DE2559952B1

DE2559952B1 - Bodennaehe-Warneinrichtung fuer Flugzeug-Piloten bei Landeanflug mit Kehre in niedriger Hoehe

Info

Publication number: DE2559952B1
Application number: DE2559952A
Authority: DE
Inventors: Bateman Charles D
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1974-06-19
Filing date: 1975-06-18
Publication date: 1980-11-20
Also published as: SE449599B; SE8100890L; GB1488744A; SE422715B; GB1488745A; JPS5861100A; DE2527056A1; SE7808631L; JPS5114699A; DE2527056C3; SE418720B; AU499009B2; SE8100891L; JPS5934560B2; SE422671B; DE2527056B2; FR2289980B1; SE424624B; FR2309939B1; AU511815B2

Description

Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zum Warnen eines Piloten eines Flugzeugs vor dem Annähern an den Boden gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

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

Der Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, daß die Flugsicherheit durch Warneinrichtungen weiter verbessert werden kann, die auf anderen Flugzeug-Parametern beruhen. Es ist dabei wesentlich, daß sowohl Fehl-Warnsignale vermieden als auch Warnsignale bei unsicherem Betrieb gegeben werden, da zahlreiche Piloten einer Warneinrichtung überhaupt keine Beachtung schenken würden, von der sich gezeigt hat, daß sie Fehl-Warnsignale abgibt. Die Erfindung berücksichtigt verschiedene Parameter, die den Bereich der Bedingungen ausdehnen, für die Warnsignale abgegeben werden, und die die Betriebszuverlässigkeit verbessern. Dazu besitzt die Warneinrichtung einen Signalgenerator zum Erzeugen eines eine Ablage oder Abweichung des Flugzeuges vom Gleitweg darstellenden Signals zusammen mit einem Vergleichen der das Gleitweg-Ablage-Signal mit einem die Höhe des Flugzeuges über dem Boden darstellenden Signal vergleicht und ein Warnsignal erzeugt, wenn die Ablage zu groß ist.

Eine Warneinrichtung 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

ORiGlNAL INSPECTED

dabei abhängig vom Ausmaß der Abweichung sein.

Nachteilig ist dabei, daß der Pilot bei der bekannten Einrichtung bereits bei Beginn des Landeanflugs sehr genau am Gleitweg fliegen muß, 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 01 049) 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 Flugsicherheit 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.

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

Es ist daher Aufgabe der Erfindung, eine Warneinrichtung der eingangs genannten Art so auszubilden, <to 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 Erfindung wird das Warnsignal unter Berücksichtigung, ob eine Landeanflug-Kehre geflogen wird, 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 so zum Gleitweg erst bei geringer Höhe genau sein muß.

Vorzugsweise ist zur Vermeidung von Fehl-Warnsignalen feststellbar, ob das Gleitweg-Abweichungs-Signal echt oder falsch ist. Das Strahlungsdiagramm einer Gleitweg-Antenne erzeugt nämlich gewöhnlich den vorgesehenen Gleitweg-Strahl sowie unbeabsichtigte Nebenkeulen 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 (vgl. DE-OS 25 27 056).

Weiter ist vorteilhaft das Warnen während der Endstufen eines Lande-Sinkfluges und während der Anfangsstufen des Startens verhinderbar.

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

Die Erfindung sieht also eine Einrichtung zum Warnen des Piloten vor, wenn das Flugzeug in unsicherem Zustand in Bodennähe ist. Die Einrichtung besitzt Eingänge bezüglich der Flugzeug-Konfiguration und des Flugzustands relativ zum Boden. 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

F i g. 1 ein Diagramm zur Erläuterung des Gesamtaufbaus der Einrichtung zum Warnen eines Piloten,

F i g. 2, 3 und 4 zusammen ein Funktions-Blockdiagramm der Einrichtung,

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

Fig.9 ein Diagramm eines typischen Gleitwegleitstrahls und

Fig. 10 eine Tabelle, die den Ablauf der Selbstüberprüfung der Einrichtung zusammenfaßt.

Die dargestellte und beschriebene Einrichtung hat nicht nur die oben zusammengefaßten und insbesondere in den Patentansprüchen festgelegten Merkmale, sondern auch eine Warnzustand-Detektorschaltung gemäß der US-PS 3715 718 und einer früheren Einrichtung, die etwa 1973 eingeführt wurde. Die gesamte Einrichtung ist dargestellt, um die Beziehung zwischen den verschiedenen Warnzuständen herauszustellen.

