DE2139075C2 - Vorrichtung zur Ermittlung eines Bodenabstandsignals und eines Höhenänderungssignales eines Flugzeuges - Google Patents

Vorrichtung zur Ermittlung eines Bodenabstandsignals und eines Höhenänderungssignales eines Flugzeuges

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DE2139075C2
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Description

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Die Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung zur Ermittlung eines Bodenabstandsignales und eines Höhenänderungssignales eines Flugzeugs, umfassend einen ersten Höhenmesser zur Erzeugung eines ersten Signals entsprechend der Höhe des Flugzeugs über dem Boden, einen zweiten Höhenmesser zur Erzeugung eines zweiten Signals entsprechend der barometrischen Höhe des Flugzeugs und eine das erste und das zweite Signal verarbeitende Einrichtung.
Es ist bereits vorgeschlagen worden, unzulässige Höhenänderungsgeschwindigkeiten eines Flugzeugs bei Annäherung an den Erdboden in Abhängigkeit von der Höhe über dem Boden und deren zeitlicher Ableitung zu erfassen. Es ist beispielsweise erkennbar, daß ein sich noch mehr als 300 m über dem Boden befindendes Flugzeug mit größerer Geschwindigkeit sinken kann als bei einer Höhe von nur 30 m. Die vorgeschlagene Vorrichtung weist jedoch den Mange! auf, daß ein zufriedenstellendes Maß für die zeitliche Ableitung der Höhe über dem Boden nicht gewonnen werden kann.
Zur Messung der Höhe eines Flugzeugs über dem Boden sind verschiedene Instrumente, beispielsweise Radiohöhenmesser bekannt. Das von einem Radiohöhenmesser erzeugte Meßsignal kann differenziert werden, wodurch ein der zeitlichen Ableitung der Höhe über dem Boden proportionales Höhenänderungssignal erhalten wird. Ein so erhaltenes Höhenänderungssignal gibt ein zufriedenstellendes Maß für die zeitliche Ableitung der Höhe über dem Boden, so lange der Erdboden unterhalb des Flugzeugs relativ eben ist Wo jedoch der Erdboden unregelmäßig ist, weil das Flugzeug beispielsweise über große Gebäude, Bäume und dgL hinwegfliegt, werden Höhenänderungssignaie erzeugt, die zu falschem Alarm führen können.
Es ist auch bekannt, die Höhe eines Flugzeugs auf barometrischer Grundlage gegenüber einer feststehenden Referenzhöhe, beispielsweise dem Meeresspiegel, zu messen. Das von einem barometrischen Höhenmesser erzeugte Meßsignal kann wiederum differenziert werden, wodurch ein der zeitlichen Ableitung der Höhe proportionales barometrisches Höhenänderungssignal erhalten wird. Ein solches Höhenänderungssignal kann in einer Einrichtung zur Erfassung unzulässiger Höhenänderungsgeschwindigkeiten verwendet werden, so lange der Erdboden relativ flach ist. Wenn dagegen der Erdboden unterhalb des Luftfahrzeuges beispielsweise ansteigt, wird dies von dem barometrischen Höhenmesser aufgrund der Messung gegenüber einer festen Bezugshöhe nicht angezeigt, so daß es zur Bodenberührung kommen kann.
Es wurde versucht, das der zeitlichen Ableitung der Höhe über dem Boden proportionale Höhenänderungssignal zu filtern, um höherfrequente Signalanteile zu unterdrücken. Hierdurch konnten Fehlalarme nicht vermieden werden. Wenn nämlich die Zeitkonstante des Filters groß genug ist, um durch Unregelmäßigkeiten des Erdbodens verursachte Amplituden des Höhenänderungssignals zu unterdrücken, so spricht die Einrichtung auf Änderungen der Höhe des Flugzeugs so langsam an, daß eine sichere Warnu.ig nicht mehr gewährleistet ist.
Aus der US-PS 31 40 483 ist ein Höhenregler für ein Flugzeug bekannt, bei dem ein vorgegebener Höhensollwert mit einem Höhenistwert von einem Radarhöhenmesser verglichen wird. Eine gegebenenfalls vorhandene Regelabweichung wird mittels eines Verstärkers verstärkt und einem Servomotor zugeführt. Dieser Servomotor ist mit einer Bremse versehen, deren Bremskraft veränderbar ist. Der Servomotor ist mit dem Rotor des Gebers eines Drehmelders verbunden. Der Rotor des Nehmers dieses Drehmelders ist mit dem barometrischen Höhenmesser gekoppelt. Von der zugehörigen Rotorwicklung wird über einen Verstärker und einen Stellmotor des die Höhe des Flugzeugs beeinflussende Stellglied gesteuert. Außerdem kann die Höhe mittels eines Meßinstruments angezeigt werden.
Diese bekannte Vorrichtung ist nicht dazu in der Lage, ein Warnsignal zu erzeugen, wenn sich ein Flugzeug mit einer für eine bestimmte Höhe zu großen Höhenänderungsgeschwindigkeiten dem Boden nähert. Es handelt sich bei der bekannten Vorrichtung vielmehr um eine normale Höhenregelung, die dafür sorgt, daß das Flugzeug die als Sollwert vorgegebene Flughöhe einnimmt und hält.
Aufgabe des Anmeldungsgegenstandes ist es, eine Vorrichtung zu schaffen, die in Warnsignal abgibt, wenn die momentane Höhe und die Höhenänderungsgeschwindigkeit eines Flugzeugs eine unbeabsichtigte Bodenberührung befürchten lassen. Dabei sollen Fehlalarme möglichst vermieden werden, ohne die Empfindlichkeit der Vorrichtung zu verringern.
