DE2600521C2

DE2600521C2 - Warneinrichtung für Flugzeuge bei Sinkgeschwindigkeit in Abhängigkeit von der Bodenhöhe

Info

Publication number: DE2600521C2
Application number: DE2600521A
Authority: DE
Inventors: Charles Donald Bellevue Wash. Bateman
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1975-01-13
Filing date: 1976-01-08
Publication date: 1982-12-30
Also published as: AU501302B2; FR2297466B1; IT1053374B; DE2600521A1; GB1489024A; AU8649575A; FR2297466A1; US3947808A; SE7600145L; JPS5810684B2; JPS5195398A; CA1058306A

Description

Warnsignale in größeren Höhen, sondern hat bei kleineren Höhen, wo für das Flugzeug eine echte Gefahr einer Bodenberührung besteht, eine geringere Ansprechempfindlichkeit

Die Höhenänderungs-Geschwindigkeits-Warnschaltung vergleicht die durch einen Luftdruckhöhenmesser gemessene Höhenänderung des Flusrieugs mit der durch einen Radarhöhenmesser gemessenen Bodenhöhe. Wenn sich die Bodenhöhe verringert, nimmt auch die zum Auslösen des Warnsignals erforderliche Höhencnderungs-Geichwindigkeit proportional dazu ab. Oberhalb einer bestimmten Höhe jedoch würde die ein Warnsignal auslösende Kombination der Bodenhöhe und der Höhenänder^ngs-Geschwindigkeit des Flugzeugs wie bei der bereits entwickelten Warnanordnung eine sehr lange Warnzeit (das ist die Zeit bis zu einer möglichen Bodenberührung) ergeben.

Um diese lange Warnzeit bei größeren Höhen zu vei meiden, wird die den Zusammenhang zwischen der Sinkgeschwindigkeit und der Bodenhöhe beschreibende Kennlinie derart geändert, daß ein Minimum der Warnzeit gebildet wird. Dies wird durch Änderung der Neigung der Höhenänderungs-Geschwindigkeits-Kurve oberhalb einer vorbestimmten Höhenänderungs-Geschwindigkeit erzielt.

Durch die Erfindung wird also eine Warnanordnung angegeben, die die Höhenänderungs-Geschwindigkeit eines Flugzeugs mit dessen Bodenhöhe vergleicht und ein Warnsignal erzeugt, wenn die Höhenänderungs-Geschwindigkeit bei einer bestimmten Höhe einen vorbestimmten Grenzwert übersteigt, wobei die Warnzeit auf einen vorbestimmten Wert begrenzt ist, damit die Anzahl der Warnungen bei größeren Höhen kleinstmöglich gehalten wird. Wenn die Höhenänderungs-Geschwindigkeit über einem bestimmten Wert liegt, wird das Höhenänderungs-Geschwindigkeits-Warnsignal für Kombinationen zwischen der Höhenänderungs-Geschwindigkeit und der Bodenhöhe des Flugzeugs gesperrt, bei denen sich eine über einem ausgewählten Bodenberührungs-Zeitabstand liegende Warnzeit (z. B. 30 s) ergeben würde.

Die Erfindung wird nun anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigt

Fig. 1 eine Hüllkurve zur Darstellung des Zusammenhangs zwischen Höhenänderungs-Geschwindigkeit und Bodenhöhe, innerhalb der ein Warnsignal erzeugt wird,

F i g. 2 ein Blockschaltbild einer Schaltungsanordnung bzw. Schaltung ^ur Erzeugung der Hüllkurve nach Fig. 1.

Fig. 1 zeigt die bevorzugte Kennlinie der Warnanordnung in Form einer Warnbedingungs-Hüllkurve. Der schraffierte Bereich 10 zeigt Kombinationen zwischen der Höhenänderungs-Geschwindigkeit und der Bodenhöhe, bei denen ein Warnsignal erzeugt wird. D°r erste Abschnitt 12 der Kurve zeigt den Zusammenhang zwischen Bodenhöhe und Höhenänderungs-Geschwindigkeit für den niedrigen Höhenbereich. Bei einer Höhe von 15,24 m oder darunter werden keine Warnsignale erzeugt, damit bei der Flugzeuglandung keine Warnsignale abgegeben werden. Bei Höhen über 15,24 m ist der Zusammenhang zwischen Höhe und Sinkgeschwindigkeit im Abschnitt 12 der Kurve bis zum Punkt 14 linear. Im Punkt 14 ändert sich die Steigung der Warnkurve entsprechend einer konstanten »Zeitlinie« (längs der der Parameter Zeit konstant ist) 16, die jene Kombinationswerte der Sinkgeschwindigkeit und der Höhe darstellt, bei denen der Zeitabstand bis zur Bodenberührung des Flugzeuges konstant ist Die Zeitlinie 16 bedeutet hier 30 s bis zur Bodenberührung. Bei Höhen über dem Punkt 14 auf der Warnkurve kann man davon ausgehen, daß eine Warnzeit von 30 s für die Flugzeug-Besatzung ausreicht, zur Vermeidung einer Bodenberührung geeignet zu handeln.

Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel einer Schaltungsanordnung zur Erzeugung der Warnkurven nach F i g. 1 ist in F i g. 2 dargestellt. Die Höhenänderungs-Geschwindigkeit des Flugzeugs ist durch ein Signal fig gegeben, das in bekannter Weise durch einen Luftdruck-Höhenmesser und ein Differenzierglied erzeugt werden kann. Dieses Äß-Signal, das negativ ist, wenn das Flugzeug absinkt, wird in einen positiven Eingang eines Addierers 20 eingespeist. Der andere Eingang des Addierers 20 nimmt ein positives Signal auf, das eine

Höhenzunahme von 6,604 — ausdrückt. Die Summe

beider Signale wird in einen Begrenzer 22 eingespeist. Der Begrenzer 22 begrenzt die Amplitude des überlagerten ße-Sigmh des Addierers 20 auf einen maximalen negativen Wert. Im bevorzugten Ausführungsbeispiel beträgt dieser Wert 5,37—. Ein Skalierverstärker 24 multipliziert das Ausgangssignal des Begrenzers 22 mit einem die Neigung der Hüllkurve bestimmenden Faktor 1,11. Das derart skalierte Äß-Signal wird über einen weiteren Addierer 26 in einen dritten Addierer 28 eingespeist, dem ein Signal Λ«, das die Bodenhöhe des Flugzeugs darstellt, hinzugefügt wird. Dieses A/j-Signal stammt vorzugsweise aus einem Radarhöhenmesser, damit eine genaue Messung der Flugzeug-Höhe über dem Boden gewährleistet ist.

Wenn die Amplitude des skalierten Λβ-Signals aus dem Verstärker 24 den Wert des positiven A«-Signals übersteigt, wird das Ausgangssignal des Addierers 28 negativ, so daß ein Detektor 30 ein positives Ausgangssignal bzw. ein »1 «-Signal erzeugt, das in ein UND-Gatter 32 eingespeist wird, das dann bei Λ<2450 ein »1 «-Signal abgibt. Ein negatives Ausgangssignal am Ausgang des Addierers 28 erzeugt auf der Leitung 34 also ein Warnsignal. Wenn sich die Höhenänderungsgeschwindigkeit des Flugzeugs von 6,604 — auf etwa

11,973—erhöht, wird der Abschnitt 12 der Warnkurve nach F i g. 1 erzeugt. Bei einer Sinkgeschwindigkeit über 11,973 — dagegen verhindert der Begrenzer 22, daß ein überlagertes Λβ-Signal über 5,37 — in den Skalierverstärker 24 gelangt.

Das /»B-Signal wird auch in einen Eingang eines Addierers 36 eingespeist, wo es mit einem positiven Signal überlagert wird, das einer zeitlichen Höhenände-

rung von 11,973 — entspricht. Ein Gleichrichter 38

bewirkt, daß nur ein negatives Signal in den nachgeschaltenen zweiten Skalierverstärker 40 gelangt. Somit erhält der Skalierverstärker 40 immer nur dann ein Signal, wenn die Höhenänderungs-Geschwindigkeit des Flugzeugs größer als 11,973— ist. Dieser Punkt

stimmt mit dem Punkt 14 auf dzv Warnkurve nach Fig. 1 überein. Das überlagerte /iß-Signal aus dem Gleichrichter 38 wird im Skalierverstärker 40 mit einem Faktor 0,5 bewertet; dieser Faktor entspricht der Steigung der 30-s-Bodenberührungs-Zeitabstandslinie 16 nach Fig. 1. Das skalierte /ie-Signal des zweiten

Skalierverstärkers 40 wird im Addierer 26 mit dem begrenzten /iß-Signal des ersten Skalierverstärkers 24 verknüpft. Die verknüpften /ig-Signale werden im Addierer 28 zum Signal Λ« addiert, so daß die Warnkurve nach F i g. 1 gebildet wird. Wenn die Höhenänderungs-Geschwindigkeit des Flugzeugs entsprechend dem Punkt 14 auf der Kurve größer als

11,973 — ist, entspricht, der obere Teil der Warnkurve 18 also der 30-s-Zeitlinie 16.

