JPS628724B2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- JPS628724B2 JPS628724B2 JP59139242A JP13924284A JPS628724B2 JP S628724 B2 JPS628724 B2 JP S628724B2 JP 59139242 A JP59139242 A JP 59139242A JP 13924284 A JP13924284 A JP 13924284A JP S628724 B2 JPS628724 B2 JP S628724B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- aircraft
- signal
- altitude
- warning
- takeoff
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired
Links
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 5
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000006870 function Effects 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C5/00—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels
- G01C5/005—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels altimeters for aircraft
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P3/00—Measuring linear or angular speed; Measuring differences of linear or angular speeds
- G01P3/62—Devices characterised by the determination or the variation of atmospheric pressure with height to measure the vertical components of speed
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/04—Control of altitude or depth
- G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
- G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
- G05D1/0653—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Emergency Alarm Devices (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Navigation (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
この発明は航空機対地接近警報装置、特に、離
陸後または進入復行の間の航空機の下降を警告す
る装置に関するものである。
陸後または進入復行の間の航空機の下降を警告す
る装置に関するものである。
米国特許第3946358および3947810号に記載され
ているような従来の対地接近警報装置では、航空
機が例えば700×0.3048mのような所定高度に達
する以前に所定の気圧変化率で下降するかまたは
所定量の気圧高度を失うと、離陸飛行段階または
進入復行の段階の間に警報が出される。この警報
の目的は、離陸の直後または進入復行操作間搭乗
員が航空機を地面に向けて飛行するのを阻止する
ことにある。このような偶発事故は、航空機が下
降していることを搭乗員が機外の可視基準物から
確めることができない視界の悪い時に起きてい
る。今日用いられている対地接近警報装置は、こ
のような状態のときに「ホーホー」、「止めよ」ま
たは「下降するな」等の言葉より成る音声警報を
発生するのがその代表的なものである。「下降す
るな」の警報の方が、航空機の直面している危険
の性質に関してより特定した情報を操縦士に与え
るので、「止めよ」よりも良いとは考えられる
が、前記のタイプの音声警報は、航空機が離陸後
に不用意に下降しているという十分な警報をパイ
ロツトに与えるには通常は妥当なものである。け
れども、航空機の実際の状態に関してパイロツト
にもつと特定した情報を与えることが非常に望ま
しいような状況も存する。例えば、離陸飛行段階
の間若しエンジンがきれれば航空機は上昇できな
いであろうし、また或る飛行形態にある時には実
際に高度を失うであろう。着陸装置が下がつた
まゝたはフラツプが下がつたまゝの形態でのエン
ジンがきれているような条件の下では高度を得る
ことができずまた実際に高度を失いがちなタイプ
の航空機がある。このような状況の下では、「止
めよ」または「下降するな」のような簡単な警報
ではパイロツトに何等有用な情報を与えることに
はならないであろう。というのは、パイロツトは
下降しているということは良くわかるであろう
が、下降している理由が航空機がエンジンがきれ
ている状態に対して適切な形態でないためである
ということはわからないからである。航空機の飛
行形態は着陸装置とフラツプ以外に、前縁のスラ
ツトの伸びやトリムの考慮のような他の多くの要
素を含むことができることに留意すべきである。
搭乗員が、離陸の間のエンジン不動作に際して、
緊急事態の下で空港に戻ることに関しての操縦室
内での数多くの仕事のために、着陸装置が下がつ
たまゝの状態にあることに気が付かないことが今
迄にある。
ているような従来の対地接近警報装置では、航空
機が例えば700×0.3048mのような所定高度に達
する以前に所定の気圧変化率で下降するかまたは
所定量の気圧高度を失うと、離陸飛行段階または
進入復行の段階の間に警報が出される。この警報
の目的は、離陸の直後または進入復行操作間搭乗
員が航空機を地面に向けて飛行するのを阻止する
ことにある。このような偶発事故は、航空機が下
降していることを搭乗員が機外の可視基準物から
確めることができない視界の悪い時に起きてい
る。今日用いられている対地接近警報装置は、こ
のような状態のときに「ホーホー」、「止めよ」ま
たは「下降するな」等の言葉より成る音声警報を
発生するのがその代表的なものである。「下降す
るな」の警報の方が、航空機の直面している危険
の性質に関してより特定した情報を操縦士に与え
るので、「止めよ」よりも良いとは考えられる
が、前記のタイプの音声警報は、航空機が離陸後
に不用意に下降しているという十分な警報をパイ
ロツトに与えるには通常は妥当なものである。け
れども、航空機の実際の状態に関してパイロツト
にもつと特定した情報を与えることが非常に望ま
しいような状況も存する。例えば、離陸飛行段階
の間若しエンジンがきれれば航空機は上昇できな
いであろうし、また或る飛行形態にある時には実
際に高度を失うであろう。着陸装置が下がつた
まゝたはフラツプが下がつたまゝの形態でのエン
ジンがきれているような条件の下では高度を得る
ことができずまた実際に高度を失いがちなタイプ
の航空機がある。このような状況の下では、「止
めよ」または「下降するな」のような簡単な警報
ではパイロツトに何等有用な情報を与えることに
はならないであろう。というのは、パイロツトは
下降しているということは良くわかるであろう
が、下降している理由が航空機がエンジンがきれ
ている状態に対して適切な形態でないためである
ということはわからないからである。航空機の飛
行形態は着陸装置とフラツプ以外に、前縁のスラ
ツトの伸びやトリムの考慮のような他の多くの要
素を含むことができることに留意すべきである。
搭乗員が、離陸の間のエンジン不動作に際して、
緊急事態の下で空港に戻ることに関しての操縦室
内での数多くの仕事のために、着陸装置が下がつ
たまゝの状態にあることに気が付かないことが今
迄にある。
米国特許第3947810号に示されたような、気圧
高度の減少を利用して警報を出すようにした従来
の離陸後の下降警報装置は、高度の減少量を得る
のに積分器を用いて気圧降下率を積分している。
気圧変化率信号の積分は、積分器のドリフトまた
は使用される信号の性質に基くエラーを生じるこ
とがある。
高度の減少を利用して警報を出すようにした従来
の離陸後の下降警報装置は、高度の減少量を得る
のに積分器を用いて気圧降下率を積分している。
気圧変化率信号の積分は、積分器のドリフトまた
は使用される信号の性質に基くエラーを生じるこ
とがある。
この発明の一つの目的は、航空機が離陸後下降
しているという警報の外に飛行形態についての特
定した警報を搭乗員に与える航空機対地接近警報
装置を得ることにある。
しているという警報の外に飛行形態についての特