Diese Aufgabe wird bei einer Vorrichtung der eingangs genannten Art erfindungsgemäß durch folgende Merkmale gelöst: durch ein erstes Differenzierglied zur Erzeugung eines der zeitlichen Ableitung des ersten
■ Signals entsprechenden dritten Signals, eine Begrenzungseinrichtung zur Begrenzung der Amplitude des dritten Signals, ein zweites Differenzierglied zur Erzeugung eines der zeitlichen Ableitung des zweiten Signals entsprechenden vierten Signals, eine die Langzeitkomponenten des begrenzten dritten Signals und die Kurzzeitkomponenten des vierten Signals zu einem rechnerischen Höhenänderungssignal kombinierende Einrichtung, und eine Einrichtung, die abhängig vom rechnerischen Höhenänderungssignal und vom ersten Signal ein Warnsignal erzeugt, wenn die rechnerische Höhenänderungsgesciiwindigkeit unter Berücksichtigung des Bodenabstandsignals einen Grenzwert übersteigt.
Ausgestaltungen des vorstehend definierten Erfindungsgedankens sind in Unteransprüchen gekennzeichnet.
Die Erfindung wird im folgenden anhand von in den Figuren der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen näher erläutert. Es zeigt
F i g. 1 die Flugbahn eines Flugzeugs bei einer Ausweichbewegung nach einer Annäherung an den Erdboden;
Fig.2 eine die Funktionsweise einer erfindungsgemäßen Vorrichtung erläuternde Kurvendarstellung;
Fig.3 ein Blockschaltbild einer gemäß der Kurvendarstellung nach F i g. 2 arbeitende Vorrichtung gemäß der Erfindung;
F i g. 4 ein Blockschaltbild eines ein Höhenänderungssignal ermittelnden Teiles einer Vorrichtung gemäß der Erfindung;
F i g. 5 ein weiteres Ausführungsbeispiel einer Vorrichtung gemäß der Erfindung und
F i g. 6 eine genauere Darstellung von Teilen der Vorrichtung nach F i g. 5.
Die Warnungskriterien für eine unzulässige Höhenänderungsgeschwindigkeit eines Flugzeugs sind bei der Vorrichtung gemäß der Erfindung die Höhe über dem Boden und deren zeitliche Ableitung. Wenn diese beiden Faktoren bestimmte gegenseitige Größenverhältnisse aufweisen, wird dem Piloten ein Warnsignal gegeben, damit er ein Steigmanöver einleitet. Das hauptsächliche Problem bei der Verwendung einer solchen Vorrichtung war die Unmöglichkeit, ein genügend genaues Höhenänderungssignal zu erzeugen, das der zeitlichen Ableitung der Höhe des Flugzeugs proportional ist. Grundsätzlich waren zwei Meßverfahren für die Höhe des Flugzeugs über dem Boden verfügbar. Die Messung wird üblicherweise durch einen Radiohöhenmesser oder einen vom Flugzeug nach unten gerichteten Radarhöhenmesser vorgenommen. Solche Höhenmesser messen die Laufzeit von Radiosignalen, die im Flugzeug erzeugt und vom Erdboden reflektiert werden. Eine barometrische Meßmethode beruht darauf, den Luftdruck der das Flugzeug umgebenden Luft zu messen.
Ein Radiohöhenmesser ist empfindlich gegenüber geringen Unregelmäßigkeiten der Erdoberfläche und Gegenständen wie etwa Bäumen oder Gebäuden. Wäre der Erdboden völlig eben, so würde das aufgrund der Radiohöhenmessung erhaltene Höhenänderungssignal zur Warnung bei unzulässigen Höhenänderungsgeschwindigkeiten eint gute Basis darstellen. Dies ist jedoch im allgemeinen nicht der Fall, so daß das in der Praxis erzeugte Höhenänderungssignal aufgrund der Bodenunregelmäßigkeiten Fehlalarme erzeugt Das aufgrund des Meßsignals eines barometrischen Höhenmessers erzeugte Höhenänderungssignal gibt zwar eine genaue Information hinsichtlich der Höhenänderungsgeschwindigkeit des Flugzeugs und gäbe eine zufriedenstellende Basis für eine Warnung ab, wenn sich das Flugzeug über ebenem Erdboden bewegte. Wenn jedoch der Erdboden nicht eben ist, insbesondere bei ansteigendem Erdboden, ist das barometrische Höhenänderungssignal allein für eine verläßliche Warnung nicht ausreichend.
Die Kombination eines hinsichtlich seiner Amplitude begrenzten, vom Meßsignal eines Radiohöhenmessers abgeleiteten Höhenänderungssignals und eines barometrischen Höhenänderungssignals ergibt eine synthetisches, rechnerisches Höhenänderungssignal, das die Vorteile des genauen Bezugs auf die Höhe über dem Boden, die sonst bei alleiniger Verwendung eines Radiohöhenmessers erhalten wird, und die dynamische Verläßlichkeit, die sonst bei alleiniger Verwendung eines barometrischen Höhenmessers erzielt wird, kombiniert. Eine mit einem solchen rechnerischen Höhenänderungssignal arbeitende Vorrichtung zur Erfassung unzulässiger Höhenänderungsgeschwindigkeiten und zur Warnung des Piloten arbeitet ohne Fehlalarme und bietet doch eine rechtzeitige und verläßliche Warnung in Situationen, in denen der Pilot Steuermanöver zur Abwendung einer Bodenberührung vornehmen muß.
Die Begrenzungseinrichtung für die Amplituden des Höhenänderungssignals und andere Ausgestaltungen der Vorrichtung gemäß der Erfindung werden im folgenden als Teile einer Warnvorrichtung beschrieben, die unter Voraussetzung bestimmter Flugzustände und eines bestimmten Flugverhaltens eines Flugzeugs arbeitet. Hieran soll die grundsätzliche Wirkungsweise der Vorrichtung verdeutlicht werden. Die erfindungsgemäße Vorrichtung kann jedoch auch bei anderen Einrichtungen zur Erfassung unzulässiger Höhenänderungsgeschwindigkeiten verwendet werden, bei denen eine Warnung erfolgt oder bei der automatisch über einen Fluglageregler auf die Bewegung eines Flugzeugs eingewirkt wird, wobei andere Flugzustände und ein anderes Flugverhalten des Flugzeuges vorausgesetzt sein können.
