DE3216235C2

DE3216235C2 - Flugzeug-Bodennähe-Warnsystem

Info

Publication number: DE3216235C2
Application number: DE3216235A
Authority: DE
Inventors: Charles Donald Bellevue Wash. Bateman
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1981-04-30
Filing date: 1982-04-30
Publication date: 1986-03-06
Also published as: GB2097742B; IT8248260A0; FR2505043B1; CH660342A5; AU8161882A; NL8201742A; FR2505043A1; JPS57191199A; GR75472B; FI821464A0; US4495483A; AU531354B2; CA1177562A; FI821464L; NZ200288A; GB2097742A; IT1147852B; JPS6319006B2; DE3216235A1

Abstract

Zur Erhöhung der Wirksamkeit von Warnungen und zur Verminderung von Verwirrungswarnungen in einem mehrere Betriebsarten aufweisenden Bodennähe-Warnsystem erfolgt die Umschaltung von einer Betriebsart zur anderen als eine Funktion der Zeit. Zusätzlich kann in dem Bodennähe-Warnsystem, in dem ein Warnsignal nach Maßgabe einer vorbestimmten Beziehung zwischen Flugparametern erzeugt wird, einer oder mehrere dieser Parameter als eine Funktion der Zeit geändert werden, um z.B. als eine Funktion der Zeit die Höhe über Grund nach dem Start, bei der ein Geländefreiheit-Warnsignal erzeugt werden kann, zu erhöhen oder als eine Funktion der Zeit die Funkhöhe, unterhalb welcher eine Sinken-nach-Start-Warnung erzeugt werden kann, zu verringern.

Description

dadurch gekennzeichnet, daß

— ein Geber für ein die Zeitdauer angebendes Signal (t) vorgesehen ist,

— die erste Warneinheit auf das Zeitsignal (t) ansprechende erste Änderungseinheiten (98, 102) zur Verminderung der ersten vorbestimmten Funkhöhe als eine Funktion der Zeit aufweist,

ten Funkhöhe 304 m beträgt

8. Warnsystem nach einem der vorangehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine auf das Flugphasensignal (90) ansprechende Einheit, die das Zeitsignal ftj während des Starts auslöst

— die zweite Warneinheit auf das zweite Zeitsignal (t) ansprechende zweite Änderungseinheiten (122, 126, 128) zum Erhöhen der zweiten vorbestimmten Funkhöhe als eine Funktion der Zeit aufweist.

2. Warnsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,

daß die ersten Änderungseinheiten (98,102) die erste vorbestimmte Funkhöhe innerhalb einer vorbestimmten Zeit von einem ersten Höchstwert auf eine Mindesthöhe vermindern und
daß die zweiten Änderungseinheiten (122, 126, 128) die zweite vorbestimmte Funkhöhe innerhalb der vorbestimmten Zeit von der Mindesthöhe auf eine zweite Maximalhöhe erhöhen.

3. Warnsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Mindesthöhe 15 m beträgt.

4. Warnsystem nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Maximalhöhe 150 m beträgt.

5. Warnsystem nach Anspruch 2,3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Flugparameter-Signalquelle (62) ferner einen Geber für Fluggeschwindigkeits-Signale (M) aufweist und die zweiten Änderungseinheiten (122, 126, 128) die zweite Maximalhöhe als eine Funktion zunehmender Fluggeschwindigkeit erhöhen.

6. Warnsystem nach einem der Ansprüche 2 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die vorbestimmte Zeit ca. 3 min beträgt.

7. Warnsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Höchstwert der vorbestimm-Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug-Bodennähe-Warnsystem gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Ein solches Warnsystem ist durch die US-PS 39 46 358 bekannt