定した警報を搭乗員に与える航空機対地接近警報
装置を得ることにある。
この発明の別の目的は、若し航空機が離陸後に
着陸装置を下げたまゝ下降していれば、操縦士に
着陸装置が下がつているという警報を出し、更に
また、若し航空機が離陸後にフラツプを下げた
まゝ下降していれば、パイロツトにフラツプが下
がつているという警報を出す、航空機対地接近警
報装置を得ることにある。
着陸装置を下げたまゝ下降していれば、操縦士に
着陸装置が下がつているという警報を出し、更に
また、若し航空機が離陸後にフラツプを下げた
まゝ下降していれば、パイロツトにフラツプが下
がつているという警報を出す、航空機対地接近警
報装置を得ることにある。
この発明の更に別の目的は、航空機が離陸後ま
たは進入復行操作段階において下降している時
に、「下降するな」の音声警報の外に「着陸装
置」や「フラツプ」の音声警報を発生するため
に、着陸装置およびフラツプの状態に応答する論
理素子を有する航空機対地接近警報装置を得るこ
とにある。
たは進入復行操作段階において下降している時
に、「下降するな」の音声警報の外に「着陸装
置」や「フラツプ」の音声警報を発生するため
に、着陸装置およびフラツプの状態に応答する論
理素子を有する航空機対地接近警報装置を得るこ
とにある。
この発明の追加的な目的は、航空機が離陸の間
に下降した時に、航空機の形態を表わす信号と離
陸、進入復行または着陸等のような飛行段階を示
す信号と航空機が下降していることを示す信号と
に応答して警報を発生し、この場合、第一の警報
は航空機が下降している時に発生され、第二の警
報は航空機が所定の形態で下降している時に発生
されるようにした、航空機対地接近警報装置を得
ることにある。
に下降した時に、航空機の形態を表わす信号と離
陸、進入復行または着陸等のような飛行段階を示
す信号と航空機が下降していることを示す信号と
に応答して警報を発生し、この場合、第一の警報
は航空機が下降している時に発生され、第二の警
報は航空機が所定の形態で下降している時に発生
されるようにした、航空機対地接近警報装置を得
ることにある。
この発明の更に別の目的は、第一の論理回路の
動作に応答して、航空機が離陸飛行段階の間に到
達した最高気圧高度を記憶する電子メモリ回路
と、前記の第一の論理回路に応答して、航空機の
現在の気圧高度が前記メモリ回路に記憶された気
圧高度よりも小さい時に信号を発生する第二の論
理回路と、航空機が下降していることを示す音声
警報を発生する回路とを有し、航空機の気圧高度
を表わす信号と航空機形態を表わす信号と航空機
の飛行段階を表わす信号とに応答する航空機対地
接近警報装置を得ることにある。
動作に応答して、航空機が離陸飛行段階の間に到
達した最高気圧高度を記憶する電子メモリ回路
と、前記の第一の論理回路に応答して、航空機の
現在の気圧高度が前記メモリ回路に記憶された気
圧高度よりも小さい時に信号を発生する第二の論
理回路と、航空機が下降していることを示す音声
警報を発生する回路とを有し、航空機の気圧高度
を表わす信号と航空機形態を表わす信号と航空機
の飛行段階を表わす信号とに応答する航空機対地
接近警報装置を得ることにある。
航空機が離陸飛行段階の間に下降している場合
に、搭乗員に、より特定された情報を与えるため
に、警報装置は着陸装置およびフラツプの状態に
応答して、航空機が下降していることを示す音声
警報と組み合せて、着陸装置が下がつているかま
たはフラツプが下がつていることを示す追加の音
声警報を発生する。
に、搭乗員に、より特定された情報を与えるため
に、警報装置は着陸装置およびフラツプの状態に
応答して、航空機が下降していることを示す音声
警報と組み合せて、着陸装置が下がつているかま
たはフラツプが下がつていることを示す追加の音
声警報を発生する。
航空機が離陸飛行段階または進入復行段階の間
に下降しているかどうか検出する装置は、航空機
の現在の気圧高度を示す信号に応答するメモリ素
子を有する。航空機が上昇を続けると、メモリ素
子に記憶された高度は断えず更新され、これによ
り航空機の最大高度の基準が得られる。けれども
若し航空機が下降し始めると、警報装置に設けら
れた論理素子が、航空機の現在の気圧高度をメモ
リ素子に記憶された気圧高度と比較し、現在の高
度と最大高度との差が所定の値以上になると警報
が発生される。この警報を発生するために必要な
高度の値は、やはり装置への入力として用いられ
る無線高度の関数として変化する。警報が発生さ
れる迄の最大気圧高度と現在気圧高度との差は、
航空機が地面より高ければ高い程それだけ多くの
下降が許されるようにして、増加する無線高度の
関数として増加する。
に下降しているかどうか検出する装置は、航空機
の現在の気圧高度を示す信号に応答するメモリ素
子を有する。航空機が上昇を続けると、メモリ素
子に記憶された高度は断えず更新され、これによ
り航空機の最大高度の基準が得られる。けれども
若し航空機が下降し始めると、警報装置に設けら
れた論理素子が、航空機の現在の気圧高度をメモ
リ素子に記憶された気圧高度と比較し、現在の高
度と最大高度との差が所定の値以上になると警報
が発生される。この警報を発生するために必要な
高度の値は、やはり装置への入力として用いられ
る無線高度の関数として変化する。警報が発生さ
れる迄の最大気圧高度と現在気圧高度との差は、
航空機が地面より高ければ高い程それだけ多くの
下降が許されるようにして、増加する無線高度の
関数として増加する。
第１図はこの発明の好適な実施例の論理系をブ
ロツクダイヤグラムで示す。離陸後の対地接近警
報装置の信号源またはデータ源は第１図のブロツ
ク１０内に示されている。この警報装置で用いら
れる信号は、無線高度と気圧高度、気圧高度変化
率、および種々の有効な信号と共に航空機の着陸
装置とフラツプの位置を示す信号を含む。警報装
置の装備されている航空機の形式によつて、ブロ
ツク１０内に示した信号は、無線高度計、気圧高
度計または着陸装置とフラツプの位置を示す別々
の回路素子のような夫々の装置より得ることがで
き、更に或る種の新型の商用機の場合には、前記
の情報の或るものまたはすべてをデジタルデータ
母線より得ることができる。
ロツクダイヤグラムで示す。離陸後の対地接近警
報装置の信号源またはデータ源は第１図のブロツ
ク１０内に示されている。この警報装置で用いら
れる信号は、無線高度と気圧高度、気圧高度変化
率、および種々の有効な信号と共に航空機の着陸
装置とフラツプの位置を示す信号を含む。警報装
置の装備されている航空機の形式によつて、ブロ
ツク１０内に示した信号は、無線高度計、気圧高
度計または着陸装置とフラツプの位置を示す別々
の回路素子のような夫々の装置より得ることがで
き、更に或る種の新型の商用機の場合には、前記
の情報の或るものまたはすべてをデジタルデータ
母線より得ることができる。
航空機が気圧高度を失いつゝあるかどうかを検
出するために、気圧高度信号ｈBがデータ源１０
から線１２でフイルタ１４に送られる。このフイ
ルタ１４は、好ましくは２乃至３秒程度の時定数
を有し、気圧高度信号内の短期間の変動を波す
る。波された気圧高度信号は次いで線１６によ
つて、航空機の気圧高度の値を記憶する役をする
ラツチ回路またはメモリ回路１８に送られる。第
１図のメモリ回路１８は、航空機高度を表わす電
圧を保持する役をするアナログラツチ回路でもよ
く、また場合によつては、航空機高度のデジタル
表示を保持する役をする電子メモリまたはレジス
タであつてもよい。メモリ回路１８に記憶された
気圧高度の値ｈBmaxは、航空機が離陸飛行段階
の間に到達した最大の気圧高度を表わし、このｈ
Bmaxは線２０によつて加算回路２２の正端子に
送られる。普通は無像高度計より取り出されて地
面よりの高度を表わす無線高度信号ｈRは、デー
タ源１０より線２４によつて乗算回路２６に送ら
れる。この乗算回路２６は無線高度信号ｈRの値
に係数0.092を乗じる。この無線高度信号の乗率
された値は次いで線２８によつて加算回路２２の
負端子に送られる。この加算回路２２は更に線１
６を経て負端子に気圧高度信号ｈBを受ける。更
にまた、加算回路２２の負端子には、5.4フイー
トに等しいバイアス量がデータ源１０から線３０
を経て与えられる。加算回路２２の出力は線３０
を経て比較器または論理回路３２に加えられ、こ
の比較器または論理回路は、像２８，１６，２０
および３０よりの信号を合算した結果が０より大
きい時に正の出力を発生する。線３４の正の論理
出力は、航空機が、離陸飛行段階または進入復行
動作の間に到達した最大気圧高度ｈBmax以下の
或る所定量降下したことを示す。線３４に正の値
を生じる所定の高度減少量は次のように無線高度
に依存する、即ち、航空機の地上よりの高度を示
す無線高度が大きければ大きい程、警報が発せら
れる迄の最大気圧高度からの許容降下が大きくな
る。
出するために、気圧高度信号ｈBがデータ源１０
から線１２でフイルタ１４に送られる。このフイ
ルタ１４は、好ましくは２乃至３秒程度の時定数
を有し、気圧高度信号内の短期間の変動を波す
る。波された気圧高度信号は次いで線１６によ
つて、航空機の気圧高度の値を記憶する役をする
