DE3650104T2

DE3650104T2 - Grundannäherungswarnanlage für flugzeuge mit verminderter leistung.

Info

Publication number: DE3650104T2
Application number: DE3650104T
Authority: DE
Inventors: Charles Bateman; John Glover; Hans Muller
Original assignee: AlliedSignal Inc
Current assignee: Honeywell International Inc
Priority date: 1985-08-29
Filing date: 1986-08-25
Publication date: 1995-03-23
Anticipated expiration: 2006-08-26
Also published as: US5220322A; EP0233941A4; FI871855A0; AU6333986A; EP0233941B1; CA1254657A; FI871855A; WO1987001356A1; IL79610A0; DE3650104D1; EP0233941A1; JPS63500740A

Description

Technisches Gebiet

Diese Erfindung bezieht sich auf das Gebiet von Grundannäherungswarnanlagen für Flugzeuge und im besonderen auf Systeme, die eine gesteigerte Warnung geben, wenn das Flugzeug nahe dem Boden ein verschlechtertes Verhalten zeigt.

Hintergrund der Erfindung

Grundannäherungswarnanlagen, welche eine Warnung abgeben, wenn die Möglichkeit eines Aufpralles auf dem Boden bei kontrollierten Flugbedingungen besteht, wurden in den letzten fünfzehn Jahren entwickelt. Beispiele solcher Systeme sind in den US-Patenten 3,715,718; 3,743,221; 39,946.751; 3,947,810; 4,060,793; 4,433,323 beschrieben. Eines der Ziele der Grundannäherungswarnanlagen, die in den obigen Patenten beschrieben sind, ist es, Sensoren zu verwenden, die normalerweise in üblichen Flugzeugen vorhanden sind, wie Funkhöhenmesser, barometrischer Höhenmesser und Gleitwegempfänger, um der Besatzung des Flugzeuges eine zeitgerechte Warnung zu geben, daß eine unbeabsichtigte Berührung des Bodens bevorsteht.
Diese Systeme haben sich im allgemeinen als sehr wirksam erwiesen, um bei einem kontrollierten Flug einen Unfall durch Bodenberührung zu vermeiden, sind jedoch unstabil bei sehr geringen Höhen.
Es gibt jedoch Flugsituationen, in denen das Verhalten des Flugzeuges selbst verschlechtert wird und in gewissen solchen Situationen könnten die bestehenden Grundannäherungswarnanlagen eine Warnung nicht so zeitgerecht abgeben, wie dies gewünscht wäre. Es bestehen viele und verschiedene Ursachen für ein verschlechtertes Verhalten des Flugzeuges, wie etwa Winddruck etc.; ungeeignete Ausrüstung, etwa beim Fahrwerkausfahren, bei Teilflächenspoilern, Klappen etc.; verschlechterter Auftrieb infolge Regen, Eis, Übergewicht, ungeeigneter Klappeneinstellung etc.; ungenügender Triebwerkschub; und Instrumentenfehler, die zu unrichtigen Änderungen des Schubes, der Fluglage oder der Fluggeschwindigkeit führen. Beurteilt man unter Berücksichtigung von Flugzeugunfällen der Vergangenheit, bei welchen verschlechtertes Verhalten im spiel war, würden weder die bestehende Grundannäherungswarn-Mode 1, welche eine im USA-Patent 4,060,793 beschriebene, übermäßigen Höhenverlust warnende Mode ist, noch die Mode 3, welche einen negativen Anstieg nach dem Start warnende Mode darstellt und in der US-Patentschrift 4,319,218 beschrieben ist, immer eine Warnung im gewünschten Ausmaß abgeben. Beispielsweise würde bei gewissen Winddrucksituationen die durch die existierenden Moden 1 und 3 erzeugen Warnungen nicht zeitgerecht genug abgegeben, um nützlich zu sein.
Zusätzlich zur Abgabe eines zeitgerechten Alarmes ist es auch sehr erwünscht, der Besatzung Hinweise zu geben, was zu tun ist, um sich aus einer gefährlichen Situation zu retten, insbesondere unter ungewöhnlichen Umständen, wie Winddruck oder irreführende Intrumentenanzeigen. Beispielsweise traten Situationen auf, in denen ein Flugzeug Bodenberührung bekam, was hätte vermieden werden können, wenn die Besatzung erkannt hätte, daß das Flugzeug zusätzliche Möglichkeiten bei der Fluggeschwindigkeit gehabt hätte, was in Höhengewinn hätte umgesetzt werden können, ohne daß zusätzlicher Schub hätte aufgebracht werden können.
Mit Bezug auf verschlechtertes Verhalten infolge von Winddruck wurden eine Reihe von Systemen vorgeschlagen, die beispielsweise in den US-Patenten 4,043,194; 4,079,905; 4,189,777; 4,229,725; 4,281,383; 4,342,912 und 4,336,606 beschrieben sind, um der Besatzung ein Alarmsignal hinsichtlich Winddruckbedingungen zu geben. Solche Systeme sind jedoch oft schwierig auszustatten oder erfordern zusätzliche Sensoren oder geben nicht zeitgerecht eine brauchbare Information.
In einem im US-Patent 4,189,777 beschriebenen Vorschlag wird die Fluggeschwindigkeitsänderung herangezogen, um eine Winddrucklage zu erkennen, und als Folge davon wird die Warnkurve eines Grundannäherungswarnsystems der Mode 1 so modifiziert, daß die Warnzeit verbessert wird. Ein anderer, auf Winddruckbedingungen Bezug nehmender Versuch ist in dem US- Patent 4,347,572 beschrieben, wobei der Anstellwinkel, der Stickshaker-Wert, die Vertikalgeschwindigkeit, die Fluggeschwindigkeit, die Klappenstellung und der Schub verwendet werden, um in einer Winddrucksituation eine Anleitung auf dem Display einer Pilot-Flugleitanlage zu geben.
Keines der oben beschriebenen Systeme bietet jedoch eine gesteigerte Grundannäherungswarnung oder eine Anleitung für eine umfangreiche Reihe von Situationen, in denen verschlechtertes Flugverhalten vorliegt.

Zusammenfassung der Erfindung

Es ist daher ein Ziel der Erfindung, eine Grundannäherungswarnanlage für Flugzeuge mit verbesserter Warnkapazität nahe dem Boden zu schaffen. Insbesondere wird der Warnbereich von Mode 3 und gegebenenfalls Mode 1 auf innerhalb fünf Fuß (1,5 Meter) vom Boden ausgeweitet. Um diese Ausweitung zu gestatten, werden das Funkhöhenänderungs- und das barometrische Höhenänderungs-Signal in einer besonderen Weise im erfindungsgemäßen System kombiniert, um ein berechnetes Höhenänderungssignal zu erzielen, das in Bodennähe genau ist und als Eingangssignal für Mode 1 und 3 verwendbar ist.
Es ist ein weiteres Ziel der Erfindung, ein Grundannäherungswarnsystem für Flugzeuge zu schaffen, welches eine verbesserte Warnfähigkeit aufweist, wenn sich das Verhalten des Flugzeuges verschlechtert.
Um diese Ziele zu erreichen, weist eine Grundannäherungswarnanlage für Flugzeuge gemäß der Erfindung folgendes auf:
Mittel zur Erzeugung eines Funkhöhensignals hR
Mittel zur Erzeugung eines Funkhöhenänderungssignales h'R', und
Mittel zur Erzeugung eines barometrischen Höhenänderungssignales h'B' und die Anlage ist dadurch gekennzeichnet, daß sie weiters aufweist:
Mittel zur Erzeugung eines zusammengesetzten Höhenänderungssignales h'C in Abhängigkeit vom Funkhöhensignal hR und vom barometrischen Höhenänderungssignal h'B', wobei das zusammengesetzte Höhenänderungssignal h'C über einer vorbestimmten Funkhöhe hRMAX gleich ist h'B', jedoch unterhalb des vorbestimmten Funkhöhenwertes hRMAX zunehmend weniger h'B- Komponente und entsprechend mehr h'R-Komponente aufweist;
Mittel zur Erzeugung eines kumulativen zusammengesetzten Höhenverlustsignales Δ hC in Abhängigkeit von zusammengesetzten Höhenänderungssignal h'C';
Mittel zur Erzeugung eines Warnsignales, wenn das kumulativ zusammengesetzte Höhenverlustsignal Δ hC einen Schwellenwert übersteigt, der in Abhängigkeit vom Funkhöhensignal hR variiert; und
Mittel zur Wirksammachung des Warnsignal bis zu einem unteren Schwellenwert von etwa 5 Fuß (1,5 Meter) Funkhöhe, und zur Unwirksammachung des Warnsignales unterhalb dieses unteren Schwellenwertes.
Vorzugsweise versieht die Erfindung ein derartiges Grundannäherungswarnsystem für Flugzeuge auch mit einer weiteren Flugwegabweichungswarnung, wobei eine Messung des Flugwinkels gamma und gegebenenfalls der Funkhöhe hR des Flugzeugs verwendet werden. Die Messung des Flugwegwinkels gamma kann auf der Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeuges basieren. Die weitere Flugwegabweichungswarnung ist vorgesehen, wann immer der Flugwegwinkel gamma des Flugzeuges geringer ist als ein vorbestimmter Wert, welcher vorzugsweise als Funktion der Funkhöhe hR variiert. Die weitere Flugabweichungswarnung ist vorzugsweise über einer vorbestimmten Funkhöhe hR aufgehoben.
Vorzugsweise sieht die Erfindung bei einem solchen Grundannäherungswarnsystem für Flugzeuge zusätzlich auch vor, daß eine Quelle für ein Durchsackgrenzsignal (α-αS) und eine Warnlogik vorgesehen sind, welche in Abhängigkeit vom Warnsignal und dem Durchsackgrenzsignal (α-αS) eine Warnung erzeugt, welche anzeigt, daß das Flugzeug aufkippen sollte, außer, wenn das Durchsackgrenzsignal unterhalb eines vorbestimmten Wertes ist. Es kann auch eine Anzeige für den Pilot vorgesehen sein, zusätzlichen Schub anzuwenden.

