ist schematisch in der F I g. 8 dargestellt.

Unter der Annahme, daß ein gültiges Gleitweg-Signal empfangen wird und ein logisches »1«-Ausgangssignal von einem UND-glied 85 zu einem UND-Glied 86 geführt wird, werden im folgenden die zusätzlichen Anforderungen an den Betrieb der Gleitweg-Schaltung näher erläutert. Das Und-Glied 86 hat weitere logische Eingänge entsprechend einem negierten »Fahrwerk eingefahren«-, einem »50 ft < /?r< 700 ft«- und einem »Anflug«-Signal. die später erläutert werden. Der Untergleitwegdetektor empfängt Eingangssignale vom

Gleitweg-Leitstrahl-Signalempfanger 37 und das Flugzeug-Höhensignal Λ«. Das Gleitweg-Abweichungssignal vom Signalempfänger 37 ist positiv für ein Höherfliegen und hat eine Amphmde, die in Einheiten (dots) bewertet dargestellt ist. Dies entspricht der typischen Gleitweg-Anzeige, bei der ein Zeiger, der einem Feld von Einheiten (dots) zugeordnet ist, eine 3-Einheiten(dots)-Anzeige für ein maximales Höherfliegen oder Tieferfliegen gibt Bei Höhen oberhalb 150 ft liefert ein Untergleitweg-Abweichungs-Signal über 1,6 Einheiten (dots) hinaus ein logisches »1 «-Ausgangssignal vom Detektor 87 zum UND-Glied 86, wodurch ein Pilotwarnsignal ausgelöst wird.

Das Gleitweg-Abweichungs-Signal beruht auf dem Winkel zwischen dem Gleitweg bzw. Gleitwegleitstrahl und einer Linie vom Flugzeug zur Gleitweg-Antenne. Daher stellt nahe bei der Gleitweg-Antenne, im allgemeinen bei sehr niedrigen Höhen, eine kleine vertikale Ortsänderung des Flugzeugs vom Gleitweg eine grobe Winkeländerung oder -verschiebung dar. Um Fehl-Warnsignale zu vermeiden, ist die Empfindlichkeit des Untergleitweg-Detektors bei niedriger Höhe verringert. Das Höhensignal Λ« wird in einem Addierer 88 zu einem — 150 ft-Vorspannungssignal addiert. Ein Begrenzer 89 hat ein Ausgangssignal 0 für Höhen oberhalb 150 ft und ein negatives Ausgangssigr. il bei Höhen unterhalb 150 ft. Dieses Signal wird zu einem maßstäblich verstärkten Verstärker 90 geführt, dessen Ausgangssignal in einem Addierer 91 zum Gleitweg-Abweichungs-Signal addiert wird. Die Kennlinie des Detektors (Fig. 8) zeigt, daß bei Höhen über 150 ft ein Warnsignal bei einem Gleitweg-Abweichungs-Signal von mindestens 1,6 Einheiten erzeugt wird Für Höhen zwischen 150 ft und 50 ft ist die Empfindlichkeit so verringert, daß eine Abweichung vom Gleitweg von drei Einheiten (dots) bei 50 ft erforderlich ist, um einen Warn-Zustand zu erreichen. Bei Höhen unterhalb 50 ft verliert das UND-Glied 86 ein Eingangssignal, und ein Gleitweg-Warnsignal wird verhindert.

Manche Flugzeuge sind mit einem Landekurs-Empfänger ausgestattet, der entweder beim Anflug oder beim Abflug vom Landekurs-Funksignal betreibbar ist. Bei derartigen Flugzeugen kann der Pilot zwischen dem Anflug- oder Abflug-Zustand auswählen. Wenn die Einrichtung in einem derartigen Flugzeug eingesetzt wird, hat das UND-Glied 86 ein Anflug-Eingangssignal, das durch den vom Piloten betätigten Schalter 35 und den Inverter 36 erzeugt ist. In einem Flugzeug, das nicht diese Pilot-Auswahl hat, wird das Anflug-Eingangssignal des UND-Gliedes86ausgeschlossen.