ラツチ回路またはメモリ回路１８に送られる。第
１図のメモリ回路１８は、航空機高度を表わす電
圧を保持する役をするアナログラツチ回路でもよ
く、また場合によつては、航空機高度のデジタル
表示を保持する役をする電子メモリまたはレジス
タであつてもよい。メモリ回路１８に記憶された
気圧高度の値ｈBmaxは、航空機が離陸飛行段階
の間に到達した最大の気圧高度を表わし、このｈ
Bmaxは線２０によつて加算回路２２の正端子に
送られる。普通は無像高度計より取り出されて地
面よりの高度を表わす無線高度信号ｈRは、デー
タ源１０より線２４によつて乗算回路２６に送ら
れる。この乗算回路２６は無線高度信号ｈRの値
に係数0.092を乗じる。この無線高度信号の乗率
された値は次いで線２８によつて加算回路２２の
負端子に送られる。この加算回路２２は更に線１
６を経て負端子に気圧高度信号ｈBを受ける。更
にまた、加算回路２２の負端子には、5.4フイー
トに等しいバイアス量がデータ源１０から線３０
を経て与えられる。加算回路２２の出力は線３０
を経て比較器または論理回路３２に加えられ、こ
の比較器または論理回路は、像２８，１６，２０
および３０よりの信号を合算した結果が０より大
きい時に正の出力を発生する。線３４の正の論理
出力は、航空機が、離陸飛行段階または進入復行
動作の間に到達した最大気圧高度ｈBmax以下の
或る所定量降下したことを示す。線３４に正の値
を生じる所定の高度減少量は次のように無線高度
に依存する、即ち、航空機の地上よりの高度を示
す無線高度が大きければ大きい程、警報が発せら
れる迄の最大気圧高度からの許容降下が大きくな
る。
線３４の論理信号は次いで論理素子またはアン
ドゲート３６に加えられ、線３６によつて音声警
報発生装置４０に送られる。対地接近警報装置に
用いられる同様なデジタル音声警報発生装置の例
は米国特許第3925751，4030065および4060793号
に示されている。この発明の好適な実施例では、
音声警報発生装置４０は、操縦室のスピーカ４２
を通して「下降するな」の言葉を発し、搭乗員に
航空機が下降しているという情報を与える。
ドゲート３６に加えられ、線３６によつて音声警
報発生装置４０に送られる。対地接近警報装置に
用いられる同様なデジタル音声警報発生装置の例
は米国特許第3925751，4030065および4060793号
に示されている。この発明の好適な実施例では、
音声警報発生装置４０は、操縦室のスピーカ４２
を通して「下降するな」の言葉を発し、搭乗員に
航空機が下降しているという情報を与える。
第２図は、無線高度と、下降警報を発生する気
圧高度の減少との関係を示す。縦軸はフイートで
表わした無線高度ｈR、横軸はフイートで表わし
た気圧高度の減少で、斜線区域４３で示した離陸
警報後の下降を生じる無線高度と気圧高度減少と
の組合せを示してある。第２図に見られるよう
に、無線高度が大きい程、最大気圧高度から下降
警報が発生することなくまた50フイート以下の無
線高度で警報が発生されることなしに許容される
下降も大きくなる。
圧高度の減少との関係を示す。縦軸はフイートで
表わした無線高度ｈR、横軸はフイートで表わし
た気圧高度の減少で、斜線区域４３で示した離陸
警報後の下降を生じる無線高度と気圧高度減少と
の組合せを示してある。第２図に見られるよう
に、無線高度が大きい程、最大気圧高度から下降
警報が発生することなくまた50フイート以下の無
線高度で警報が発生されることなしに許容される
下降も大きくなる。
第１図に示すように、この発明の好適な実施例
では、航空機が離陸飛行段階または進入復行段階
にある時そして気圧高度に関して下降している時
にだけ警報が発せられるので、警報がこれ等の状
況下においてのみ発生されることを確実にするた
めの論理が与えられる。この目的で、データ源１
０は、航空機の着陸装置が上昇位置にあることを
示す信号を線４４に与え、航空機のフラツプが上
昇であることを示す信号を線４６に与える。これ
等の信号はオアゲート４８に加えられ、その出力
はアンドゲート５２に加えられる。このアンドゲ
ート５２の他方の入力は、航空機が地上50フイー
トまたはそれ以上の時を示すデータ源１０よりの
線５４の信号である。この信号は無線高度計より
得られる。若し着陸装置とフラツプの一方または
両方が上昇位置にあり、航空機が50フイート以上
の高度であれば、アンドゲート５２よりの線５６
に出力が現れ、この出力はアンドゲート５８に加
えられる。更にこのアンドゲート５８には、線６
０によつて、航空機が気圧高度に関して下降して
いることを示す信号が加えられる。比較器６４
は、データ源１０よりの線６２の気圧高度変化率
信号ｈBを用いて、航空機が気圧高度に関して下
降していることを示す信号を線６０に生じる。線
６６よりの前記アンドゲート５８への第三の入力
は、航空機が離陸または進入復行の飛行段階にあ
るかどうかを示す。
では、航空機が離陸飛行段階または進入復行段階
にある時そして気圧高度に関して下降している時
にだけ警報が発せられるので、警報がこれ等の状
況下においてのみ発生されることを確実にするた
めの論理が与えられる。この目的で、データ源１
０は、航空機の着陸装置が上昇位置にあることを
示す信号を線４４に与え、航空機のフラツプが上
昇であることを示す信号を線４６に与える。これ
等の信号はオアゲート４８に加えられ、その出力
はアンドゲート５２に加えられる。このアンドゲ
ート５２の他方の入力は、航空機が地上50フイー
トまたはそれ以上の時を示すデータ源１０よりの
線５４の信号である。この信号は無線高度計より
得られる。若し着陸装置とフラツプの一方または
両方が上昇位置にあり、航空機が50フイート以上
の高度であれば、アンドゲート５２よりの線５６
に出力が現れ、この出力はアンドゲート５８に加
えられる。更にこのアンドゲート５８には、線６
０によつて、航空機が気圧高度に関して下降して
いることを示す信号が加えられる。比較器６４
は、データ源１０よりの線６２の気圧高度変化率
信号ｈBを用いて、航空機が気圧高度に関して下
降していることを示す信号を線６０に生じる。線
６６よりの前記アンドゲート５８への第三の入力
は、航空機が離陸または進入復行の飛行段階にあ
るかどうかを示す。
航空機が離陸または進入復行の飛行段階にある
ことを示すために、着陸装置およびフラツプが上
昇位置にあることを示す線４４および線４６上の
信号がアンドゲート６８に加えられる。更にこの
アンドゲート６８には、航空機が対地警報曲線以
下にあることの示す線７０上の信号が加えられ
る。この対地警報曲線は、米国特許第3936796号
および4030065号に詳細に説明されている接地警
報装置の別の動作モードを表わすものである。航
空機が対地警報曲線以下にあつて着陸装置とフラ
ツプが共に上げられる場合には、航空機は離陸ま
たは進入復行段階にあるものとされ、この場合信
号は線７０′より遅延回路７２を経て線７４によ
りラツプ回路７６に送られる。線７４の正論理信
号は、ラツチ回路７６をセツトし、これにより論
理信号を線像６６を経てアンドゲート５８に送る
役をする。航空機が地上700フイート以上の高度
になり、このため航空機が最早や離陸または進入
復行飛行段階にないことを示すと、信号がデータ
源１０より線７８によりアンドゲート８０に送ら
れる。このアンドゲート８０より線８２を経て遅
延回路８４および線８６を通して送られた信号
は、ラツチ回路７６をリセツトする作用をする。
ラツチ回路７６がリセツトされると、航空機は最
早や離陸飛行段階になく、線６６上の論理信号は
ターンオフされる。この地点において、信号が正
当なものであることを確認するために、追加的な
入力が線８１を経てアンドゲート６８と８０に加
えられることに留意すべきである。
ことを示すために、着陸装置およびフラツプが上
昇位置にあることを示す線４４および線４６上の
信号がアンドゲート６８に加えられる。更にこの
アンドゲート６８には、航空機が対地警報曲線以
下にあることの示す線７０上の信号が加えられ
る。この対地警報曲線は、米国特許第3936796号
および4030065号に詳細に説明されている接地警
報装置の別の動作モードを表わすものである。航
空機が対地警報曲線以下にあつて着陸装置とフラ
ツプが共に上げられる場合には、航空機は離陸ま
たは進入復行段階にあるものとされ、この場合信
号は線７０′より遅延回路７２を経て線７４によ
りラツプ回路７６に送られる。線７４の正論理信
号は、ラツチ回路７６をセツトし、これにより論
理信号を線像６６を経てアンドゲート５８に送る
役をする。航空機が地上700フイート以上の高度
になり、このため航空機が最早や離陸または進入
復行飛行段階にないことを示すと、信号がデータ
源１０より線７８によりアンドゲート８０に送ら
れる。このアンドゲート８０より線８２を経て遅
延回路８４および線８６を通して送られた信号
は、ラツチ回路７６をリセツトする作用をする。
ラツチ回路７６がリセツトされると、航空機は最
早や離陸飛行段階になく、線６６上の論理信号は
ターンオフされる。この地点において、信号が正
当なものであることを確認するために、追加的な
入力が線８１を経てアンドゲート６８と８０に加
えられることに留意すべきである。