Kurzbeschreibung der Zeichnungen

Fig. 1 ist ein funktionelles Blockschaltbild einer Grundannäherungswarnanlage mit Eingängen für den Anstellwinkel und für die Durchsackgrenzwarnung;
Fig. 2 ist eine graphische Darstellung einer Mode 1- Warn-Hüllkurve;
Fig. 3 ist eine graphische Darstellung einer Mode 3- Warn-Hüllkurve;
Fig. 4 ist eine graphische Darstellung einer Flugweg- Warn-Hüllkurve;
Fig. 5 ist eine graphische Darstellung einer Anstellwinkel-Warneinhüllenden beim Start;
Fig. 6 ist ein funktionelles Blockschaubild des Flugwegwarnungs-Logik-Teiles des Warnsystems nach Fig. 1 beim Start;
Fig. 7 ist eine funktionelle Darstellung der Wirkungsweise des Durchsack-Grenzen-Teiles der Logik von Fig. 6; und
Fig. 8 ist ein funktionelles Blockdiagramm des logischen Warnteiles des Warnsystems der Fig. 1 für den Flugweg, das während des Anfluges benutzt wird;
Fig. 9 ist ein funktionelles Blockdiagramm einer anderen Ausführungsform der Flugweglogik, die während des Abfluges verwendet wird;
Fig. 10 ist eine graphische Darstellung einer alternativen Hüllkurve für die Flugwegwarnung;
Fig. 11 ist ein funktionelles Blockdiagramm einer alternativen Ausführungsform der Warnlogik für den Flugweg, die während des Anfluges benutzt wird;
Fig. 12 ist ein funktionelles Blockdiagramm der das normale Verzögerungsprofil generierenden Logik, die im Zusammenhang mit Fig. 11 verwendet wird; und
Fig. 13 ist ein funktionelles Blockdiagramm eines Warnsystems, das während des Anrollens zum Start benutzt wird.