[line wesentliche Überlegung bei der Verwendung des Gleitweg-Abweichungs-Signals zum Erzeugen eines Warnsignals liegt darin, daß sichergestellt wird, daß ein echtes oder gültiges Gleitweg-Signal empfangen wird, so daß ein Fehl- Warnsignal nicht durch ein falsches oder Stör-Gleitweg-Signal erzeugt wird. Bei der gewöhnlichen Glcitwcgleitstrahl-Anlage werden modulierte funk- oder l.eiisirahien von einer Antcnnenanorclming ausgestrahlt, die neben dem Ende der Start- bzw. Landebahn entlang einem T -Gleitweg zur Antenne vorgesehen ist. Obwohl die Lcitstrahlcncrgic auf den Anflugkurs des Flugzeuges konzentriert werden soll, ist das Strahlungsdiagramm im allgemeinen keulenförmig. Die meiste Strahlencrgic ist auf den Anflugkurs konzentriert, aber ein merklicher Anteil der Energie ist unter 180' liier/i¹ auf dem Abflugkurs vorgesehen. Geringere Strahlstärken werden entlang anderen Richtungen erzeugt. Weiterhin ist nicht die gesamte ausgestrahlte Energie in Strahlen entlang des 3°-Gleitweges konzentriert, sondern bedeutende Neben-Keulen werden unter anderen Winkeln ausgestrahlt Diese ■-, Verhältnisse sind schematisch in der Fig.9 gezeigt Im Anflugkurs sind Nullstellen bei 3, 9 und 12°. Die Haupt-Keule für Höherfliegen liegt un«er 3° und die Haupt· Keule für Tieferfliegen über 3°, zentriert auf eine Neigung von 6°. Oberhalb der 9°-Nullstelle ist eine

κι Neben-Keule für Höherfliegen auf 12° zentriert Neben-Keulen werden manchmal bei größeren Winkeln gefunden. Ein ähnliches Strahlungsdiagramm aber mit kleinerer Signalenergie liegt auf der Abflugseite vor.

Wenn das Flugzeug durch die Abflugseite oder der

ι -, Bereich einer Neben-Keule fliegt, kann ein unerwünschtes Warnsignal erzeugt werden. Damit das Gleitweg-Warnsystem wirkungsvoll arbeitet, muß es zwischen echten oder gültigen und falschen Gleitweg-Abweichungs-Signalen ohne Einschaltung oder Handlung de<

Jd Piloten entscheiden können (mit Ausnahme de; Anflug/Abflug-Schalters 35, der oben erläutert wurde).

Zwei verschiedene Eigenschaften des Gleitweg-Abweichungs-Signals dienen zur Feststellung der Gültigkeit. Beide beziehen sich auf Änderungen der echten

2-, und der falschen Höherfliegen- und Tieferfliegen-Information. Die Änderungen in der falschen Informatior sind größer als dit Änderungen in der gültigen oder echten Information, und diese Eigenschaft wire ausgenutzt, um zwischen den beiden zu unterscheiden

in Der Unterschied in den Änderungen hat verschieden« U'sachen.

Wenn zunächst das Abflug-Signal auf einem Vektoi unter 180° zum Anflug betrachtet wird, so is offensichtlich, daß die Antennenanordnung so ausgeleg

Γι ist. daß die entlang dieses Vektors ausgestrahlte Energie möglichst klein ist Folglich ist der Rauschabstand irr Anflug-Signal größer als im Abflug-Signal. Weiter häng das Strahlungsdiagramm von der Reflexion am Boder ab. Um die Verwendbarkeit des Anflug-Signals mög

ti. liehst groß zu machen, sollte der Boden entlang de: Anfluges möglichst frei von Hindernissen gemach werden, die Rauschsignale erzeugen. Im allgemeiner werden Flugzeug- und Motorverkehr verhindert Dagegen liegt beim Abflug ein großes Verkehrsaufkom

r, men vor, das Störungen im Signal verursacht. Daher is beim Anflug nicht nur das Signal größer, sondern es is auch das Rauschen kleiner als beim Abflug. Auf ähnlicht Weise ist bei der Neben-Keule für Höherfliegen bei \2' der Rauschabstand verringert. Wenn weiter da;

·,(. flugzeug einem Kurs folgt, der sich einem 3"-Gleitwei nähert, so bildet sein Weg einen Winkel von 9 bezüglich der Neben-Keule von 12". Dies führt zu einei sehr schnellen Änderung der Amplitude des Gleitweg Abweichungs-Signals. Dies sind Beispiele der Signalei

,-, genschaften, die zur Feststellung der Gültigkeit de¹ Gleitweg-Signals verwendet werden.

Zwei GiiltigkeitvDetcktoren sprechen auf da: Glcitwcg-Abweichungs-Signal an. Wenn einer cir Aiispngssignal lim. so zeigt es an, daß die Informatinr

.-ι. falsch und das Gleitweg-Signal nicht echt oder ungültig ist

D.is Glcitweg-Abwcidiungs-.Signal G/S wird /\ einem Bandpaßfilier 92 geführt, das aus in Reihi geschalteten Tiefpaß- und Hochpaßfiltcrabschnittcn 9