前述した論理はまた、航空機が進入復行段階に
ある時を示すものにも役立つ。通常進入復行が始
まると、航空機は700×0.3048メートル以下にあ
るだけでなく対地警報曲線以下にあるので、着陸
装置とフラツプが上げられると、ラツチ回路がセ
ツトされて線９０上に出力が生じる。
ある時を示すものにも役立つ。通常進入復行が始
まると、航空機は700×0.3048メートル以下にあ
るだけでなく対地警報曲線以下にあるので、着陸
装置とフラツプが上げられると、ラツチ回路がセ
ツトされて線９０上に出力が生じる。
その結果、航空機が、気圧高度に関して下降し
ている間、その着陸装置かまたはフラツプが上げ
の位置の外形を有し、地方50×0.3048メートルに
あり、離陸飛行段階にある時は、論理信号がアン
ドゲート５８より線９０を経てアンドゲート３６
に加えられてこのアンドゲートをオンにするの
で、音声警報が音声発生装置４０により発生され
る。
ている間、その着陸装置かまたはフラツプが上げ
の位置の外形を有し、地方50×0.3048メートルに
あり、離陸飛行段階にある時は、論理信号がアン
ドゲート５８より線９０を経てアンドゲート３６
に加えられてこのアンドゲートをオンにするの
で、音声警報が音声発生装置４０により発生され
る。
アンドゲート３６への追加入力がアンドゲート
９４より線９２を経て加えられる。線９６を経て
アンドゲート９４に加えられる第一入力は、気圧
高度変化率データが正当であることを表わすデー
タ源１０よりの論理信号である。データ源１０よ
りの第二の論理信号は線９８から遅延回路１０２
および線１０４を経てアンドゲート９４に送ら
れ、気圧高度データが正当なものであることを示
す。
９４より線９２を経て加えられる。線９６を経て
アンドゲート９４に加えられる第一入力は、気圧
高度変化率データが正当であることを表わすデー
タ源１０よりの論理信号である。データ源１０よ
りの第二の論理信号は線９８から遅延回路１０２
および線１０４を経てアンドゲート９４に送ら
れ、気圧高度データが正当なものであることを示
す。
メモリ回路１８内の気圧高度データが、離陸飛
行段階の間に到達した航空機の最大気圧高度を表
わすことを確実にするために、論理信号がオアゲ
ート１０６を経てメモリ回路１８に送られる。線
９０より線１０８を経てメモリ回路１８に送られ
る信号は、航空機が離陸飛行段階にあつて下降し
つゝあること、および気圧高度の現在値が保たれ
るべきことを示す。メモリ回路１８内の気圧高度
の値は、このメモリ回路１８内の気圧高度の値が
現在の気圧高度ｈBよりも大きく、航空機が50フ
イートより高く、着陸装置が上がるかまたはフラ
ツプが上がる時には、そのまゝに保たれる。この
情報は、ｈBmaxの値が航空機の現在気圧高度ｈB
よりも大きい時に線１１２に正の論理信号を発生
する比較器１１０より得られる。この論理信号は
アンドゲート１１４に加えられる。このアンドゲ
ート１１４には更に線５６からの論理信号が加え
られる。この結果、最大気圧高度が現在気圧高度
以上であり航空機が着陸装置またはフラツプを上
げの状態で地上50×0.3048メートル以上にある時
には、論理信号が線１１６からオアゲート１０６
を経てメモリ回路１８に送られ、これによつて、
メモリ回路１８内の現存値を保つ役をする。
行段階の間に到達した航空機の最大気圧高度を表
わすことを確実にするために、論理信号がオアゲ
ート１０６を経てメモリ回路１８に送られる。線
９０より線１０８を経てメモリ回路１８に送られ
る信号は、航空機が離陸飛行段階にあつて下降し
つゝあること、および気圧高度の現在値が保たれ
るべきことを示す。メモリ回路１８内の気圧高度
の値は、このメモリ回路１８内の気圧高度の値が
現在の気圧高度ｈBよりも大きく、航空機が50フ
イートより高く、着陸装置が上がるかまたはフラ
ツプが上がる時には、そのまゝに保たれる。この
情報は、ｈBmaxの値が航空機の現在気圧高度ｈB
よりも大きい時に線１１２に正の論理信号を発生
する比較器１１０より得られる。この論理信号は
アンドゲート１１４に加えられる。このアンドゲ
ート１１４には更に線５６からの論理信号が加え
られる。この結果、最大気圧高度が現在気圧高度
以上であり航空機が着陸装置またはフラツプを上
げの状態で地上50×0.3048メートル以上にある時
には、論理信号が線１１６からオアゲート１０６
を経てメモリ回路１８に送られ、これによつて、
メモリ回路１８内の現存値を保つ役をする。
この発明の好適な実施例では、或る状態の下に
おいては次のようにすることが望ましいと考えら
れる。即ち、この発明の実施例では「下降する
な」の音声警報である基本的な離陸後の下降警報
だけでなしに、飛行形態に関する追加情報を搭乗
員に与えるようにする。例えば、若し着陸装置が
下がつていれば、航空機が下降しつゝありそして
着陸装置が未だ下りていることを搭乗員に指示す
ることが望ましい。これは第１図の実施例におい
て線３８上の基本的な下降警報と線４４上の着陸
装置上げ信号とに応答するアンドゲード１１８に
よつて遂行することができる。着陸装置が上げ位
置であると、線４４の論理信号はアンドゲート１
１８の反転入力を経て送られて該ゲートをオンに
し、線１２０の論理信号によつて音声警報発生装
置４０の「着陸装置」の音声警報を作動させる。
スピーカ４２を通して搭乗員に出される警報は
「下降するな着陸装置」である。
おいては次のようにすることが望ましいと考えら
れる。即ち、この発明の実施例では「下降する
な」の音声警報である基本的な離陸後の下降警報
だけでなしに、飛行形態に関する追加情報を搭乗
員に与えるようにする。例えば、若し着陸装置が
下がつていれば、航空機が下降しつゝありそして
着陸装置が未だ下りていることを搭乗員に指示す
ることが望ましい。これは第１図の実施例におい
て線３８上の基本的な下降警報と線４４上の着陸
装置上げ信号とに応答するアンドゲード１１８に
よつて遂行することができる。着陸装置が上げ位
置であると、線４４の論理信号はアンドゲート１
１８の反転入力を経て送られて該ゲートをオンに
し、線１２０の論理信号によつて音声警報発生装
置４０の「着陸装置」の音声警報を作動させる。
スピーカ４２を通して搭乗員に出される警報は
「下降するな着陸装置」である。
航空機が離陸後フラツプを下げたままで下降状
態にある場合は、線３８の基本警報と、反転入力
を経てアンドゲート１２２に加えられる線４６の
フラツプ上げ信号とに応答するアンドゲート１２
２が論理信号を線１２４を経て音声発生装置に送
り、「下降するな、フラツプ」という音声警報を
発生させる。この結果、搭乗員は航空機の状態に
ついてより特定した情報をもち、操縦室内の余り
に多くの仕事のために着陸装置が下りているかま
たはフラツプが下りているかに気が付かないこと
があるようなエンジンがきれている時に特に役に
立つ。
態にある場合は、線３８の基本警報と、反転入力
を経てアンドゲート１２２に加えられる線４６の
フラツプ上げ信号とに応答するアンドゲート１２
２が論理信号を線１２４を経て音声発生装置に送
り、「下降するな、フラツプ」という音声警報を
発生させる。この結果、搭乗員は航空機の状態に
ついてより特定した情報をもち、操縦室内の余り
に多くの仕事のために着陸装置が下りているかま
たはフラツプが下りているかに気が付かないこと
があるようなエンジンがきれている時に特に役に
立つ。
以上この発明の好適な実施例をアナログシンボ
ルと用語を用いてロジツクダイヤグラムで説明し
たが、この発明は、第１図に示した種々のシンボ
ルがデジタルシステム内で遂行されるべき論理作
用を表わすデジタル回路または汎用デジタルコン
ピユータでも遂行することができることは当然了
解されるのであろう。その上、ここに述べた種々
の高度および下降変化率はこの発明の好適な実施
例を説明するために用いたものであつて、この発
明の要旨はこれにより限定されるものではない。
同様に、前述の実施例で説明した警報は「下降す
るな」または「着陸装置」、「フラツプ」等のよう
な音声発生装置で使用される特定の言葉によつて
説明したが、この発明の要旨は、搭乗員の注意を
喚起する飛行形態の表示を含むこれ等の特定の言
葉に限定されるものではない。
ルと用語を用いてロジツクダイヤグラムで説明し
たが、この発明は、第１図に示した種々のシンボ
ルがデジタルシステム内で遂行されるべき論理作
用を表わすデジタル回路または汎用デジタルコン
ピユータでも遂行することができることは当然了
解されるのであろう。その上、ここに述べた種々
の高度および下降変化率はこの発明の好適な実施
例を説明するために用いたものであつて、この発
明の要旨はこれにより限定されるものではない。
同様に、前述の実施例で説明した警報は「下降す
るな」または「着陸装置」、「フラツプ」等のよう
な音声発生装置で使用される特定の言葉によつて
説明したが、この発明の要旨は、搭乗員の注意を
喚起する飛行形態の表示を含むこれ等の特定の言
葉に限定されるものではない。
第１図はこの発明の一実施例のブロツクダイヤ
グラム、第２図は無線高度と警報が発生される迄
航空機が下降すべき高度との関係を表わすグラフ
を示す。 １０……信号源、２２……加算回路、３６……
アンドゲート、４０……音声警報発生装置、４２
