CH652495A5

CH652495A5 - Warnvorrichtung zur anzeige der entfernung eines flugzeuges von der erdoberflaeche.

Info

Publication number: CH652495A5
Application number: CH9661/80A
Authority: CH
Inventors: Charles Donald Bateman
Original assignee: Sundstrand Data Control
Priority date: 1980-01-04
Filing date: 1980-12-31
Publication date: 1985-11-15
Also published as: FI69991C; GB2066759A; IT8147504A0; FR2474725B1; CA1157132A; GR73608B; GB2066759B; AU521987B2; GB2126184B; SE8008867L; JPS628724B2; IT1142204B; GB2126184A; DE3044955C2; JPS6121600A; IL61755A; NL8007109A; JPS628127B2; NZ195804A; FI69991B

Description

Die Erfindung betrifft eine Warnvorrichtung gemäss Oberbegriff des Patentanspruches 1.

In vorbekannten Warnvorrichtungen bzw. Warnsystemen, die z. B. aus den US PS 3,946,358 und 3,947,810 bekannt sind, werden Warnungen während einer Startphase oder beim verfehlten Annäherungsversuch erzeugt, falls das Flugzeug bei einer vorgegebenen barometrischen Höhe oder beim Verlust eines vorgegebenen Betrages der barometrischen Höhe sinkt, und zwar bevor das Flugzeug eine vorgegebene Höhe, wie z. B. von 210 m, erreicht hat. Die Aufgabe der Warnung ist, zu verhindern, dass die Flugzeugbesatzung das Flugzeug zurück in jenes Gebiet führt, das sich unmittelbar hinter der Startbahn befindet, oder in das Gebiet eines verfehlten Annäherungsversuches. Es sind bereits Unfälle dieser Art vorgekommen, und zwar bei schlechten Sichtbedingungen, wenn die Flugbesatzung nicht imstande war, von den äusseren von Auge wahrnehmbaren Bezugszeichen zu bestimmen, dass das Flugzeug sinkt. Entfernungs-Warnsy-steme, die heutzutage verwendet werden, geben eine Warnung in Form eines sprachlichen Ausdruckes ab, wobei in solchen Situationen die Warnung aus den Worten «whoop-whoop», «anhalten» oder «sinke nicht» besteht. Eine solche Art der Warnung durch eine Stimme ist normalerweise geeignet, den Piloten ausreichend zu warnen, dass das Flugzeug nach einem Start unbemerkt absinkt, obwohl die Warnung «sinke nicht» für besser als die Warnung «halte an» betrachtet wird. Dies ist so, weil die erste Form dem Piloten viel mehr spezifische Information über die Art der Gefahr vermittelt, der das Flugzeug gegenübersteht. Es gibt allerdings Situationen, in welchen es sehr wünschenswert ist, dem Piloten über die momentane Situation des Flugzeuges eine sehr genaue Information zu geben. Wennz.B. während einer Startphase ein Motor ausfällt, kann das Flugzeug nicht mehr weiter steigen, und es kann in der Tat die gewonnene Höhe verlieren, wenn es sich in bestimmten Flugkonfigurationen befindet. Es gibt einige Typen von Flugzeugen, welche unter bestimmten Bedingungen, wie z. B. wenn ein Motor ausfällt und dies mit dem Umstand kombiniert ist, dass das Fahrwerk ausgefahren ist, öder dass die Landeklappen ausgefahren sind, nicht mehr imstande sind, die Höhe zu gewinnen. Solche Flugzeuge neigen dann eher dazu, die bereits gewonnene Höhe zu verlieren. Unter solchen Umständen kann eine einfache Warnung «anhalten»

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oder «nicht sinken» dem Piloten keine brauchbare Information vermitteln, weil der Pilot ganz gut verstehen kann, dass das Flugzeug sinkt, aber er kennt den Grund nicht, warum das Flugzeug sinkt. Der Grund kann sein, dass das Flugzeug nicht in der geeigneten Konfiguration ist, die im Falle eines Motorausfalles erforderlich ist. Es ist zu bemerken, dass zusätzlich zum Fahrwerk und zu den Klappen die Flugkonfiguration bzw. der Flugzustand eines Flugzeuges eine Anzahl anderer Elemente beinhalten kann, wie z. B. die Einstellung der Vorderkante der Vorflügel und die Überlegungen betreffend die Verteilung der Last im Flugzeug. Es gab Unfälle, bei welchen die Flugzeugbesatzung, wenn ein Motor während des Startes ausfiel, nicht feststellen konnte, dass das Fahrwerk ausgefahren war, und zwar wegen einer grossen Menge von Arbeit im Cockpit, welche mit einer Rückkehr zum Flughafen unter diesen gefährlichen Bedingungen verbunden war.

