DE3417885A1

DE3417885A1 - Verfahren und vorrichtung zur erzeugung von warnsignalen in taktischen flugzeugen

Info

Publication number: DE3417885A1
Application number: DE19843417885
Authority: DE
Inventors: Noel S. Bothell Wash. Paterson; Everette E. Seattle Wash. Vermilion
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1983-05-13
Filing date: 1984-05-14
Publication date: 1984-11-15
Also published as: GB8411770D0; FI74253B; NL8401534A; FI841912A0; FI74253C; ES8507405A1; SE8402469D0; BE899645A; SE8402469L; CA1241082A; GB8611004D0; AU547207B2; FR2545930B1; AU2668884A; FI841912L; GR79932B; IL71350A; ES532431A0; IT1177718B; GB2174665A

Description

Sundstrand Data Control, Inc. Redmond, Washington 98o52, V.St.A.

Verfahren und Vorrichtung zur Erzeugung von Warnsignalen in

taktischen Flugzeugen

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung von Warnsignalen, die den Piloten eines in taktischer Mission eingesetzten Flugzeugs beispielsweise während eines Sturzflugs warnen, daß das Flugzeug sofort abgefangen werden muß, damit es nicht unter eine gewählte minimale Höhe (MDA) oder Funkhöhe, die durch eine gesetzte Radarmarke ("bug") gegeben ist, geht. Warnsignale werden auch bei gefährlichen Flugsituationen bei nichttaktischem Einsatz des Flugzeugs, wie beim Starten, Landen oder beim Marschflug erzeugt.

Bekannte Systeme, die Warnsignale bei verschiedenen gefährlichen Flugbahnen erzeugen, sind im allgemeinen für Transportflugzeuge entworfen und erzeugen in erster Linie Warnsignale beim Abheben und beim Landen, um versehentliche Bodenberührung zu vermeiden. Diese Warnsysteme sind jedoch nicht zur Erzeugung

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von Warnsignalen während taktischer Flugbewegungen geeignet^ ^

wie es z.B. ein Sturzflug darstellt, bei dem das Flugzeug - ^:

absichtlich mit hoher Geschwindigkeit und steilem Winkel dem : * Erdboden zufliegt und würden bei solchen Flugsituationen folg· lieh unnötige oder falsche Warnsignale erzeugen. ^ I :

Es ist deshalb Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren sowie eine Vorrichtung zur Erzeugung von Warnsignalen, die die Nachteile der herkömmlichen Systeme überwinden, so anzugeben, daß bei einer gefährlichen Flugsituation bei taktischen Flugbewegungen

Warnsignale erzeugt werden. Dabei soll der Pilot eines Flugzeugs insbesondere beim Sturzflug davon unterrichtet werden, daß das Flugzeug sofort abgefangen werden muß, damit das Flugzeug nicht unter eine vorgegebene Mindesthöhe geht.

Beim Entwurf von Bodennähe-Warnsystemen, die dem Flugzeugpiloten eine gefährliche Flugsituation mitteilen, gibt es bei taktischen Flugzeugen besondere Bedingungen. Diese Bedingungen leiten sich insbesondere von den zwei Betriebsarten dieser Flugzeuge ab. Diese Flugzeuge können typischerweise in taktischer oder Waffenauslaß-Betriebsart, bei denen Flugbewegungen wie Sturzflug und verschiedene bodennahe Manöver ausgeführt werden, sowie in nichttaktischer oder normaler Betriebsart geflogen werden, die Flugbewegungen wie Landung, Start und Marschflug darstellen. Da sich die Flugbewegungen bei taktischer Betriebsart des Flugzeugs wesentlich von den Flugbewegungen bei nichttaktischer Betriebsart unterscheiden, kann ein für nichttaktische oder Transportflugzeuge entworfenes System die richtigen Warnsignale bei taktischen Manövern nicht erzeugen und liefert unter anderem falsche oder unnötige Warnsignale. Genauso erzeugt ein nur für taktische Flugbewegungen entworfenes System bei nichttaktischen Flugbewegungen die richtigen Warnsignale nicht.

Deshalb erzeugt das zur Lösung der obigen Aufgabe vorgesehene^*, System Warnsignale bei gefährlichen Flugbewegungen in taktischer Betriebsart.

Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren wird bei taktischer Be-^:.„", triebsart der Anstellwinkel und die barometrische Sinkgeschwijj-" digkeit des Flugzeugs überwacht und die Höhe berechnet, bei der das Flugzeug abgefangen werden muß, damit dieses nicht unter eine vorgegebene Mindesthöhe (MDA) oder eine gesetzte Radarmarke ("bug") geht. Sobald die vorgegebene Mindesthöhe erreicht wird, wird ein spezielles Sprachwarnsignal erzeugt, das sich von den bei nichttaktischen Flugbewegungen erzeugten Warnsignalen deutlich unterscheidet, wie z.B. "ABBRUCH" ("ABORT"), das anzeigt, daß das Flugzeug sofort abgefangen werden muß. Das taktische Warnsignal wird nur während taktischer Flugbewegungen freigegeben, wohingegen bestimmte nichttaktische Warnsignale bei taktischen Flugbewegungen gesperrt sind.

Die Erfindung wird im folgenden anhand der Zeichnung näher beschrieben. Es zeigen:

Fig. 1 ein Blockschaltbild der logischen Funktion-en des erfindungsgemäßen Warnsystems;

Fig. 2 eine Sturzflugsituation eines Flugzeugs und den Abfangvorgang;

Fig. 3 graphisch die Höhenverringerung beim Abfangen des Flugzeugs von einem mit 4g (g = Gravitationsbeschleunigung) erfolgenden Sturzflug als Funktion der Sinkgeschwindigkeit und ,des Anstellwinkels;

Fig. 4 graphisch die Höhenverringerung beim Abfangen des Flugzeugs von einem mit 4g (g = Graviationsbeschleunigung) erfolgenden Sturzflug als Funktion der Fluggeschwindigkeit und des Anstellwinkels; und

Fig. 5 ein Blockschaltbild eine_r _s das erfindungsgemäße Ausfüh--.'. _m rungsbeispiel gemäß Fig. 1 enthaltenden Warnvorrichtung, die,"^₄₁ sowohl für taktische als auch nichttaktische Flug-».,* · bewegungen einsetzbar ist.

Figur 1 stellt ein Ausführungsbeispiel des Teils der erfindungsgemäßen Vorrichtung dar, der bei taktischen Flugbewegungen ein Bodennähe-Warnsignal erzeugt. Die Vorrichtung 10 besteht zwecks logischer Darstellung der Funktion aus einer Reihe von Torschaltungen, Vergleichern und ähnlichen logischen Schaltelementen; es können jedoch erfindungsgemäß auch andere Logikelemente statt den in Figur 1 dargestellten verwendet werden. Insbesondere ist sowohl eine digitale als auch eine analoge Ausführung möglich. Die beschriebene Vorrichtung verwendet die Signale Funkhöhe, barometrische Höhenänderung, Luftgeschwindigkeit und Anstellwinkel des Flugzeugs sowie Signale, die anzeigen, ob Waffen geladen sind mit verschiedenen Gültigkeitssignalen. Dabei hängt es vom Flugzeugtyp, in dem die Warnvorrichtung eingebaut ist, ab, ob die in Figur 1 dargestellten Signale von einzelnen Geräten, wie einem barometrischen Höhenmesser 12, einer barometrischen Höhenänderungsschaltung 14, einem Funkhöhenmesser 16, einem Anstellwinkelgyro 18, einer Luftgeschwindigkeitssignalquelle 20, wie z.B. ein Luftdatenrechner oder Luftgeschwindigkeitsgeber und verschiedenen diskreten Schaltelementen, die angeben, ob die Waffen geladen sind und ob die Räder belastet sind, oder ob diese Signale von einem digitalen Datenbus in gewissen neueren Flugzeugen erhalten werden.