Detaillierte Beschreibung der Erfindung

Fig. 1 veranschaulicht in der verallgemeinerten Form eines Blockdiagrammes die bevorzugte Ausführungsform der Erfindung. Eine Signalquelle oder Datenquelle für das Warnsystem wird durch den Block 10 angedeutet. Die von der Datenquelle 10 gelieferten Signale umfassen: die Funkhöhe hR, die barometrische Höhe hB, den Anstellwinkel α, den Überziehspielraum (α-αS), die Fluggeschwindigkeit V, die Position des Fahrwerks und der Klappen sowie den Gleitweg G/S. Typischerweise stehen in modernen, digital betriebenen, kommerziellen Flugzeugen diese Signale aus dem digitalen Datenbus des Flugzeuges oder aus dem Flugmanagementsystem zur Verfügung. An einem älteren Flugzeug sind diese Signale für gewöhnlich von den einzelnen Instrumenten erhältlich.
Wie in Fig. 1 gezeigt ist, besitzt das Warnsystem vier separate Warn-Moden. Diese Moden umfassen einen Modus 1 als Warn-Modus für eine übermäßige Sinkgeschwindigkeit, einem Modus 3 als Warn-Modus für einen negativen Anstieg nach dem Abheben, ein Flugweg-Warn-Modus und ein Warn-Modus für den Anstellwinkel beim Start. Obwohl nur vier Warnmoden beschrieben sind, ist es einzusehen, daß die Anlage auch andere Warnmoden beinhalten kann, z. B. solche, wie sie im US-Patent 3,946,358 beschrieben sind. Eine graphische Darstellung einer verbesserten Warn-Hüllkurve für Modus 1 ist in Fig. 2 wiedergegeben. Diese Warn-Hüllkurve ist ähnlich jener, die in der US-Patentschrift 4,060,793 gezeigt ist, mit der wichtigsten Abweichung, daß der Funkhöhenabschluß auf fünf Fuß (1,5 Meter) Funkhöhe abgesenkt wurde, im Vergleich zu 50 Fuß (15 Meter) im System nach dem Stand der Technik. Durch Absenkung der Warngrenze auf fünf Fuß (1,5) können Warnungen wesentlich näher dem Boden erzeugt werden, was nützlich ist, z. B. in Winddrucksituationen bei einem Landeversuch. Die Absenkung des Bodens vom Modus 1 wird durch Erzeugung eines gerechneten Höhenänderungssignales h'C' möglich gemacht, welches Fehlerquellen im barometrischen Änderungssignal nahe dem Boden ausschaltet.
Wie in Fig. 1 gezeigt ist, wird die Modus-1-Warn-Hüllkurve nach Fig. 2 dadurch hergestellt, daß das Funkhöhensignal hR auf der Leitung 12 und ein barometrisches Änderungssignal h'B auf der Leitung 14 an einen Schaltkreis 16 zur Höhenberechnung angelegt werden. Das barometrische Änderungssignal wird erhalten von einem Differenz-Schaltkreis 18, dem ein barometrisches Höhensignal hB von der Signalquelle 10 über eine Leitung 20 zugeführt wird. Alternativ hierzu, kann die Z-Geschwindigkeit oder das vertikale Geschwindigkeitssignal aus einem Trägheitsnavigationssystem anstelle des barometrischen Änderungssignals verwendet werden. Der Schaltkreis 16 zur Höhenberechnung, der im Detail im Zusammenhang mit Fig. 6 näher beschrieben wird, differenziert das Funkhöhensignal hR, so daß ein Funkhöhenänderungssignal h'R mit dem barometrischen Höhenänderungssignal h'B zur Erzeugung des berechneten Höhenänderungssignales h'C. Dieses Signal beinhaltet proportional umso mehr Funkhöhenänderung, je näher sich das Flugzeug dem Boden befindet, was den Zweck hat, Fehlerquellen in den barometrischen Änderungssignalen als Folge von Bodeneffekten auszuschalten. Ein Warnschaltkreis 24, dem das berechnete Höhenänderungssignal über eine Leitung 26 und das Funkhöhensignal auf der Leitung 12 zugeführt sind, erzeugt Mode 1-Warn-Einleitungssignale auf einer Leitung 22. Geeignete Einrichtungen zur Ausführung der Wirkungsweise des Schaltkreises 24 sind in der US-Patentschrift 4,060,793 beschrieben. Das Modus-1-Einleitungssignal ist auf der Leitung 22 einem logischen Warnschaltkreis 28 zugeführt, der, falls erforderlich, eine Sprechwarnung in einem Lautsprecher 30 im Cockpit erzeugt.
In ähnlicher Weise wird die Wirksamkeit von Modus 3 durch Verringerung des Funkhöhenabschlusses von 50 Fuß (15 Meter) auf 5 Fuß (1,5 Meter) verbessert, wie dies durch die Warn- Hüllkurve in Fig. 3 dargestellt ist. Einem logischen Warn- Modus-Schaltkreis 32 sind das Funkhöhensignal über die Leitung 26 vom Schaltkreis 16 für die Berechnung der Höhenänderung zugeführt. Zufolge der Genauigkeit des berechneten Höhenänderungssignales läßt sich die Modus-3-Warnung nach Fig. 3 auf fünf Fuß (1,5 Meter) der Funkhöhe reduzieren, was ein empfindliches Warnsystem bedeutet. Der logische Schaltkreis arbeitet in üblicher Weise, etwa wie das in den US-Patentschriften 3,947,810 oder 4,319,218 beschriebene System zur Erzeugung von Warnleitungssignalen auf der Leitung 40, wenn das Flugzeug nach dem Start um einen vorbestimmten Betrag in Bezug auf die barometrische Höhe an Höhe verliert.
Untersuchungen von Unfällen haben gezeigt, daß die Flugsicherheit auch dadurch erhöht werden kann, daß ein Warnsignal bei einem ungeeigneten Flugwegwinkel gamma abgegeben wird, wenn das Flugzeug sich nahe dem Boden befindet, sei es beim Start oder bei einem Landeanflug. Eine Darstellung der bevorzugten Ausbildung einer Flugwegwarnhüllkurve für die Startphase eines Fluges ist in Fig. 4 gegeben. Der strichlierte Abschnitt recht der Linie 42 zeigt hierbei an, daß eine Flugwegwarnung für Flugwegwinkel von weniger als 0, 50 eingeleitet wird, für eine Funkhöhe von 35 Fuß (10 Meter) oder mehr.
Winddruck kann einen anhaltenden Abfall der Fluggeschwindigkeit bewirken. Einem Verlust an Fluggeschwindigkeit kann ein Verlust an Höhe folgen und demgemäß ist es wünschenswert, daß das Flugzeug sich im Steigen befindet, um jeden gefährlichen Höhenverlust nahe dem Boden zu verhindern oder auf ein Minimum zu bringen. Unter den Bedingungen einer negativen Fluggeschwindigkeitsänderung, wird daher die Warnkurve nach Fig. 4 nach links verschoben, wie dies durch die strichlierte Linie 44 dargestellt ist, so daß eine Warnung früher bei einem größeren Flugwegwinkel abgegeben wird.
Die Warn-Logik für den Flugwegwinkel ist durch einen Logikblock 46 in Fig. 1 dargestellt, dessen Details in Fig. 6 gezeigt sind. Die Eingänge zum Logikblock 46 beinhalten die Funkhöhe auf Leitung 12, die berechnete Höhenveränderung auf Leitung 26 und die Fluggeschwindigkeitsänderung auf Leitung 48. Die Fluggeschwindigkeit V wird von der Datenquelle 10 erhalten und über die Leitung 50 einem Differenzierkreis 52 zugeführt.
Wie Fig. 6 zeigt, erzeugt der Schaltkreis 16 für die berechnete Höhe das berechnete Höhenänderungssignal h'C auf der Leitung 26 durch Mischung des barometrischen Änderungssignales h'B mit einem Funkhöhenänderungssignal h'R unter einer vorbestimmten Funkhöhe hRMAX. Das Funkhöhensignal wird von einem Differenzierkreis 54 differenziert und an einen ersten Multiplizierkreis 56 gelegt. Von einem Funktionsgenerator- Kreis 58 wird ein Faktor K mit Werten von 0 bis 1,0 als Funktion der Funkhöhe erzeugt. Der Wert 1-K wird von einer Summierstelle 60 erzeugt und gleichfalls an den ersten Multiplizierkreis 56 gelegt, so daß der Wert (1-K)h'R an einer Plusklemme einer Summierstelle 62 erzeugt wird. Am zweiten Eingang der Summierstelle 62 liegt die Größe K.h'B, die von einem zweiten Multiplizierkreis 64 erzeugt wird. Dem zweiten Multiplizierkreis 64 ist das barometrische Änderungssignal h'B über die Leitung 14 zugeführt und der Multiplikator K vom Funktionsgeneratorkreis 58. Im Betrieb erzeugt der Schaltkreis 16 ein berechnetes Höhenänderungssignal h'C, welches bei hRMIN und darunter gleich ist der Funkhöhenänderung h'R und bei hRMAX gleich der barometrischen Höhenänderung h'B. Die berechnete Höhenänderung h'C ist proportional dem Flugwinkel gamma und dient als Annäherung an den Flugwegwinkel bei jeder gegebenen Fluggeschwindigkeit. Das gerechnete Höhenänderungssignal h'C ist daher auf den logischen Schaltkreis 46 gelegt und dient als gamma-Eingang zur Warnhüllkurve. Alternativ hierzu könnte das h'C-Signal durch die Fluggeschwindigkeit dividiert werden, um das gamma-Signal zu erhalten, wie dies in Fig. 8 der Fall ist.