F i g. 1 und 2 verdeutlichen die Grundlagen der Warnungskriterien, aufgrund deren die Vorrichtung arbeitet Die in F i g. 1 dargestellte Kurve zeigt die Flugbahn 10 eines Flugzeugs It während einer Annäherung an den Erdboden 12 und während einer Ausweichbewegung, die aufgrund eines dem Piloten gegebenen Warnsignals und eines von diesem eingeleiteten Steigmanövers erzielt wird. Es sei angenommen, daß sich das Flugzeug 11 in F i g. 1 in einer Höhe h mit dem augenblicklichen Wert Ar= 160 m befindet und mit einer Höhenänderungsgeschwindigkeit von 13 m/s sinkt Es handelt sich hierbei um einen negativen Wert der zeitlichen Ableitung h der Höhe, der auch als Höhenänderungsgeschwindigkeit des Flugzeugs bezeichnet wird. Zu diesem Zeitpunkt wird dem Piloten das Warnsignal gegeben. Der Pilot wartet hierauf während einer Zeit Tp=Ss, wonach er ein Auf rieh tmanöver beginnt Das Aufrichtmanöver könnte so ausgeführt werden, daß währenddessen auf das Flugzeug eine Beschleunigungskraft von 0,1 g wirkt; g bezeichnet die Erdbeschleunigung. Unter diesen Bedingungen würde das Flugzeug gerade eben im untersten Bahnpunkt seiner Flugbahn den Erdboden berühren.
Es ist allerdings ungewöhnlich, daß ein Pilot 8 s lang wartet, bevor er ein Aufrichtmanöver beginnt nachdem er ein Warnsignal erhalten hat Weiter ist ein Aufrichten mit nur 0,1 g ein weiches Manöver, das wesentlich
weniger hart als ein Manöver ist, das der Pilot im Falle der Gefahr einer Bodenberührung tatsächlich ausführen wird. Dementsprechend liegt der tiefste Punkt der Flugbahn des Flugzeugs 11, der tatsächlich erreicht wird, in einer Höhe über dem Erdboden, die durch folgende Beziehung ausgedrückt werden kann:
"min =
Toist hierbei gleich der Reaktionszeit des Piloten plus einem für den gewünschten Bodenabstand charakteristischen Zeitfaktor Tccund /17-bedeutet die Höhenänderungsgeschwindigkeit zu Beginn der Warnung.
Die Warnbedingungen für die in F i g. 1 dargestellte Situation werden beschrieben durch die Auslösungsgleichune:
20
worin /ir die Höhe bedeutet, bei deren Unterschreiten ein Warnsignal erzeugt wird, und wobei η ein von der Flugzeugkonstruktion abhängiger, die Steigfähigkeit des Flugzeugs beschreibenden konstanter Faktor.
F i g. 2 zeigt eine graphische Darstellung der Auslösungsgleichung als Kurve 15, wobei die Höhenänderungsgeschwindigkeit /Jrals Abszisse und die Warnhöhe hT als Ordinate aufgetragen sind. So lange Höhe und Höhenänderungsgeschwindigkeit des Flugzeugs dessen Betrieb im Bereich 16 oberhalb der Kurve 15 bedeuten, wird kein Warnsignal erzeugt. Wenn jedoch die Betriebsbedingungen des Flugzeugs auf der Kurve 15 oder in dem Bereich 17 unterhalb der Kurve 15 liegen, erfolgt eine Warnung. Der Bereich 17 unterhalb der Kurve 15 kann somit als Warnbereich bezeichnet werden.
Das Blockschaltbild der F i g. 3 zeigt eine Vorrichtung zur Erzeugung einer Warnung bei unzulässig großer Höhenänderungegeschwindigkeit entsprechend der beschriebenen Auslösungsgleichung. Ein Höhenmesser 20 erzeugt ein Meßsignal Λ, das einem Differenzierglied 21 zugeführt wird, das seinerseits ein der zeitlichen Ableitung h der Höhe proportionales Höhenänderungssignal erzeugt. Ein aufgrund der Auslösungsgleichung arbeitender Rechner 22 berechnet ständig die Warnhöhe hr entsprechend der Höhenänderungsgeschwindigkeit des Flugzeugs. Der Rechner 22 weist einen Multiplizierer 23 auf, dessen beiden Eingängen das Höhenänderungssignal h zugeführt ist Der Multiplizierer 23 erzeugt somit ein dem Quadrat Λ2 proportionales Signal. Dieses Signal wird einem Verstärker 24 mit
einem Verstärkungsfaktor zugeführt Das
Höhenänderungssignal h wird einem Verstärker 25 mit einem Verstärkungsfaktor Td zugeführt Die Ausgangssignale der beiden Verstärker 24, 25 werden mittels eines Summiergliedes 26 subtraktiv kombiniert so daß das Ausgangssignal des Summierglieds 26
JL
-hTD
60
ist, was gemäß der Auslösungsgleichung gleich der Warnhöhe /?rist
Das Warnhöhensignal Arwird dem positiven Eingang eines Summierglieds 28 zugeführt, während das Meßsignal h des Höhenmessers 20 einem negativen Eingang des Summierglieds 28 aufgeschaltet ist Ist das von dem Summierglied 28 erzeugte Ausgangssignal positiv, so zeigt dies an, daß sich das Flugzeug in einer Höhe unterhalb der Warnhöhe hr befindet. Dieser Zustand wird von einem Komparator 29 erfaßt, der dann ein Ausgangssignal ClV als Warnsignal erzeugt. Die Übertragungsfunktion des Komparators 29 weist eine genügende Hysterese auf, wie dies im Blockschaltbild der F i g. 3 angedeutet ist, um wiederholtes Aus- und Einschalten des Wanrsignals bei geringen Veränderungen der Signale zu vermeiden.