.-, bzw. 94 besteht. Der Ausgang des Filters 92 ist mi einem Gleichrichter 95 verbunden, der ein Gleichspan nungs-.A'isg-'.pgssignal liefert, das ein«' liinktinn de Sigruilenergie ist, die durch das Filter 92 übertrager

wird. Wenn das Ausgangssignal des Gleichrichters 95 einen Pegel entsprechend 0,27 Einheiten (dots = Punkte) des Gleitweg-Abweichungs-Signals überschreitet, wird das Ausgangssignal des Warn-Detektors 96 zu Null und entfernt so ein Eingangssignal des UND-Gliedes 97. Eine gültige oder echte Höherfliegen-Tieferfliegen-Signal-Information hat im allgemeinen eine Frequenz unter 'Λ Hz. Eine ungültige Information hat eine höhere Frequenz, da die Signale beim Abflug und in den Neben-Keulen verrauscht und instabil sind und das Signal schnell seine Amplitude ändert, wenn es aus einer Neben-Keule abgeleitet ist Wenn eine merkliche Signalstärke über Ά Hz vorliegt, so wird es durch das Filter 92 geleitet und verhindert oder sperrt ein Warnsignal vom Gleitweg-Detektor. Damit der Betrieb der Schaltung nicht durch Rauschsignale höherer Frequenz gesperrt oder verhindert wird, hat das Tiefpaßfilter 93 eine obere Grenzfrequenz von 2¹/: Hz, so daß die Gültigkeits-Anordnung nicht auf gültige oder echte Signalinformation anspricht.

Wenn der Gleitwegleitstrahl-Signalempfänger 37 eine gute automatische Verstärkungsfaktor-Steuerkennlinie besitzt, sind Änderungen im Gleitweg-Abweichungs-Signal aufgrund von Störungen in der Feldstärke des Funkbereiches möglichst klein. Ein zweiter Gleitweg-Detektor erzeugt ein weiteres Gültigkeitsmaß. Das Gleitweg-Abweichungs-Signal vom Tiefpaßfilter 93 wird zu einem Differenzierglied 98 geführt, dessen Ausgangssignal die Änderungsgeschwindigkeit G/S des Gleitweg-Abweichungs-Signals darstellt. Dieses Signal wird mit h_K in einem Verstärker 99 mit einstellbarem Verstärkungsfaktor multipliziert und zu einem Addierer 100 geführt, wo es zu dem die Luftdruckänderung darstellenden Signal hh und einem Vorspannungssignal addiert wird, das eine Luftdruckänderung von -3" darstellt. Das Summensignal wird durch ein Bauelement 101 gefiltert und zu einem Gleit weg- Abweichungsgeschwindigkeits- Detektor 102 geführt.

Wenn das Flugzeug in der Haupt-Keule ist und entlang eines Kurses parallel zum 3°-Gleitweg fliegt, verschwinden das Λκ-Signal und das —3°-Vorspannungssignal. Wenn das Flugzeug in der Haupt-Keule des Gleitweg-Bereiches ist. sollte die Änderungsgeschwinüigkeit des Gleitweg-Signals Null betragen, und in diesem Zustand hat der Detektor 102 ein logisches »!«-Ausgangssignal. Wenn das Flugzeug nicht auf einem Weg oder einer Bahn parallel zum Gleitweg ist.

verschwinden das Gleitweg-Abweichungsgeschwindigkeits-Signal und das Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeits-Signal, während ein gültiges oder echtes Ausgangssignal vom Detektor 102 zurückgehalten wird. Wenn jedoch eine große Änderung im Gleitweg-Abweichungs-Signal auftritt, die anzeigt, daß das Flugzeug in einer Neben-Keule des Funk- oder Strahlungsbereiches ist, hat der Detektor 102 ein logisches »0«-Ausgangssignal, und es wird ein Gleitweg-Warnsignal gesperrt. Der Verstärkungsfaktor des Verstärkers 99 wird bei geringen Höhen durch das A«-Eingangssignal herabgesetzt, um bei niedrigen Höhen die Empfindlichkeit des Geschwindigkeits-Detektors 102 kleiner zu machen.

Die logischen Ausgangssignale der beiden Gleitweg-Gültigkeits-Detektoren werden zu den Eingängen eines UND-Gliedes 97 geführt und erzeugen ein Ausj,angssignal vom UND-Glied 97, solange ein gültiges oder echtes Signal empfangen wird. Der Ausgang des UND-Gliedes 97 ist direkt und über eine 15-s-Verzögerungsleitung 103 mit den Eingängen des UND-Gliedes 85 verbunden. Diese Schaltung erfordert, daß 15 s lang ein gültiges Gleitweg-Abweichungs-Signpl empfangen wird, bevor das UND-Glied 85 ein Ausgangssignal abgibt, das einen Steuerimpuls zum UND-Glied 86 für Gleitweg-Warnung führt. Wenn die Ungültigkeit des Gleitweg-Abweichungs-Signals erfaßt wird, wird das Gleitweg-Warnsignal sofort gesperrt. Weitere 15 s eines gültigen Gleitweg-Abweichungs-Signals sind erforderlich, um das Gleitweg-Warnsignal wieder zu ermöglichen.