Vorbekannte Systeme zur Abgabe einer Warnung beim Abstiegflug nach einem Start, welche aufgrund eines wirklichen Verlustes der Barometerhöhe nach dem Start arbeiten, um eine Warnung abzugeben, (veröffentlicht in US-PS 3,947,810) benützen einen Integrator, um die Änderung des barometrischen Abstieges zu integrieren und um dadurch das Mass des Höhenverlustes zu erhalten. Die Integrierung des Signales einer barometrischen Änderung kann mit Fehlern behaftet sein, welche sich aus dem Drift des Integrators oder aus der Art des barometrischen Signales ergeben.

Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist, eine Warnvorrichtung gegen negativen Aufstieg vorzusehen, welche die erwähnten Nachteile nicht aufweist, welche eine spezifische Warnung an die Flugzeugbesatzung betreffend die Flugzeugkonfiguration abgibt und welche ausserdem auch eine Warnung abgibt, dass das Flugzeug nach einem Start sinkt.

Diese Aufgabe wird mit den kennzeichnenden Merkmalen des Patentanspruches 1 gelöst. Eine bevorzugte Ausführung der Erfindung zeigt eine Warn Vorrichtung gegen negativen Aufstieg, welche den Piloten warnt, dass die Landeklappen ausgefahren sind, falls das Flugzeug nach dem Start mit ausgefahrenem Fahrwerk sinkt, und welche ebenfalls eine Warnung abgibt, falls die Klappen ausgefahren sind, wenn das Flugzeug nach einem Start mit ausgefahrenen Klappen sinkt.

Eine weitere Ausführungsart der Erfindung zeigt eine Warnvorrichtung gegen negativen Aufstieg, welche logische Elemente enthält, welche auf die Bedingungen des Fahrwerkes und der Klappen ansprechen, um eine «Fahrwerk»-Warnung in Form von Worten oder eine «Klappen»-Warnung in Form von Worten zusätzlich zu einer Warnung mit den Worten «nicht absinken» zu erzeugen, wenn das Flugzeug nach einem Start oder nach einem missglückten Annäherungsversuch absinkt.

Eine weitere Ausführungsart der Erfindung zeigt eine Warnvorrichtung gegen negativen Aufstieg, welche auf Signale anspricht, welche die Barometerhöhe des Flugzeuges, die Konfiguration des Flugzeuges und die Flugphase des Flugzeuges repräsentieren, wobei diese Vorrichtung einen elektronischen Speicher enthält, welcher entsprechend der Arbeitsweise eines ersten logischen Schaltkreises die maximale Barometerhöhe speichert, welche das Flugzeug während der Startphase des Betriebes erreicht hat. Die Vorrichtung enthält ferner einen zweiten logischen Schaltkreis, welcher auf den ersten logischen Schaltkreis anspricht, um ein Warnsignal zu erzeugen, wenn die laufende Barometerhöhe des Flugzeuges kleiner als jene Barometerhöhe ist, die im Speicher gespeichert ist. Die Vorrichtung enthält zudem noch einen Schaltkreis, welcher eine Warnung in Sprachform erzeugt, welche anzeigt, dass das Flugzeug sinkt.

Um der Flugbesatzung mehr Information zu vermitteln, wenn das Flugzeug während einer Startphase des Betriebes sinkt, spricht die Vorrichtung auf die Bedingungen des Fahrwerkes und der Klappen an, um eine zusätzliche Warnung in Sprachform zu erzeugen, die anzeigt, dass entweder das Fahrwerk ausgefahren

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ist, oder dass die Klappen ausgefahren sind. Dies geschieht zusammen mit einer Warnung in Sprachform, die anzeigt, dass das Flugzeug sinkt.