Während der Beschreibung der Erfindung werden spezielle Werte für verschiedene Warnungs-Randbedingungen, wie z. B. Höhen, Höhengeschwindigkeiten, 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 (Toleranzgrenzen). Zahlreiche Signale und Bedingungen sind durch Symbole dargestellt. Häufig verwendete Symbole sind in der folgenden Tabelle zusammengefaßt:

Definition der Ausdrucke und Einheiten

(...) .	(...)	= UND-Verknüpfung,
("-) +	(...)	= ODER-Verknüpfung,
ItR		= Funkhöhe (ft),
Kr		= Funkhöhenänderungsgeschwindigkeit
		(ft/min),
h_B		= Luftdruckhöhe (ft),
Hb		= Luftdruckhöhenänderungsgeschw in-
		digkeit (ft/min),
FD		= Landeklappen in Landestellung; dies
		schließt auch den Fall ein, daß das
		Signal (Landeklappen ausgefahren
		oder Fahrwerk ausgefahren) vorliegt.
FD		= Landeklappen nicht in Landestellung
		(d. h. logische Negation),
Hc		= ergänzte Höhenänderungsgeschwin
		digkeit (ft/min) (vgl. US-PS 3715718),
GU		= Fahrwerk eingefahren,

IO

1)

20

GU = Negation dazu, also Fahrwerk ausge

fahren,

/?"/?/. = Funkhöhenänderungsgeschwindig-

keits-Grenzwert
(vgl. US-PS 37 15 718),

TO = Start sowie Ausgangssignal einer wei

ter unten beschriebenen Speicherzelle,

TO = logische Negation des TO-Signals,

TC = unter Mindestbodenabstand,

TC = über Mindestbodenabstand,

Anflugkurs = diskretes Eingangssignal,

G/S = Gleitweg-Abweichungs-Signal in Ein

heiten (»dots«) (eine Einheit == 0,35° Abweichung),

G/S — Änderungsgeschwindigkeit des Gleit

weg-Abweichungs-Signals,

(G/S Gültig) = Gültigkeitssignal, das aus dem G/S-Signal erzeugt ist, um den Empfang eines korrekten G/5-Signals anzuzeigen,

GX = fahrwerkbezogenes Signal, das ein

Ausgangssignal einer Speicherzelle ist, wie dies weiter unten näher erläutert

wird, und

GX = logische Negation des GX-Signals.

Das Grundprinzip der erfindungsgemäßen Einrichtung ist in F i g. 1 gezeigt. Signale von verschiedenen FIugzeug-Zustands-Fühlern werden verschiedenen Warn-Zustands-Detektoren eingeführt, die bei einem gefährlichen Zustand des Flugzeuges ein Signal erzeugen, das eine Warneinrichtung betätigt.

Einige der Flugzeug-Zustands-Fühler beziehen sich auf die Lage und die Bewegung des Flugzeuges, während andere dessen physikalische Eigenschaften betreffen. Der Luftdruckhöhenmesser mißt die Flugzeughöhe relativ zum Meeresspiegel, indem er Änderungen des Luftdruckes erfaßt. Der Funkhöhenmesser mißt den Bodenabstand des Flugzeuges aufgrund der Laufzeit eines Funksignals vom Flugzeug zum Boden und zurück. Der Gleitweg-Signalempfänger gibt ein Eingangssignal in die Einrichtung bei Flughäfen, die mit einem Gleitwegleitstrahl-Sender ausgestattet sind. Die Ladeklappen- und Fahrwerk-Fühler erfassen, ob die Flügellandeklappen und das Fahrwerk ein- oder ausgefahren sind.

Die Warn-Zustands-Detektoren können funktionell nach den Zuständen eingeteilt werden, die sie erfassen. Der »Negativ-Steigen-nach-Start«-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 »Über-Näherungsgeschwindigkeita-Detektor (vgl. US-PS 37 15 718) erzeugt ein Warnsignal, wenn sich das Flugzeug zu rasch dem Boden nähert. Der »Unter-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 »Hochziehen« mahnt.