Zusätzlich weist der Schaltkreis 16 für die Höhenberechnung einen Detektorkreis 66 auf, dem die Funkhöhe über die Leitung 12 zugeführt ist und der einen Zeitgeberkreis 68 beim Abheben startet. Der Zeitgeber 68 ist an den Eingang eines Begrenzerkreises 70 angeschlossen, der an seinem Ausgang ein Signal über eine Leitung 72 an den Funktionsgeneratorkreis 58 abgibt, was den Effekt hat, daß der Wert von K eine vorbestimmte Zeit nach dem Abheben des Flugzeuges von der Rollbahn gleich 1,0 gemacht wird.
Wie oben erwähnt, wird die Warnkurve nach Fig. 4 nach links geschoben, als Funktion einer Geschwindigkeitsänderung im abnehmenden Sinn. Ein Funktionsgeneratorkreis 78 in Fig. 6 ist vom Fluggeschwindigkeitsänderungssignal auf der Leitung 48 beaufschlagt und dient dazu, über die Leitung 80 den Ausgang des logischen Schaltkreises 46 vorzuspannen, um eine Warnung bei größeren Flugbahnwinkeln als Funktion zunehmend negativer Fluggeschwindigkeitsänderung zu erzeugen.
Im Zusammenhang mit der Flugwegwinkelwarnung steht auch, daß, sobald eine Warnung durch den Schaltkreis 46 erzeugt wurde, welche anzeigt, daß das Flugzeug einen unsicheren Flugwegwinkel aufweist, es als wünschenswert angesehen wird, die Besatzung mit einer Anleitung zu versehen, was sie tun muß, um die Sicherheit des Flugzeugs auf einem Maximum zu halten. Eine Logik, die einen Teil der Warnlogik 28 nach Fig. 1 bilden kann, ist in Fig. 6 dargestellt. Ein Absackgrenzsignal (α-αS) von der Signalquelle 10 ist über eine Leitung 82 an einen Vergleichsschaltkreis 84 gelegt. Wenn das Absackgrenzsignal anzeigt, daß der Anstellwinkel α des Flugzeuges innerhalb eines vorbestimmten Bereiches des Stick-Shaker-Anstellwinkels αS, liegt, gibt die Vergleichsschaltung 84 ein logisches Signal über eine Leitung 86 auf ein ODER-Tor 88. Ein positives logisches Ausgangssignal vom Tor 88 bewirkt eine hörbare Warnung, z. B. "SCHUBKRAFT ERHÖHEN", welche von der Warnlogik 28 erzeugt wird. Die Flugweglogik 46 gibt ein Signal aus, das anzeigt, daß das Neigungsverhalten oder der Flugwegwinkel des Flugzeuges zu gering ist. Normalerweise wird die bevorzugte hörbare Warnung sein "NASE HOCH" oder "AUFSTELLEN", um anzuzeigen, daß das Neigungsverhalten des Flugzeuges infolge Bodennähe vergrößert werden soll. Wenn jedoch das logische Durchsackgrenzsignal auf der Leitung 86 anzeigt, daß das Verhalten des Flugzeuges bereits nahe einem Durchsacken ist, daß wäre eine Anzeige "NASE HOCH" ungeeignet. Daher dient ein UND-Tor 90 dazu, die "NASE HOCH" -Warnung zu verhindern, wenn das Flugzeug nahe dem Durchsacken ist. Gemäß der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird die Anweisung "SCHUBKRAFT ERHÖHEN" immer erzeugt, da eine Erhöhung der Schubkraft von der Besatzung immer in Betracht gezogen werden sollte, wenn Schwierigkeiten infolge Bodennähe auftreten.
Es ist zu beachten, daß die Schaltung nach Fig. 6 einen Schaltkreis 92, einen Begrenzer 94 und eine Summierstufe 96 aufweist, um einen der Änderung des Durchsackwertes zugeordneten Term auf die Vergleichsschaltung 84 zu geben. Dies beschleunigt das Ansprechen des Schaltkreises 84, wenn der Grad der Zunahme des Anstellwinkels anzeigt, daß das Flugzeug sich rasch aufbäumt. Die Betriebsweise dieses Schaltkreises ist in Fig. 7 dargestellt.
Die Flugweglogik 46 für die Verwendung beim Anflug des Flugzeuges ist in Fig. 8 dargestellt. Beim Anflug arbeitet der Funktionsgenerator 46 nach Fig. 1 etwas unterschiedlich vom Funktionsgenerator nach Fig. 6, was durch die Warn-Hüllkurve nach Fig. 4 dargestellt ist. Deshalb wird der Funktionsgenerator nach Fig. 8 mit 46' bezeichnet. Der Flugwinkel gamma, der definiert ist als der Winkel, den die Flugrichtung des Flugzeugs mit der Horizontalen einschließt, kann angenähert werden durch eine der Vertikalen zugeordnete Größe, z. B. h'B oder h'C. Für den Schaltkreis nach Fig. 6 wurde die berechnete Höhenänderung verwendet. Eine genauere Annäherung an den Flugweg ergibt sich durch die Höhenänderung dividiert durch die Fluggeschwindigkeit V. Diese Näherung ist in Fig. 8 dargestellt, wobei ein Dividierschaltkreis 98 die über die Leitung 26 zugeführte berechnete Höhenänderung durch die über die Leitung 50 zugeführte Fluggeschwindigkeit dividiert. Dadurch wird eine dem Flugwegwinkel zugeordnete Eingangsgröße geschaffen, die über die Leitung 100 auf den Funktionsgenerator 46' für die Warn-Hüllkurve gelegt ist.
Da die Logik nach Fig. 8 Verwendung findet, wenn das Flugzeug im Anflug ist, ist der normale Flugwegwinkel negativ. Die Warn-Hüllkurve, die im Bauteil 46' nach Fig. 8 gezeigt ist, erzeugt ein erstes Warneinleitungssignal auf der Leitung 102 und ein weiteres auf der Leitung 104, wenn der Flugwegwinkel einen zweiten Wert übersteigt. Das erste Signal auf der Leitung 102, welches auf ein UND-Tor 106 gelegt ist, ruft eine hörbare Warnung "NASE HOCH" oder "AUFBÄUMEN" hervor. Wie im Zusammenhang mit Fig. 6 beschrieben ist, kann das dem Anflug zugeordnete Durchsackgrenzsignal auf der Leitung 86 die hörbare Warnung "AUFBÄUMEN" mittels des UND-Tores 106 verhindern. Die das Hochziehen andeutende Warnung auf einem UND-Tor 108 kann auch durch ein logisches Signal auf der Leitung 86 verhindert werden.
Ein von einer Signalquelle 10 (Fig. 1) auf eine Leitung 110 abgegebenes Gleitwegsignal G/S kann eine zusätzliche Warnlogik auslösen. Dieses Signal, welches am Eingang eines Funktionsgeneratorkreises 112 auftritt, kann verwendet werden, um ein Ausgangssignal am Tor 106 zu verhindern, wenn das Flugzeug sich nicht unter den Gleitwegkriterien des Funktionsgenerators 112 befindet. Das Gleitwegsignal auf der Leitung 110 kann auch verwendet werden, um die Vorspannung zu verändern, die der Funktionsgenerator 78 über die Leitung 80 auf die Warn-Hüllkurve 46' aufbringt.
Eine zusätzliche "Schuberhöhen"-Warnung kann mittels des ODER-Tores 88 erzeugt werden, wenn ein UND-Tor 113 mittels des Fluggeschwindigkeitsänderungssignales auf der Leitung 80 und des vom Funktionsgenerator 112 gelieferten Gleitwegsignales durchgeschaltet wird.
Es hängt von der Flugphase ab, ob die Logik nach Fig. 6 oder jene nach Fig. 8 für die Flugwegwarnung verwendet wird. Wenn das Flugzeug sich in der Startphase oder in der Wartephase befindet, wird der Schaltkreis nach Fig. 6 verwendet. Befindet sich das Flugzeug im Landeanflug, wird der Schaltkreis nach Fig. 8 verwendet. Gemäß der bevorzugten Ausführungsform wird ein logischer Schaltkreis 114 für den Start verwendet, um den geeigneten Flugweg-Warnschaltkreis auszuwählen. Eine Logik für einen solchen Schaltkreis ist in den US-Patenten 3,947,810 und 4,319,218 beschrieben. Eine Phase des Flugsignales wird von der Startlogik 114 über eine Leitung 116 auf den Schaltkreis 46 übertragen.
Bei bestimmten Bedingungen kann es wünschenswert sein, eine Warnung abzugeben, die einem möglichen ungenügenden Anstellwinkel zugeordnet ist. Die Kriterien für solch eine Warnung sind in Fig. 5 dargestellt. Während des Startes hat jede Abnahme des Anstellwinkels eine Warnung zur Folge, sobald das Flugzeug auf einen vorbestimmten Anstellwinkel, z. B. 20, gebracht ist. Die Logik zur Erzeugung einer solchen Warnung ist durch einen Schaltblock 118 in Fig. 1 dargestellt. Die Dauer dieses Warn-Modus kann eine Funktion der Zeit vom Abheben sein oder von der Funkmeßhöhe oder von der barometrischen Höhe.