Derzeit in Zivilflugzcugen eingesetzte Bodennähe-Warnsysteme weisen fünf oder sechs Betriebsarten auf. Eine Betriebsart bezieht sich auf die Kriterien, die zum Erzeugen einer Warnung für den Flugzeugführer bzw. Piloten genutzt werden. Zum Beispiel wird in einer Bodenannäherungs-Betriebsart die Flughöhe über Grund mit der Bodenannäherungsgeschwindigkeit des Flugzeugs verglichen, und wenn die Annäherungsgeschwindigkeit einen vorbestimmten Wert für eine bestimmte Höhe über Grund übersteigt, wird eine Warnung crzeugt. Diese spezielle Betriebsart ist z. B. in den US-PS 37 15 718,39 36 796,39 34 222 und 39 58 218 angegeben. Weitere Warnbetriebsarten sind folgende: Sinkennach-Start-. Geländefreiheit-, Überhöhte-Sinkgeschwindigkeits- und Unter-Gleitweg-Warnbetriebsarten. Ein Bodennähe-Warnsystem, das diese Warnbetriebsarten aufweist, ist in der US-PS 39 46 358 angegeben. Bei dieser Art von Bodennähe-Warnsystem werden verschiedene Warnbetriebsarten in Abhängigkeit von der Flugphase verwendet. Zum Beispiel ist während des Starts die Sinken-nach-Start-Betriebsart aktiv, bei der eine Warnung erzeugt wird, falls das Flugzeug in bezug auf die barometrische Höhe sinkt, bevor es eine Höhe von 213 η über Grund erreicht hat. Verschiedene Ausführungsformen dieser Warnbetriebsart sind in den US-PS 39 47 810 und 39 46 358 angegeben. Nachdem das Flugzeug eine Höhe von 213 m über Grund erreicht hat, schaltet das Bodennähe-Warnsystem von der Sinken-nach-Start-Betriebsart in eine Geländefreiheit-Bctriebsart um, in der für den Flugzeugführer eine Warnung erzeugt wird, wenn das Flugzeug in bezug auf Grund unter eine vorbestimmte Höhe sinkt. Geländefreiheit-Warnbetriebsarten sind in den US-PS 39 46 358, 39 44 968 und 40 30 065 angegeben. Diese Betriebsart bleibt normalerweise aktiviert, bis das Flugzeug in eine Landekonfiguration mit ausgefahrenem Fahrwerk oder ausgefahrenen Klappen gebracht wird.

Bodennähe-Warnsysteme der eingangs genannten Art weisen bei unebenem Gelände Nachteile auf. Dies betrifft insbesondere solche Umstände, unter denen das Flugzeug über ansteigendes Gelände startet, so daß das Flugzeug nicht die Höhe von 213 m über Grund erreicht, die für die Aktivierung der Geländefreiheit-Betriebsart bei den bekannten Warnsystemen erforderlich ist. Infolgedessen könnte sich das Flugzeug dem Boden nähern, während es in bezug auf barometrische Höhe noch steigt, ohne daß eine Warnung erzeugt wird.

Ferner wurde gefunden, daß es unter bestimmten Bedingungen bei einem bekannten Warnsystem möglich ist, daß eine unerwünschte oder Verwirrungswarnung erzeugt wird, wenn z. B. das Flugzeug über 213 m über Grund steigt, so daß das Bodennähe-Warnsystcm in die Geländefreiheit-Betriebsart umschaltet, während die Fluggeschwindigkeit jedoch derart ist, daß die Gelände-

Freiheit-Warneinheit bei einer Höhe von 304 m oder darunter eine Warnung erzeugt Da sich das Flugzeug auf einer Höhe von ca. 213 m befindet, wenn die Betriebsartumschaltung erfolgt, wird eine Warnung erzeugt, die durch die Umstände nicht gerechtfertigt ist

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Flugzeug-Bodennähe-Warnsystem der eingangs genannten Art so zu verbessern, daß bei unebenem Gelände unter Vermeidung von Fehlwarnungen der Warnumfang vergrößert wird.

arten entsprechend der US-PS 39 46 258 zeigt Fig. 1 die Flugbahn 10 eines Flugzeugs, das von der Startbahn 12 eines Flughafens startet Während der Startphase des Flugs arbeitet das Bodennähe-Warnsystem in einer Sin-5 ken-nach-Start-Betriebsart entsprechend dem ersten schraffierten Bereich 14 unterhalb der Flugbahn 10. Wenn das Flugzeug in bezug auf die barometrische Höhe mit einer größeren als einer vorbestimmten Geschwindigkeit entsprechend der Sinken-nach-Start-Be-

Diese Aufgabe wird durch die kennzeichnenden io triebsart nach der genannten US-PS sinkt oder wenn Merkmale im Anspruch 1 gelöst das Flugzeug eine vorbestimmte Höhe nach Maßgabe