Die Flugzeug-Zustands-Fühler und einige der Signal-Verarbeitungseinrichtungen sind ausführlicher in F i g. 2 dargestellt, die zusammen mit Fi g. 3 und 4 schematisch den Schaltungsaufbau der Einrichtung zeigt. Ein Luftdruckhöhenmesser 20 führt ein analoges Ausgangssignal he zu einem Differenzierglied 21, dessen Ausgangssignal ein analoges Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeitssignal Hb 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 Luftdruckhöhensignal As durch den Rechner anstelle des Luftdruckhöhenmessers 20 erzeugt sein.

Ein Funkhöhenmesser 26 führt ein analoges Ausgangssignal liR zu einem Prüf-Addierer 27 und ein anderes Eingangssignal zur Detektorschaltung. Zusätzlich ist das Signal Λ« Eingangssignal mehrerer einzelner Funkhöhen-Detektoren, 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 hu kleiner als 50 ft wird, ist das Ausgangssignal des Detektors 29 eine logische »1«. Wenn das Flugzeug steigt, wird das Ausgangssignal des Detektors 29 eine logische »0«, sobald die Höhe 100 ft überschreitet. Die 50-ft-Differenz oder -Hysterese in der Detektor-Schalt-Kennlinie verhindert eine Änderung im Zustand des Detektor-Ausgangssignals, wenn nicht eine beträchtliche Änderung in der Flugzeughöhe vorliegt. Weitere Detektoren 30 und 31 erzeugen logische »1 «-Ausgangssignale bei Funkhöhen unterhalb 700 ft bzw. 2450 ft.

Einige Flugzeuge sind mit einer Pilot-Steuerung für den Flugzeug-Landekurs-Empfänger ausgestattet, der beim Abflug die Verwendung des Landekurs-Leitstrahls ermöglicht. Wenn eine derartige Auswahl verfügbar ist, wird sie auch in der Bodennähe-Warneinrichtung eingesetzt, um ein logisches Steuer-Eingangssignal dem Gleitweg-Detektor zuzuführen, wie dies später erläutert wird. Ein Kurswählschalter 35 in der »Anflug«-Stellung 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 »Tieferfliegen«-Zustän-. de 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 Gleitwegleitstrahls 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 Lande-Fahrwerk-Fühlschalter 46 schließt bei ausgefahrenem Lande-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 ^r, Ausgang über ein Zeit-Verzögerungsglied 53 mit der Pilotwarneinrichtung 54 verbunden ist.

Zunächst sei die Erfassung eines Negativ-Steigens nach dem Start betrachtet, wobei das Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeitssignal Kb zu einem Negativ- ι ο 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. Ein letzter Eingang betrifft die Prüfschaltung und wird weiter unten näher erläutert. Er ist außer unter Prüfbedingungen im logischen »!«-Zustand. Wenn demgemäß des 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 Iir wird in einem Addierer 60 mit einem Vorsprungs-Signal addiert, das — 480 ft darstellt. Ein Detektor 61 erfaßt, wenn die Differenz kleiner ist als so 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 ein negiertes »Landeklappen-unten«- oder FD-Signal. Der Flug-Sink-Detektor erzeugt ein Warnsignal, wenn die Flugzeughöhe relativ zum Boden kleiner als 480 ft und 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 Fiipflop mit einem Setz- und einem Rücksetzeingang S bzw. R und mit Ausgängen Q und Q, die den Start bzw. den (Reise-)Flug wiedergeben.

Der S-Eingang des Flipflops ist mit dem »Landeklappen-ausgefahren«-Signal FD und dem Signal TC für »unter dem Mindestbodenabstand« beaufschlagt, während am R-Eingang eine Negierung des »Ä#<700-ft«- Signals liegt. Wenn das Flugzeug fliegt, gelten 5=0 und R= 1. Das Ausgangssignal ist Q oder »(Reise-)Flug«. Wenn das Flugzeug niedergeht oder sinkt, wird das ^-Eingangssignal zu 0, wenn Λα < 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- oder Start-Ausgangssignal und bleibt in diesem Zustand, selbst wenn die Einrichtung eo nicht mehr mit Energie versorgt ist. Es entspricht unter diesem Gesichtspunkt einem Stromstoßrelais. Der S-Eingang bleibt »1«, bis die Landeklappen eingefahren sind. 5 fällt dann auf »0« ab ohne Änderung des Ausgangssignals der Speichereinheit, da der Λ-Eingang noch »0« ist. Wenn h_R 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 Flughäfen, bei denen das Gelände einen Anflug in tiefen Kreisen bei einer Höhe unter 480 ft erfordert. Ein derartiger Anflug roll nicht mit ausgefahrenen Landeklappen erfolgen, da der Luftwiderstand mit ausgefahrenem Lande-Fahrwerk und ausgefahrenen Landeklappen zu groß ist, um mit ausreichendem Sicherheitsspielraum eine Kurve in geringer Höhe zu fliegen. Sichtanflüge werden manchmal unter tiefem bedecktem Himmel gemacht. Wiederum kann das Fahrwerk ausgefahren sein, obwohl die Landeklappen nicht in Landestellung sind. Die (Reise)-Flug-Sink-Schaltung hat ein Warnungs-Sperrglied, das einen derartigen Anflug ermöglicht.