Die Vorrichtung 10, die den taktischen Warnteil der erfindungsgemäßen Vorrichtung darstellt, soll nur während taktischer Flugbewegungen wie beim Bombenanflug oder beim Erdkampf, bei denen steile Sturzflugsituationen auftreten, betrieben werden. Demgemäß wird die Vorrichtung 10 nur dann freigegeben,

wenn die Bedingungen, die solche Flugphasen angeben, vorhanden sind. Beim vorliegenden Ausführungsbeispiel sind diese

Bedingungen dadurch gegeben, daß das Gewicht des Flugzeugs : ;* nicht auf den Rädern lastet, daß die Luftgeschwindigkeit größer als eine vorgegebene Luftgeschwindigkeit, wie bei- ."*;" spielsweise ca. 555 km/h (300 kts) ist und daß die "«·· Waffen geladen sind.

Die Freigabefunktion wird durch ein UND-Glied 22, das die genannten Bedingungssignale und ein Signal von einem Vergleicher 24, der mit der Luftgeschwindigkeitssignalquelle 20 verbunden ist, erhält, ausgeführt. Der Vergleicher 24 vergleicht das von der Luftgeschwindigkeitssignalquelle 20 erhaltene Signale mit einem eine vorgegebene Luftgeschwindigkeit darstellenden Bezugssignal, beispielsweise 555 km/h und erzeugt ein Ausgangssignal, wenn die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs eine vorgegebene Luftgeschwindigkeit, z.B. 555 km/h (300 knots) überschreitet. Zusätzlich empfängt das UND-Glied 22 Signale, die jeweils angeben, daß der Funkhöhenmesser und daß der barometrische Höhenmesser nicht gesperrt sind, um das System bei fehlerhaftem Meßinstrument zu sperren.

Wenn alle obengenannten Bedingungen erfüllt sind, gibt das UND-Glied 22 ein weiteres UND-Glied 26 frei, das dadurch von einem Vergleicher 28 gesteuert wird. Der Vergleicher 28 empfängt ein Signal, das den Anstellwinkel des Flugzeugs darstellt vom Anstellgyroskop 8, ein Signal, das die barometrische Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt, von der Höhenänderungsschaltung 1 4 sowie ein Signal, das die Mindestsinkhöhe darstellt, von einer MDA-Stellvorrichtung. Aufgrund dieser Eingangssignale bestimmt der Vergleicher 28 die Mindesthöhe zum Abfangen, oder eine Warnhöhe H , bei der das Flugzeug abgefangen wird, damit es die Mindesthöhe MDA nicht unterschreitet. Der Vergleicher 28 empfängt auch ein Signal vom Funkhöhenmesser 16, das die Ist-Höhe des Flugzeugs über dem

Erdboden angibt und liefert dem UND-Glied 26 ein Signal, falls das vom Funkhöhenmesser 16 empfangene Signal eine : : Höhe unterhalb der Mindestabfanghöhe H angibt. Auf den Empfang : Vl eines solchen Signals, hin, setzt das UND-Glied 26 einen Warn-'« Signalgenerator 30 in Betrieb. Der Warnsignalgenerator 30 :**;*: ist vorzugsweise ein Sprachwarngenerator, der ein Sprach- :*··

warnsignal erzeugt. Das Sprachwarnsignal ist vorzugsweise ein speziel"-les Warnsignal, wie z.B. "ABBRUCH" ("ABORT") sein. Dadurch erhält der Pilot einen genauen Hinweis, welche Tätigkeit er zur Vermeidung einer gefährlichen Flugsituation ausführen muß. Das Sprachwarnsignal wird direkt oder indirekt einem Wandler 32 zugeführt, der ein Lautsprecher oder ein Kopfhörer sein kann, um es dem Piloten mitzuteilen.

Außer der Geschwindigkeit und dem Anstellwinkel des Flugzeugs werden weitere Größen berücksichtigt, die die Höhe beeinflussen, bei der das Sturzflugabfangwarnsignal erzeugt werden muß. Diese Größen betreffen die Leistung des Flugzeugs und enthalten die Reaktionszeit des Flugzeugs und des Piloten sowie dem Vielfachen der Erdbeschleunigung g, dem das Flugzeug während dem Hochziehen widerstehen kann. Beim üblichen Abfangmanöver nähert man den Flugweg des Flugzeugs durch einen Kreisbogen am untersten Punkt des Hochziehmanövers an. Dabei ist der Radius dieses Kreisbogens umgekehrt proportional zu dem während des Abfangmanövers auf das Flugzeug einwirkenden Vielfachen der Gravitationsbeschleunigung g.