Die bevorzugte Vorrichtung, die bestimmt, ob das Flugzeug während der Startphase oder während eines missglückten Annäherungsversuches sinkt, enthält ein Speicherelement, das auf ein Signal anspricht, das die laufende Barometerhöhe des Flugzeuges anzeigt. Da das Flugzeug ständig steigt, wird die im Speicherelement gespeicherte Höhe ständig erneuert, wodurch ein Bezugswert für die maximale Höhe des Flugzeuges gebildet wird. Falls das Flugzeug absteigen soll, sind logische Elemente in der Warnvorrichtung vorgesehen, welche die laufende Barometerhöhe des Flugzeuges mit der Barometerhöhe vergleichen, welche im Speicherelement gespeichert ist. Eine Warnung wird abgegeben, falls der Unterschied zwischen der laufenden Höhe und der maximalen Höhe einen vorgegebenen Wert überschreitet. Die Grösse der Höhe, welche zur Erzeugung einer Warnung erforderlich ist, wird sich als eine Funktion der Radiohöhe ändern, die ebenfalls als einer der Eingänge der Vorrichtung dient. Die Grösse des Unterschiedes zwischen der maximalen Barometerhöhe und der laufenden Barometerhöhe, bevor eine Warnung abgegeben wird, wird sich vergrössern, und zwar als eine Funktion der Vergrösserung der Radiohöhe, und zwar derart, dass das Flugzeug mehr sinken kann, wenn es sich höher über der Erdoberfläche befindet.

Nachstehend werden Ausführungsbeispiele der vorliegenden Erfindung anhand der beiliegenden Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 ein funktionelles Blockdiagramm der Warnvorrichtung, und

Fig. 2 ein Bild, welches die Beziehung zwischen der Radiohöhe und der Grösse der Höhe zeigt, um welche das Flugzeug sinken muss, bevor eine Warnung erzeugt wird.

In Fig. 1 ist in Blockdiagrammform die Logik der vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung dargestellt. Eine Quelle von Signalen bzw. eine Quelle von Daten für den negativen Aufstieg nach einem Start ist in dieser Darstellung der Warnvorrichtung bzw. des Warnsystems in Block 10 der Fig. 1 gezeigt. Die Signale, welche im beschriebenen Warnsystem benützt werden, beinhalten die Radiohöhe, die Barometerhöhe, die Änderung der Barometerhöhe sowie Signale, welche die Lage des Fahrwerkes des Flugzeuges sowie der Klappen anzeigen, und zwar neben verschiedenen weiteren Verstellungssignalen. Je nach dem Flugzeugtyp, in dem das Warnsystem verwendet wird, können die im Block 10 gezeigten Signale von einzelnen Instrumenten gewonnen werden, wie z. B. von einem Radiohöhenmesser, von einem barometrischen Höhenmesser oder von einzelnen Schaltelementen, welche die Lage des Fahrwerkes und der Klappen anzeigen. Bei einigen neueren kommerziellen Flugzeugen können einige dieser Informationen an einem digitalen Data-Bus gewonnen werden.

Um zu bestimmen, ob das Flugzeug die Barometerhöhe verliert oder nicht, wird das Signal hB betreffend die Barometerhöhe von der Dataquelle 10 über eine Linie 12 einem Filter 14 zugeführt. Der Filter 14, welcher eine Zeitkonstante in der Grössenordnung von zwei bis drei Sekunden aufweist, filtert die kurzzeitigen Änderungen des Signals betreffend die barometrische Höhe aus. Das gefilterte Signal betreffend die Barometerhöhe wird dann durch die Linie 16 einem Sperrschaltkreis oder einem elektronischen Speicher 18 zugeführt, welche zur Speicherung des Wertes der barometrischen Höhe des Flugzeuges dienen. Der in Fig. 1 gezeigte Sperrkreis 18 kann ein Analogsperrkreis sein, welcher dazu dient, um eine Spannung zu speichern, welche die Höhe des Flugzeuges wiedergibt. Dieser Kreis kann jedoch auch ein elektronischer Speicher oder ein Register sein, welche zur Aufrechterhaltung eines digitalen Wertes der Höhe des Flugzeuges dienen. Der Wert der Barometerhöhe hBmax, welcher im Speicherelement 18 gespeichert ist, stellt das Maxi3