Dabei wird in der ersten Warnbetriebsart eine War- der Sinken-nach-Start-Betriebsart der US-PS 39 47 810 nung erzeugt, wenn sich das Flugzeug während der verliert, bevor es eine Höhe von 213 m über Boden Siartphase unterhalb einer ersten vorbestimmten Funk- erreicht wird eine akustische Warnung erzeugt, die tyhöhe befindet und in bezug auf barometrische Höhe 15 pischerweise die Wörter »nicht sinken« beinhaltet sinkt wobei diese erste vorbestimmte Höhe als eine Nachdem das Flugzeug eine Höhe von 213 m über Funktion der Zeit verringert wird, und eine Warnung Grund erreicht hat, schaltet das Bodennähe-Warnsywird in der zweiten Warnbetriebsart erzeugt wenn das stern am Punkt 15 aus der Sinken-nach-Start-Betriebs-Flugzeug unter eine zweite vorbestimmte Funkhöhe art in die Geländefreiheit-Betriebsart entsprechend sinkt wobei diese zweite vorbestimmte Funkhöhe als 20 dem zweiten schraffierten Bereich 16 in F i g. 1 um. In eine Funktion der Zeit erhöht wird. dieser Betriebsart wird eine akustische Warnung wie

Anhand der Zeichnung wird die Erfindung beispiels- »zu niedrig, Gelände« erzeugt, wenn das Flugzeug unter weise näher erläutert. Es zeigt eine vorgegebene Höhe relativ zum Grund sinkt. Gelän-

F i g. 1 eine grafische Darstellung einer ersten Flug- defreiheit-Betriebsarten sind in den US-PS 39 46 358, zeug-Flugbahn zur Verdeutlichung eines Betriebsum- 25 39 44 968 und 40 30 065 angegeben, schaltvorgangs eines bekannten Bodennähe-Warnsy- In den meisten Situationen arbeitet das Bodennähe-

stcms; Warnsystem nach Fig. 1 sehr gut. Die Betriebsartum-

F i g. 2 eine grafische Darstellung einer zweiten Flug- schaltung nach F i g. 1 könnte jedoch modifiziert werzeug-Flugbahn über ansteigendes Gelände zur Vor- den zur Erzeugung einer Warnung unter zusätzlichen deutlichung der Funktionsweise des bekannten Boden- 30 Umständen, die nicht die Umstände sind, bei denen in nähe-Warnsystems; den bekannten Systemen Warnungen erzeugt werden.

Ein Beispiel für solche Umstände, für die das System verbessert werden kann, so daß es eine rechtzeitige Warnung erzeugt, ist in F i g. 2 gezeigt. Dabei verläuft 35 das Gelände bei 18 schräg nach oben ungefähr parallel zu einer Flugbahn 20 des Flugzeugs. Die Flugbahn, der das Flugzeug normalerweise folgen sollte, ist durch die Strichlinie 22 angegeben, aber für das vorliegende Beispiel wird angenommen, daß das Flugzeug irrtümlich

Flugbahn, die die Betriebsweise eines Bodennähe- 40 auf der niedrigeren Flugbahn 20 fliegt Da die Flugbahn Warnsvstems mit zeitbezogener Betriebsartumschal- 20 niemals mehr als 213 m über Grund verläuft, schaltet lung zeigt; das bekannte Bodennähe-Warnsystem nicht aus der

Fig. 6 eine Grafik der Beziehung zwischen Funkhöhe Sinken-nach-Start-Betriebsart 14 in die Geländefrei- und barometrischem Höhenverlust zur Erzeugung einer heit-Betriebsart 16 entsprechend F i g. 1 um. Infolgedes-Warnung in einer Sinken-nach-Start-Warnbetriebsart 45 sen wird, da das Flugzeug barometrische Höhe gewinnt, wobei die obere Funkhöhengrenze, bei der eine War- keine Warnung erzeugt, bevor sich das Flugzeug dem nung erzeugbar ist, über die Zeit abnehmen kann; Gelände 18 am Punkt 24 nähert.