Figur 2 zeigt ein Flugzeug 50, das gerade die Mindestabfang-Warnhöhe H unterschritten hat und das Abfangmanöver beginnt. Bei gelungenem Abfangmanöver beginnt das Flugzeug bei der Mindestsinkhöhe MDA wieder zu steigen, wie eine strichpunktierte Kurve zeigt. In erster Näherung stellt der Abfangflug- _t weg einen Kreis mit dem Radius R dar, der wiederum von dem durch das Flugzeug beim Abfangvorgang erzeugten Vielfachen der Erdbeschleunigung g bestimmt ist.

Für einen kreisförmig bewegten Gegenstand ist die zum Mittel- ·

punkt 52 des Kreises gerichtete Radialbeschleunigung a direct ' proportional dem Quadrat der Bahngeschwindigkeit V des Objek»tS;"; und umgekehrt proportional dem Radius R des Bahnkreises. Mathematisch kann dies durch folgende Gleichung ausgedrückt :*";*; werden: ;···

Aus dem Abstiegswinkel Θ, der angenähert durch den Anstellwinkel gegeben ist und der Sinkgeschwindigkeit H, des Flugzeugs kann man leicht die Geschwindigkeit V des Flugzeugs ausrechnen:

H,

ΪΪΪΠΓ

Die Sinkgeschwindigkeit H, wird insbesondere durch die barometrische Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs dargestellt. Beim dargestellten Ausführungsbeispiel wird die barometrische Sinkgeschwindigkeit zur Berechnung verwendet, jedoch können andere Ausführungsbeispiele die Funkhöhenrate oder die Abschlußrate (closure rate) verwenden. Aus der in Figur 2 dargestellten Geometrie ergibt sich, daß der Winkel zwischen der vertikalen und dem auf dem momentanen Bahnvektor senkrecht stehenden Radius ebenfalls gleich dem Winkel θ ist. Folglich ist der Abstand zwischen dem Kreismittelpunkt 52 und der

Warnhöhe H=R cos θ und der Abstand zwischen der Warnhöhe w

H und der Mindestsinkhöhe MDA = R(1-cos Θ). Aus der zuletzt w

genannten Beziehung läßt sich die Höhendifferenz A H zwischen

der Warnhöhe H und der Mindestsinkhöhe MDA als Funktion des w

Anstellwinkels θ und des Radius R der durch einen Kreisbogen angenäherten Bahnkurve des Flugzeugs berechnen.

Weil der Radius des Abfangwegs eine Funktion der Geschwindigkeit des Flugzeugs und dem vom Flugzeug beim Hochziehen erzeugten Vielfachen der Erdbeschleunigung g ist, läßt sich

die Höhendifferenz zwischen der Warnhöhe H und der Höhe MDA

in Abhängigkeit von der Geschwindigkeit des Flugzeugs und dem vom Flugzeug beim Hochziehen erzeugten Vielfachen der Endbeschleunigung g berechnen. Da außerdem die Sinkgeschwin-". digkeit des Flugzeugs eine Funktion von dessen Bahngeschwin-j*";*; digkeit und dem Anstellwinkel θ ist, läßt sich die Höhen- ;··» differenz Λ H beim Abfangen als Funktion der Sinkgeschwindig-* keit und dem beim Hochziehen des Flugzeugs erzeugten Vielfachen der Erdbeschleunigung g berechnen.

Dies wird folgendermaßen erreicht. Aus der Gleichung 2 wird durch Quadrieren und durch geeignete trigonometrische Substitution folgende Beziehung abgeleitet:

•7 · 7 * 7

(3) Υ^Δ = -^b - ^b - ^b

sin²0 (1-cos²e) (1+cos9) (1- cos Θ)

Durch Umformen der Gleichung (1) und Einsetzen der Gleichung (3) erhält man:

V² H, ²

CO R= ^b

a_n a_n (1+cosej (1-cos

Wenn man die Gleichung CO mit (1-cos Θ) multipliziert/erhält man den Höhenverlust Δ.Η beim Abfangen wie folgt:

(5) AH=

(1+cosej

Durch die letzte Beziehung wird der Höhenverlust des Flugzeugs, der vom Beginn des Abfangens vom Sturzflug bis zum Erreichen des ebenen Flugs entsteht, definiert. Diese Beziehung berücksichtigt jedoch weder die Reaktionszeit des Piloten und des Flugzeugs noch die gewünschte Mindesthöhe. Um sicherzustellen, daß das Warnsignal früh genug erzeugt wird und der Pilot sicher

das Flugzeug abfangen kann, müssen diese Faktoren ebenfalls «. in der Gleichung für die Warnhöhe berücksichtigt werden. Die"--Mindestsinkhöhe kann einfach durch Addition des Wertes MDA ^:„„ zum Höhenverlust berücksichtigt werden. Die Reaktionszeit wird durch Addition eines Terms berücksichtigt, die die Reak"-. tionszeit des Piloten und des Flugzeugs berücksichtigt. Das -.: sind beispielsweise 2 Sekunden multipliziert mit der Sinkgeschwindigkeit. Auf diese Weise ergibt sich die Warnhöhe H durch folgende Gleichung:

_b
^Hw " * ^2Hb ^{+ MDA}>

worin der Faktor 2 vor der Sinkgeschwindigkeit H, die 2-Sekunden währende Reaktionszeit des Piloten und des Flugzeugs angibt.

Durch die obige Gleichung ist für verschiedene Flugzeugtypen mit verschiedenen Leistungscharakteristika die Warnhöhe H definiert. Wenn man als Hochziehbeschleunigung den vierfachen Wert der Erdbeschleunigung g als einen Wert annimmt, der den Piloten während taktischer Flugbewegungen keinen übermäßigen Belastungen aussetzt, kann man für diesen Beschleunigungswert und eine Zweisekundenreaktionszeit mittels numerischer Methoden aus der obigen Gleichung (6) folgende Beziehung ableiten:

^Hw ⁼ ^V ' f°'^{01698 +} 0,0000774 · (θρ- 11) + 0,001053'(θρ - 40 ) ) + 2 H_b + MDA

^Hw ⁼ ^b^² " i°·^{005176 +} 0.0000236 · (θρ - 11) + 0.0000321 · (θρ - 40) ) + 2H_fa + MDA

darin sind

H_w die Funkhöhen-Warnhöhe in m (ft),

H, die barometrische Höhenrate in m/s (ft/s)

θ der Anstellwinkel in Grad und

MDA die gewünschte Mindesthöhe in m (ft).

In der obigen Beziehung dürfen die lerne (Θ - 11) und (Θ - 40) nicht Null werden. Deshalb müssen (Θ - 11) und (Θ - 40) jeweils Null gesetzt werden, falls der Anstellwinkel jeweils kleiner als 11 oder kleiner als 40 wird. In der obigen Rechnung wird der Anstellwinkel des Flugzeugs anstatt des Sturzwinkels zur Darstellung des Abstiegswinkels verwendet, da der Anstellwinkel leicht von einem Gyroskop abgeleitet werden kann, was für den Sturzwinkel nicht der Fall ist. Der tatsächliche Sturzwinkel läßt sich jedoch durch Rechnung leicht ermitteln. Der Sturzwinkel unterscheidet sich vom Anstellwinkel durch den Angriffswin kel der Flügel, der typischerweise nur einige Grad beträgt. Aus diesem Grund erhält man trotz der Verwendung des Anstellwinkels statt des Sturzwinkels befriedigende Ergebnisse bei der Berechnung der Warnhöhe. Die numerische Approximation der trigonometrischen Funktion in Gleichung (6) macht die Rechnung durch Verwendung einfacher Multiplikation einfacher als die Berechnung trigonometrischer Funktionen, wodurch eine schnellere Antwortzeit möglich ist.