Der Warn-Detektor 61 erzeugt ein Warnsignal, wenn tiR 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. Das GXSignal wird vom Q-Ausgang einer bistabilen Flipflop-Speichereinheit 65 mit negiertem G£/-Signal am 5-Eingang und negiertem »Afl<700ft«-Signal am Ä-Eingang erhalten. Wenn das Flugzeug fliegt, gilt S = O und A= 1. Es liegt kein (^-Ausgang vor. Der i?-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 Luftdruckgeschwindigkeitshöhenänderungssignal Kb abgeleitet, wobei das Auftreten eines Warnsignals verhindert wird, solange das Sinken zwischen Höhen von 480 bis 280 ft nicht zu groß ist. Der Verlauf des Sperrsignals ist durch eine Vollgrenzlinie in der F i g. 5 gezeigt. Das Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeitssignal Kb wird in einem Addierer 66 zu einem Vorspannungssignal addiert, das einen Anstieg von 1400 ft/min darstellt. Eine Begrenzerschaltung 67 wird mit einem Eingangssignalpegel, der 0 ft/min darstellt, abgeschaltet und ist bei 800 ft/min gesättigt. Dies stellt Luftdruckhöhenänderungs-Geschwindigkeiten 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 Kb= —1400 ft/min das Sperrsignal den Wert 0 hat, während für Kb= —600 ft/min das Sperrsignal dem Ausgangssignal des Addierers 60 für Λ«=200 ft entspricht. Das sich ergebende Signal wird im Addierer 63 zum »Λα-480 ft«-Signal addiert.

Aus der Schaltung und dem Diagramm der Fig.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 h'e 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 möglicht ist bzw. toleriert werden kann, verringert sich von 1400 auf 600 ft/min. Unterhalb einer Höhe von 200 ft liegt kein Sperrsignal vor, und es wird ein Warnsignal erzeugt,

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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 ti nicht die Vollgrenzlinie 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 Fig.6 und der Eingangssignale zum UND-Gliee 70 erläutert. Der Sinkgeschwindigkeits-Detektor hat als Eingangssignale das Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeitssignal Eb und das Funkhöhensignal h_R. Das Signal tie wird zu einem 1300ft/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. Ein 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 »Aß<2400ft«-Signal. Wie in der F i g. 6 dargestellt, wird unter einer Höhe von 240 ft ein Warnsignal gegeben, wenn die Sinkgeschwindigkeit zu groß ist. Bei 2400 ft ist eine Sinkgeschwindigkeit von 3500ft/min noch möglich. Bei A«=0 ist eine Sinkgeschwindigkeit von 1300ft/min ohne Warnsignal noch möglich. Ein Abschneiden bei hß— 1300ft/min wird jo 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 Näherungsgeschwindigkeits-Detektor beruht auf einer Schaltung (vgl. US-PS 37 15 718), bei der ein ergänztes oder komplementiertes Höhenänderungsgeschwindigkeitssignal h'c mit der Flugzeughöhe verglichen wird, um ein Warnkriterium festzulegen. Die Schaltung wird hier kurz erläutert (ergänzend vgl. US-PS 37 15 718). Die Warngrenze ist in der Fig.7 schematisch gezeigt.