In Fig. 9 ist ein zum System nach Fig. 6 alternatives System zum Erzeugen einer einem abnormalen Verhalten zugeordneten Warnung während der Startphase des Fluges dargestellt. Die von dem in Fig. 9 dargestellten System erzeugten Warnungen sind ähnlich jenen, die das System nach Fig. 6 erzeugt; jedoch ist die zur Erzeugung der Warnungen verwendete Logik etwas unterschiedlich. Das System nach Fig. 9 verwendet einen logischen Block 146, der ähnlich ist dem logischen Block 46 und näher im Detail in Fig. 10 dargestellt ist. Wie im Falle des logischen Schaltkreises 46, erzeugt der logische Schaltkreis 146 eine Warnung für den Fall abnormaler Flugbedingungen, und erzeugt eine Warnung im Falle eines abnormalen Anstiegsgradienten; jedoch ist die der Warnung zugeordnete Hüllkurve verschoben, um die Warnung früher im Falle abnehmender Geschwindigkeitsänderungen abzugeben, im Vergleich zu steigenden negativen Höhenänderungen, wie es beim logischen Schaltkreis 46 nach Fig. 6 der Fall war.
Wie Fig. 9 zeigt, empfängt der logische Schaltkreis 146 das Funkhöhensignal über die Leitung 12, ein dem Flugwegwinkel entsprechendes Signal über die Leitung 100 und weiters ein Vorspannsignal. Dieses Vorspannsignal wird von einem Funktionsgenerator 202 erzeugt, dem das Fluggeschwindigkeitsänderungssignal über die Leitung 48 zugeführt ist, und der in Abhängigkeit von diesem Signal das Vorspannungssignal erzeugt, welches auf den logischen Schaltkreis 146 über einen Haltestromkreis 204 zur Wirkung gebracht ist. Ein logischer Schaltkreis 206 vergleicht das Fluggeschwindigkeitsänderungssignal mit dem Funkhöhensignal und erzeugt ein Schubwarnsignal für den Fall, daß die Fluggeschwindigkeitsänderungen abnormal stark negativ ist.
Im Betrieb erzeugt das System nach Fig. 9 zwei Warnungen, eine mit Bezug auf den Flugwegwinkel und die andere mit bezug auf den Schub. Die Hüllkurve für die Flugwegwarnung basiert auf der Hüllkurve nach Fig. 10. Die basierende Warn-Hüllkurve, wie sie durch die Linie 42' dargestellt ist, basiert auf einem Gradienten für eine dem schlimmsten Fall zugeordnete Steigflugänderung, bei welcher eine Maschine ausgefallen ist, welcher wert im dargestellten Ausführungsbeispiel +1,25º beträgt. Wenn also ein Steigflugwinkel geringer ist als +1,25º, nimmt die Anlage an, daß ein Verhaltensproblem besteht und der Schaltkreis 146 gibt eine gamma-Warnung ab.
Zusätzlich ist angenommen, daß während der anfänglichen Startphase das Flugzeug allmählich auf seine endgültige Steigfluggeschwindigkeit beschleunigt. Diese Annahme wird verwendet, um ein Verhaltensproblem durch Überwachung des Ausmaßes der Fluggeschwindigkeitsänderung mittels des Analog- Funktionsgenerators 202 zu bemerken. Der Funktionsgenerator 202 überwacht das Ausmaß der Fluggeschwindigkeitsänderung und, wenn ein genügend hoher Abfallgrad der Fluggeschwindigkeitsänderung festgestellt wird, wird der Steigfluggradient, für welchen eine Warnung abgegeben wird, vorgeschoben. Im dargestellten Ausführungsbeispiel beginnt die Vorschiebung, z. B. bei einem halben Knoten pro Sekunde (0,26 Meter Sekunde pro Sekunde) Verzögerung und bewirkt ein Vorschieben des Flugwegwinkels, bei welchem die Warnung bei zunehmend negativer Fluggeschwindigkeitsänderung abgegeben wird. Im dargestellten Ausführungsbeispiel ist der für das Auslösen einer Warnung erforderliche Winkel um 10 für eine Verzögerung von zwei Knoten pro Sekunde (1 Meter pro Sekunde pro Sekunde) vergrößert und um 30 für eine Verzögerung von drei Knoten pro Sekunde (1,5 Meter pro Sekunde pro Sekunde), wie dies durch die Linie 44' in Fig. 10 dargestellt ist. Dadurch wird eine frühe Warnung abgegeben, wenn die Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges schnell abnimmt. Die Vorspannung vom Schaltkreis 202 wird durch den Schaltkreis 204 für eine kurze Zeitdauer, z. B. drei Sekunden, gehalten, so daß die gamma-Warnung für die Zeit aufrechterhalten wird, um der Möglichkeit einer falschen Reaktion auf die Warnung entgegenzuwirken, d. h. einer Abkippreaktion, wenn eine Aufkippreaktion verlangt wird.
Der Schubalarm wird durch den Schaltkreis 206 erzeugt, falls eine übermäßige Verzögerung vorliegt. Der Schaltkreis 206 überwacht die Funkmeßhöhe und die Fluggeschwindigkeitsänderung und erzeugt einen Schubalarm für den Fall, daß eine übermäßige Verzögerung unter einer vorbestimmten Höhe vorliegt, wie dies durch die strichlierte Fläche der Darstellung im Logikdiagramm 206 angedeutet ist.
Der in Fig. 9 dargestellte Schaltkreis ist nur während des Startvorganges zur Wirkung gedacht und folglich ist ein Tor 208 vorgesehen, dem ein dem Abheben zugeordnetes Signal, z. B. vom Detektor 66 (Fig. 6) und ein der Start-Mode zugeordnetes Signal zugeführt sind, welches ein Standardsignal ist, das von einem Grundannäherungswarnsystem erhaltbar ist. Der Ausgang des UND-Gliedes 208 ist mit UND-Toren 210 und 212 verbunden, so daß diese Tore nur dann durchgeschaltet werden, wenn das Flugzeug startet. Der Ausgang des Tores 210 ist mit einem UND-Tor 214 verbunden, welches das gamma-Warnsignal auf einen Verzögerungskreis 216 gibt, wenn das Tor 214 nicht vom Stick-Shaker-Signal auf der Leitung 86 blockiert ist. Der Verzögerungskreis 216 verzögert das Warnsignal um etwa 0,8 Sekunden, um lässige Warnungen zu reduzieren. Wenn das Warnsignal vom Schaltkreis 146 über 0,8 Sekunden anhält, wird der Ausgang des Verzögerungskreises 216 benützt, um eine Warnbotschaft zu triggern, wie z. B. "HOCHZIEHEN".
Das Schub-Warnsignal ist auf ein ODER-Tor 218 gelegt, dessen Ausgang über das UND-Tor 212 mit einem Verzögerungskreis 220 verbunden ist, der ähnlich dem Verzögerungskreis 216 ist. Wenn sich daher das Flugzeug in der Start-Mode befindet und das Schubwarnsignal vom Schaltkreis 206 für eine Zeitdauer anhält, die länger ist als die durch das Verzögerungsglied 200 bewirkte Verzögerung, dann wird ein Schubwarnsignal, wie z. B. "SCHUB ERHÖHEN" erzeugt. Ist weiters das Flugzeug nahe einem Durchsackzustand, so bewirkt das vom Durchsackgrenzen-Stick-Shaker auf das Tor 218 über die Leitung 86 angelegte Signal ebenfalls die Ausgabe eines auf eine Schubwarnung gerichteten Signales. Zugleich verhindert das Durchsackgrenzen-Stick-Shaker-Signal, daß das Signal "HOCHZIEHEN" erzeugt wird.
In der Anflug-Mode wird die Logik für die Warnungserzeugung geändert und folglich wird die Warnungslogik in Fig. 11 mit dem Bezugszeichen 146 bezeichnet. Die Warn-Hüllkurven, welche im Logikblock 146' in Fig. 11 dargestellt sind, sind in Fig. 10 durch die Hüllkurven 101' und 103' näher dargestellt.
Beim Entwurf der Warn-Hüllkurven, wird ein nominelles Flugwegwinkelprofil in Bezug auf die Höhe angenommen. Bei einem typischen stabilen Anflug beträgt der Durchschnitt des Flugwegwinkels -3º. Die Notwendigkeit für Manöver führt zu einer Einhüllenden für die Flugwegwinkelwarnung, wie sie etwa durch die Einhüllende 101' gegeben ist, welche in einem Flugwegwinkel von -4º bei 5 Fuß (1,5 Meter) beginnt und sich auf -9º bei 700 Fuß (213 Meter) vergrößert. Wenn der Flugwegwinkel dieses Profil übersteigt, wird eine gegensinnige Warnung, z. B. die Warnung "Sinkverhalten" abgegeben. Die Hüllkurve, welche durch das Profil 103 gegeben ist, ist um -2º gegenüber dem Profil 101' verschoben. Das Profil 103' beginnt bei einem Flugwegwinkel von -6º bei 5 Fuß (1,5 Meter) und steigt an auf -9º bei etwa 400 Fuß (122 Meter). Wird das Profil 103' durchbrochen, wird eine klare gamma-Warnbotschaft abgegeben, wie etwa "HOCHZIEHEN".