Wird bei der Vorrichtung gemäß F i g. 3 als Höhenmesser ein Radiohöhenmesser verwendet, um die Höhe über dem Boden zu messen, so wäre das erzeugte Meßsignal h genau, so lange das Flugzeug über völlig glattem Erdboden fliegt. Bei stark unregelmäßiger Bodenbeschaffenheit ergäben sich jedoch unzulässige Fehlalarme. Ein barometrischer Höhenmesser würde zwar Fehlalarme aufgrund unregelmäßiger Bodenbeschaffenheit ausschließen, würde jedoch dann nicht vor einer unzulässigen Annäherung an den Erdboden warnen, wenn sich das Flugzueg über ansteigendem Gelände bewegte. Weiter weist ein barometrischer Höhenmesser im allgemeinen Fehlalarme durch ungenaue Nullpunkteinstellung und durch Langzeit-Drifterscheinungen auf, die beispielsweise durch barometrische Druckänderungen bedingt sind. Somit kann die in F i g. 3 gezeigte Vorrichtung, obwohl sie theoretisch genau arbeitet, in der Praxis mit keinem der bekannten Höhenmesser verwirklicht werden.
Fig.4 zeigt als Blockschaltbild Teile einer erfindungsgemäßen Vorrichtung mit einem Komplementärfilter, mittels deren die Meßsignale Λ« eines Radiohöhenmessers 30 und he eines barometrischen Höhenmessers 31 kombiniert werden. Differenzierglieder 32, 33 differenzieren das Meßsignal des Radiohöhenmessers 30 bzw. des barometrischen Höhenmessers 31 und erzeugen Höhenänderungssignale Λ«, hß, die den Eingängen des Komplementärfilters 34 zugeführt werden. Das durch Radiohöhenmessung erhaltene Höhenänderungssignal h\ wird einem Tiefpaß 35 zugeführt, während das barometrische Höhenänderungssignal hB einem Hochpaß zugeführt wird. Die gefilterten Signale werden mittels eines Summierglieds 37 zu einem rechnerischen Höhenänderungssignal hc kombiniert Der Tiefpaß 35 hat im wesentlichen ein Integrationsverhalten, während der Hochpaß 36 sich im wesentlichen als Differenzierer verhält Die Zeitkonstante des Komplementärfilters rcwird in Abhängigkeit von der Art der Bodenunebenheiten gewählt die der Erdboden unter dem Flugzeug aufweist, und richtet sich weiter nach der gewünschten WarnempFindlichkeit Je größer die Warnempfindlichkeit gewählt wird, um so größer ist selbstverständlich die Wahrscheinlichkeit eines Fehlalarms über unregemäßigern Gelände. In der Praxis wurde gefunden, daß eine Zeitkonstante in der Größenordnung von 1 bis 5 s zufriedenstellend ist Wie noch gezeigt werden wird, kann die Zeitkonstante veränderlich sein, so daß sie den jeweiligen Betriebsbedingungen angepaßt werden kann.
Die Kurve in Fig.4a zeigt die Kennlinie des Tiefpasses 35 in Abhängigkeit von der Zeitdauer des Signals. F i g. 4b zeigt die Kennlinie des Hochpasses 36 und Fig.4c zeigt den Verlauf des rechnerischen Höhenänderungssignals hc-
Der Tiefpaß 35 verringert den relativen Anteil hochfrequenter oder kurzzeitiger Höhenänderungsgeschwindigkeitsänderungen an dem durch Radiohöhenmessung erzielten Höhenänderungssignal, die durch
Unebenheiten der Erdoberfläche bedingt sind. Der Hochpaß 36 unterdrückt die Langzeitabweichungen des barometrischen Höhenänderungssignals, so daß Fehler aufgrund bleibender Nullpunktverschiebungen und aufgrund von Drifterscheinungen sich nicht auf die Vorrichtung auswirken.
Es wurde allerdings gefunden, daß selbst bei Gebrauch des beschriebenen Komplementärfilters das mittels des Radiohöhenmesser und des nachgeschalteten Differenzierglieds erhaltenes Höhenänderungssignal Ar in manchen Fällen Amplituden erreicht, die zur Auslösung eines Fehlalarms ausreichen. Eine weitere Verbesserung wird durch das in Fig.5 gezeigte Ausführungsbeispiel erhalten.
In Fig.5 ist ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel einer Vorrichtung zur Erfassung unzulässiger Höhenänderungsgeschwingkeiten und Höhen und zur Warnung des Piloten gezeigt. Wie in F i g. 4 werden Meßsignale A«, hB von einem Radiohöhenmesser 40 bzw. einem barometrischen Höhenmesser 41 als Eingangssignale erzeugt. Das durch Radiohöhenmessung erzeugte Meßsignal Ar wird mittels eines Differenzierglieds 42 differenziert, und das so erhaltene Höhenänderungssignal Ar wird einem Höhenänderungsgeschwindigkeits-Amplitudenbegrenzer 43 zugeführt, der verhindert, daß die Amplituden des Signals eine bestimmte Amplitudengrenze überschreiten. Diese Amplitudengrenze kann in noch näher auszuführender Weise einstellbar sein. Das Ausgangssignal hRL wird dem Eingang des Tiefpasses 44 eines Komplementärfilters 45 zugeführt Das barometrisehe Meßsignal he wird mittels eines Differenzierglieds 46 in ein barometrisches Höhenänderungssignal hB umgeformt und danach über einen Schalter 47 dem Eingang des Hochpasses 48 des Komplementärfilters 45 zugeführt Die gefilterten Höhenänderungssignale werden mittels eines Summierglieds 49 kombiniert, und das so gewonnene rechnerische Höhenänderungssignal hc dient als Eingangssignal für einen aufgrund der Auslösungsgleichung arbeitenden Rechner 50.