Das Luftdruckhöhensignal ist nicht zuverlässig nahe beim Boden, da die Luft vor und unter dem Flugzeugrumpf und den Flügeln komprimiert wird. Der Luftdruckhöhenmesser erfaßt den angestiegenen Luftdruck und zeigt so geringere Höhe an. Der Höhen-Detektor 29 erzeugt ein logisches Ausgangssignal bei Höhen unter 50 ft. Der Schalter 22 wird bei Höhen unter 50 ft betätigt, um den Eingang für das Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeits-Signal zu erden, so daß eine fehlerhafte Luftdruck-Höheninforma'ion kein FehlWarnsignal verursacht. Das logische Signal ist negiert ein Eingangssignal zum UND-Glied 86, wodurch ein Gleitweg-Warnsignal unter 50 ft verhindert oder gesperrt wird.

Die folgende Tabelle der Logik-Angaben faßt die Warnbedingungen für die Schallungen der F i g. 2, 3 und 4 zusammen:

U.iMilv.ln

W .t W! I I!!;J> k ! ΙΙ

iiiich Sum [It/, ·.- K)Oi ΙΟ ID \[h_K 50) ί [It_R ■ I(M))| [h_lt ... 700)

Sinken Steinen

Boden.ιΙινΙ,ιιηΙ

11 vsl c iese Mil [TO) /iiNliind der Speieliereiiilieil 58

/C- /·/> TO

I C \[li_K ■ 4SOI TO (i\ 2S0 ( h_n ■ IM))

IO (r.\ (/)„ 4SI))·

• I /;,, 20Oi K) fi.V 1 Mm ((i.Vi /iisIihhI der SneichereinheM 65

Fortsetzung

Sinkgeschwindigkeit

nahe beim Boden zu tiroB

Näherungsgeschwindigkeit
zum Boden zu groß

Abweichung vom Gleitweg

/ι« < ^j₀₀- (/i/, - 13ÜO)J · (/ij, < 2450) · [(/i_B >5ü) + (/,„ > 1(X)]

Sinken Steigen

Sinken

Hysterese

< -φ

-φ j- l'i« - 264,3)1 ■ (Anflug) · (G/S gültig) · GU · (50 < ii_R < 150)
S< - 1,6) (Anilu!·) -(CS gültig)· GÜ · (150 </i„ < 700)1 .

Die verschiedenen Eingangssignale zur Einrichtung sind elektrisch und werden von den Flugzeug-Zustand-Fühlern erzeugt, die von der elektrischen Stromversorgung des Flugzeuges gespeist werden. Während eines normalen Betriebs des Flugzeuges ist es nicht ungewöhnlich, daß transiente Signale oder Schwingungen im Versorgungskreis aufgrund z. B. eines Sammelschienen-Sehaiiers auftreten. Diese transienten Signale haben üblicherweise seh:· kürzt Zeitdauer. Sie können jedoch die Zustand-Fühlet ausreichend stören, um ein Fehl-Warnsignal zu erzeugen. E ι Zeitverzögerungsglied 53 zwischen dem ODER-Glied 52 und der Warneinrichtung 54 verhindert Fehl-Warnsignale aufgrund solcher transienter Signale. Es hat sich gezeigt, daß eine Zeitverzögerung in der Größenordnung von 0,6 s ausreichend länger als die transienten Signale in der Versorgungsleitung ist, um Fehl-Warnsignale zu vermeiden, während die Erzeugung von richtigen oder echten Warnsignalen nicht übermäßig verzögert wira.

Damit die Betriebsfähigkeit der Einrichtung von Zeit zu Zeit überprüft werden kann, ist eine Prüfschaltung vorgesehen, die durch Schließen eines Prüfschalters 41 betätigt werden kann. Die durchgeführten Prüfungen hängen vom Flugzeug-Zustand ab. Wenn das Flugzeug am Boden ist, v/erden verschiedene Schaltungen automatisch sequentiell betätigt. Wenn das Flugzeug in der Luft ist, wird lediglich die Warn- oder Ausgangsschaltung geprüft. Ein Schließen des Prüfschalters 41 erdet die negierenden Eingänge der UND-Glieder 105 und 106. Das andere Eingangssignal des UND-Gliedes 105 ist ein (Reise-)-Flug-Ausgangssignal der Speichereinheit 58, und das andere Eingangssignal des UND-Gliedes 106 ist ein Start-Ausgangssignal der Speichereinheit. Diese durchgeführten Prüfungen sind in der Tabelle der Fig. IO zusammengefaßt.