Die gamma-Vorwarn- und gamma-Warn-Signale des logischen Schaltkreises 146' sind auf zwei UND-Tore 230 bzw. 232 (Fig. 11) gelegt, wobei das letztere Signal auf das Tor 232 über das ODER-Tor 234 zur Wirkung gebracht ist. Die Tore 230 und 232 dienen dazu, die Erzeugung einer Warnung zu verhindern, außer wenn das Flugzeug sich im Lande-Modus befindet. Die Tore 230 und 232 sind daher durch ein UND-Tor 236 gesperrt, bis das Flugzeug angehoben hat und sich im Anflugzustand befindet. Das auf das Tor 236 gelegte Signal für das Abheben kann vom Detektor 66 (Fig. 6) bezogen werden, und das dem Anflug-Modus zugeordnete Signal von einem üblichen Grundannäherungswarnsystem. Zwei Verzögerungskreise 238 und 240 verzögern die Erzeugung der Signale "SINKVERHALTEN" und "HOCHZIE- HEN", um lästige Warnungen zu reduzieren. Im dargestellten Ausführungsbeispiel bewirkt der Verzögerungskreis 238 eine Verzögerung von 0,9 Sekunden, wogegen der Verzögerungskreis 240 eine Verzögerung von 1,4 Sekunden bewirkt. Ein UND-Tor 242 überwacht das gamma-Vorwarn-Signal und auch das Gleitwegunterschreitungs-Signal, welches von dem üblichen Grundannäherungswarnsystem oder vom Logikblock 112 (Fig. 8) von dem üblichen Grundannäherungswarnsystem oder vom Logikblock 112 (Fig. 8) erhalten werden kann. Dies bewirkt die Erzeugung des gamma-Vorwarnsignales "HOCHZIEHEN" anstelle der Botschaft "SINKVERHALTEN", wenn die Warn-Hüllkurve 101' durchbrochen wird und das Flugzeug sich um einen vorbestimmten Betrag unterhalb des Gleitweges befindet.
Wie im Falle des in Fig. 8 dargestellten Systems, werden die Warn-Hüllkurven, die von der Logik 146' zur Erzeugung der verschiedenen Warnungen verwendet werden, in Funktion von Änderungen der Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs verschoben.
Statt die Hüllkurven in Funktion von der durch das Gleitwegabweichungssignal modifizierten Fluggeschwindigkeitsänderung zu verschieben, vergleicht das in Fig. 11 dargestellte System die tatsächliche Fluggeschwindigkeitsänderung des Flugzeugs mit einem normalen Verzögerungsprofil und ändert die Warn-Hüllkurve in Funktion von einer Abweichung der Fluggeschwindigkeitsänderung des Flugzeuges von einem normalen Verzögerungsprofil. Dies wird durch einen Summierkreis 242, einem Funktionsgenerator 244 und einen bistabilen Multivibrator 246 bewirkt. Der Summierkreis 242 empfängt das Fluggeschwindigkeitsänderungssignal z. B. über die Leitung 48 vom Ausgang des Differenzierfilters 52 (Fig. 8) und subtrahiert es vom normalen Verzögerungsprofil. Das normale Verzögerungsprofil ist durch das in Fig. 12 dargestellte System erzeugt und wird in einem folgenden Abschnitt der Beschreibung beschrieben.
Das Ausgangssignal der Summiereinheit 242 ist ein Signal, daß kennzeichnend ist für die Abweichung der Fluggeschwindigkeitsänderung des Flugzeugs vom normalen Verlangsamungsprofil. Das Abweichungssignal der Summiereinheit 242 ist von ihr auf den Funktionsgenerator 244 gelegt, der ein Signal erzeugt, das für den Betrag des gamma-Vorspannung oder der Verschiebung in den Warn-Hüllkurven, als Funktion der Abweichung vom Verlangsamungsprofil kennzeichnend ist. Im vorliegenden Ausführungsbeispiel verschiebt der Funktionsgenerator 244 die gamma-Warn-Hüllkurve 103' und 2 Grad für jeden Knoten pro Sekunde (0,52 Meter pro Sekunde pro Sekunde) der Verzögerung, um welche die Fluggeschwindigkeitsänderung vom normalen Verzögerungsprofil abweicht. Auf diese Weise wird für besonders starke Verzögerungsänderungen die Warnung früher abgegeben. Da die Hüllkurve 101' näher dem Nenn-Flugwegwinkel von 3 Grad liegt als die Hüllkurve 103', würde eine Verschiebung der Hüllkurve 101 um einen Betrag, welcher jenem der Verschiebung der Hüllkurve 103' gleich ist, das System zu empfindlich machen und lästige Warnungen hervorrufen. Daher reduziert die Funktion des Schaltbauteiles 246 den Betrag der Verschiebung der Hüllkurve 101' um die Hälfte, was eine Verschiebung von lediglich 1 Grad für jeden Knoten pro Sekunde (052 Meter pro Sekunde pro Sekunde) der starken Verzögerung, welche über das normale Verzögerungsprofil hinausgeht, bedeutet.
Zusätzlich überwacht das System das Ausgangssignal der Summiereinheit 242 und erzeugt eine Warnung, wenn die Verzögerung des Flugzeuges das normale Verzögerungsprofil um einen vorbestimmten Betrag übersteigt, unabhängig von den anderen Flugbedingungen. Dies wird von einem logischen Schaltkreis 248, einem ODER-Tor 250, einem UND-Tor 252 und einem Verzögerungsschaltkreis 254 bewirkt. Im dargestellten Ausführungsbeispiel wird das der übermäßigen Verzögerung zugeordnete Signal der Summiereinheit 242 vom logischen Schaltkreis 248 überwacht, um ein Schub-Vorwarnsignal für den Fall abzugeben, daß die Verzögerung vom normalen Verzögerungsprofil um einen vorbestimmten Betrag abweicht. Das ODER-Tor 250 spricht auf das Schub-Vorwarnsignal an und gibt ein Signal auf das UND- Tor 252. Wenn das UND-Tor 252 in der Anflug-Mode vom UND-Tor 236 durchgeschaltet ist, spricht das UND-Tor 252 auf das Signal des ODER-Tores 250 an und gibt ein Signal auf den Verzögerungsschaltkreis 254, der eine Verzögerung in der Größenordnung von etwa 0,9 Sekunden bewirkt, um lästige Warnungen zu reduzieren. Ist die Dauer des Signales des Tores 252 größer als die Verzögerungszeit, welche dem Schaltkreis 254 zugeordnet ist, wird eine Warnung, wie z. B. "SCHUB ERHÖHEN", ausgelöst. Zusätzlich erzeugt ein Sperrsignal auf der Leitung 86 des ODER-Tores 250 das Signal "SCHUB ERHÖHEN", wie dies bei dem in Fig. 9 dargestellten Start-Mode-System erfolgte. Zusätzlich kann das in Fig. 11 dargestellte System zusammen mit einem üblichen Grundannäherungswarnsystem dazu verwendet werden, eine Gleitflug-Vorwarnung für den Fall zu erzeugen, daß das Flugzeug während der Anflugphase um einen vorbestimmten Betrag unter der Gleitflugbahn absinkt.
Die Schaltung zur Erzeugung des Signales für das normale Verzögerungsprofil, welches auf die Summiereinheit 242 gelegt ist, ist in Fig. 12 dargestellt. Das System verwendet Eingangssignale eines vorhandenen Grundannäherungswarn-Systems und erzeugt das dem normalen Verzögerungsprofil zugeordnete Signal, das eine Funktion der Höhe über Grund, der Fluggeschwindigkeit und der Gleitflugabweichung ist. Hierzu dienen gemäß Fig. 12 vier Funktionsgeneratoren 256, 258, 260 und 262 sowie zwei Summiereinheiten 264 und 266.
Der Funktionsgenerator 256 definiert das basierende Verzögerungsprofil als eine Funktion der Höhe des Flugzeugs über Grund. Der Funktionsgenerator 256 empfängt daher das Funkhöhensignal auf der Leitung 12 und erzeugt ein Ausgangssignal, das der maximal zulässigen Verzögerung für jene Höhe zugeordnet ist, auf welcher das Flugzeug gerade fliegt. Grundsätzlich ermöglicht das durch den Funktionsgenerator 256 bestimmte Verzögerungsprofil eine Verzögerung in der Größenordnung von ungefähr drei Knoten pro Sekunde (1,5 Meter pro Sekunde pro Sekunde) bei Höhen zwischen 200 und 400 Fuß (61 und 122 Meter) über Grund, wobei die maximal zulässige Verzögerung linear zwischen 200 Fuß (61 Meter) über Grund und der Bodenberührung auf etwa zwei Knoten pro Sekunde (1 Meter pro Sekunde pro Sekunde) bei Bodenberührung abnimmt. Über 400 Fuß (122 Meter) steigt die maximal zulässige Verzögerung um ein Maß von ungefähr einen Knoten pro Sekunde (0,52 Meter pro Sekunde pro Sekunde) Verzögerung für jede 200 Fuß (61 Meter) Höhenzunahme an.
Wenn das Flugzeug einen Landeanflug mit hoher Geschwindigkeit durchführt, kann es sein, daß während des Anflugs die Geschwindigkeit schnell herabgesetzt werden muß. Solche Manöver sind nicht gefährlich und folglich wird durch den Funktionsgenerator 258, welcher die Fluggeschwindigkeit auf der Leitung 50 überwacht und die zulässige Verzögerung als Funktion der Fluggeschwindigkeit vergrößert, ein Hochgeschwindigkeits-Verzögerungsrahmen vorgegeben, um überschüssige Warnungen zu vermeiden. Wie in Fig. 12 dargestellt ist, gestattet der Funktionsgenerator 258 zwei Knoten pro Sekunde (1 Meter pro Sekunde pro Sekunde) zusätzlicher Verzögerung für Fluggeschwindigkeiten über 210 Knoten (108 Meter pro Sekunde). Der Verzögerungsrahmen wird auf annähernd 1 Knoten pro Sekunde (0,52 Meter pro Sekunde pro Sekunde) bei 190 Knoten (98 Meter pro Sekunde) Fluggeschwindigkeit herabgesetzt, und auf annähernd 0 bei 170 Knoten (88 Meter pro Sekunde).