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mum der Barometerhöhe dar, welche das Flugzeug während der Startphase des Betriebes erreicht hat. Der Wert hBmax wird über eine Leitung 20 der positiven Klemme des Summenelementes 22 zugeführt. Der Wert der laufenden Barometerhöhe hB auf einer Leitung 16 wird dann einer negativen Klemme des summierenden Elementes 22 zugeführt. Die Information über die Radiohöhe hR, welche normalerweise von einem Radiohöhenmesser erhalten wird und welche die Höhe des Flugzeuges über der Erdoberfläche wiedergibt, wird von der Dataquelle 10 über eine Leitung 24 einem Vervielfacher 26 zugeführt. Der Wert des Signales hR betreffend die Radiohöhe wird im Vervielfacher 26 mit einem Faktor 0,092 multipliziert, bzw. um diesen Faktor geändert. Der geänderte Wert des Signales betreffend die Radiohöhe wird dann über eine Linie 28 der negativen Klemme des Summierers 22 zugeführt. Über eine negative Klemme empfängt der Summierer 22 zusätzlich das Signal hB betreffend die Barometerhöhe, und zwar über die Linie 16. An eine negative summierende Klemme des Summierers 22 wird ebenfalls eine Vorspannungsquantität angelegt, welche dem Wert von 16,2 m (5,4 Fuss) gleicht, wobei diese Quantität über eine Linie 30 von der Dataquelle 10 geliefert wird. Der Ausgang des Summierers 22 wird dann über die Linie 30 einem Komparator oder einem logischen Schaltkreis 32 zugeführt, welcher auf der Linie 34 einen positiven Ausgang abgibt, falls die Kombination der Signale auf den Linien 28,16,20 und 30 grösser als 0 ist. Ein positiver logischer Ausgang auf der Linie 34 bedeutet, dass das Flugzeug um einen vorgegebenen Betrag gesunken ist, welcher unterhalb der maximalen Barometerhöhe hBmax liegt, die während des Startes oder während des missglückten Annäherungsversuches erreicht worden ist. Der vorgegebene Wert des Höhenverlustes, der sich als ein positiver Wert auf der Linie 34 auswirkt, hängt von der Radiohöhe derart ab, dass je grösser die Radiohöhe ist, welche die Höhe des Flugzeuges oberhalb der Erdoberfläche anzeigt, umso grösser der vorgegebene Abstieg unterhalb des Maximums der Barometerhöhe ist, bevor eine Warnung abgegeben wird.

Das logische Signal auf der Leitung 34 wird dann einem logischen Element bzw. UND-Gatter 36 zugeführt, welches seinerseits über eine Linie 38 an einen Generator 40 der Warnung in Form einer Stimme angeschlossen ist. Beispiele für ähnliche digitale Generatoren, die in den Warnsystemen der eingangs genannten Art verwendet werden, sind in US-PS 3, 925,751; 4,030,065 und 4,060,793 offenbart. In der vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung wird der Warngenerator 40 die Worte «nicht sinken» erzeugen und durch einen Cockpit-Lautsprecher 42 durchgeben, wodurch die Flugzeugbesatzung darüber orientiert wird, dass das Flugzeug sinkt.

Fig. 2 zeigt eine graphische Darstellung der Beziehung zwischen der Radiohöhe und dem Verlust der Barometerhöhe, um eine Sink-Warnung zu erzeugen. Die vertikale Achse zeigt die Radiohöhe in Metern, und die horizontale Achse zeigt den Verlust der Barometerhöhe in Metern. Dies erfolgt in den Kombinationen der Radiohöhe und mit dem Verlust der Barometerhöhe, die sich aus einem negativen Aufstieg ergibt, nachdem eine Sink-Warnung abgegeben worden ist, die durch das schrägstrichlierte Gebiet 43 angegeben ist. Wie in Fig. 2 dargestellt. sind grössere Abstiege unterhalb der maximalen Barometerhöhe für grössere Radiohöhen erlaubt, ohne ein Sink-War-nung zu erzeugen. Keine Warnungen werden unterhalb von 15 m (50 Fuss) der Radiohöhe abgegeben.

