DE2540026A1

DE2540026A1 - Bodennaehe-warnvorrichtung fuer flugzeuge

Info

Publication number: DE2540026A1
Application number: DE19752540026
Authority: DE
Inventors: Charles D Bateman; Hans R Muller
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1974-11-01
Filing date: 1975-09-09
Publication date: 1976-05-06
Also published as: JPS5634043B2; AU502580B2; DE2540026C3; CA1031848A; SE7511595L; DE2540026B2; IT1051596B; FR2289985A1; US3944968A; FR2289985B1; AU8461775A; JPS5166699A; GB1479120A; SE423576B

Description

Die Erfindung betrifft eine Bodennähe-Warnvorrichtung für Plugzeuge und insbesondere eine Bodennähe-Warnvorrichtung, bei der Beziehungen zwischen Geschwindigkeit und Höhe zur Erzeugung von Warnsignalen verwendet werden, die gefährliche bzw. unsichere Flugprofile anzeigen.

Von der Anmelderin wurden bereits Bodennähe-Warnvorrichtungen entwickelt (vgl. US-PS 3 715 718, ferner U.S.-Patentanmeldung Ser.Nr. 480 727 sowie DT-Patentanmeldung "Bodennähe-Warnanordnung für Flugzeuge", Anwalts-Aktenzeichen: 572-24.59IP, eingereicht am 5.8.1975), bei denen keine direkte Beziehung zwischen der Flugzeug-Gesctwlndigkeit und der Höhe besteht, bei der ein Warnsignal erzeugt wird. Ferner wurde von der Anmelderin eine Einrichtung geschaffen (vgl. DT-Patentanmeldung "Bodennähe-Warneinrichtung für Flugzeuge", Anwaltsaktenzeichen: 572-24.59OP, eingereicht am 5.8.I975),

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bei der die Warnzeit abhängig von der Plugzeug-Geschwindigkeit zunimmt. Allerdings wird bei dieser Warneinrichtung als Grundkriterium für die Erzeugung eines Warnsignals die zeitliche Änderung der Flugzeug-Höhe verwendet, nicht dagegen ein Maß für die Flugzeug-Ist-Höhe über dem Boden (im folgenden auch Bodenhöhe genannt).

Normalerweise wird davon ausgegangen, daß ein mit verhältnismäßig hoher Geschwindigkeit fliegendes Flugzeug keine Gelände-Warnvorrichtung benötigt, da angenommen wird, daß sich das Flugzeug in normaler Betriebshöhe befindet, wo die Wahrscheinlichkeit einer Bodenberührung verhältnismäßig gering ist. Es gibt jedoch eine Reihe von Fällen, bei denen diese Anriahme nicht zutrifft, z. B. wenn sich das Flugzeug infolge eines Fehlers des Piloten in einer falschen Fluglage befindet und sich beispielsweise dem Boden nähert, obwohl es sich im Horizontal- oder Steigflug befinden sollte. Als weiteres Beispiel sei ein Flugzeug genannt, das über bergiges Gelände fliegt oder zu einer Landung auf einem Flugfeld ansetzt, das von hohen Hügeln oder Bergen umgeben ist. Während die Flugzeug-Besatzung bei verhältnismäßig hoher Fluggeschwindigkeit einerseits mit Warnsignalen versorgt werden soll, die auf eine große Bodennähe hinweisen,muß andererseits die Anzahl von Stör- bzw. Fehlwarnungen kleinstmöglich gehalten werden. Eine "Stör- bzw. Fehlwarnung" ist definiert als Warnsignal, das erzeugt wird, wenn die Flugzeug-Besatzung alle wichtigen Faktoren kennt und eigentlich keine besonderen Vorkehrungen zur Vermeidung einer Bodenberührung treffen muß. Aus diesem Grunde ist sehr wichtig,

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daß eine Warnvorrichtung so weit wie möglich zwischen normalen und gefährlichen bzw. unsicheren Flugzuständen unterscheidet.

Es ist daher Aufgabe der Erfindung, eine Bodennähe-Warnvorrichtung für Flugzeuge anzugeben, die Warnsignale aufgrund der relativen Flugzeug-Geschwindigkeit in Abhängigkeit von der Flugzeug-Höhe über- dem Boden erzeugt, die ferner ein Signal erzeugt, das die Mindestsicherheitshöhe über dem Boden abhängig von der Flugzeug-Geschwindigkeit darstellt, wobei Stör- bzw. Fehlwarnungen so selten wie möglich auftreten, und deren elektronische Schaltungsanordnung in Einschubtechnik ausgeführt ist, die eine Kompatibilität mit mehreren Flugdatenrechnern gestattet.