Zusätzlich zur Höhe und zur Fluggeschwindigkeit, wird die Gleitwegabweichung überwacht, und die maximal zulässige Verzögerung wird reduziert, wenn das Flugzeug um einen vorbestimmten Betrag den Gleitweg unterschreitet. Hierzu überwacht der logische Schaltkreis 260 die Höhe des Flugzeuges über Grund und die Gleitwegabweichung, welche Signale über die Leitungen 12 bzw. 110 erhalten werden, und erzeugt ein einer übermäßigen Gleitflugabweichung zugeordnetes Signal, wenn der Gleitflug das strichlierte G/S-Profil, welches im Schaltkreis 260 dargestellt ist, verläßt. Ist dies der Fall, so legt die Summiereinheit 264 das der Gleitflugabweichung zugeordnete Signal von der Leitung 110 auf den Funktionsgenerator 262. Der Funktionsgenerator 262 spricht auf das Gleitflug-Abweichungssignal an und erzeugt ein der Abnahme der Verzögerungsrahmens zugeordnetes Signal, welches eine Funktion der Gleitflugabweichung ist, wann immer sich das Flugzeug im G/S- Profil befindet. Im dargestellten Ausführungsbeispiel wird der Betrag der zulässigen Verzögerung um annähernd einen Knoten pro Sekunde (0,52 Meter pro Sekunde pro Sekunde) für jede Einheit unterhalb des Gleitweges reduziert, bis zu einer maximalen Abnahme des Verzögerungsrahmens von 1,5 Knoten pro Sekunde (0,5 Meter pro Sekunde pro Sekunde). Die Summiereinheit 266 summiert das Basisprofil, das sie vom Funktionsgenerator 256 empfängt, mit den diesem Profil zugeordneten Veränderungen von den Funktionsgeneratoren 258 und 262, um das normale Verzögerungsprofil-Signal zu erzeugen.
Die verschiedenen Vorwarnungen und Warnungen, die zuvor beschrieben wurden und vom erfindungsgemäßen System und von einer üblichen Grundannäherungswarn-Anlage erzeugt werden, werden während verschiedener Phasen des Fluges, z. B. Start, Landung etc., erzeugt. Jedoch ist es für den Piloten auch wertvoll, über ein abnormes Verhalten vor dem Start informiert zu werden, insbesondere während des Anrollens zum Start und beim Hochziehen. Es ist daher gemäß einem weiteren wesentlichen Bestandteil der vorliegenden Erfindung eine Anlage vorgesehen, welche den Piloten über ein verschlechtertes Verhalten während des Anrollens beim Start und beim Hochziehen warnt. Grundsätzlich überwacht die Anlage die Fluggeschwindigkeit, die Fluggeschwindigkeitsänderung und den Durchsackrahmen und gibt dem Piloten eine Anweisung über eine geeignete, zu ergreifende Maßnahme für den Fall, daß ungenügender Schub vorliegt, oder für den Fall, daß ein Winddruck nach dem Beginn des Hochziehens auftritt. Während des Startes ist die Start-Mode des Systems wirksam, ebenso, wenn die Flughöhe des Flugzeugs unter fünf Fuß beträgt, unter der Voraussetzung, daß der Start nicht abgebrochen wurde. Die Funktionen, welche erforderlich sind, um das System unter diesen Bedingungen wirksam zu machen, werden durch einen Inverter 270 und zwei UND-Tore 272 und 274 erzeugt. Das Abhebe-Signal ist auf den Inverter-Verstärker 270 gelegt und tritt auf, wenn das Flugzeug eine Höhe von 5 Fuß (1,5 Meter) über Grund erreicht. Fehlt daher das Abhebe-Signal, so erzeugt der Inverter-Verstärker 270 ein einer Flughöhe unter 5 Fuß (1,% Meter) zugeordnetes Signal und legt dieses auf das UND-Tor 272. Das der Start-Mode zugeordnete Signal wird vom Grundannäherungswarn- System erhalten und folglich wird das Tor 272 durchgeschaltet, wenn das Flugzeug sich in der Start-Mode und unterhalb 5 Fuß (1,5 Meter) über Grund befindet. Das UND-Tor 274 ist normalerweise durchgeschaltet, bis es durch ein der Startabbrechung zugeordnetes Signal gesperrt wird.
Sobald die Anlage während der Start-Mode wirksam gemacht ist, werden das der Fluggeschwindigkeit zugeordnete Signal auf der Leitung 50 und das der Fluggeschwindigkeitsänderung zugeordnete Signal auf der Leitung 48 durch die logische Schaltung 276 überwacht. Die logische Schaltung 276 arbeitet aufgrund der Annahme, daß während des Startes keine wesentliche Abnahme der Fluggeschwindigkeit auftreten sollte, und wenn eine solche Fluggeschwindigkeitsabnahme auftritt, dann ist sie das Resultat eines verschlechterten Verhaltens, welches zurückzuführen ist entweder auf Ursachen innerhalb des Flugzeuges oder auf von außen auf das Flugzeug einwirkenden Einflüsse, z. B. Winddruck. Daher überwacht das System die Fluggeschwindigkeit und die Fluggeschwindigkeitsabnahme und erzeugt ein Signal auf das Tor 272, wenn die Fluggeschwindigkeit um mehr als 1 Knoten pro Sekunde (0,52 Meter pro Sekunde pro Sekunde) zwischen 70 und 90 Knoten (36 bzw. 47 Meter pro Sekunde) Fluggeschwindigkeit abnimmt. Über 90 Knoten (47 Meter pro Sekunde) nimmt die zur Auslösung einer Vorwarnung erforderliche Verzögerung zu, bis etwa 2 Knoten pro Sekunde (1 Meter pro Sekunde pro Sekunde) Verzögerung erforderlich sind, um die Schubvorwarnung bei etwa 100 Knoten (52 Meter pro Sekunde) auszulösen. Die zuvor erwähnten Kennwerte sind in der strichlierten, der Schubwarnung zugeordneten Hüllkurve im Logikblock 276 dargestellt. Wird diese Hüllkurve durchbrochen, und ist das System im übrigen wirksam gemacht, so erzeugt der logische Schaltkreis 276 ein der Schubvorwarnung zugeordnetes Signal, welches über die UND-Tore 272 und 274 auf einen Verzögerungsschaltkreis 278 gelegt ist, dessen Verzögerung im vorliegenden Ausführungsbeispiel ungefähr 0, 5 Sekunden beträgt. Das Ausgangssignal des Verzögerungsschaltkreises 278 bewirkt, daß eine Schubvorwarnung ausgelöst wird, z. B. "SCHUB ERHÖHEN".
Wird die Schubvorwarnung während des Hochziehens erzeugt, so kann der Pilot den Bug des Flugzeuges abwärts richten, wenn eine Schubvorwarnung beim Versuch erzeugt wird, die Fluggeschwindigkeit zu erhöhen, auch dann, wenn genügend Fluggeschwindigkeit zur Vollendung des Startes zur Verfügung steht. Folglich versorgt das erfindungsgemäße System den Piloten mit einer "Setze das Hochziehen fort" -Botschaft, auch wenn ein verschlechterter Schub gegeben ist, vorausgesetzt, daß die Durchsackgrenze stimmt.
Die Botschaft "Setze das Hochziehen fort" wird ausgelöst durch einen dem Hochziehen zugeordneten Detektor 280, einen Halteschaltkreis 282, zwei UND-Tore 284 und 286 und einen Verzögerungsschaltkreis 288. Der Detektor 280 überwacht die Fluggeschwindigkeit auf der Leitung 50 und den Durchsackrahmen auf der Leitung 82 und erzeugt ein dem Hochziehen zugeordnetes Signal, wenn die Fluggeschwindigkeit 100 Knoten übersteigt und der Anstellwinkel des Flugzeuges unterhalb des Durchsackwinkels liegt. Das dem Hochziehen zugeordnete Signal wird auf den Halteschaltkreis 282 gegeben, welcher ein einem festgestellten Hochziehen zugeordnete s Signal für eine vorbestimmte Zeit, z. B. fünf Sekunden, abgibt, die der Feststellung des Hochziehens folgt. Das dem festgestellten Hochziehen zugeordnete Signal wird auf das UND-Glied 284 wirksam gemacht und dient zur Durchschaltung des UND-Tores 284 für die Haltezeit, welche der Feststellung des Hochziehens folgt. Wenn während dieser Haltezeit eine Schubwarnungsbedingung vom logischen Schaltkreis 276 festgestellt wird, wird das UND-Tor 284 voll durchgeschaltet und gibt ein Signal auf das UND-Tor 286. Ist dieses UND-Tor 286 nicht durch das Durchsackgrenzen- Sperrsignal auf der Leitung 86 gesperrt, was als Folge eines Wechsel s des Durchsackrahmens während der Halteperiode der Fall sein kann, so erzeugt das UND-Tor 286 ein Signal, das an den Verzögerungskreis 288 gegeben wird. Der Verzögerungskreis 288, dessen Verzögerung beim vorliegenden Ausführungsbeispiel annähernd 0,5 Sekunden beträgt, bewirkt nach der Verzögerungszeit die Auslösung einer Botschaft "Setze das Hochziehen fort". Auf diese Weise weist das erfindungsgemäße System den Piloten an, das Hochziehen fortzusetzen, wenn ein erfolgreiches Hochziehen auch bei verschlechtertem Verhalten möglich ist, und verhindert, daß der Pilot ein möglicherweise gefährliches Abbruchmanöver durchführt.