Da die Warnung, wie aus Fig. 1 ersichtlich ist, lediglich dann erzeugt wird, wenn das Flugzeug sich in der Startphase oder in einem missglückten Annäherungsversuch befindet und wenn das Flugzeug in bezug auf die Barometerhöhe absteigt, ist eine Logik vorgesehen, die sicherstellen soll, dass die Warnungen lediglich unter diesen Umständen abgegeben werden. Zu diesem Zweck liefert die Dataquelle 10 Signale auf die Leitung 44, die anzeigen, dass das Fahrwerk des Flugzeuges ausgefahren ist. Die Data25

quelle 10 liefert auch ein Signal auf die Leitung 46, das anzeigt, dass die Klappen des Flugzeuges ausgefahren sind. Diese Signale werden einem ODER-Gatter 48 zugeführt, welches das resultierende logische Signal an ein logisches UND-Gatter 52 abgibt. Als 5 der andere Eingang für das logische UND-Gatter 52 gilt ein logisches Signal auf der Linie 54, das von der Dataquelle 10 kommt und anzeigt, dass sich das Flugzeug 15 m oder mehr oberhalb der Erdoberfläche befindet. Dieses Signal kann aus einem Radiohöhenmesser erhalten werden. Falls wenigstens das 10 Fahrwerk oder die Klappen ausgefahren sind und falls sich das Flugzeug höher als 15 m befindet, so ergibt sich daraus ein logischer Ausgang aus dem Gatter 52 auf der Linie 56, das an ein UND-Gatter 58 angelegt wird. Dem Gatter 58 wird auch ein Signal über die Leitung 60 zugeführt, das anzeigt, dass das 15 Flugzeug in bezug auf die Barometerhöhe absteigt. Unter Verwendung eines Verhältnissignales hB betreffend die Barometerhöhe, welches von der Dataquelle 10 auf die Linie 62 abgegeben wird, wird ein Komparator 64 ein logisches Signal an die Leitung 60 abgeben, das anzeigt, dass das Flugzeug in bezug auf die 20 Barometerhöhe sinkt. Der dritte Eingang des Gatters 58 auf der Leitung 66 zeigt an, ob das Flugzeug startet oder einen Annäherungsversuch durchführt.

Um zu zeigen, dass das Flugzeug startet oder sich in der Phase einer Annäherung befindet, werden die Signale auf den Leitungen 44 und 46, die anzeigen, dass das Fahrwerk und die Klappen ausgefahren sind, einem logischen Gatter 68 zugeführt. An das Gatter 68 wird auch ein Signal auf der Linie 70 angelegt, das anzeigt, dass sich das Flugzeug unterhalb einer Terrain-Warn-Kurve befindet. Die Terrain-Warn-Kurve stellt eine andere Art 30 des Betriebes eines Warnsystems der eingangs genannten Art dar, wobei dieses System im einzelnen in US-PS 3, 936, 796 und 4,030,065 beschrieben ist. Wenn sich das Flugzeug unterhalb einer Terrain-Warn-Kurve befindet und wenn sowohl das Fahrwerk als auch die Klappen ausgefahren sind, dann wird es 35 angenommen, dass das Flugzeug startet oder sich in einer missglückten Annäherungsphase seines Betriebes befindet. In einem solchen Fall wird ein logisches Signal auf der Leitung 70 übertragen, und zwar über eine Verzögerungsschaltung 72 auf der Linie 74 bis zu einer Sperrschaltung 76. Ein positives 40 logisches Signal auf der Linie 74 öffnet die Sperrschaltung 76, so dass ein logisches Signal auf der Linie 66 bis zum Gatter 58 übertragen werden kann. Wenn das Flugzeug höher als 210 m (700 Fuss) über der Erdoberfläche ist, bedeutet dies, dass das Flugzeug nicht mehr startet, oder es befindet sich nicht in einer 45 Annäherungsphase, dann wird ein Signal aus der Datenquelle 10 auf der Leitung 78 einem UND-Gatter 80 zugeführt. Ein logisches Signal, welches vom Gatter 80 über die Leitung 82 durch eine Verzögerungsschaltung 84 und eine Leitung 86 zugeführt wird, schliesst die Sperrschaltung 76. Falls die Sperrschaltung 76 50 geschlossen worden ist, befindet sich das Flugzeug nicht mehr in der Phase eines Startes, und das logische Signal auf der Linie 66 wird unterbrochen. An dieser Stelle ist zu bemerken, dass ein zusätzliches Gültigkeitssignal über die Leitung 81 den Gattern 68 und 80 zugeführt wird, um sicher zu sein, dass die Signale gelten. 55 Die im vorstehenden Absatz beschriebene Logik dient auch zur Anzeige, dass das Flugzeug sich in einer Annäherungsphase befindet. Normalerweise wenn ein missglücktes Annäherungsmanöver angefangen hat, befindet sich das Flugzeug oberhalb der Terrain-Warn-Kurve 70, aber auch tiefer als 210 m 60 (700 Fuss), so dass, falls das Fahrwerk und die Klappen ausgefahren sind, die Sperrschaltung geöffnet wird, und es erscheint ein logischer Ausgang auf der Leitung 90.