F i g. 7 eine Grafik der Beziehung zwischen der Funk- Umstände, unter denen von dem System nach F i g. 1

höhe und der Fluggeschwindigkeit in Mach für die Er- eine Fehlwarnung erzeugt werden würde, sind in F i g. 3 zeugung einer Warnung in einer Geländefreiheits-Be- 50 dargestellt wo sich im Gelände unter der Flugbahn 28 triebsart, wobei die obere Höhengrenze, bei der eine eine erhebliche Vertiefung 26 befindet, die eine UmWarnung erzeugbar ist, über die Zeit erhöht werden schaltung des Bodennähe-Warnsystems von der Sinkenkann; nach-Start-Betriebsart 14 in die Geländefreiheit-Be-F i g. 8 eine Grafik, die die Änderung der Funkhöhen- triebsart 16 am Punkt 30 bewirkt. Auf der anderen Seite grenzen der Warnbetriebsarten nach den F i g. 6 und 7 55 32 der Senke 26, wo das Gelände etwa auf das Niveau über die Zeit verdeutlicht; der Startbahn 12 zurückkehrt, wird eine Warnung erzeugt, da die Flugbahn 28 die Höhe nicht überschritten hat, bei der Geländefreiheit-Warnungen 16 abgeschaltet werden. Somit bewirkt die Senke 26 im Gelände effektiv Fig. 10 eine Grafik der Flugbahn von F ig. 2 zur Ver- 60 eine vorzeitige Umschaltung des Bodennähe- Warnsydcullichung eines Bodennähe-Warnsystems mit einer stems aus der Sinken-nach-Start-Betriebsart 14 in die iiufZeit basierenden Betriebsartumschaltung und

F i g. 11 eine Grafik der Flugbahn von F i g. 3 zur Verdeutlichung der Funktionsweise des Bodennähe-Warnsystems mit auf Zeit basierender Betriebsartumschal- 65 zeugt werden kann. Eine solche Warnung erfolgt in eilung, nem Bodennähe-Warnsystem mit Geländefreiheit-Be-

F i g. 3 eine grafische Darstellung einer dritten Flugzeug-Flugbahn über Gelände, das eine Vertiefung aufweist, zur Verdeutlichung der Betriebsartumschaltung des bekannten Bodennähe-Warnsystems;

F i g. 4 eine grafische Darstellung einer vierten Flugzeug-Flugbahn z'ir Verdeutlichung der Betriebsartumschaltung des bekannten Bodennähe-Warnsystems; Fig.5 eine grafische Darstellung einer Flugzeug-

F i g. 9 ein Funktionsblockdiagramm einer Schaltung zur Realisierung der Systeme nach den F i g. 5,6,7,8 und 9;

GeläMefreiheit-Betriebsart 16.

Fig.4 zeigt eine weitere Situation, in der über im wesentlichen flachem Gelände eine Fehlwarnung er-

Zur Verdeutlichung eines bekannten Bodennähe-Warnsvstems mit einer Anzahl verschiedener Betriebstriebsart nach der US-PS 40 30 065, bei dem die Maximalhöhe, in der eine Warnung 16 abgegeben wird, mit

der Fluggeschwindigkeit zunimmt. Wenn z. B. das Flugzeug eine Geschwindigkeit von 0,45 Ma erreicht hat, wird die Maximalhöhe, bei der eine Warnung abgegeben wird, von dem Nominalpegel von 152 m auf 304 m erhöht. Wenn also ein Flugzeug mit einer Flugbahn 34 auf eine Geschwindigkeit von 0,45 Ma beschleunigt, bevor es eine Höhe von 213 m über Grund erreicht hat, wird am Punkt 36, an dem das Flugzeug eine Höhe von 213 m überschreitet, eine Fehlwarnung erzeugt.