Figur 3 zeigt den Kurvenverlauf des Höhenverlustes λ Η als Funktion der Sinkgeschwindigkeit bei verschiedenen Anstellwinkeln als Parameter, wobei ein Abfangmanöver mit 4g zugrundegelegt ist. Figur 3 zeigt, daß der Höhenverlust A H und folglich die Warnhöhe H mit wachsender Sinkgeschwindigkeit und mit wachsendem Anstellwinkel anwachsen. Da sich jedoch die Cosinusfunktion für kleine Winkel nur gering ändert,

ist die in Figur 3 dargestellte Kurve bei kleinen Anstellwinkeln ziemlich unabhängig vom Anstellwinkel, d.h. bei :*"

Sturzwinkeln unter 40 . Deshalb kann ein und dieselbe Kurve : : zur Kennzeichnung der Warngrenze für Anstellwinkel von etwa "". 40° und darunter dienen. -""-

Die Sinkgeschwindigkeit und Luftgeschwindigkeit hängen wie zuvor ausgeführt vom Sinus des Sturzwinkels ab. Folglich kann man die Warneinhüllende auch in Größen der Luftgeschwindigkeit statt in Größen der Sinkgeschwindigkeit ausdrücken. Dieser Zusammenhang ist in Figur 4 dargestellt, die den Höhenverlust £* H als Funktion der Luftgeschwindigkeit und des Anstellwinkels zeigt. Somit ist bei einem anderen Ausführungsbeispiel der Erfindung ein die Luftgeschwindigkeit angebendes Signal statt der Sinkgeschwindigkeit dem Vergleicher 28 zugeführt, wobei dann die in Figur 4 dargestellten Kurven statt denen in Figur 3 zur Festlegung des Höhenverlustes und der Warnhöhe dienen.

In Figur 5 ist ein Teil des Sturzflugabfangwarnsystems in Verbindung mit Vorrichtungen, die Warnsignale bei gefährlichen Flugsituationen bei verschiedenen nichttaktischen Flugbewegungen erzeugen. Gleiche Elemente wie in Figur 1 sind in Figur 5 mit denselben Bezugsziffern bezeichnet. Gestrichene Bezugsziffern bezeichnen Komponenten des nichttaktischen Teils des Warnsystems, die den Komponenten des taktischen Teils, die mit nichtgestrichenen Bezugsziffern bezeichnet sind, analog sind. Somit ist der nichttaktische Teil des Warnsystems 10' analog dem taktischen Teil des Warnsystems 10 und der nichttaktische Warngenerator 30' dem taktischen Warngenerator 30 analog.

Die in Figur 5 dargestellte Vorrichtung 10' verwendet ebenfalls verschiedene Signale, die verschiedenen Flugparametern des Flugzeugs entsprechen, einschließlich der Luftgeschwindigkeit, der Funkhöhe, der barometrischen Höhenrate, der Funkhöhenrate, ein Signal MDA, das die Mindestsinkhöhe angibt,

ein Signal, das den Waffenladezustand angibt, ein Signal, das die Stellung des Fahrwerks angibt als auch verschiedene (nicht dargestellte) Gültigkeitssignale. Wie bei Vorrichtung 10 empfängt die Vorrichtung 10' Signale entweder von verschiedenen einzelnen Instrumenten und diskreten Schaltelementen ;"*;': oder von einem digitalen Datenbus. Die Vorrichtung 10' na- :*·' lysiert die empfangenen Signale und erzeugt im Falle einer gefährlichen Flugsituation eine Warnfunktion. Diese Funktionen der Vorrichtung 10' sind Gegenstand der vom gleichen Anmelder gleichzeitig eingereichten deutschen Patentanmeldungen mit den Titeln "Verfahren und Vorrichtung zur Erzeugung von Warnsignalen beim Abstieg nach dem Start eines Flugzeugs", "Verfahren und Vorrichtung zur Anzeige eines gefährlichen Flugprofils bei Flugbewegungen in geringer Höhe", "Verfahren und Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei übermäßig starker Bodenannäherung eines Flugzeugs", "Verfahren und Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei übermäßiger Sinkgeschwindigkeit eines taktischen Flugzeugs", und "Verfahren und Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei der Landung eines Flugzeugs mit eingezogenem Fahrwerk".