Zunächst werden die Boden-Prüfungen erläutert. Das Ausgangssignal des UND-Gliedes 106 betätigt einen Schalter 108, wobei ein Vorspannungssignal, das eine Sinkgeschwindigkeit von 9000ft/min darstellt, zum Addierer 23 geführt wird, und einen Schalter 109, wobei ein Vorspannungssignal, das einer Höhe von 200 ft entspricht, zum Addierer 27 geführt wird. Das 200-ft-Höhensignal entfernt das Ausgangssignal vom 50-ft-Höhen-Deteklor 29. Dies bewirkt, daß der Schalter 22 in die in der F i g. 2 gezeigte Stellung zurückkehrt, wodurch Erde vom Eingang des Addierers

>■> 23 genommen wird.

Die 9000-ft/min-Vorspannung zur Lufdruckhöhenänderungsgeschwindigkeits-Schaltung lädt die Bauteile des Komplementär-Filters 78 auf, wobei ein Näherungsgeschwindigkeits-Warn-Ausgangssignal für ungefähr

in 3 s erzeugt wird. £s liegt auch ein Warn-Ausgangssigna! vom Detektor 74 der Sinkgeschwindigkeits-Schaltung vor. Es wird jedoch ein Boden-Prüfsignal über einen negierenden Eingang zum UND-Glied 70 so geführt, daß das Sinkgeschwindigkeits-Warnsignal während des

j-i anfänglichen Teils der Prüfung nicht am ODER-Glied 52 liegt.

Auf ähnliche Weise bewirkt das 9000-ft/min-Luftdruckhöhenänderungsgeschwindif keits-Signal ein Ausgangssignal vom Detektor 56 zum Negativ-Steigen-Ge-

■ii) schwindigkeitsglied. Das UND-Glied 57 in dieser Schaltung erfordert ein Eingangssignal von einem ODER-Glied 111, das für 6 s beim Beginn der Prüffolge entfernt wird. Das Boden-Prüfsignal wird direkt zu einem negierenden Eingang und über ein 6-s-Zeitver-

4i zögerungsglied zum ODER-Glied 111 geführt. Wenn keine Boden-Prüfung vorgenommen wird, hat das ODER-Glied 111 ein logisches »!«-Ausgangssignai. Beim Beginn der Boden-Prüfung geht das Ausgangssignal nach Null. Nach Ablauf der 6 s kehrt das

)0 Ausgangssignal nach »1« zurück, und über das UND-Glied 57 wird ein Warnsignal erzeugt. Dieses Warnsignal dauert so iange, wie der Prüfknopf oder -schalter 41 geschlossen oder betätigt ist. Wenn der Prüfknopf freigegeben wird, wird das negierte Boden-

Vi Prüf-Eingangssignal vom UND-Glied 70 entfernt, und das Warnsignal dauert über die Sinkgeschwindigkeits-Schaltung fort, bis jede Änderung vom Vorspannungssignal im Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeits-Filter 24 oder im Sink-Geschwindigkeits-Detektor

hii verschwunden ist.

Wenn die Prüfung mit der Speichereinheit 58 in (Reise-)Flug-Bedingung durchgeführt wird, wird ein Flug-Prüf-Ausgangssigniäl vom UND-Glied 105 zum ODER-Glied 52 geführt, das die Warneinrichtung 54

b-, betätigt.

Beim sequentiellen Warnen sind vorzugsweise Warnleuchten sorgfältig zu beobachten, um die Fin-Aus-EinFolge zu unterscheiden. Die schnellen Wechsel im

19 20

!Stand sind mit dem Tonsignal schwierig zu unter- gen sind so gewählt, daß unnötige Warnsignale in

leiden. geringstem Maße auftreten. Während jeder eier

Jeder der Warn-Zustand-Detektoren erzeugt ein Detektoren unabhängig arbeitet, stehen die Warn-

arnsignal einer gefährlichen Bedingung mit gewöhn- Randbedingungen so in Beziehung, daß ein Warnsignal

hausreichender Zeit, damit der Pilot durchstarten und ί für im wesentlichen alle aufgrund einer Bodennähe

ien Unfall vermeiden kann. Die Warn-Randbedingun- gefährlichen Zustände eines Flugzeuges erzeugt wird.

Hierzu :i UIaIl Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Einrichtung zum Warnen des Piloten eines Flugzeugs vor dem Annähern an den Boden bei einem mit einem Gleitwegleitstrahl-Sender ausgestatteten Flughafen,

mit einem auf den Gleitwegleitstrahl ansprechenden Signalempfänger im Flugzeug, dessen Ausgangssignal die Abweichung des Flugzeugs von dem durch den Gleitwegleitstrahl festgelegten Gleitweg angibt, und

mit einem Detektor, dem das Ausgangssignal des Signalempfängers zugeführt wird und der bei Abweichung des Flugzeugs vom Gleitweg nach unten ein Untergleitweg-Warnauslösesignal erzeugt, dadurch gekennzeichnet,
daß ein Signalgenerator (20,26) ein Höhensignal <%& h_R) erzeugt, des der Höhe des Flugzeugs entspricht,
daß der Detektor (37) das Untergleitweg-Warnauslösesignal abgibt, wenn die Abweichung des Flugzeugs vom Gleitweg nach unten größer als ein vorgegebener Wert ist,

daß eine Stelleinrichtung (29, 30, 31) abhängig von dem der Flugzeughöhe entsprechenden Höhensignal den vorgegebenen Wert, bei dem das Untergleitweg-Warnauslösesignal erzeugt wird, einstellt, und

daß eine Einrichtung (86, 52, 53) auf das Untergleitweg-Warnauslösesignal anspricht und eine Pilotwarneinrichtung (54) betätigt.