Falls sich das Flugzeug in einer Konfiguration befindet, in der entweder das Fahrwerk oder die Klappen ausgefahren sind und 65 falls sich das Flugzeug 15 m oberhalb des Terrains befindet und falls es startet, wobei es in bezug auf die Barometerhöhe sinkt, wird ein logisches Signal vom Gatter 58 auf die Leitung 90 übertragen, welche das Gatter 36 in Betrieb setzt, so dass eine

Warnung in Sprachform durch den Stimmengenerator 40 erzeugt werden kann.

Ein zusätzlicher Eingang für das Gatter 36 wird über die Leitung 92 von einem UND-Gatter 94 empfangen. Ein erster Eingang des Gatters 94 über die Leitung 96 stellt ein logisches Signal aus der Datenquelle 10 dar, das bedeutet, dass die Daten betreffend den Betrag der Barometerhöhe gültig sind. Ein zweites logisches Signal aus der Datenquelle 10 wird über eine Leitung 98 durch eine Verzögerungsschaltung 100 und eine Leitung 102 dem Gatter 94 zugeführt, wobei das Signal bedeutet, dass die Daten betreffend die Barometerhöhe gültig sind.

Um sicherzustellen, dass die Daten betreffend die Barometerhöhe, die im Speicherelement 18 enthalten sind, die maximale Barometerhöhe des Flugzeuges darstellen, die während der Aufstiegphase des Flugzeuges erreicht worden ist, wird ein logisches Signal durch ein ODER-Gatter 106 zum Speicherelement 18 übertragen. Das zum Speicherelement 18 über die Leitung 108 von der Leitung 90 übertragene Signal bedeutet, dass sich das Flugzeug in einer Startphase befindet und dass es sinkt und dass der laufende Wert der Barometerhöhe aufrechterhalten werden soll. Der Wert der Barometerhöhe bleibt im Speicherelement 18 auch dann aufrechterhalten, wenn der Wert der Barometerhöhe im Speicherelement 18 grösser als die laufende Barometerhöhe ist, wenn sich das Flugzeug höher als 15 m befindet und wenn entweder das Fahrgestell oder die Klappen ausgefahren sind. Diese Information wird von einem Komparator 110 erhalten, welcher ein positives Signal an die Leitung 112 abgibt, wenn der Wert von hBmax grösser als die laufende Barometerhöhe hB des Flugzeuges ist. Dieses Signal wird dann einem UND-Gatter 114 zugeführt. An das Gatter 114 wird auch ein logisches Signal durch die Leitung 56 angelegt. Wenn der Wert der maximalen Barometerhöhe die laufende Barometerhöhe überschreitet, und wenn das Flugzeug höher als 15 m oberhalb des Erdbodens mit ausgefahrenem Fahrwerk oder Klappen ist, wird ein logisches Signal auf der Leitung 116 durch ein ODER-Gatter 106 zum Sperrglied oder Speicherelement 18 übertragen, das dazu dient, dass der bestehende Wert in diesem Speicherelement behalten wird.

Unter bestimmten Umständen kann es erwünscht sein, dass die Flugzeugbesatzung eine zusätzliche Auskunft in bezug auf die Konfiguration des Flugzeuges erhält, aber auch über den grundlegenden negativen Aufstieg, und zwar nach einer Startwarnung, welche im vorliegenen Fall mit der Warnung durch die Worte «nicht sinken» erfolgen kann. Beispielsweise, falls das Fahrwerk ausgefahren ist, so könnte es erforderlich sein, der Flugbesatzung ein Zeichen zu geben, dass das Flugzeug sinkt und dass das Fahrgestell immer noch ausgefahren ist. Dies kann bei der

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vorliegenden Erfindung, wie in Fig. 1 dargestellt, mittels eines logischen Elementes 118 erreicht werden, welches auf die Warnung betreffend den grundlegenden negativen Aufstieg auf der Leitung 38 sowie auf das Signal auf der Leitung 44 betreffend das ausgefahrene Fahrgestell anspricht. Wenn das Fahrgestell ausgefahren ist, wird das logische Signal auf der Leitung 44 durch einen invertierenden Eingang des UND-Gatters 18 übertragen, so dass das Gatter bewirkt, dass ein logisches Signal auf einer Leitung 120 erscheint und die Warnung in Form des Wortes «Fahrwerk» im Generator 40 der Warnung in Betrieb gesetzt wird. Die Warnung, welche durch den Lautsprecher 42 der Flugzeugbesatzung durchgegeben wird, lautet «sinke nicht, Fahrwerk».