……スピーカ、４８……オアゲート、５２……ア
ンドゲート、５８……アンドゲート、６８……ア
ンドゲート、８０……アンドゲート、９４……ア
ンドゲート、１０６……オアゲート、１１４……
アンドゲート、１１８……アンドゲート、１２２
……アンドゲート。
グラム、第２図は無線高度と警報が発生される迄
航空機が下降すべき高度との関係を表わすグラフ
を示す。 １０……信号源、２２……加算回路、３６……
アンドゲート、４０……音声警報発生装置、４２
……スピーカ、４８……オアゲート、５２……ア
ンドゲート、５８……アンドゲート、６８……ア
ンドゲート、８０……アンドゲート、９４……ア
ンドゲート、１０６……オアゲート、１１４……
アンドゲート、１１８……アンドゲート、１２２
……アンドゲート。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 離陸後または進入復行の間の航空機の所定量
の下降に対する警報信号を発生する航空機対地接
近警報装置において： 航空機の無線高度を表わす信号源； 航空機の気圧高度を表わす信号源； 航空機飛行形態を表わす信号源； 離陸後または進入復行の間の航空機の飛行段階
を表わす信号源； 航空機の気圧高度変化率を表わす信号源； 航空機の気圧高度を表わす信号を蓄積するため
のメモリ回路； 前記気圧高度変化率信号、前記形態信号および
前記飛行段階信号に応答する第一の論理手段であ
つて、前記メモリ回路に対して接続されており、
航空機が気圧高度に関して下降しているときには
前記メモリ回路内に蓄積されている高度の値の変
化を防止し、これにより、前記メモリ回路には、
離陸後または進入復行の間の飛行段階において航
空機が到達した最高の気圧高度を表わす高度の値
を蓄積するための前記第一の論理手段； 前記無線高度信号に応答する第二の論理手段で
あつて、前記メモリ回路に対して接続されてお
り、離陸後または進入復行の間の飛行段階におい
て航空機が前記蓄積された最高の気圧高度を下回
つて所定の大きさだけ下降したときに警報信号を
発生させるための前記第二の論理手段；および 前記警報信号に応答して音声警報を発生させる
ための音声警報発生装置； が含まれている航空機対地接近警報装置。 ２ 航空機の飛行形態を表わす前記信号源には、
着陸装置があがつていること、または、フラツプ
があがつていることを表わす信号が含まれている
特許請求の範囲第１項記載の航空機対地接近警報
装置。 ３ 前記第二の論理手段は、航空機の無線高度が
大であればある程、警報信号の発生に先立つて達
成される最大の気圧高度を下回つて許容される下
降がそれだけ大であるように警報信号を発生する
ようにされている特許請求の範囲第１項記載の航
空機対地接近警報装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/109,580 US4319218A (en) | 1980-01-04 | 1980-01-04 | Negative climb after take-off warning system with configuration warning means |
| US109580 | 1980-01-04 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6121600A JPS6121600A (ja) | 1986-01-30 |
| JPS628724B2 true JPS628724B2 (ja) | 1987-02-24 |
Family
ID=22328427
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18217880A Granted JPS56101300A (en) | 1980-01-04 | 1980-12-24 | Alarm for aircraft approaching ground |
| JP59139242A Granted JPS6121600A (ja) | 1980-01-04 | 1984-07-06 | 航空機対地接近警報装置 |
Family Applications Before (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18217880A Granted JPS56101300A (en) | 1980-01-04 | 1980-12-24 | Alarm for aircraft approaching ground |
Country Status (15)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4319218A (ja) |
| JP (2) | JPS56101300A (ja) |
| AU (1) | AU521987B2 (ja) |
| CA (1) | CA1157132A (ja) |
| CH (1) | CH652495A5 (ja) |
| DE (1) | DE3044955A1 (ja) |
| FI (1) | FI69991C (ja) |
| FR (1) | FR2474725A1 (ja) |
| GB (2) | GB2066759B (ja) |
| GR (1) | GR73608B (ja) |
| IL (1) | IL61755A (ja) |
| IT (1) | IT1142204B (ja) |
| NL (1) | NL8007109A (ja) |
| NZ (1) | NZ195804A (ja) |
| SE (1) | SE452300B (ja) |
Families Citing this family (58)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4431994A (en) * | 1981-05-06 | 1984-02-14 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Combined radar/barometric altimeter |
| US4433323A (en) * | 1982-02-04 | 1984-02-21 | Sundstrand Data Control, Inc. | Ground proximity warning system with time and altitude based mode switching |
| US4516124A (en) * | 1982-07-22 | 1985-05-07 | Harry D. Shannon | Convertible amphibious aircraft wheel position warning system |
| US4567483A (en) * | 1982-12-10 | 1986-01-28 | Sundstrand Data Control, Inc. | Position based ground proximity warning system for aircraft |
| CA1234417A (en) * | 1983-05-13 | 1988-03-22 | Noel S. Paterson | System for alerting a pilot of a dangerous flight profile during low level maneuvering |
| US4916447A (en) * | 1983-05-13 | 1990-04-10 | Sundstrand Data Control, Inc. | Warning system for aircraft landing with landing gear up |
| US4639730A (en) * | 1983-05-13 | 1987-01-27 | Sundstrand Data Control, Inc. | Excessive terrain closure warning system |
| NZ207653A (en) * | 1983-05-13 | 1987-11-27 | Sundstrand Data Control | Excessive descent rate warning system for aircraft |
| US4939513A (en) * | 1983-05-13 | 1990-07-03 | Sundstrand Data Control, Inc. | System for alerting a pilot of a dangerous flight profile during low level maneuvering |
| US4951047A (en) * | 1983-05-13 | 1990-08-21 | Sunstrand Data Control, Inc. | Negative climb after take-off warning system |