Einem Multiplizierer 52 im Rechner 50 wird das rechnerische Höhenänderungssignal Ac an beiden Eingängen zugeführt, so daß er als Ausgangssignal ein
dem Quadrat /£ proportionales Signal erzeugt, wie
dies bereits anhand der Fig.3 beschrieben wurde. Dieses Signal wird einem Verstärker 53 mit einem
Verstärkungsfaktor —— zugeführt Weiter wird das
rechnerische Höhenänderungssignal hc einem Verstärker 54 mit einem Verstärkungsfaktor Td zugeführt Die Ausgangssignale der beiden Verstärker 53, 54 werden mittels eines Summierglieds 55 zu einem Signal Ar kombiniert das die Warnhöhe angibt bei der gegebener HöhenändeniDjsgeschwindigkeit im Flugzeug ein Warnsignal ausgelöst wird. Ein die Fluglage und/oder den Betriebszustand des Flugzeugs erfassender Wandler 56 steuert die Verstärkung der Verstärker 53, 54 in Abhängigkeit von der Aufrichtfähigkeit des Flugzeugs entsprechend den jeweiligen Umständen.
Die errechnete Warnhöhe Ar wird mit der tatsächüchen Höhe des Flugzeugs über dem Boden verglichen, um zu entscheiden, ob ein Warnsignal erzeugt werden muß. Das durch Radiohöhenmessung erzeugte Meßsignal Ar wird hierzu von dem Warnhöhensignal Armittels eines Summierglieds 57 subtrahiert, und das der Differenz entsprechende Signal wird einem Komparator 58 zugeführt, der bei positivem Signal ein Warnsignal CW erzeugt Dieses wird einer noch zu beschreibenden Warnvorrichtung zugeführt.
Der Begrenzer 53 für das Höhenänderungssignal Ar vermeidet oder verringert zumindest die Fehlalarme, die aufgrund des durch Radiohöhenmessung erzeugten Höhenänderungssignals bei Unebenheiten der Erdoberfläche erzeugt werden könnten. Die Amplitudengrenze wird vorzugsweise in Abhängigkeit von der Betriebsart des Flugzeugs eingestellt. Wenn sich das Flugzeug beispielsweise in der letzten Phase eines Landeanflugs befindet und in niedriger Höhe auf die Landebahn einschwebt, ist es in besonderem Maß unerwünscht, daß ein Warnsignal erzeugt wird, wenn der Radiohöhenmesser eine Bodenunebenheit, ein Gebäude oder dgl. erfaßt. Dementsprechend wird bei dieser Betriebsart die Amplitudengrenze im Begrenzer 43 auf einen niedrigeren Grenzwert eingestellt als in dem Fall, daß sich das Flugzeug im Reiseflug bewegt und damit im allgemeinen in einer Höhe befindet, in der eine höhere Höhenänderungs-geschwindigkeit ohne Beeinträchtigung der Sicherheit zugelassen werden kann. Bei dem in Fig.5 dargestellten Ausführungsbeispiel wird die Amplitudengrenze im Begrenzer 53 in Abhängigkeit von der Stellung des Fahrgestells des Flugzeugs verstellt. Die Stellung des Fahrgestells wird durch einen Geber 60 erfaßt Die Übertragungsfunktion des Begrenzers 43 weist zwei Amplitudengrenzen LGU, LGD auf, die den Zuständen des eingezogenen und des ausgefahrenen Fahrgestells entsprechen.
Die Höhenänderungsgeschwindigkeits-Signalpegel werden vorzugsweise in Abhängigkeit von den Eigenschaften des Flugzeugs eingestellt. Bei einer Ausführungsform wird die untere Grenze entsprechend dem Aufrichtvermögen des Flugzeugs gewählt, wie dies durch die Kurve in F i g. 2 dargestellt ist. Beispielsweise bildet diejenige Höhenänderungsgeschwindigkeit, die der geringsten im Flug zulässigen Höhe des Flugzeugs über Grund entspricht, eine verwendbare Grenze. Die obere Grenze, die außer beim Landeanflug verwendet wird, entspricht vorzugsweise der maximalen Steigfähigkeit des Flugzeugs. Wenn ein Flugzeug nicht schneller als beispielsweise 26 m/s steigen kann, so ist es nicht erforderlich, eine höhere Steiggeschwindigkeit zu erfassen.
Der Komparator 62 und der Schalter 47 ermöglichen es, das barometrische Höhenänderungssignal während des Starts und während der anfänglichen Phase des auf den Start folgenden Steigvorgangs des Flugzeuges zu blockieren. Während des Anlaufs des Flugzeugs auf der Startpiste wird Luft vor und unter dem Flugzeug zwischen diesem und der Piste komprimiert. Der barometrische Höhenmesser mißt dann einen erhöhten Druck und zeigt daher eine niedrigere Höhe an. Das Höhenänderungssignal A8 würde in diesem Fall anzeigen, daß das Flugzeug sinkt so daß ein Fehia'iariii die Folge sein könnte. Dies wäre für den Piloten während des Startvorgangs zumindest ablenkend und irreführend. Um diese Folgen zu vermeiden, wird dem Komparator 62 das aufgrund der Radiohöhenmessung erzeugte Meßsignal Ar zugeführt, und der Komparator 62 öffnet den Schalter 47, wenn sich das Flugzeug während des Starts auf dem Erdboden befindet und noch danach, bis die anfängliche Phase des Steigvorgangs durchlaufen ist Es wurde gefunden, daß die Auswirkungen des Erdbodens auf das barometrische Meßsignal praktisch verschwinden, wenn das Flugzeug eine Höhe von 16 m erreicht hat. Wenn der Komparator 62 diese Höhe erfaßt, schließt er den Schalter 47 und hält ihn geschlossen, bis das Flugzeug wieder landet. Die
Übertragungsfunktion des !Comparators 62 ist in F i g. 5 graphisch angedeutet.