Die Warnvorrichtung verwendet als eines der wichtigsten Eingangssignale ein Maß für die Flugzeug-Geschwindigkeit. Dieses Maß kann die Luftgeschwindigkeit, die Bodengeschwindigkeit oder die Mach-Zahl des Flugzeugs sein. Wenn beispielsweise die Mach-Zahl verwendet wird, erzeugt ein Funktionsgenerator ein Signal, das proportional zur Mach-Zahl des Flugzeugs ist und für eine beliebige Geschwindigkeit oder Mach-Zahl den Mindestbodenabstand des Flugzeugs darstellt. Diese Beziehung ist im wesentlichen linear, wobei der Mindestbodenabstand mit steigender Flugzeug-Geschwindigkeit zunimmt. Beispielsweise erzeugt der Generator bei einer Geschwindigkeit von 166 Seemeilen/h oder niedriger ein Signal, das besagt, daß die Mindestsicherheitshöhe über dem Boden 5OO ft beträgt; dieses Signal wächst linear an, bis

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beispielsweise bei einer Geschwindigkeit von 300 Seemeilen/h die berechnete Mindesteicherheitshöhe 2400 ft beträgt.

Dieses Signal wird mit einem Signal eines Flugzeug-Radar-Höhenmessers verknüpft, der die Flugzeug-Ist-Bodenhöhe mißt. Wenn das die berechnete Mindestsicherheitshöhe über dem Boden darstellende Signal die Ist-Bodenhöhe übersteigt, wird ein Alarmsignal an die Besatzung abgegeben.

Darüber hinaus wird die Warnvorrichtung vorteilhaft durch ein Signal abgeschaltet, das anzeigt, daß sich das Flugzeug in Landekonfiguration befindet, so daß das Alarmsignal nicht ausgelöst wird, wenn sich das Flugzeug der Start- und Landebahn nähert.

Um die Anzahl von Fehlwarnungen zu verringern, ist eine Schaltungsanordnung vorgesehen, die das Warnsignal bei bestimmten Zuständen sperrt bzw. unterdrückt. Ein derartiger Zustand kann sich bei Überfliegen eines anderen Flugzeuges beispielsweise im Bereich einer Flughafen-Warteschleife ergeben. Diese Situation zeichnet sich durch eine extrem schnelle Änderung der Radar-Höhenmesser-Anzeige aus, da das Flugzeug normalerweise so hoch fliegt, daß der Radar-Höhenmesser überhaupt nicht anspricht, bis das andere Flugzeug überflogen wird. Viele Radar-Höhenmesser registrieren keine Höhen über 2500 ft, so daß der Höhenmesser beim Überfliegen eines Flugzeugs durch ein anderes Flugzeug mit einem Höhenunterschied

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von 1000 oder 2000 ft eine extrem schnelle zeitliche Änderung der Höhe anzeigt. Zur Erkennung dieser schnellen Änderung der Höhenmesser-Anzeige und zur Unterdrückung des Warnsignals ist eine besondere Sperrschaltung vorgesehen. Diese Schaltung wird "gelöscht", d. h. die Sperre des Warnsignals wird aufgehoben, wenn die durch der: Radsr-Höhenmesser registrierte Höhe größer als 2500 ft ist; dies entspricht beispielsweise demjenigen Zeitpunkt, zu dem das erste Flugzeug das zweite Flugzeug überflogen hat und der Radar-Höhenmesser erneut seine Maximal-Anzeige registriert.

Durch die Erfindung wird also eine Bodennähe-Warnvorrichtung für Flugzeuge mit einem Funktionsgenerator angegeben, der ein eine Mindeähöhe über dem Boden darstellendes Signal abhängig von der Flugzeug-Geschwindigkeit erzeugt. Dieses Signal wird mit einem Signal verknüpft, das die Flugzeug-Ist-Höhe über dem Boden bzw. Gelände darstellt. Wenn das Flugzeug tiefer als diese Mindesthöhe ist, wird ein Warnsignal erzeugt. Die Vorrichtung enthält eine Sperrschaltung zum Sperren des Warnsignals und damit von Fehlwarnungen, wenn das Flugzeug ein anderes Flugzeug überfliegt. Zur Durchführung der Erfindung wird ferner eine zu wenigstens zwei verschiedenen Flugdatenrechnern kompatible elektronische Schaltungsanordnung angegeben.

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Die Erfindung wird nun anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 eine Geschwindigkeits-Höhen-Kennlinie der erfindungsgemäßen Warnvorrichtung;

Pig. 2 die Schaltung eines Ausführungsbeispiels der Warnvorrichtung; und

Fig. 3 eine graphische Darstellung zur Erläuterung der Arbeitsweise einer Warn-Sperrschaltung.