Zur Verbesserung des vorstehend angegebenen Warnsystems wurde ein auf der Zeit basierendes Betriebsart-Umschaltsystem entwickelt (vgl. Fig.5). Dabei wird die Maximalhöhe über Grund, bezeichnet durch die Linie 38, bei der die Sinken-nach-Start-Warnung 14 erzeugt werden kann, als eine Funktion der Zeit verringert, und die Maximalhöhe entsprechend der Linie 40, bei der eine Geländefreiheit-Warnung 16 erzeugt werden kann, wird als eine Funktion der Zeit vom Zeitpunkt des Abhebens des Flugzeugs von der Startbahn 12 erhöht. Die Flugbahn ist durch die Linie 42 bezeichnet. Wie aus dem kreuzschraffierten Abschnitt 44 von F i g. 5 hervorgeht, ergibt sich ein Doppelschutzbereich zwischen der Sinken-nach-Start-Betriebsart und der Geländefreiheit-Betriebsart. Die zeitliche Umschaltung der Betriebsarten gemäß F i g. 5 ergibt eine Warnung unter den in Fig.2 gezeigten Umständen und verhindert die Fehlwarnung gemäß den F i g. 3 und 4.

Eine Veranschaulichung der Beziehung zwischen der Höhe über Grund, die normalerweise mit einem Funkhöhenmesser in einem Bodennähe-Warnsystem bestimmt wird und mit /?« bezeichnet ist, und dem erforderlichen Höhenverlust für die Erzeugung einer Warnung ist in F i g. 6 durch den schräg von links oben nach rechts unten schraffierten Bereich 46 unterhalb der Kurve 48 angegeben. Wie aus der Kurve 48 ersichtlich ist, ist ein größerer barometrischer Höhenverlust erforderlich, um bei größeren Funkhöhen eine Warnung zu erzeugen. Zur Erläuterung der Erfindung sind in Fig.6 Kurven fo. ti und f2 angegeben, die die maximalen Funkhöhen bezeichnen, bei denen eine Sinken-nach-Start-Warnung zu jeweils gesonderten Zeitpunkten ίο, fi und t₂ erzeugt werden kann. Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel bezeichnet t_n den Zeitpunkt unmittelbar nach dem Start, wenn das Flugzeug eine Mindesthöhe von z. B. 15 m passiert hat, und bedeutet daß eine Sinken-nach-Start-Warnung bis zu einer Funkhöhe von 213 m erzeugt werden kann. Der Zeitpunkt ii repräsentiert ungefähr 1 min nach dem Start, wobei Warnungen bis zu 142 m Funkhöhe möglich sind, und t₂ repräsentiert den Zeitpunkt etwa 2 min nach dem Start bei dem Warnungen von bis zu 71 m Funkhöhe möglich sind. Zum Zeitpunkt f₃ etwa 3 min nach dem Start liegt die maximale Funkhöhe ha, bei der eine Warnung erzeugt werden könnte, unterhalb 15 m. wodurch diese Betriebsart wirksam ausgeschlossen ist

F i g. 7 zeigt die Warnkriterien einer Geländefreiheit-Betriebsart entsprechend der US-PS 40 30 065. In dieser speziellen Warnbetriebsart wird die Funkhöhe, bei der eine Warnung erzeugt wird, als eine Funktion der Fluggeschwindigkeit, gemessen in Ma, erhöht Während der Flugphase beträgt die Maximalhöhe, bei der eine Warnung abgegeben werden kann. 152 m, was bei 0,45 Ma entsprechend der Kurve 50 auf 304 m erhöht wird. Gemäß dem vorliegenden System liegt die Maximalhöhe, bei der zum Zeitpunkt U₁ unmittelbar nach dem Start eine Warnung erzeugt werden könnte, unter 15 m Funkhöhe, wodurch diese Betriebsart effektiv ausgeschlossen ist. Zum Zeitpunkt Z₁ ist die Maximalhöhe auf ca.

50 m für Fluggeschwindigkeiten unter 0,35 Ma begrenzt, und entsprechend der Kurve 52 wäre die Höhe bei Geschwindigkeiten von mehr als 0,35 Ma auf 101 m begrenzt. Zum Zeitpunkt t₂, also 2 min nach dem Start, wäre die Maximalhöhe auf ca. 101 m für Geschwindigkeiten von weniger als 0,35 Ma begrenzt, und entsprechend der Kurve 54 wird sie bei Geschwindigkeiten von 0,45 Ma und mehr auf ca. 202 m angehoben. Nach drei Flugminuten zum Zeitpunkt fj würden die Höhengren/.-werte entsprechend der Kurve 50 verlaufen, so daß die Geländefreiheit-Betriebsart voll wirksam ist.