Das Funkhöhenänderungsgeschwindigkeitssignal Hr wird aus Λ« durch einen Differenzierer 76 gebildet. Dieses Signal wird zu einem stellbaren Pegel-Begrenzer 77 geführt, und der Funkhöhenänderungsgeschwindigkeits-Grenzwert Hrl bildet eines der Eingangssignale zu einem Komplementär-Filter 78. Das andere Eingangssignal ist das Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeitssignal tie. Die Grenzen für Λ/? werden entsprechend so 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 Höhenänderungsgeschwindigkeitssignal h'c wird in einem Addierer 80 zu einem einen Anstieg von 2000 ft/min darstellenden Vorspannungssignal addiert, in einem Verstärker 81 maßstäblich geändert und in einem Addierer 82 zum Funkhöhensignal Ar addiert. Ein Detektor 83 erzeugt ein logisches Warn-Ausgangssignal »1«, wenn die Summe kleiner als 0 ist. Die Schaltung hat eine geradlinie 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 15 718 bekannten Schaltung ab, bei der die Warngrenze eine quadratische Funktion 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 Fig.4 gezeigt. Die Detektor-Warn-Kennlinie ist schematisch in der Fi 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 »50ft</?R<700ft«- und einem »Anflug«-Signal, die später erläutert werden. Der Untergleitweg-Detektor empfängt Eingangssignale vom Gleitwegleitstrahl-Signalempfänger 37 und das Flugzeug-Höhensignal /?#. Das Gleitweg-Abweichungs-Signal vom Signalempfänger 37 ist positiv für ein Höherfliegen und hat eine Amplitude, 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 »!«-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 große Winkeländerung oder -verschiebung dar. Um Fehl-Warnsignale zu vermeiden, ist die Empfindlichkeit des Untergleitweg-Detektors bei niedriger Höhe verringert. Das Höhensignal /?/? 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 Ausgangssignal bei Höhen unterhalb 150 ft. Dieses Signal wird zu einem maßstäblich verstärkenden Verstärker 90 geführt, dessen Ausgangssignal in einem Addierer 91 zum Gieitweg-Abweichungs-Signal addiert wird. Die Kennlinie des Detektors (F i g. 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-Errpfänger ausgestattet, der entweder beim Anflug oder beim Abflug "om 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-Gliedes 86 ausgeschlossen.

Eine 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 Gleitwegleitstrahl-Anlage werden modulierte Funk- oder Leitstrahlen von einer Antennenanordnung ausgestrahlt, die neben dem Ende der Start- bzw. Landebahn entlang einem 3°-Gleitweg zur Antenne vorgesehen ist. Obwohl die Leitstrahlenergie auf den Anflugkurs des Flugzeuges konzentriert werden soll, ist das Strahlungsdiagramm im allgemeinen keulenförmig. Die meiste Strahlenergie ist auf den Anflugkurs oder den Anflug konzentriert, aber ein merklicher Anteil der Energie ist unter 180° hierzu 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 F i g. 9 gezeigt. Im Anflug (front course) sind Nullstellen bei 3, 9 und 12°. Die Haupt-Keule für Höherfliegen liegt unter 3° und die Haupt-Keule für Tieferfliegen über 3°, zentriert auf eine Neigung von 6°. Oberhalb der 9°-Nullstelle ist eine 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 den 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 des Piloten entscheiden können (mit Ausnahme des 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 und der falschen Höherfliegen- und Tieferfliegen-Information. Die Änderungen in der falschen Information sind größer als die Änderungen in der gültigen oder echten Information, und diese Eigenschaft wird ausgenutzt, um zwischen den beiden zu unterscheiden. Der Unterschied in den Änderungen hat verschiedene Ursachen.

Wenn zunächst das Abflug-Signal auf einem Vektor unter 180° zum Anflug betrachtet wird, so ist offensichtlich, daß die Antennenanoi dnung so ausgelegt ist, daß die entlang dieses Vektors ausgestrahlte Energie möglichst klein ist Folglich ist der Rauschabstand im Anflug-Signal größer als im Abflug-Signal. Weiter hängt das Strahlungsdiagramm von der Reflexion am Boden ab. Um die Verwendbarkeit des Anflug-Signals möglichst groß zu machen, sollte der Boden entlang des Anfluges möglichst frei von Hindernissen gemacht werden, die Rauschsignale erzeugen. Im allgemeinen werden Flugzeug- und Motorverkehr verhindert. Dagegen liegt beim Abflug ein großes Verkehrsaufkommen vor, das Störungen im Signal verursacht. Daher ist beim Anflug nicht nur das Signal größer, sondern es ist auch das Rauschen kleiner als beim Abflug. Auf ähnliche Weise ist bei der Neben-Keule für Höherfliegen bei 12° der Rauschabstand verringert. Wenn weiter das Flugzeug einem Kurs folgt, der sich einem 3° -Gleitweg nähert, so bildet sein Weg einen Winkel von 9° bezüglich der Neben-Keule von 12°. Dies führt zu einer sehr schnellen Änderung der Amplitude des Gleitweg-Abweichungs-Signals. Dies sind Beispiele der Signaleigenschaften, die zur Feststellung der Gültigkeit des

ι ο Gleitweg-Signals verwendet werden.