Die Vorrichtung 10^f kann eine oder mehrerer der in den obengenannten Anmeldungen offenbarten Warnfunktionen oder andere Warnfunktionen enthalten und wird während der nichttaktischen Flugphasen des Flugzeugs betrieben. Die Vorrichtung 10' steuert den Betrieb eines nichttaktischen Warngenerators 30' und veranlaßt diesen, verschiedene Warnsignale, die dem Wandler 32 oder anderen geeigneten Wandlern zugeführt werden, um dem Piloten eine gefährliche Flugsituation bei nichttaktischen Flugbewegungen mitzuteilen. Typische Warnsignale sind "Nicht Sinken" ("DON'T SINK"), womit dem Piloten angezeigt wird, daß er nach dem Start sinkt, "Zu niedrig" f'TOO LOW"), womit der Pilot angezeigt bekommt, daß er unter einer vorgegebenen Sinkflughöhe fliegt, "Gelände" ("TERRAIN") , womit der Pilot eine übermäßige Bodenannäherung bei Niedrigflügen erfährt,

"Sinkgeschwindigkeit" C¹¹SINK RATE"), womit der Pilot erfährt, daß das Flugzeug beim Landeanflug zu schnell nieder-; geht und "Fahrwerk zu niedrig" ("TOO LOW GEAR"), das den Piloten warnt, wenn dieser mit hochgezogenem Fahrwerk landeri"_ will. ' .-·.-

Die oben erwähnten Warnsignale sind zwar während nichttakti-~^:" scher Flugbewegungen nützlich, werden jedoch bei taktischen Flugbewegungen fälschlich angestossen und bilden unnötige Warnsignale. Insbesondere sind dies die Warnsignale "Gelände" und "Sinkgeschwindigkeit", die in gleicher Weise während taktischer Flugbewegungen erzeugt würden, da sowohl die Funkhöhenrate als auch die barometrische Höhenrate während taktischer Manöver hoch sind. Folglich müssen solche nichttaktische Betriebsarten die bei taktischen Flugbewegungen wahrscheinlich falsch angestossen werden, gesperrt werden. Das geschieht durch ein Eingangssignal "Waffen nicht geladen", das die Erzeugung der Warnsignale, beispielsweise "Gelände" und "Nicht Sinken" und anderer Warnsignale, die Falschalarme bei taktischen Flugbewegungen erzeugen, unterbindet. Dieses Signal wird von einem Waffenladeschalter 40 erhalten, der beim Laden der Waffen des Flugzeugs verwendet wird. Dieser Schalter führt der Vorrichtung 10' ein "Waffen nicht geladen "-Signal zu und sperrt alle Warnsignale, die bei taktischen Flugbewegungen Falschalarme erzeugen können und gibt die taktische Warnvorrichtung 10 bei taktischen Flugbewegungen frei.

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Claims

Ansprüche

1 .) Verfahren zur Anzeige derjenigen Höhe eines Flugzeugs, bei der beim Sturzflug das Flugzeug abgefangen werden muß, um das Sinken unterhalb eine vorgegebene Höhe zu vermeiden,

gekennzeichnet durch folgende Schritte:

a) Erzeugung von Signalen, die jeweils die Ist-Höhe, den Abstiegswinkel und die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs angeben;

b) Ermittlung des Höhenverlustes des Flugzeugs beim Abfangen aufgrund der Sinkgeschwindigkeit und des Abstiegswinkels; und

c) Erzeugung eines Warnsignals, falls der Höhenverlust des Flugzeugs in Abhängigkeit von der Höhe des Flugzeugs zu groß wird.
2. Verfahren nach Anspruch 1,

dadurch gekennzeichnet,

daß in Schritt a) die barometrische Sinkgeschwindigkeit erzeugt wird.

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3. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,

daß in Schritt a) der Anstellwinkel des Flugzeugs ver- "--* wendet wird. -~~
4. Verfahren nach Anspruch 1, "V dadurch gekennzeichnet,

daß in Schritt a) die Ist-Höhe die Fuaihöhe ist.
5. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichne t,

daß die Erzeugung des Warnsignals in Schritt c) verhindert wird, wenn das Flugzeug eine vorgegebene Geschwindigkeit

nicht überschreitet und daß das Warnsignal in Schritt c) abhängig von der Fluggeschwindigkeit erzeugt wird.
6. Verfahren nach Anspruch 5,
dadurch gekennzeichnet, daß die Geschwindigkeit die Luftgeschwindigkeit ist.
7. Verfahren nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet,