F i g. 8 zeigt einen Vergleich der maximalen Höhengrenzen für die Sinken-nach-Start-Betriebsart und der maximalen Höhengrenzen für die Geländefieiheit-Betriebsart Die Kurve 56 bezeichnet die maximale Höhe, bei der eine Sinken-nach-Start-Warnung abgegeben werden kann, und die Kurve 58 bezeichnet die Maximalhöhe, bei der eine Geländefreiheit-Warnung als eine Funktion der Zeit f nach dem Start abgegeben werden kann. Die Strichlinienkurve 60 bezeichnet die maximalen Höhengrenzen für die Geländefreiheit-Betriebsart unter der Annahme, daß die Fluggeschwindigkeit von 0,35 Ma zum Zeitpunkt t₂ auf 0,45 Ma zum Zeitpunkt /ι erhöht wird.

Fig.9 zeigt ein Blockschaltbild für die Realisierung der bevorzugten Ausführungsform. Eine im System verwendbare Signalquelle ist durch einen Flugzeug-Datenbus 62 bezeichnet. Von dem Datenbus 62 erzeugte Flugparameter-Signale sind u. a.: Funkhöhe Λ« auf Leitung 64; barometrische Höhe he auf Leitung 66; barometrische Höhenrate he auf Leitung 68; ein Logiksignal, das angibt daß sich das Flugzeug oberhalb 15 m Funkhöhe befindet, auf Leitung 70; ein Logiksignal, das angibt, daß sich das Flugzeug unterhalb 60 m Funkhöhe befindet, auf Leitung 72; Logiksignale GU und FU auf den Leitungen 74 und 76, wobei diese Signale angeben, daß entweder das Fahrwerk eingefahren ist oder daß die Klappen eingefahren sind; ein Logiksignal auf Leitung 78, das angibt, daß sich das Flugzeug auf dem Boden befindet; und ein Fluggeschwindigkeitssignal Af (in Ma) auf Leitung 80.

Eine Funktionslogik 82, die auf die Λ«-, Λ«-, /ie-, CiA, FU- und Unter-15-m-Signale auf den Leitungen 64, 66, 68, 74, 76 bzw. 70 anspricht, erzeugt ein Logiksignai auf der Leitung 84, das anzeigt daß eine Sinken-nach-Start-Warnung erzeugt werden sollte. Systeme zur Realisierung der in dieser Logik verwendbaren Logikelemcnic sind bekannt und Beispiele sind in den US-PS 39 46 358 und 39 47 810 angegeben. Eine Beziehung zwischen der Funkhöhe tiR und dem barometrischen ! !öhc-nverlusi, der für die Erzeugung eines logischen Warnsignals auf der Leitung 84 erforderlich ist ist z. B. durch die Kurve 48 in F i g. 6 angegeben.

Um eine Verringerung der maximalen Höhe zu erreichen, bei der eine Sinken-nach-Start-Warnung als eine Funktion der Zeit gemäß den F i g. 5,6 und 8 abgegeben wird, ist eine Logik mit einem Zähler 86 mit dem Signal auf der Leitung 84 verknüpfbar, um die Maximalhöhc effektiv zu begrenzen. Eine Flugphasenlogik 88, die auf das Unter- 15-m- Funkhöhe-Signal und die GU- und FU-Signale anspricht erzeugt auf der Leitung 90 ein Signal, das anzeigt, daß sich das Flugzeug im Startphasen-Betrieb befindet Derartige Logikkreise 88 und Systeme sind bekannt und im einzelnen z. B. in den US-PS 39 46 358 und 39 47 810 angegeben. Wenn sich das Fl ugzeug in einer Startflugphase befindet, wird das Logiksignal auf der Leitung 90 mit dem Logiksignal auf der Leitung 70 in einem UND-Glied 92 verknüpft und wenn