Claims

1. Grundannäherungswarnanlage für Flugzeuge, welche aufweist:

Mittel (10) zur Erzeugung eines Funkhöhensignales hR;

Mittel (10) zur Erzeugung eines Funkhöhenänderungssignales h'R; und

Mittel (10) zur Erzeugung eines barometrischen Höhenänderungssignales h'B;

dadurch gekennzeichnet, daß

Mittel (16) zur Erzeugung eines zusammengesetzten Höhenänderungssignales h'C in Abhängigkeit vom Funkhöhensignal hR und vom barometrischen Höhenänderungssignal h'B, wobei das zusammengesetzte Höhenänderungssignal h'C über einer vorbestimmten Funkhöhe hRMAX gleich ist h'B, jedoch unterhalb des vorbestimmten Funkhöhenwertes hRMAX zunehmend weniger h'B Komponente und entsprechend h'R-Komponente aufweist;

Mittel (32) zur Erzeugung eines kumulativen zusammengesetzten Höhenverlustsignales hC in Abhängigkeit vom zusammengesetzten Höhenänderungssignal h'C;

Mittel (32, 28) zur Erzeugung eines Warnsignales, wenn das kumulative zusammengesetzte Höhenverlustsignal hC einen Schwellenwert übersteigt, der in Abhängigkeit von Funkhöhensignal hR variiert; und

Mittel zur Wirksammachung des Warnsignales bis zu einem unteren Schwellenwert von etwa 5 Fuß (1,5 Meter) Funkhöhe, und zur Unwirksammachung des Warnsignales unterhalb dieses unteren Schwellenwertes.

2. Warnanlage nach Anspruch 1, welche weiters aufweist, Mittel (24, 28) zur Erzeugung eines zweiten Warnsignales, wenn das zusammengesetzte Höhenänderungssignal h'C einen Schwellenwert überschreitet, der in Abhängigkeit vom Funkhöhensignal hR variiert; und

Mittel zur Wirksammachung des zweiten Warnsignales bis zu dem unteren Schwellenwert und zur Unwirksammachung des zweiten Warnsignales unterhalb des unteren Schwellenwertes.

3. Warnanlage nach Anspruch 1 oder 2, worin die Mittel (16) zur Erzeugung des zusammengesetzten Höhenänderungssignales h'C ein zusammengesetztes Höhenänderungssignal h'C erzeugen, welches:

gleich ist h'B oberhalb der vorbestimmten Funkhöhe hRMAX;

gleich ist h'R unterhalb eines zweiten vorbestimmten Funkhöhenwertes hRMIN, der geringer ist als hRMAX; und

zwischen hRMAX und hRMIN mit abnehmender Funkhöhensignal hR proportional mehr Funkhöhenänderungssignal h'R beinhaltet.

4. Grundannäherungswarnanlage für Flugzeuge nach einem der vorstehenden Ansprüche, welche weiters aufweist:

Mittel zur Erzeugung eines Flugwegwinkelsignales gamma, und eine weitere vom Flugwegwinkelsignal gamma abhängige Warneinrichtung zur Erzeugung eines weiteren Warnsignales, wenn das Flugwinkelsignal gamma unterhalb eines vorbestimmten Wertes liegt.

5. Warnanlage nach Anspruch 4, worin die weitere Warneinrichtung zusätzlich abhängig ist von einem Funkhöhensignal hR und wobei der vorbestimmte Wert als Funktion der Funkhöhe hR variiert.

6. Warnanlage nach Anspruch 5, wobei die weitere Warneinrichtung über einer vorbestimmten Funkhöhe aufgehoben ist.

7. Warnanlage nach einem der Ansprüche 4 bis 6, wobei die Mittel zur Erzeugung des Flugwinkelsignales gamma abhängig sind vom barometrischen Höhenänderungssignal h'B, derart, daß das Flugwegwinkelsignal gamma proportional ist dem barometrischen Höhenänderungssignal h'B.

8. Warnanlage nach Anspruch 6, worin das Flugwegsignal gamma proportional ist dem zusammengesetzten Höhenänderungssignal h'C.

9. Warnanlage nach einem der Ansprüche 4 bis 8, welche zusätzlich aufweist eine Quelle für ein Durchsackgrenzsignal (α-αS) und eine Warnlogik, die von dem Warnsignal und von dem Durchsackgrenzsignal (α-αS) beaufschlagt ist, zwecks Erzeugung einer Warnung, welche anzeigt, daß das Flugzeug aufkippen sollte, außer, wenn das Durchsackgrenzsignal unterhalb eines vorbestimmten Wertes liegt.

10. Warnanlage nach Anspruch 4, worin die quelle der Signale, welche dem Flugwegwinkel gamma zugeordnet sind, beaufschlagt ist vom barometrischen Höhenänderungssignal h'B oder vom zusammengesetzten Änderungssignal h'C, so daß die dem Flugwegwinkel zugeordneten Signale gamma proportional sind dem barometrischen Höhenänderungssignal h'B oder dem zusammengesetzten Höhenänderungssignal h'C.

11. Warnanlage nach Anspruch 4, welche weiters aufweist eine Quelle für ein Signal V', das dem Grad der Änderung der Fluggeschwindigkeit zugeordnet ist, wobei die Mittel zur Erzeugung einer weiteren Warnung weiters beaufschlagt sind vom Fluggeschwindigkeitsänderungssignal V' zur Erzeugung der Warnung.

12. Warnanlage nach Anspruch 11, wobei die Mittel zur Erzeugung der weiteren Warnung beaufschlagt sind vom Fluggeschwindigkeitsänderungssignal V' zur Änderung des Flugwegwinkels, bei welchem die Warnung als Funktion der Fluggeschwindigkeitsänderung erzeugt wird.

13. Warnanlage nach Anspruch 12, wobei der Flugwegwinkel, unterhalb welchem eine Warnung abgegeben wird, umgekehrt proportional zur Fluggeschwindigkeitsänderung ist.