Das UND-Gatter 32 weist einen zweiten Eingang auf, an dem immer dann ein »!«-Signal anliegt, wenn das Flugzeug tiefer als 746,76 m über dem Boden ist. Dieser Wert ist näherungsweise der Maximal-Meßbereich der meisten Radarhöhenmesser, darüber hinaus ist es in der Praxis nicht erforderlich, Höhenänderungs-Geschwindigkeits-Warnsignale zu erzeugen.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

1 2 zeichnet, daß die zweite vorbestimmte Beziehung Patentansprüche: (18) zwischen Höhenänderungs-Geschwindigkeit (Rb) und Bodenhöhe (Rr) des Flugzeuges diejenigen

1. Warneinrichtung für Flugzeuge bei Sinkge- Kombinationswerte darstellt, bei denen die Zeit bis schwindigkeit in Abhängigkeit von der Bodenhöhe, 5 zur Bodenberührung des Flugzeuges konstant ist
mit einem ersten Signalerzeuger für ein Höhenände-

rungs-Geschwindigkeitssignal (Hb), einem zweiten

Signalerzeuger für ein Bodenhöhensignal (Rr), einer
Verknüpfungseinheit (28) zum Verknüpfen des

Höhenänderungs-Geschwindigkeitssignals mit dem io Die Erfindung betrifft eine Warneinrichtung für

Bodenhöhensignal, einem Detektor (30) zum Erfas- Flugzeuge bei Sinkgeschwindigkeit in Abhängigkeit von

sen einer vorbestimmten Kombination beider der Bodenhöhe nach dem Oberbegriff des Patentan-

Signale, um ein Warnsignal zu erzeugen, und einem Spruches 1.

auf das Höhenänderungs-Geschwindigkeitssignal Derartige Warneinrichtungen geben für die Flugansprechenden Generator (20, 22, 24), der ein das '5 zeugbesatzung Warnsignale ab, wenn die Sinkgeschwin-

Warnsignal (34) mitauslösendes Signal nach einer digkeit des Flugzeuges einen die Flugsicherheit

vorbestimmten Beziehung und der Höhenände- gefährdenden Wert annimmt.

rungs-Oeschwindigkeit des Flugzeuges erzeugt. Es ist bekannt, zur Erfüllung dieser Forderung die gekennzeichnet durch die Ausbildung des Abgabe eines Warnsignals zu beschränken unter dem Generators (20, 22, 24) zur Erzeugung des Signals 20 Gesichtspunkt, daß einer größeren Flughöhe auch eine nur für einen ersten Bereich des Höhenänderungs- größere negative Höhenänderung-Geschwindigkeit zu-Geschwindigkeitssignals (Rb) unterhalb einer vorge- geordnet werden kann ohne Abgabe eines Warnsignals, gebenen Höhe (14) und einen auf das Höhenände- weil dem Piloten genügend Zeit bleibt, durch entsprerungs-Geschwindigkeitssignal (üb) ansprechenden chende Maßnahmen diese Höhenänderungs-Geschwinzweiten Generator (36, 38, 40), der ein das 25 digkeit zu verringern. Diese Erkenntnis erlaubt es, die Warnsignal (34) mitauslösendes zweites Signal nach Abgabe eines Warnsignals auf denjenigen Bereich zu einer zweiten, vorbestimmten Beziehung (18) und beschränken, in dem die Beziehung zwischen Flughöhe der Höhenänderungsgeschwindigkeit (Rb) für einen und Höhenänderungs-Geschwindigkeit die Flugsicherzweiten Bereich des Höhenänderungs-Geschwindig- heit beeinträchtigen würde (US-PS 37 15 718) und keitssignals (R₈) oberhalb der vorgegebenen Höhe 30 (DE-OS 25 27 056).