Zwei Gültigkeits-Detektoren sprechen auf das Gleitweg-Abweichungs-Signal an. Wenn einer ein Ausgangssignal hat, so zeigt es an, daß die Information falsch und das Gleitweg-Signal nicht echt oder ungültig ist.

Das Gleitweg-Abweichungs-Signal G/S wird zu einem Bandpaßfilter 92 geführt, das aus in Reihe geschalteten Tiefpaß- und Hochpaßfilterabschnitten 93 bzw. 94 besteht. Der Ausgang des Filters 92 ist mit einem Gleichrichter 95 verbunden, der ein Gleichspannungs-Ausgangssignal liefert, das eine Funktion der Signalenergie ist, die durch das Filter 92 übertragen 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 ¹At 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 ¹At 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 2</2 Hz, so daß die Gültigkeits-Anordnung nicht auf gültige oder echte Signalinformation anspricht.

Wenn der Gleitwegleitstrahl-Signalempfänger 37 eine gute automatische Verstärkungsfaktor-Steuer-

kennlinie 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 Tiefpaß- filter 93 wird zu einem Differenzierglied 98 geführt, dessen Ausgangssignal die Änderungsgeschwindigkeit G/S des Gleitweg-Abweichungs-Signals darstellt. Dieses Signal wird mit Λ« in einem Verstärker 99 mit einstellbarem Verstärkungsfaktor multipliziert und zu einem Addierer 100 geführt, wo es zu dem die Luftdruckänderung darstellenden Signal Kb und einem Vorspannungssignal addiert wird, das eine Luftdruckänderung von —3° darstellt.
Das Summensignal wird durch ein Bauelement 101 gefiltert und zu einem Gleitweg-Abweichungsgeschwindigkeits-Detektor 102 geführt.

Wenn das Flugzeug in der Haupt-Keule ist und entlang eines Kurses parallel zum 3°-Gleitweg fliegt, verschwinden das Λβ-Signal und das — 3°-Vorspannungssignal. Wenn das Flugzeug in der Haupt-Keule des Gleitweg-Bereiches ist, sollte die Änderungsgeschwindigkeit 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 »O«-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 Ausgangssignal 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-Glieds 85 verbunden. Diese Schaltung erfordert, daß 15 s lang ein gültiges Gleitweg-Abweichungs-Signal 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 eine? 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

ίο 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

ι-. 50 ft betätigt, um den Eingang für das Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeits-Signal zu erden, so daß eine fehlerhafte Luftdruck-Höheninformation 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 Schaltungen der F i g. 2,3 und 4 zusammen:

Warnbedingungs-Detektor

Warnungs-Kriterium

Negativ-Steigen nach Start {K_B < - 100) · TO ■ FD ■ [{h_R > 50) + (h_R > 100)] · (h_R < 700)

Sinken Steigen

Bodenabstand

Hysterese Mit {TO) = Zustand der Speichereinheit 58

TC-FD-W

TC = [{h_R < 480) TÖ GX

+ / Γα_β < ?!§(-#„ + 160)1 TO GX

<480)

+ th_R < 200) · TO ■ GZ]
Mit (GZ) = Zustand der Speichereinheit 65

Sinkgeschwindigkeit \h_R < - ^ {K_B -1300)1 ■ (ft« < 2450) ■ l(h_R > 50) + (h_R > 100)]

nahe beim Boden zu groß * ^v '

Sinken Steigen

Hysterese

Näherungsgeschwindigkeit
zum Boden zu groß

Abweichung vom Gleitweg

^R - HS ^{Hc ~ ²⁰⁰⁰⁾] ■ ^{(Hr >} ⁵⁰⁾

| Γ^

_(Anflug)

+ [(G/S < - 1.6) · (Anflug) · {G/S gültig) · GU ■ (150 < h_R < 700)]

Die verschiedenen Eingangssignale zur Einrichtung (,5 normalen Betriebs des Flugzeugs ist es nicht ungewöhn-

sind elektrisch und werden von den Flugzeug-Zustand- lieh, daß transiiente Signale oder Schwingungen im