Wenn das Flugzeug einen negativen Aufstieg nach dem Start mit ausgefahrenen Klappen aufweist, so wird ein logisches UND-Gatter 122, welches auf das Signalauf der Leitung 38 betreffend die grundlegende Warnung und das Signal auf der Leitung 46 betreffend die ausgefahrenen Klappen, übertragen durch einen invertierenden Eingang zum UND-Gatter 122, ein logisches Signal zum Stimmengenerator über die Leitung 124 übertragen, welches Signal die Erzeugung des Warnsignales «nicht sinken, Klappen» bewirkt. So kann die Flugzeugbsatzung viel eingehendere Information betreffend die Bedingungen am Flugzeug erhalten, und dies kann insbesondere beim Ausfall eines Motors in den Fällen helfen, in welchen wegen sehr viel Arbeit im Cockpit die Flugzeugbesatzung nicht wissen kann, dass entweder das Fahrwerk oder die Klappen ausgefahren sind.

Die vorteilhafte Ausführungsform der Erfindung ist mit Hilfe eines logischen Diagrammes beschrieben, welches analoge Symbole und eine analoge Terminologie benützt. Es dürfte allerdings klar sein, dass die Erfindung auch mit Hilfe von digitalen Schaltungen oder im allgemeinen durch einen Digitalcomputer durchgeführt werden kann, wobei die verschiedenen Symbole, welche sich in Fig. 1 befinden, in einem solchen Fall logische Operationen darstellen würden, welche durch das Digitalsystem auszuführen sind. Die verschiedenen Höhen und Beträge des Sinkens, die vorstehend erwähnt worden sind, dienen lediglich einer leichteren Verständlichkeit der vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung, und sie sind daher nicht als eine Begrenzung des Umfanges des Beanspruchten in den Patentansprüchen zu betrachten. Obwohl die Warnungen vorstehend in Form von spezifischen Ausdrücken vorkommen, die im Stimmengenerator erzeugt werden, wie z.B. «nicht sinken» oder «Fahrwerk» oder «Klappen», ist es nicht Absicht, die Erfindung, wie sie geoffenbart und beansprucht ist, auf diese spezifischen Ausdrücke einzuschränken, welche die Bezeichnung der Konfigurationen des Flugzeuges bezeichnen und welche der Flugzeugbesatzung durchgegeben werden.

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PATENTANSPRÜCHE

1. Warnvorrichtung zur Anzeige der Entfernung eines Flugzeuges von der Erdoberfläche, welche in einem Flugzeug angeordnet ist und zur Warnung eines sinkenden Flugzeuges während der Startphase des Flugzeuges bestimmt ist, mit einer ersten Signalquelle (12), welche die Barometerhöhe des Flugzeuges anzeigt, mit einer zweiten Signalquelle (44,46), welche die Flugkonfiguration des Flugzeuges anzeigt, und mit einer dritten Signalquelle (24,54), welche die Radiohöhe des Flugzeuges anzeigt, gekennzeichnet durch Mittel (68,70,78,80) zur Erzeugung eines Signales, das die Flugphase anzeigt, wobei diese Mittel auf das Signal betreffend dieBarometerhöhe, die Radiohöhe und betreffend die Konfiguration ansprechen, um das Flugphasensignal (90) zu erzeugen, Mittel (14,16,18,20,22,24, 26,30,32) zur Erzeugung eines Sinksignales, die auf das Signal betreffend die Barometerhöhe ansprechen, um ein Signal (34) zu erzeugen, das anzeigt, dass das Flugzeug in bezug auf die Barometerhöhe sinkt, Mittel (36) zur Erzeugung eines Warnsignales beim Sinken, die auf das Flugphasensignal (90) und auf das Signal (34) betreffend das Sinken ansprechen, um das Sinkwarnsignal (38) zu erzeugen, wenn das Flugzeug während der Startphase des Fluges in bezug auf die Barometerhöhe sinkt, Mittel (118,122) zur Erzeugung eines Warnsignales betreffend die Konfiguration, die auf das Konfigurationssignal sowie aus der zweiten Signalquelle (44,46) auf das Sinkwarnsignal (38) ansprechen, um das Konfigurationswarnsignal (120,122) zu erzeugen, wenn sich das Flugzeug in einer vorgegebenen Konfiguration befindet, und einen Stimmengenerator (40,42), der auf das Sinkwarnsignal (38) sowie auf das Konfigurationswarnsignal (120,122) anspricht, um eine Warnung in Sprachform zu erzeugen, die angibt, dass das Flugzeug in der vorgegebenen Konfiguration sinkt.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die zweite Signalquelle Konfigurationssignale erzeugt, welche die Lage des Fahrgestelles und der Landeklappen beinhalten, und dass der Stimmengenerator (40,42) eine warnende Stimme erzeugt, welche die Lage des Fahrgestelles und der Landeklappen angibt.
3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet,