daß die vorgegebene Luftgeschwindigkeit etwa 555 km/h (300 kts) beträgt.
8. Verfahren nach Anspruch 1 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß in Schritt c) ein spezieller Sprachalarm erzeugt wird.
9. Verfahren nach Anspruch 1 ,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Erzeugung eines Warnsignals in Schritt c) durch ein Signal, das angibt, daß die Waffen geladen sind, frevigegeben wird und daß dasselbe Signal die Erzeugung : . nichttaktischer Warnsignale sperrt.
10. Verfahren nach Anspruch 1,

dadurch gekennzeichnet, ,.'..

daß der Höhenverlust für eine vorgegebene Normalbeschleunigung ermittelt wird.
11. Vorrichtung zur Anzeige derjenigen Höhe eines Flugzeugs, bei der während eines Sturzflugs das Flugzeug abgefangen werden muß, um das Sinken unterhalb eine vorgegebene Höhe zu vermeiden,

gekennzeichnet durch

eine Einrichtung (20), die ein die Ist-Höhe des Flugzeugs darstellendes Signal erzeugt,

eine Einrichtung (18), die ein den Abstiegswinkel des Flugzeugs darstellendes Signal erzeugt,

eine Einrichtung (12, 14), die ein die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs darstellendes Signal erzeugt,

eine Einrichtung (28), die aus dem Abstiegswinkel und der Sinkgeschwindigkeit den Höhenverlust des Flugzeugs beim Abfangen berechnet, und

eine Einrichtung (22, 26, 30), die abhängig von der Ist-Höhe und dem Ausgangssignal der den Höhenverlust ermittelnden Einrichtung ein Warnsignal erzeugt, falls der Höhenverlust abhängig von der Ist-Höhe zu groß wird.
12. Vorrichtung nach Anspruch 11,
dadurch gekennzeichnet ^

daß eine Einrichtung eine Mindesthöhe (MDA) vorgibt, und

daß die Einrichtung (28) die zur Erzeugung des Warnsignals nötige Höhe in Abhängigkeit von der Mindesthöhe (MDA) bestimmt.
13. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (12) die barometrische Höhe vorgibt
14. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet,

daß die Einrichtung (20) ein Funkhöhenmesser aufweist.
15. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet,

daß die Einrichtung (18) den Abstiegswinkel des Flugzeugs als Anstellwinkelsignal erzeugt.
16. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet,

daß das von der Einrichtung (12, 14) erzeugte Signal die barometrische Sinkgeschwindigkeit angibt.
17. Vorrichtung nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch

eine Einrichtung (20, 24), die ein von der Geschwindigkeit des Flugzeugs abhängiges Signal erzeugt, das die Einrichtung (22, 26, 30), die das Warnsignal erzeugt, nur freigibt, wenn das Flugzeug eine vorgegebene Geschwindigkeit überschreitet.
18. Vorrichtung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet,

daß das die Geschwindigkeit des Flugzeugs angebende Signal die Luftgeschwindigkeit angibt.
19. Vorrichtung nach Anspruch 18,

dadurch gekennzeichnet, *«...

daß die vorgegebene Luftgeschwincligkeit etwa 555 km/h *··* (300 kts) ist. · .-\
20. Vorrichtung nach Anspruch 11, **:* dadurch gekennzeichnet,

daß die Einrichtung (30) ein spezifisches Sprachwarnsignal erzeugt.
21. Vorrichtung nach Anspruch 11,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Bestimmungseinrichtung (28) den Höhenverlust für eine vorgegebene Normalbeschleunigung bestimmt.
22. Vorrichtung nach Anspruch 11,
dadurch gekennzeichnet, daß

eine Schalteinrichtung (40) ein Schaltsignal erzeugt, das die Einrichtung (22, 26, 30), die das Warnsignal erzeugt, während taktischer Flugbewegungen freigibt und während nichttaktischer Flugbewegungen sperrt.
23. Vorrichtung nach Anspruch 11 oder 17, dadurch gekennzeichnet, daß

die Einrichtung (28) ein Kriterium zur Erzeugung des Warnsignals abhängig von der Luftgeschwindigkeit bestimmt .