Fühlern erzeugt, von der elektrischen Stromversorgung Versorgungskreis aufgrund z. B. eines Sammelschienen-

des Flugzeuges gespeist werden. Während eines Schaltens auftreten. Diese transienten Signale haben

üblicherweise sehr kurze Zeitdauer. Sie können jedoch die Zustand-Fühler ausreichend stören, um ein FehlWarnsignal zu erzeugen. Ein Zeitverzögerungsglied 53 zwischen dem ODER-Glied 52 und der Warneinrichtung 54 verhindert Fehl-Warnsignale aufgrund solcher transienten Signale. Es hat sich gezeigt, daß eine Zeitverzögerung in der Größenordnung von 06 s ausreichend langer als die transienten Signale in der Versorgungsleitung ist, um Fehl-Warnsignale zu vermeiden, während die Erzeugung von richtigen oder echten Warnsignalen nicht übermäßig verzögert wird.

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, werden 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 F i g. 10 zusammengefaßt.

Zunächst werden die Boden-Prüfungen erläutert. Das Ausgangssignal des UND-Gliedes 106 betätigt einen Schalter 108, wobei ein Vorspannungssignal, das eine so Sinkgeschwindigkeit von 900ft/min darstellt, zum Addierer 23 geführt wird, und einen Schalter 109, wobei ein Vorspannungssignal, das eine Höhe von 200 ft darstellt, zum Addierer 27 geführt wird. Das 200-ft-Höhensignal entfernt das Ausgangssignal vom 50-ft-Höhen-Detektor 29. Dies bewirkt, daß der Schalter 22 in die in der Fig.2 gezeigten Stellung zurückkehrt, wodurch Erde vom Eingang des Addierers 23 genommen wird.

Die 9000-ft/min-Vorspannung zur Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeits-Schaltung lädt die Bauteile des Komplementär-Filters 78 auf, wobei ein Näherungsgeschwindigkeits-Warn-Ausgangssignal für ungefähr 3 s erzeugt wird. Es liegt auch ein Warn-Ausgangssignal 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 anfänglichen Teils der Prüfung nicht am ODER-Glied 52 liegt.

Auf ähnliche Weise bewirkt das 9000-ft/min-Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeits-Signal ein Ausgangssignal vom Detektor 56 zum Negativ-Steigen-Geschwindigkeitsglied. Das UND-Glied 57 in dieser Schaltung erfordert ein Eingangssignal von einem ODER-Glied 111, das für 6 s beim Biegen der Prüffolge entfernt wird. Das Boden-Prüfsignal wird direkt zu einem negierenden Eingang und über ein 6-s-Zeitverzögerungsglied zum ODER-Glied 111 geführt. Wenn keine Boden-Prüfung vorgenommen wird, hat das ODER-Glied 111 ein logisches »1 «-Ausgangssignal. Beim Beginn der Boden-Prüfung geht das Ausgangssignal nach Null. Nach Ablauf der 6 s kehrt das Ausgangssignal nach »1« zurück, und über das UND-Glied 57 wird ein Warnsignal erzeugt. Dieses Warnsignal dauert so lange, wie der Prüfknopf oder -schalter 41 geschlossen oder betätigt ist. Wenn der Prüfknopf freigegeben wird, wird das negierte Boden-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 verschwunden ist.

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

Beim sequentiellen Warnen sind vorzugsweise Warnleuchten sorgfältig zu beobachten, um die Ein-Aus-Ein-Folge zu unterscheiden. Die schnellen Wechsel im Zustand sind mit dem Tonsignal schwierig zu unterscheiden.

Jeder der Warn-Zustand-Detektoren erzeugt ein Warnsignal einer gefährlichen Bedingung mit gewöhnlich ausreichender Zeit, damit der Pilot durchstarten und einen Unfall vermeiden kann. Die Warn-Randbedingungen sind so gewählt, daß unnötige Warnsignale in geringstem Maße auftreten. Während jeder der Detektoren unabhängig arbeitet, stehen die Warn-Randbedingungen so in Beziehung, daß ein Warnsignal für im wesentlichen alle aufgrund einer Bodennähe gefährlichen Zustände eines Flugzeugs erzeugt wird.