Die Amplitudenbegrenzung des Höhenänderungssignals bei negativen Werten der zeitlichen Ableitung der Höhe vermeidet das Auftreten von Fehlalarmen. Es ist jedoch vorteilhaft, wenn auch bei positiven Werten der zeitlichen Ableitung der Höhe, also bei Steigbewegungen, eine Begrenzung des Höhenänderungssignals erfolgt. Hierdurch wird das Auftreten von großen Signalspannungen vermieden, die einen im Komplementärfilter enthaltenden Kondensator aufladen könnten und damit zeitweise zur Blockierung und Überlastung des Komplementärfilters führen könnten.
Eine mögliche Ausführung des Differenzierglieds für das von dem Radiohöhenmesser gelieferte Meßsignal, des Begrenzers und des Komplementärfilters ist in F i g. 6 gezeigt. Das durch Radiohöhenmessung erhaltene Meßsignal Λ« wird von dem nicht gezeigten Höhenmesser Eingangsklemmen 65, 66 zugeführt und gelangt über einen Kondensator 67 und einen mit diesem in Reihe geschalteten Widerstand 68 zum negativen Eingang eines Operationsverstärkers 69. Antiparallel geschaltete Dioden 70, 71 verbinden den negativen Eingang mit einem Referenzpotential oder mit Erde 72, um eine Übersteuerung des Operationsverstärkers 79 bei unzulässigen Signalspannungen zu vermeiden. Der positive Eingang des Operationsverstärkers 69 ist über einen Widerstand 73 geerdet. Das Ausgangssignal des Operationsverstärkers 69 ist über eine als Begrenzer dienende Diodenbrücke 75 geführt, die über einen von Widerständen 76, 77 gebildeten Spannungsteiler an die positive und negative Klemme einer Spannungsquelle angeschlossen und so mit einer gewünschten Vorspannung betrieben ist. Ein Rückführungszweig, bestehend aus der Parallelschaltung eines Kondensators 78 und eines Widerstands 79, verbindet den Ausgang der Diodenbrücke 75 mit dem negativen Eingang des Operationsverstärkers 69.
Der Kondensator 67 bewirkt eine Differenzierung des Meßsignals Λ/? im Sinne der Bildung eines Höhenänderungssignals, und die Zeitkonstante des Rückführungszweigs bestimmt die Zeitkonstante der Differentiation. Eine geeignete Zeitkonstante beträgt beispielsweise 0,1 s.
Die die Vorspannung für die Diodenbrücke 75 liefernde Schaltung wird ergänzt durch einen Widerstand 81, der den Ausgang der Diodenbrücke 75 mit Erde verbindet. Das Spannungsverhältnis, das in der Diodenbrücke 75 gegenüber der positiver, und negativen Versorgungsspannungsklemme mittels der Widerstände 76,77,81 erzielt wird, bestimmt das Maß, in dem das durch Radiohöhenmessung gewonnene Höhenändcrungssigna! hinsichtlich seiner Amplitude begrenzt wird. Wenn das Fahrgestell des Flugzeugs ausgefahren wird, wird der Schalter 82 geschlossen, der dem Widerstand 81 einen Widerstand 83 parallel schaltet, wodurch die Amplitudengrenze in bereits beschriebener Weise verringert wird.
Der Operationsverstärker 85 bildet das aktive Schaltungselement des Komplementärfilters. Der Operationsverstärker 85 weist eine direkte Rückkopplung 86 von seinem Ausgang zu seinem negativen Eingang auf. Diese Schaltung für einen Operationsverstärker wird auch als Pufferverstärker bezeichnet Sie zeichnet sich dadurch aus, daß die Eingangsimpedanz am positiven Eingang praktisch unendlich ist
Das hinsichtlichseiner Amplituden begrenzte Höhenänderungssignal iiRL wird dem positiven Eingang des Operationsverstärkers 85 über eine ohmsche Schaltung zugeführt, die aus einem Potentiometer 87 und einem Widerstand 88 besteht. Das barometrische Höhenänderungssignal he wird dem positiven Eingang des Operationsverstärkers 85 über einen Kondensator 89 zugeführt. Die ohmsche und die kapazitive Eingangsschaltung bewirken zusammen mit dem Pufferverstärker eine Tiefpaßfilterung des durch Radiohöhenmessung gewonnenen Höhenänderungssignal und eine Hochpaßfilterung des barometrischen Höhenänderungssignals. Wenn beispielsweise das barometrische Höhenänderungssignal Null ist, wirken die Widerstände 87,88 und der Kondensator 89 als einfacher Integrator, und damit als Tiefpaß für das durch Radiohöhenmessung gewonnene Höhenänderungssignal. Wenn dagegen das durch Radiohöhenmessung gewonnene Höhenänderungssignal gleich Null ist, wirken der Kondensator 89 und die Widerstände 88, 87 als Hochpaß und damit als Differenzierschaltung für das barometrische Höhenänderungssignal. Die gefilterten Höhenänderungssignale werden am Eingang des Operationsverstärkers 85 summiert, und an den mit dem Ausgang des Operationsverstärkers 85 verbunden. Ausgangsklemmen 93, 94 erscheint das rechnerische Höhenänderungssignal hc.
Die Zeitkonstante τ beider Teile (Tiefpaß und Hochpaß) des Komplementärfilters kann dadurch verändert werden, daß das Potentiometer 87 verstellt wird.