| US4551723A (en) * | 1983-06-10 | 1985-11-05 | Sundstrand Data Control, Inc. | Excessive descent rate warning system for rotary wing aircraft |
| US4818992A (en) * | 1983-06-10 | 1989-04-04 | Sundstrand Data Control, Inc. | Excessive altitude loss after take-off warning system for rotary wing aircraft |
| US5220322A (en) * | 1984-07-18 | 1993-06-15 | Sundstrand Corporation | Ground proximity warning system for use with aircraft having egraded performance |
| IL77860A0 (en) * | 1985-02-22 | 1986-09-30 | Sundstrand Data Control | Ground proximity warning system for aircraft |
| CA1243117A (en) * | 1985-02-22 | 1988-10-11 | Michael M. Grove | Altitude loss after take-off warning system utilizing time and altitude |
| DE3621052A1 (de) * | 1986-06-24 | 1988-01-07 | Aerodata Flugmesstechnik Gmbh | Vorrichtung zur automatischen flugbahnfuehrung von flugzeugen laengs eines leitstrahls |
| JPS63153124U (ja) * | 1987-03-27 | 1988-10-07 | ||
| US5047942A (en) * | 1987-08-06 | 1991-09-10 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Airplane takeoff and landing performance monitoring system |
| US5519391A (en) * | 1994-09-07 | 1996-05-21 | Alliedsignal Inc. | Improper flap position on take-off warning |
| US5666110A (en) * | 1995-03-09 | 1997-09-09 | Paterson; Noel S. | Helicopter enhanced descent after take-off warning for GPWS |
| US6606034B1 (en) | 1995-07-31 | 2003-08-12 | Honeywell International Inc. | Terrain awareness system |
| US6691004B2 (en) | 1995-07-31 | 2004-02-10 | Honeywell International, Inc. | Method for determining a currently obtainable climb gradient of an aircraft |
| US6138060A (en) * | 1995-07-31 | 2000-10-24 | Alliedsignal Inc. | Terrain awareness system |
| US6092009A (en) * | 1995-07-31 | 2000-07-18 | Alliedsignal | Aircraft terrain information system |
| US5839080B1 (en) * | 1995-07-31 | 2000-10-17 | Allied Signal Inc | Terrain awareness system |
| US6292721B1 (en) | 1995-07-31 | 2001-09-18 | Allied Signal Inc. | Premature descent into terrain visual awareness enhancement to EGPWS |
| US5745053A (en) * | 1995-12-08 | 1998-04-28 | Fleming, Iii; Hoyt A. | Landing gear warning apparatus and method for pilots approaching a runway with retracted landing gear |
| US5781126A (en) * | 1996-07-29 | 1998-07-14 | Alliedsignal Inc. | Ground proximity warning system and methods for rotary wing aircraft |
| US6043759A (en) * | 1996-07-29 | 2000-03-28 | Alliedsignal | Air-ground logic system and method for rotary wing aircraft |
| US5946642A (en) * | 1997-03-20 | 1999-08-31 | Innovative Solutions & Support Inc. | Air data measurement system with circuit for linearizing pressure transducer output |
| JP4551562B2 (ja) | 1998-10-16 | 2010-09-29 | ユニバーサル エイビーアニクス システムズ コーポレイション | 飛行計画目的警報システムおよび方法 |
| US6380870B1 (en) | 1999-02-01 | 2002-04-30 | Honeywell International, Inc. | Apparatus, methods, and computer program products for determining a look ahead distance value for high speed flight |
| EP1155285B1 (en) | 1999-02-01 | 2004-07-07 | Honeywell International Inc. | Apparatus, method, and computer program product for generating terrain clearance floor envelopes about a selected runway |
| DE60002835T2 (de) | 1999-02-01 | 2004-03-11 | Honeywell International Inc. | Verfahren und vorrichtung zur erzeugung einer bodennäherungswarnung und computerprogramm zum kontrollierten verändern der basisbreite einer alarmhülle |
| US6477449B1 (en) | 1999-02-01 | 2002-11-05 | Honeywell International Inc. | Methods, apparatus and computer program products for determining a corrected distance between an aircraft and a selected runway |
| EP1151429B1 (en) | 1999-02-01 | 2004-04-07 | Honeywell International Inc. | System for generating altitudes above a selected runway |
| US6785594B1 (en) | 1999-03-25 | 2004-08-31 | Honeywell International Inc. | Ground proximity warning system and method having a reduced set of input parameters |
| US6469664B1 (en) | 1999-10-05 | 2002-10-22 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus, and computer program products for alerting surface vessels to hazardous conditions |