Hierzu 5 Blatt Zeichnungen 030147/190

Claims

Patentansprüche:

1. Einrichtung zum Warnen des Piloten eines Flugzeugs vor dem Annähern an den Boden, die warnt, wenn die Landeklappen nicht in Landestellung sind, mit einem Sperrglied, das eine warnungsfreie Annäherung bei einer Landung ermöglicht, bei der eine Kehre in niedriger Höhe erforderlich ist, dadurch gekennzeichnet,

daß ein Signalgenerator (20,21) ein der Änderungsgeschwindigkeit (Hb) der barometrischen Höhe (he) des Flugzeugs entsprechendes Signal abgiot,
daß ein Detektor (67) ein V/arnungs-Sperrsignal erzeugt, wenn die Luftdruckhöhenänderungsgeschwindigkeit beim Sinken { — Üb) unter einen vorbestimmten Wert fällt, und
daß ein Glied (64) das Warnungs-Sperrsignal weitergibt, wenn das Fahrwerk in Landestellung ist, an eine Einrichtung (61,62), die davon abhängig eine Warneinrichtung (54) betätigt.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der vorbestimmte Wert eine Funktion der Höhe (hu) des Flugzeugs über dem Boden ist.

3. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die maximale Luftdruckänderung (Hb), bei der ein Warnungs-Sperrsignal erzeugt wird, direkt von der Höhe (Hr) des Flugzeuges über dem Boden abhängt.

4. Einrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Warnungs-Sperrsignal für eine Luftdruckänderung ein Sinken (-Hb) unier 1400 ft/min (426,72 m/min) bei einer Höhe (Hr) von 200 ft (61 m) über dem Boden erzeugt wird.

5. Einrichtung nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Warnungs-Sperrsignal für eine Luftdruckänderung (-Hb) beim Sinken unter 1400 ft/min (426,72 m/min) bei einer Höhe (hu) von 480 ft (146 m) über dem Boden und 600 ft/min (185 m/min) bei einer Höhe (Hr) von 200 ft (61 m) über dem Boden erzeugt wird.

6. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 — 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Glied (64) anspricht, wenn das Fahrwerk in Landestellung ist.

7. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 — 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Glied (64) das Warnungs-Sperrsignal auch weitergibt, wenn das Fahrwerk, nachdem es in Landestellung gewesen ist, eingefahren wird.

8. Einrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Glied (64) die Weitergabe des Warnungs-Sperrsignals bei eingefahrenem Fahrwerk unterbricht, wenn das Flugzeug eine Höhe oberhalb der vorbestimmten Höhe überschreitet.

9. Einrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die vorbestimmte Höhe ca. 700 ft (213,36 m) beträgt.

10. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 —9, die warnt, wenn Fahrgestell und Landeklappen nicht in Landestellung sind, dadurch gekennzeichnet,

daß ein Signalgenerator (26) ein der Höhe (Hr) des Flugzeugs über dem Boden entsprechendes Signal erzeugt, daß ein Glied (43) ein der Stellung der Landeklappen entsprechendes Signal (FD, FD) abgibt,

daß ein Verknüpfungsglied die Warneinrichtung (54) auslöst, wenn die Höhe unter einer vorbestimmten Höhe ist und die Landeklappen nicht in Landestellung sind,

daß ein Glied (46) ein der Stellung des Fahrwerks entsprechendes Signal (GU, GU) abgibt, um das Warnungs-Sperrsignal weiterzugeben, wenn das Fahrwerk in Landestellung ist.

11. Einrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß das Höhensignal (h& Hr) direkt mit der Flugzeughöhe über der vorbestimmten Höhe in Beziehung steht, daß der Wert des Sperrsignals mit der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs in umgekehrter Beziehung steht, daß die warnungsfreie Annäherung durch Addieren des Höhensignals und des Sperrsignals so möglich ist, daß ein Sperren des Warnsignals in größerer Höhe bei größerer Sinkgeschwindigkeit und in niedrigerer Höhe bei niedrigerer Sinkgeschwindigkeit erreicht ist.

12. Einrichtung nach Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Sperrglied durch ein Verknüpfungsglied ausgelöst wird, das die die Landestellung des Fahrwerks und die das Unterschreiten einer vorbestimmten Höhe darstellenden Signale verknüpft.

13. Einrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß das Sperrglied durch ein Verknüpfungsglied wieder abgetrennt wird, das das Signal, das anzeigt, daß das Fahrwerk nicht in Landestellung ist, und das Signal, das anzeigt, daß die vorbestimmte Höhe überschritten ist, verknüpft.