das Flugzeug 15 m Funkhöhe passiert, wird durch ein Logiksignal auf der Leitung 94 der Zähler 86 aktiviert. D;t der Ausgang t des Zählers 86 auf der Leitung % mit der Zeit ansteigt, erzeugt ein Normierungsverstärker 98 ein der Höhe proportionales Signal auf der Leitung 100. Der Normierungsfaktor K\ entsprechend F i g. 9 erzeugt einen Wert von 213 m auf der Leitung 100 zum Zeitpunkt t von 3 min oder mehr. Das höhennormierte Signal auf der Leitung 100 wird von der Funkhöhe Λ« auf der Leitung 64 in einem Summierglied 102 subtrahicrt, und das Resultat wird einem Vergleicher 104 über die Leitung 106 zugeführt. Wenn das Signal auf der Leitung 106 Null oder weniger ist, wird der Ausgang des Vergieichers 104 auf der Leitung 108 niedrig. Da die Leitungen 108 und 84 mit einem UND-Glied verbunden sind, besteht das Endergebnis in der Verhinderung eines Sinken-nach-Start-Signals entsprechend der zeitlichen Beziehung der Kurve 56 in Fig.8. Wenn das Sinkennach-Start-Signal auf der Leitung 84 erzeugt wird und wenn der Ausgang des Summierglieds 102 positiv ist, überträgt das UND-Glied 110 ein Logiksignal auf der Leitung 112 an eine akustische Warnlogik 114, die einen Lautsprecher 116 aktiviert, so daß dieser eine akustische Warnung »nicht sinken« abgibt.

Auf die hu-, GU-, FU- und Λί-Signale auf den Leitungen 64,74,76 bzw. 80 spricht ein Geländefreiheit-Warnfunktionsgenerator 118 an (entsprechend demjenigen nach der US-PS 40 30 065). Wenn sich das Flugzeug unterhalb einer für eine vorbestimmte Fluggeschwindigkeit vorbestimmten Funkhöhe befindet, z. B. entsprechend der Kurv ζ 50 von F i g. 7, wird auf der Leitung 120 ein Warn-Logiksignal erzeugt Um jedoch die Maximalhöhe, bei der eine Geländefreiheit-Warnung abgegeben werden kann, als eine Funktion der Zeit zu ändern, wird das /-Signal auf der Leitung 96 einem Normierungsverstärker 122 zugeführt. Der Normierungsfaktor K₂ = 166 macht das Signal auf der Ausgangsleitung 124 des Normierungsverstärkers 122 gleich 152 m, wenn 3 min nach dem Start vergangen sind. Dieses Signal wird dann einem Funktionsgenerator 126 zugeführt dem auf der Leitung 80 ein Mach-Eingang zugeführt wird und der einen Normierungsfaktor Ki hat der sich von 1 bei 0,35 Ma auf 2 bei 0,45 Ma erhöht Der resultierende Ausgang des Funktionsgenerators 126, der gleich K₂K^t ist, wird einem Summierglied 128 zugeführt Von diesem Signal wird im Summierglied 128 das As-Signal auf der Leitung 64 subtrahiert so daß, wenn der Ausgang 130 des Summierglieds Null oder kleiner ist der Ausgang 132 eines Vergleichers 134 niedrig wird. Infolgedessen verhindert ein UND-Glied 137 mit einem Ausgang 138 die Erzeugung einer »Gelände«-Warnung, wenn f=0, gestattet aber eine Erhöhung der Funkhöhe, bei der eine Warnung erzeugt wird, als eine Funktion der Zeit entsprechend den Kurven 58 oder 60 nach F i g. 8. Der Funktionsgenerator 126 erhöht die Maximalhöhe, bei der eine Geländefreiheit-Warnung erzeugt werden kann, als eine Funktion der Fluggeschwindigkeit Mentsprechend z. B. der Kurve 60 von F i g. 8.

Der Zähler 86 wird durch ein Signal auf der Leitung 140, das über ein ODER-Glied 142 übertragen wird, auf Null rückgesetzt Ein Signal auf der Leitung 78, das angibt daß sich das Flugzeug auf dem Boden befindet bewirkt ein Rücksetzen des Zählers. Wenn ferner das Flugzeug einen Fehlanflug unterhalb 60 m Funkhöhe durchführt, wird der Zähler 86 ebenfalls rückgesetzt, wodurch die Sinken-nach-Start-Betriebsart aktiviert wird. Ein UND-Glied empfängt Eingangssignale von Leitungen 70 und 72, die anzeigen, daß sich das Flugzeug zwischen 15 und 60 m Höhe befindet, und von einem Logikglied 146 über die Leitung 148, wodurch angezeigt wird, daß entweder die Klappen oder das Fahrwerk eingefahren wurden. Ein Logiksignal auf der Ausgangsleitung 150 des UND-Glieds 144 bewirkt ein Rücksetzen des Zählers 86.