2. Einrichtung nach Anspruch I, dadurch gekennzeichnet, daß die Stelleinrichtung (29) ein Glied (88—90) zum Erhöhen der Ampll·. ide des Gleitweg-Abweichungs-Signals (C/S) hat, die bei abnehmender Höhe zur Erzeugung eines Warnauslösesignals erforderlich ist.

3. Einrichtung nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch ein auf ein die Höhe darstellendes Signal ansprechendes Sperrglied (Begrenzer 89), um eine Änderung des Wertes des Gleitweg-Signals, bei dem ein Warnauslösesignal erzeugt wird, über einer vorgegebenen Höhe zu sperren.

4. Einrichtung nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Glied (88—90) die Amplitude vergrößert, wenn das Flugzeug unter einer vorgegebenen Höhe ist.

5. Einrichtung nach Anspruch 3 und 4, gekennzeichnet durch einen Subtrahierer (91), der das Höhensignal (he, h_R) vom Gleitweg-Abweichungs-Signal (G/S)subtrahiert, um so unter der vorgegebenen Höhe das Untergleitweg-Warnauslösesignal zu erzeugen.

6. Einrichtung nach einem der Ansprüche 2-5, dadurch gekennzeichnet, daß das Höhensignal (7?«) der Höhe des Flugzeuges über dem Boden entspricht.

7. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 —6, gekennzeichnet durch ein UND-Glied (86), dessen einer Eingang mit dem Ausgang des Detektors (37) und dessen anderer Eingang mit dem Signalgenetator (26) des Höhensignals (h_R) für Höhe über Boden verbunden ist und dessen Ausgang die Pilot-Warneinrichtung (54) betätigt, wobei das UND-Glied ein Warnsignal beim Vorliegen eines Warnauslösesignals vom Detektor (37) sperrt, wenn das Flugzeug außerhalb eines Soll-Höhenbereiches ist.

8. Einrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Signalgenerator (26) als Eingangssignale an das UND-Glied (86) ein erstes, eine obere Höhengrenze darstellendes Signal und ein zweites, eine untere Höhengrenze darstellendes Signal abgibt.

9. Einrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die obere Höhengrenze 700 ft (21336 m) und die untere Höhengrenze 50 ft (15,24 m) betragen.

ίο

10. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 —9,

gekennzeichnet durch eine Signalquelle (43, 44, 46, 47,65) eines einen zum Landen geeigneten Zustand (Landekonfiguration) des Flugzeuges darstellenden Signals (GU, FD, GX) und

Ii ein UND-Glied (86), dessen einer Eingang mit dem Ausgang des Detektors (37) und dessen anderer Eingang mit der Signalquelle verbunden ^;st und dessen Ausgang die Pilotwarneinrichtung betätigt, wobei das UND-Glied ein Warnsignal beim Vorliegen eines Warnauslösesignals vom Detektor (37) sperrt, wenn das Flugzeug nicht in der Landekonfiguration ist.

11. Einrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalquelle auf das

2) Flugzeug-Fahrgestell anspricht und dem UND-Glied (86) bei ausgefahrenem Fahrwerk ein Signal (GU) zuführt.

12. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß der Signalgenerator

jo (20, 26) ein Glied (21) zur Erzeugung eines die Änderungsgeschwindigkeit (hi) der Flugzeug-Luftdruckhöhe (he) darstellenden Signals und ein Glied (Differenzierer 76) zur Erzeugung eines die Änderungsgeschwindigkeit (hfl) der Flugzeug-Höhe über

r> dem Boden (h_R) darstellenden Signals aufweist, und
daß die Stelleinrichtung abhängig vom Luftdruckhöhengeschwindigkeitssignal (hk) und vom Gleitweg-Abweichungs-Signal (G/S)be\ Oberschreiten vorgegebener Werte die Pilotwarneinrichtung (54) betätigt.

13. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 — 12, gekennzeichnet durch

einen Addierer (73) eines eine Funktion der Änderungsgeschwindigkeit (hk) der Luftdruck-Höhe

4Ί (ha) des Flugzeuges darstellenden Signals und eines eine Funktion der Höhe (h_R) des Flugzeuges über dem Boden darstellenden Signals,
einen Sinkgeschwindigkeits-Detektor (74), der aufgrund des Summensignals ein Warnauslösesignal

ίο »Sinkgeschwindigkeit zu groß« erzeugt, wenn die Änderungsgeschwindigkeit (hk) einen vorbestimmten Wert für die Höhe (h_R) des Flugzeuges über dem Boden überschreitet, und
ein ODER-Glied (52), an dessen einem Eingang das

·>■*> Warnauslösesignal »Sinkgeschwindigkeit zu groß« und an dessen anderem Eingang das Untergleitweg-Warnauslösesignal liegen und dessen Ausgangssignal zur Betätigung der Pilotwarneinrichtung (54) dient.

πι ι

14. Einrichtung nach einem der Ansprüche t - 13,

gekennzeichnet durch einen Addierer (82) eines eine Funktion der Höhe (h_R) des Flugzeuges über dem Boden darstellenden Signals und eines eine Funktion der Änderungsgeschwindigkeit (hk) der Höhe (h_R)

i'i des Flugzeuges über dem Boden darstellenden Signals,

einen Näherungsgeschwindigkeits-Detektor (83). der aufgrund des Summensignals ein Warnauslöse-

signal »Näherungsgeschwindigkeit zu groß« erzeugt, wenn die Änderungsgeschwindigkeit (hk) einen vorbestimmten Wert für die Höhe (ha) des Flugzeuges über dem Boden überschreitet, und
ein ODER-Glied (52), an dessen einem Eingang das Warnauslösesignal »Näherungsgeschwindigkeit zu groß« und an dessen anderem Eingang das Untergleitweg-Warnauslösesignal liegen und dessen Ausgangssignal zur Betätigung der Pilotwarneinrichtung (54) dient

15. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 — 14, gekennzeichnet durch

einen Signalerzeuger (60, 61), der abhängig von der Höhe (hft) über dem Boden mit Ausnahme der Landekonfiguration des Flugzeuges eine Höhe unter einem vorbestimmten Wert^rfaßt, um ein Mindestbodenabstandssignal (TC, TC) zu erzeugen, eine Signalquelle (43, 44, 46, 47, 65) eines einen zum Landen geeigneten Zustand des Flugzeuges (Landekonfiguration) darstellenden Signals (GU FD. GX)
ein UND-Glied (62) an dessen einem Eir^ang das Flugzeug-Landekonfigurations-Signal (GU, FD, GX) und an dessen anderem_Eingang das Mindestbodenabstandssignal (TC, TC) liegen, wobei das UND-Glied (62) ein Ausgangssignal abgibt, wenn das Flugzeug unter dem Mindestbodenabstand und nicht in Landekonfiguration ist, um ein Untermindestbodenabstands-Warnauslösesignal zu erzeugen, und
ein ODER-Glied (52, an dessen einem Eingang da:;

Untermindestbodenabstands-Warnauslösesignal
und an dessen anderem Eingang das Untergleitweg-Warnauslösesignal liegen und dessen Ausgangssignal zur Betätigung der Pilotwarneinrichtung (54) dient.

16. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1-15, deren Signale elektrischer Art sind und deren Bauteile von der elektrischen Stromversorgung des Flugzeuges erregt sind, dadurch gekennzeichnet, daß zur Vermeidung von Fehl-Warnsignalen aufgrund von Einschwingungsvorgängen in den Signalen durch Schaltzustandsübergänge u. dgl. der elektrischen Stromversorgung des Flugzeuges eine Sperreinrichtung vorgesehen ist, die eine Betätigung der Pile'.warneinrichtung (54) du:ch ein derartiges; Fehl-Warnsignal verhindert.

17. Einrichtung nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Sperreinrichtung ein ZeitverzögerungsglieJ (53, 103) zwischen dem Erzeuger des Warnauslösesignals und der PiIo twarneinrichtung (54) aufweist.

18 Einrichtung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß mehrere Detektoren auf verschiedene Kombinationen der Flugzeug-Zustands-Signale ansprechen, wobei jeder Detektor ein logisches Ausgangssignal erzeugt, dessen Wert sich bei einer gefährlichen Bodenannäherung des Flugzeuges ändert,

daß ein ODER-Glied (52) mit mehreren Eingängen eingangsseitig mit jedem Detektor verbunden ist, und

daß zwischen dem Ausgang des ODER-Gliedes (52) und der Pilotwarneinrichtung (54) ein einziges Zeitverzögerungsglied (53) liegt.