In F i g. 5 ist eine Vorrichtung gezeigt, mittels welcher das barometrische Höhenänderungssignal mit einem Signal Am kombiniert wird, das von einem normalen Beschleunigungsmesser 102 erhalten wird. Das barometrische Höhen-Meßsignal Ab wird dem Hochpaß 103 eines Komplementärfilters 104 zugeführt. Das normale Beschleunigungsmesser-Signal wird dem Tiefpaß 105 zugeführt Die beiden gefilterten Signale werden mittels eines Summierglieds 106 überlagert, wodurch ein dynamisches Höhenänderungssignal ho erhalten wird, das anstelle des Höhenänderungssignals ha als Eingangssignal für den Hochpaß 38 des Komplementärfilters 45 verwendet werden kann. Beim Vorliegen eines Warnsignals CW am Ausgang des Komparators 58 wird ein Hörfrequenz-Signalgenerator in Gang gesetzt, der den Piloten von der zu großen Höhenänderungsgeschwindigkeit und/oder zu geringen Höhe über dem Boden unterrichtet. Kurz gesagt, wird hierbei ein Hörfrequenzsignal mit einer unterhalb des Hörfrequenzbereiches liegenden Folgefrequenz moduliert, und die Frequenz, die Folgefrequenz und die Amplitude des so erzeugten Signals sind in Abhängigkeit von der Flugweise de? Flugzeugs gegenüber dem Erdboden gewählt um den Piloten die Art dieser Flugweise anzuzeigen.
Das Warnsignal CW ist zunächst einer logischen Eingangsschaltung 110 zugeführt Ein UND-Gatter 111 ist mit dem Warnsignal CW und einem Überwachungssignal CWENABLE beaufschlagt. Das Überwachungssignal CW ENABLE zeigt bei seinem Vorliegen an, das die Eingangssignaie der Vorrichtung zur Auswertung geeignet sind. Falls beide Signale vorliegen, entspricht das am Ausgang des UND-Gatters 11 anstehende Signal einer ersten Warnungsstufe. Hierin liegt ein erstes Warnungskriterium. Ein zweites Warnungskriterium ist die Höhe des Flugzeugs. Wenn sich das Flugzeug in einer Höhe von 260 m oder darunter bewegt und wenn ein Ausgangssignal des UND-Gatters 111 vorliegt, erzeugt das weitere UND-Gatter 112 ein zweites Warnsignal HW.
in einem Hörfrequenz-Signalgenerator 115 ist ein Hörfrequenzgenerator 116 vorgesehen, dessen Ausgangssignal einem Modulator 127 zugeführt ist, wo es mit dem sägezahnförmigen Ausgangssignal eines Folgefrequenzgeneratcs 118 amplitudenmoduliert wird. Das modulierte Hörfrequenzsignal wird einem Hörfrequenzverstärker 119 zugeführt, mit dessen Ausgangssignalen ein Lautsprecher 120 in der Pilotenkanzel des Flugzeugs beaufschlagt ist
Bei der ersten Warnstufe wird der Hörfrequenzgenerator 116 mit einer Frequenz /i betrieben, und der Hörfrequenzverstärker 119 weist einen Verstärkungsfaktor A\ auf. Bei der zweiten Warnstufe arbeitet der Hörfrequenzgenerator 116 bei einer Frequenz /2, ist der Folgefrequenzgenerator 118 eingeschaltet und weist der Hörfrequenzverstärker 119 einen Verstärkungsfaktor At auf. Bei dem Ausführungsbeispiel beträgt die bei der ersten Warnstufe erzeugte Hörfrequenz /i =400 Hz. Bei der zweiten Warnstufe ist die Hörfrequenz verdoppelt und beträgt dann Z2=800 Hz, und der Amplitudenpegel aufgrund des Verstärkungsfaktors A2 liegt um 15 dB höher als bei dem Verstärkungsfaktor Λι. Diese Änderung der Eigenschaften des Hörfrequenzsignals erleichtert eine Unterscheidung zwischen der ersten und der zweiten Warnstufe.
Der Folgefrequenzgenerator kann zusätzlich von dem Signal hp gesteuert sein, das am Ausgang des Summierglieds 57 ansteht und das das Eindringen des
Flugzeugs in den unerwünschten Betriebsbereich 17 unterhalb der Kurve 15 in F i g. 2 beschreibt Die Tiefe des Eindringens in die unerwünschte Betriebszone ist ein Maß für die von dem Piloten zu treffenden Korrekturmaßnahmen. Das dem Folgefrequenzgenerator 118 zugeführte Signal hp verändert demgemäß beispielsweise das Folgefrequenzsignal in der Weise,
daß bei tieferem Eindringen in den unerwünschten Betriebsbereich die Folgefrequenz erhöht wird.
Der beschriebene Hörfrequenz-Warnsignalgenerator kann auch bei anderen Anwendungsfällen beispielsweise dazu dienen, die Bedienungsperson einer Maschine vor einer unerwünschten oder unsicheren Betriebsweise zu warnen. Andererseits können auch die Signale CW, HW und hp in der erfindungsgemäßen Einrichtung verwendet werden, andere Arten von Warnvorrichtungen, wie beispielsweise optische Anzeigevorrichtungen zu steuern, die den Piloten vor unzulässigen Höhenänderungsgeschwindigkeiten und/oder Höhen über dem Boden warnen.
Hierzu 3 Blatt Zeichnungen

Claims (26)

Patentansprüche:
1. Vorrichtung zur Ermittlung eines Bodenabstandsignals und eines Höhenänderungssignales, s umfassend einen ersten Höhenmesser zur Erzeugung eines ersten Signals entsprechend der Höhe des Flugzeugs über dem Boden, einen zweiten Höhenmesser zur Erzeugung eines zweiten Signals entsprechend der barometrischen Höhe des Flugzeugs und eine das erste und das zweite Signal verarbeitende Einrichtung, gekennzeichnet durch ein erstes Differenzierglied (22) zur Erzeugung eines der zeitlichen Ableitung des ersten Signals entsprechenden dritten Signals, eine Begren-Zungseinrichtung (43) zur Begrenzung der Amplitude des dritten Signals, ein zweites Differenzierglied (46) zur Erzeugung eines der zeitlichen Ableitung des zweiten Signals entsprechenden vierten Signals, eine die Langzeitkomponenten des begrenzten dritten Signals und die Kurzzeitkomponenten des vierten Signals zu einem rechnerischen Höhenänderungssignals kombinierende Einrichtung (45), und eine Einrichtung, die abhängig vom rechnerischen Höhenänderungssignal und vom ersten Signal ein Warnsignal erzeugt, wenn die rechnerische Höhen-Inderungsgeschwindigkeit unter Berücksichtigung des Bodenabstandsignals einen Grenzwert über- »teigt.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Begrenzungseinrichtung (43) hinsichtlich der Amplitudengrenze verstellbar ist.