| US6734808B1 (en) | 1999-10-05 | 2004-05-11 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus and computer program products for alerting submersible vessels to hazardous conditions |
| US6833797B2 (en) | 2000-05-26 | 2004-12-21 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus and computer program product for displaying terrain in rotary wing aircraft |
| US6583733B2 (en) | 2000-05-26 | 2003-06-24 | Honeywell International Inc. | Apparatus, method and computer program product for helicopter ground proximity warning system |
| DE60143440D1 (de) | 2000-09-14 | 2010-12-23 | Honeywell Int Inc | Verfahren, vorrichtung und computerprogrammprodukt zur warnung vor einer hubschrauberheckbodenberührung |
| EP1407226A1 (en) * | 2001-07-17 | 2004-04-14 | Honeywell International Inc. | Pitch angle alerting device for ground proximity warning systems (gpws) |
| US6745115B1 (en) | 2003-01-07 | 2004-06-01 | Garmin Ltd. | System, method and apparatus for searching geographic area using prioritized spacial order |
| US7386373B1 (en) * | 2003-01-07 | 2008-06-10 | Garmin International, Inc. | System, method and apparatus for searching geographic area using prioritized spatial order |
| US7382287B1 (en) | 2003-06-03 | 2008-06-03 | Garmin International, Inc | Avionics system, method and apparatus for selecting a runway |
| JP5499665B2 (ja) * | 2009-12-01 | 2014-05-21 | 株式会社アドヴィックス | 車両用制御装置 |
| US9051061B2 (en) * | 2012-12-14 | 2015-06-09 | Safe Flight Instrument Corporation | Systems and methods for safely landing an aircraft |
| US9828113B2 (en) | 2013-11-05 | 2017-11-28 | Safe Flight Instrument Corporation | Tailstrike warning system |
| US9546003B2 (en) | 2014-03-14 | 2017-01-17 | Safe Flight Instrument Corporation | Deflare pitch command |
| US9346552B2 (en) | 2014-04-11 | 2016-05-24 | Safe Flight Instrument Corporation | Autothrottle retard control |
| US20150321748A1 (en) * | 2014-05-08 | 2015-11-12 | Honeywell International Inc. | Speed brake alerting system and method |
| US20170008639A1 (en) | 2015-07-08 | 2017-01-12 | Safe Flight Instrument Corporation | Aircraft turbulence detection |
| EP3127818A1 (en) * | 2015-08-06 | 2017-02-08 | Mitsubishi Aircraft Corporation | Computer system for determining approach of aircraft and aircraft |
| JP6683444B2 (ja) | 2015-08-06 | 2020-04-22 | 三菱航空機株式会社 | 航空機のアプローチを判定するコンピュータシステムおよび航空機 |
| GB2587205A (en) * | 2019-09-17 | 2021-03-24 | Airbus Operations Ltd | Aircraft system |
| CN112455662B (zh) * | 2020-09-18 | 2024-02-02 | 中电科芜湖通用航空产业技术研究院有限公司 | 飞机起落架警告发起及消除电路和方法 |
| CN115571354A (zh) * | 2022-11-08 | 2023-01-06 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞机告警抑制方法、系统、电子设备及存储介质 |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3715718A (en) * | 1970-08-11 | 1973-02-06 | Sundstrand Data Control | Ground proximity warning system utilizing radio and barometric altimeter combination |
| US3946358A (en) * | 1974-06-19 | 1976-03-23 | Sundstrand Data Control, Inc. | Aircraft ground proximity warning instrument |
| US3936796A (en) * | 1974-06-19 | 1976-02-03 | Sundstrand Data Control, Inc. | Aircraft ground proximity warning instrument |
| US3947810A (en) * | 1975-01-13 | 1976-03-30 | Sundstrand Data Control, Inc. | Negative climb rate after take-off warning system with predetermined loss of altitude inhibit |
| GB1537263A (en) * | 1975-01-30 | 1978-12-29 | Plessey Co Ltd | Aircraft ground-proximity warning systems |
| US3934222A (en) * | 1975-04-02 | 1976-01-20 | Sundstrand Data Control, Inc. | Terrain closure warning system with climb inhibit and altitude gain measurement |
| US3925751A (en) * | 1975-04-02 | 1975-12-09 | Sundstrand Data Control | Glide slope warning system with a variable warning rate |
| US4060793A (en) * | 1976-07-19 | 1977-11-29 | Sundstrand Data Control, Inc. | Excessive sink rate warning system for aircraft |
| US4030065A (en) * | 1976-07-19 | 1977-06-14 | Sundstrand Corporation | Terrain clearance warning system for aircraft |
-
1980
- 1980-01-04 US US06/109,580 patent/US4319218A/en not_active Expired - Lifetime