19. Einrichtung nach Anspruch 17 oder 18, gekennzeichnet durc'i eine Verzögerungszeit in der Größenordnung von 0,6 s.

20. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1-19,

mit einem Soll-Strahlungsdiagramm längs des beabsichtigten Gleitweges, dadurch gekennzeichnet, daß zur Vermeidung falscher Höherfliegen- und Tieferfliegen-Information aufgrund unvermeidbarer unerwünschter anderer Wege infolge des Strahlungsdiagramms ein Gleitweg-Gültigkeits-Detektor (85,86,92-103) aufweist:

ein Differenzierglied (98), das aufgrund des Gleitweg-Signals (G/S) ein Signal (G/S) erzeugt, das Änderungen der gültigen bzw. echten und der falschen Höherfliegen- und Tieferfliegen-Informationen entspricht, und

ein Sperrglied, das die Verwendung der Gleitweg-Information verhindert, wenn das Änderungs-Signal (G/S) einen vorbestimmten Signalpegel überschreitet.

21. Einrichtung nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, daß die gültige bzw. echte Höherfliegen- und Tieferfliegen-Inform-vion im Gleitweg-Signa! (G/S) in einem Frequenzband und die falsche Höherfliegen- und Tieferfliegen-Information in einem anderen Frequenzband ist, der Gültigkeits-Detektor ein Filter (92), das den Durchtriu des gültigen bzw. echten Informations-Signals sperrt und den des falschen Informations-Signals ermöglicht, sowie einen Detektor (96), der auf ein zu großes falsches Informations-Signal vom Filter (92) anspricht, aufweist, um eine Verwendung dieser Gleitweg-Information zu verhindern.

22. Warneinrichtung nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, daß die gültige bzw. echte Höherfliegen- und Tieferfliegen-Infor-nation in einem Frequenzbereich unterhalb einer Frequenz /j und die falsche Höherfliegen- und Tieferfliegen-Information in einem Frequenzbereich oberhalb der Frequenz f\ liegen, und daß das Filter (92) Frequenzen oberhalb der Frequenz /i hindurchtreten läßt.

23. Einrichtung nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß das Gleitweg-Ausgangssignal .'G/S) bei Frequenzen oberhalb einer Frequenz h verrauscht ist, und daß das Filter (92) ein Bandpaßfilter ist, das das Frequenzband zwischen den Frequenzen /i und /2 hindurchtreten läßt.

24. Einrichtung nach Anspruch 23, dadurch gekennzeichnet, daß/ι = ¹A Hz und /·> = 2,5 Hz.

25. Einrichtung nach einem der Ansprüche 21 - 24, gekennzeichnet durch einen Gleichrichter (95) zwischen Filter (92) und Verhinderungs-Detektor (96) für die durch das Filter (92) getretenen falschen Informations-Sigiiale, wobei das Ausgangssignal des Gleichrichters (95) eine Funktion der Amplitude des falschen Informations-Signals ist.

26. Einrichtung nach einem der Ansprüche 20-25, gekennzeichnet durch

einen Detektor, der auf das Luftdmckhöhenänderungsgeschwindigkeitssignal (he) und auf das Änderungs-Signal (G/S) anspricht, um ein Änderungs-Signal (G/S) zu . /fassen, das von dem Luftdruckhöhenände^rungsgeschwindigkeitssignal (hg} um einen Betrag abweicht, der eine vorbestimmte Änderungsgeschwindigkeit überschreitet, und
ein Sperrglied (97, 103, 85), das auf dieses Änderungs-Signal ansprechend die Verwendung der Gleitweg-Information verhindert.

27. Einrichtung nach Anspruch 26, gekennzeichnet durch ein Glied (Verstärker 99), das abhängig von der Höhe βκ) des Flugzeuges über dem Boden die Amplitude des Änderungs-Signals (GVS) relativ zur

Amplitude des l.uftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeitssignals (hn) bei geringen Höhen (hu) verringert, um den Bereich des Ändcrungs-Signals (G/S zu vergrößern, dessen Gleitweg-Information gültig ist.

28. Einrichtung nach einem der Ansprüche 20 - 27, gekennzeichnet durch

einen Detektor (92 — 96) für zu großes Gleitwcg-Abweichungs-Signal (G/S) in einem vorbestimmten Frequenzbereich (f_t - fi),

einen Detektor (92, 98-102) für zu große Änderungsgeschwindigkeit des Gleitweg-Abweichungs Signals (G/S)und

ein Sperrglied (97,103,85), das aufgrund eines der zu großen Ausgangssignale die Verwendung der Gleit weg-Information verhindert.

29. Einrichtung nach einem der Ansprüche 20 - 28. gekennzeichnet durch ein Zeitverzögerungsglied (103), das auf das Nichtvorliegen einer Sperrbedingung für eine vorbestimmte Zeitdauer anspricht, um die Verwendung der Gleitweg-Information zuzulassen.

30. Einrichtung nach Anspruch 29, gekennzeichnet durch eine Zeitverzögerung in der Größenordnung von 15 s.