dass die Mittel zur Erzeugung eines Sinksignales Mittel zur Messung eines Verlustes der Barometerhöhe enthalten, wobei das Sinksignal nur erzeugt wird, wenn der Verlust an Barometerhöhe einen vorgegebenen Wert übersteigt.
4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet,

dass der Stimmengenerator (40,42) Mittel enthält, welche zur Erzeugung der Worte «sinke nicht, Fahrwerk» entsprechend dem Sinkwarnsignal sowie dem Konfigurations-Warnsignal ausgestaltet sind, die daraufhinweisen, dass das Fahrwerk des Flugzeuges ausgefahren ist.
5. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet,

dass der Stimmengenerator Mittel enthält, welche zur Erzeugung der Worte «sinke nicht, Klappen» entsprechend dem Sinkwarnsignal und dem Konfigurations-Warnsignal ausgestaltet sind, die darauf hinweisen, dass die Klappen des Flugzeuges ausgefahren sind.
6. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch einen elektronischen Speicher (18), erste logische Mittel (106), welche auf das Signal (12) entsprechend der Barometerhöhe, auf das Konfigurationssignal (50) und auf das Signal (90) betreffend die Flugphase ansprechen und mit dem elektronischen Speicher verbunden sind, um im Speicher einen Wert zu speichern, der das Maximum der Barometerhöhe darstellt, die das Flugzeug während der Startphase des Betriebes erreicht hat, zweite logische Mittel (22), welche auf die ersten logischen Mittel sowie auf das Signal (12) betreffend die Barometerhöhe ansprechen, um ein Warnsignal (34) zu erzeugen, wenn die Barometerhöhe des Flugzeuges kleiner als jene Barometerhöhe ist, die im elektronischen Speicher (18) gespeichert ist, und zwar um einen vorgegebenen Betrag während der Startphase des Betriebes.
7. Vorrichtung nach Anspruch 6, mit einer Signalquelle, welche das Mass der Änderung der Barometerhöhe des Flugzeuges darstellt, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten logischen Mittel Sperrmittel enthalten, welche auf das Signal betreffend das Mass der Barometerhöhe ansprechen, um eine Änderung des Höhenwertes zu verhindern, der im elektronischen Speicher gespeichert ist, wenn das Flugzeug in bezug auf die B arometer-höhe sinkt.
8. Vorrichtung nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch dritte logische Mittel, welche auf das barometrische Masssignal und das Signal der Flugphase ansprechen und welche an die Sperrmittel angeschlossen sind, um die Sperrmittel zu veranlassen, dass eine Änderung des im Speicher gespeicherten Höhenwertes verhindert wird, wenn das Flugzeug in bezug auf die Barometerhöhe sinkt und wenn das Flugzeug startet.
9. Vorrichtung nach Anspruch 6,7 oder8, gekennzeichnet durch logische Mittel betreffend die Konfiguration, welche auf das Konfigurationssignal sowie auf das Warnsignal ansprechen und welche mit dem Generator einer Stimme verbunden sind, um zu veranlassen, dass der Generator eine Warnung in Form eines sprachlichen Ausdruckes erzeugt, welcher die Konfiguration des Flugzeuges angibt, wenn das Flugzeug während der Startphase des Betriebes um einen gegebenen Betrag gesunken ist.