Zusätzlich zu dem vorstehend angegebenen System, bei dem sich die maximalen Höhengrenzen der Warnbetriebsarten als eine Funktion der Zeit ändern, kann es erwünscht sein, zu einer vorbestimmten Zeit von der einen in die andere Betriebsart umzuschalten. Zum Beispiel kann die Schaltung nach F i g. 9 modifiziert werden, indem die Leitungen 64 von den Summiergliedern 102 und 128 und den Einstellvergleichern 104 und 134 getrennt werden, so daß UND-Glieder zu einem vorbestimmten Zeitpunkt effektiv von der Sinken-nach-Start-Betriebsart in die Geländefreiheit-Betriebsart umschalten. Die Vergleicher 104 und 134 werden dann so eingestellt daß sie zu einer vorbestimmten Zeit Ausgangszustände umschalten.

Ein Beispiel des verbesserten Warnumfangs durch das angegebene Warnsystem von F i g. 9 ist durch die Flugbahn von Fig. 10 dargestellt. Das Gelände 18 und die Flugbahn 210 entsprechen F i g. 2, und die Höhen, bei denen Warnungen erzeugt werden, gleichen denjenigen von F i g. 5. Insbesondere ist die Maximalhöhe über Grund, bei der eine Sinken-nach-Start-Warnung 14 erzeugt werden kann, durch die Kurve 38 bezeichnet und die Maximalhöhe, bei der eine Geländefreiheit-Warnung 16 erzeugt werden kann, ist durch die Kurve 40 bezeichnet. Bei diesem Beispiel wird an einem Punkt 152, an dem die Flugbahn die Kurve 40 schneidet, eine Warnung erzeugt, wodurch ein Warnumfang erhalten wird, der bei dem bekannten System nach F i g. 2 nicht erzielbar ist.

Ebenso dient das Warnsystem nach F i g. 9 dazu, Verwirrungswarnungen zu reduzieren. Die Flugbahn 28 und die Geländeprofile 26 und 32 von F i g. 11 entsprechen F i g. 3, woraus ersichtlich ist, daß durch das System von F i g. 9 die Arten von Verwirrungswarnungen entsprechend F i g. 3 verminderbar sind. Da das Betriebsartumschaltsystem von F i g. 9 durch die Senke 26 im Gelände nicht aktiviert wird, und da die Flugbahn 28 weder die Sinken-nach-Start-Warnkurve 38 noch die Geländefreiheit-Warnkurve 40 schneidet wird für die Flugsituation nach den F i g. 2 und 11 keine Verwirrungswarnung erzeugt. Aus einem Vergleich der F i g. 4 und 5 ist ferner ersichtlich, wie das Warnsystem nach F i g. 9 die in F i g. 4 dargestellten Verwirrungswarnungen reduzieren kann.

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Flugzeug-Bodennähe-Warnsystem, mit
einem Geber für Fahrgestell- und Klappenposition bezeichnende Signale (GU, FU);
einem Geber für ein die Funkhöhe bezeichnendes Signal 01«;,·

einem Geber für ein die barometrische Höhe bezeichnendes Signal (ha);

einer auf die Fahrgestell- und Klappenpositionssignale (CU, FU) und das Funkhöhensignal (h_R) ansprechende Einheit (88), die Signal (90) erzeugt, das die Flugphase des Flugzeugs bezeichnet;
einer auf das Funkhöhensignal (hg), das barometrische Höhensignal (h_B) und das Flugphasensignal (90) ansprechenden ersten Warneinheit, die ein erstes Warnsignal erzeugt, wenn sich das Flugzeug in einer Startphase des Flugs befindet und in bezug auf die barometrische Höhe unter eine erste vorbestimmte Funkhöhe sinkt, und

einer auf das Funkhöhensignal (h_R) ansprechenden zweiten Warneinheit, die ein zweites Warnsignal erreugt, wenn das Flugzeug unter eine zweite vorbestimmte Funkhöhe sinkt,