(14) erzeugt, wobei die zweite vorbestimmte Auf diese Weise konnte die Zahl der Warnsignale

Beziehung (18) zwischen Höhenänderungs-Ge- während eines Fluges bereits vermindert werden,

schwindigkeit und Bodenhöhe eine warnsignalauslö- Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, die

sende Grenze darstellt, die oberhalb der vorgegebe- Abgabe von Warnungssignalen auf die wirklich

nen Höhe (14) bei gleicher Höhe eine größere 35 notwendigen Fälle zu beschränken, damit die Flugzeug-

Höhenänderungs-Geschwindigkeit als die erste besatzung die Bedeutung der Warnsignale nicht

vorbestimmte Beziehung (12) erlaubt, und eine unterschätzt, wodurch die Wirksamkeit und Zuverläs-

zweite Verknüpfungseinheit (26) zum Verknüpfen sigkeit der Warneinrichtung herabgesetzt würde,

der Signale der beiden Generatoren. Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die

2. Warneinrichtung nach Anspruch 1, dadurch -to Merkmale des kennzeichnenden Teils des Patentangekennzeichnet, daß der erste Generator einen Spruches 1 gelöst.

Addierer (20) aufweist, in den das Sinkgeschwindig- Der Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, daß in

keitssignal (H_B) als negativer Wert eingegeben wird größerem Höhen ein Warnsignal erst bei einer größeren

sowie als positiver Festwert ein zweiter Summand, negativen Höhenänderungs-Geschwindigkeit ausgelöst

der dem untersten Wert des Sinkgeschwindigkeits- ⁴⁵ zu werden braucht, und daß in bestimmten Fällen, in

signals (R_B) entspricht, für den die Abgabe eines denen bei normalem Betriebsablauf verlangt wird, daß

Warnsignals noch vorgesehen ist, sowie einen das Flugzeug mit einer Höhenänderungs-Geschwindig-

Begrenzer, der so eingestellt ist, daß die Summe des keit absinkt, die zum Auslösen eines Warnsignals bei

Addierers (20), dessen Ausgang den Eingang eines den bekannten Warnanordnungen ausreichen würde,

Skalierverstärkers (24) bildet, auf einen Wert ⁵⁰ ein Warnsignal völlig überflüssig sein kann, weil die

begrenzt ist, der dem oberen Wert (14) der ersten Besatzung sich auf diese besondere Flugbedingung

vorbestimmten Beziehung (12) zwischen Sinkge- bereits eingestellt hat. So wurde z. B. festgestellt, daß die

schwindigkeit und Bodenhöhe des Flugzeuges Anzahl der Warnungssignale verringert werden kann,

entspricht. indem die Auslösung eines Warnsignals für den Fall, daß

3. Warneinrichtung nach Anspruch 1, dadurch 55 die berechnete Zeit bis zur Bodenberührung unter gekennzeichnet, daß der zweite Generator einen Zugrundelegung der momentanen Sinkgeschwindigkeit Addierer (36) aufweist, in den das Sinkgeschwindig- (im folgenden auch »Bodenberührungs-Zeitabstand« keitssignal (Rb) als negativer Wert eingegeben wird genannt), größer als ein vorbestimmter Wert, z. B. 30 s, sowie als positiver Wert ein zweiter Summand, und ist, gesperrt wird. Durch diese Maßnahmen werden also daß der Ausgang dieses Addierers (36) an einem ⁶⁰ derartige Warnsignale weitgehend unterdrückt, wobei Gleichrichter (38) liegt, der nur negative Summen gleichzeitig nur eine geringe Auswirkung auf die des Addierers (36) durchläßt, die einem Skalierver- Warnzeit besteht, wenn sich das Flugzeug tatsächlich in stärker (40) zugeführt werden, dessen Verstärkungs- Gefahr befindet.

faktor die zweite vorbestimmte Beziehung (18) Mit Hilfe dieses »Bodenberührungs-Zeitabstandes«

zwischen Sinkgeschwindigkeit und Bodennähe des ⁶⁵ (»Zeitlinie«) zum Begrenzen der Warnsignale auf

Flugzeuges ergibt. bestimmte Flugzustände wird die allgemeine Zuverläs-

4. Warneinrichtung nach einem oder mehreren sigkeit der Warnanordnung verbessert. Darüber hinaus der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekenn- verhindert die erfindungsgemäße Einrichtung nicht nur