3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Begrenzungseinrichtung (43) in Abhängigkeit vom Flugzustand des Flugzeuges (11) verstellbar ist.
4. Vorrichtung nach Anspruch 2 oder 3, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (56) zur Erfassung einer für die Fluglage des Flugzeuges (11) charakteristischen Größe und durch tine Steuerung und/oder Begrenzung der Amplituden des dritten Signals in Abhängigkeit von dieser Größe.
5. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das dritte Signal beim Steigen und Sinken des Flugzeugs (11) jeweils verschiedene Vorzeichen aufweist und daß die Begrenzungseinrichtung (43) die Amplituden beiderlei Vorzeichens des dritten Signals begrenzt.
6. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Begrenzungseinrichtung (43) beim Landeanflug des Flugzeugs (11) auf eine erste Amplitudengrenze (LGD) eingestellt ist und daß die Begrenzungseinrichtung (43) bei anderen Flugzuständen auf eine zweite Amplitudengrenze (LGU) eingestellt ist.
7. Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Amplitudengrenze (LGD) für den Landeanflug in Abhängigkeit von den Durchstarteigenschaften des Flugzeugs (11) gewählt ist.
8. Vorrichtung n?ch Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Amplitudengrenze (LGU) für andere Flugzustände in Abhängigkeit von der maximalen Steigfähigkeit des Flugzeugs (11) gewählt ist.
9. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß ein mittels eines die normale Beschleunigung des Flugzeugs (11) messenden Beschleunigungsmessers (102) erzeugtes Beschleunigungssignal mittels eines Komplementärfilters (45) mit dem — gegebenenfalls hinsichtlich seiner Amplituden begrenzten — dritten Signal kombiniert wird.
10. Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß das Komplementärfilter (45) einen mit dem hinsichtlich seiner Amplituden begrenzten dritten Signal beaufschlagten Tiefpaß (44), einen mit dem vierten Signal beaufschlagten Hochpaß (48) und eine deren Ausgangssignale kombinierende Einrichtung (49) umfaßt
11. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Übertragungsfunktion des Tiefpasses (44)
rci+1
und die Übertragungsfunktion des Hochpasses (48)
12. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Filter-Zeitkonstante τ verstellbar ist.
13. Vorrichtung nach Anspruch 11 oder 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Filter-Zeitkonstante τ in der Größenordnung von 1 bis 5 s liegt.
14. Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß das vierte Signal vor seiner Zuführung zum Komplementärfilter (45) mittels eines weiteren Komplementärfilters (104) mit dem Beschleunigungssignal kombiniert wird.
15. Vorrichtung nach Anspruch 8 oder nach Anspruch 8 und einem der übrigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der zweite Höhenmesser (41) während eines Startvorgangs abschaltbar ist.
16. Vorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß der zweite Höhenmesser (41) während des anfänglichen auf den Startvorgang folgenden Steigens des Flugzeugs (11) selbsttätig abschaltbar ist.
17. Vorrichtung nach Anspruch 15 oder 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Abschaltung des zweiten Höhenmessers (41) in Abhängigkeit vom gemessenen Bodenabstand erfolgt.
18. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß ein Warnsignal erzeugt wird, wenn der Bodenabstand einen Wert Ärmit
unterschreitet, wobei Ar die bei dem Wert hr durch das zweite Signal dargestellte zeitliche Ableitung der Höhe, η eine von der Steigfähigkeit des Flugzeugs (11) abhängende Konstante, g die Erdbeschleunigung und Td die um einen Sicherheitszuschlag vermehrte Reaktionszeit des Piloten des Flugzeugs bedeuten.
19. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß bei einem ersten für eine unzulässige Höhenänderungsgeschwindigkeit charakteristischen Grenzwert ein erstes Alarmsignal (SW) und bei einem zweiten für
eine unzulässige Höhenänderungsgeschwindigkeit charakteristischen Grenzwerts ein zweites Alarmsignal (HW) erzeugt wird.
20. Vorrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Abstand eines für eine unzulässige Höhenänderungsgeschwindigkeit charakteristischen Wertes von einem Grenzwert gemessen und daß im Alarmfall eine charakteristische Größe des Alarms in Abhängigkeit von dem gemessenen Abstand verändert wird. w
21. Vorrichtung nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, daß eine akustische Warnvorrichtung (115) vergesehen ist und daß das akustische Signal mit einer Folgefrequenz moduliert ist, die in Abhängigkeit von dem gemessenen Abstand veränderlich ist
22. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 9 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß das Komplementärfilter einen als Pufferverstärker geschalteten Operationsverstärker(85) aufweist, vobei zwischen den Ausgang des Operationsverstärkers (85) und dessen negativen Eingang ein Rückführungszweig (86) geschaltet ist
23. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß der Tiefpaß (44) durch eine im wesentlichen ohmsche Schaltung (87,88) gebildet ist.
24. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß der Hochpaß (48) von einer im wesentlichen kapazitiven Schaltung (89) gebildet ist.
25. Vorrichtung nach Anspruch 23 und 24, dadurch gekennzeichnet, daß der Hochpaß (48) und der Tiefpaß (44) an den positiven Eingang des Operationsverstärkers (85) angeschlossen sind.
26. Vorrichtung nach Anspruch 12 und einem der Ansprüche 23-25, dadurch gekennzeichnet, daß ein Widerstand (87) der ohmschen Schaltung (87, 88) verstellbar ist.
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