- 1980-11-28 DE DE19803044955 patent/DE3044955A1/de active Granted
- 1980-12-02 CA CA000365920A patent/CA1157132A/en not_active Expired
- 1980-12-08 AU AU65159/80A patent/AU521987B2/en not_active Ceased
- 1980-12-10 NZ NZ195804A patent/NZ195804A/en unknown
- 1980-12-17 GR GR63685A patent/GR73608B/el unknown
- 1980-12-17 SE SE8008867A patent/SE452300B/sv not_active IP Right Cessation
- 1980-12-18 IL IL61755A patent/IL61755A/xx unknown
- 1980-12-18 FR FR8026938A patent/FR2474725A1/fr active Granted
- 1980-12-24 JP JP18217880A patent/JPS56101300A/ja active Granted
- 1980-12-30 NL NL8007109A patent/NL8007109A/nl not_active Application Discontinuation
- 1980-12-31 CH CH9661/80A patent/CH652495A5/de not_active IP Right Cessation
-
1981
- 1981-01-02 IT IT47504/81A patent/IT1142204B/it active
- 1981-01-02 FI FI810003A patent/FI69991C/fi not_active IP Right Cessation
- 1981-01-05 GB GB8100144A patent/GB2066759B/en not_active Expired
-
1983
- 1983-07-19 GB GB08319496A patent/GB2126184B/en not_active Expired
-
1984
- 1984-07-06 JP JP59139242A patent/JPS6121600A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2126184B (en) | 1984-08-15 |
| IT1142204B (it) | 1986-10-08 |
| GB8319496D0 (en) | 1983-08-17 |
| JPS56101300A (en) | 1981-08-13 |
| CH652495A5 (de) | 1985-11-15 |
| NL8007109A (nl) | 1981-08-03 |
| DE3044955C2 (ja) | 1988-02-25 |
| CA1157132A (en) | 1983-11-15 |
| SE8008867L (sv) | 1981-07-05 |
| FI69991C (fi) | 1986-09-12 |
| AU521987B2 (en) | 1982-05-13 |
| IL61755A (en) | 1987-10-30 |
| NZ195804A (en) | 1984-12-14 |
| DE3044955A1 (de) | 1981-07-09 |
| FR2474725A1 (fr) | 1981-07-31 |
| JPS6121600A (ja) | 1986-01-30 |
| FI810003L (fi) | 1981-07-05 |
| GB2126184A (en) | 1984-03-21 |
| GB2066759B (en) | 1984-04-04 |
| AU6515980A (en) | 1981-07-09 |
| SE452300B (sv) | 1987-11-23 |
| JPS628127B2 (ja) | 1987-02-20 |
| GR73608B (ja) | 1984-03-26 |
| US4319218A (en) | 1982-03-09 |
| FR2474725B1 (ja) | 1984-10-19 |
| GB2066759A (en) | 1981-07-15 |
| FI69991B (fi) | 1986-01-31 |
| IT8147504A0 (it) | 1981-01-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPS628724B2 (ja) | ||
| US5220322A (en) | Ground proximity warning system for use with aircraft having egraded performance | |
| US5666110A (en) | Helicopter enhanced descent after take-off warning for GPWS | |
| US4939513A (en) | System for alerting a pilot of a dangerous flight profile during low level maneuvering | |
| US5283574A (en) | Altitude loss after take-off warning system utilizing time and altitude | |
| US5781126A (en) | Ground proximity warning system and methods for rotary wing aircraft | |
| US20160347469A1 (en) | Aircraft Recovery Control | |
| US5187478A (en) | Configuration responsive descent rate warning system for aircraft | |
| JPS5823881B2 (ja) | 航空機警報装置 | |
| US4849756A (en) | Ground proximity warning system terrain classification system | |
| EP0376987A4 (en) | AIRPORT SENSITIVE WINCH SHEAR ALARM AND WARNING SYSTEM FOR AIRCRAFT. | |
| JPS6319006B2 (ja) | ||
| EP0586529A4 (en) | INDEPENDENT TRUE LOW SPEED WARNING SYSTEM. | |
| US5038141A (en) | Configuration responsive descent rate warning system for aircraft | |
| US4951047A (en) | Negative climb after take-off warning system | |
| US4818992A (en) | Excessive altitude loss after take-off warning system for rotary wing aircraft | |
| US4792799A (en) | Aircraft terrain closure warning system with descent rate based envelope modification | |
| EP0281576B1 (en) | Ground proximity warning system for an excessive descent rate over undulating terrain | |
| NZ207651A (en) | Terrain closure warning system | |
| US4916447A (en) | Warning system for aircraft landing with landing gear up | |
| EP0190345B1 (en) | Ground proximity warning system for use with aircraft having degraded performance | |
| CA1295716C (en) | Ground proximity warning system for use with aircraft having degraded performance | |
| NZ207653A (en) | Excessive descent rate warning system for aircraft | |
| NZ205974A (en) | Aircraft ground proximity instrumentation |