Fig. 1 zeigt, in welcher Art die erfindungsgemäße Warnvorrichtung für ein Serien-Düsenflugzeug ein Bodennähe-Warnsignal erzeugt. Die vertikale Achse 10 stellt die Höhe über dem Boden bzw. Bodenhöhe dar und ist in ft geeicht; die horizontale Achse 12 stellt die Flugzeug-Geschwindigkeit dar und ist in Mach geeicht. Die Flugzeug-Geschwindigkeit könnte natürlich auch als Flug- bzw. Luftgeschwindigkeit oder Bodengeschwindigkeit dargestellt werden, für das bevorzugte Ausführungsbeispiel ist jedoch die Angabe in Mach-Einheiten günstiger. Geradenstücke 14 und I5 zeigen den im allgemeinen linearen Zusammenhang zwischen der Flugzeug-Geschwindigkeit und der Bodenhöhe und geben die Zustände an, bei denen das Bodennähe-Warnsignal erzeugt wird. Wenn sich das Flugzeug beispielsweise mit 0,38 Mach oder weniger bei einer Höhe von 500 ft oder darunter bewegt, wird ein durch die Gerade I5 dargestellt es Warnsignal erzeugt; in ähnlicher Weise wird bei einer Geschwindigkeit von 0,38 Mach oder höher entsprechend der Geraden 14 ein von der Plugzeug-Höhe abhängiges Warnsignal erzeugt. Die Gerade 14 gibt die allgemeine Höhen-Geschwindigkeits-Kennlinie der Warnvorrichtung für Plugzeug-Geschwindigkeiten an, die über einem vorbestimmten Mindestwert liegen. Mit anderen Worten: Je höher die Flugzeug-Geschwindigkeit über 0,38 Mach liegt, desto größer muß die Bodenhöhe sein, damit ein Auslösen des

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Warnsignals vermieden wird. Wenn sich das Flugzeug andererseits in einer Landekonfiguration befindet, sei angenommen, daß eine Höhe unter 500 ft im normalen Betriebszustand des Plugzeugs zulässig ist, so daß das Warnsignal unterdrückt bzw. gesperrt wird, im normalen Flugzustand gilt für

die Warnvorrichtung die allgemeine Regel, daß für einen sicheren Betrieb die Bodenhöhe umscjferößer sein soll, je größer die Flugzeug-Geschwindigkeit ist.

Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel zur Realisierung der Warn-Kennlinie nach Fig. 1 ist in Fig. 2 dargestellt. Die in Fig. 2 gezeigte Schaltung ist insbesondere derart aufgebaut,daß Schnittstellenbedingungen zu zwei verschiedenen Flugdatenrechnern erfüllt werden. Die Vereinbarungen bzw. Spezifikationen für beide Rechnertypen sind in Veröffentlichungen der US-Firma ARINC (Aeronautical Radio, Inc., 2551 Riva Road, Annapolis, Maryland, 21401) festgelegt. Die Spezifikationen für "Mark II Sub-Sonic Air Data System" sind in der ARINC-Kennzahl 565 vom 15. 2. 1968 beschrieben, ferner sind die Spezifikationen für "Mark III Sub-Sonic Air Data System-Digital" in der ARDiC-Kennzahl 573-3 vom 15. Juli I97I festgelegt. Die Hauptaufgabe der Flugdatenrechner ist die Erzeugung verschiedener Eingabegrößen und Signale, die Flugzeug-Betriebsparameter für die verschiedenen Avionik- bzw. Luftfahrtsysteme eines Flugzeugs darstellen. Das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung nach Fig. 2 ist derart aufgebaut, daß es in einfacher Einschubtechnik sowohl mit dem Mark II-Rechner als auch dem Mark III-Rechner zusammenarbeiten kann. Da die ARINC-Rechnerspezifikationen - im wesentlichen eine Industrienorm für Signalparameter und Stiftbelegungen angeben, stellt eine Warnvorrichtung, deren Schnittstellen direkt auf diese Spezifikationen abgestelltsind, eine Vorrichtung von

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breiter industrieller Verwendbarkeit dar.

Eines der Ausgangssignale beider Plugdatenrechner ist ein Signal, das die Mach'sehe Zahl des Flugzeugs darstellt. Je nach Typ des Plugdatenrechners gibt es zweierlei Arten von Mach-Zahl-Signalen. Der Mark II-Rechner, der in Fig. 2 durch eine Strichlinie 16 bezeichnet ist, erzeugt ein 400 Hz-Wechselstromsignal, während im Mark III-Rechner (vgl. Strichlinie 18) die Mach-Zahl des Plugzeugs durch eine Gleichspannung ausgedrückt wird. Wie bereits gesagt, besteht eine der Aufgaben des bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung darin, eine Schaltung zur Erzeugung eines Signals mit der Kennlinie nach Fig. 1 anzugeben. Die Schaltung soll direkt als Einschub in beiden Rechnertypen verwendbar sein.

Die Schaltungsanordnung nach Fig. 2 wird zunächst anhand des Typs von Mach-Signal erläutert ,das vom Mark II-Typ-Rechner nach Fig.2 abgegeben wird. Bei diesem Rechner wird die Mach-Zahl des Flugzeuges durch ein in einem Mach-Drehmelder erzeugten 400 Hz-Signal dargestellt, das über Leitungen 22 und 24 an Stifte B und C einer Schaltungs-Steckerleiste 26 angelegt wird. Die allgemeinen Eigenschaften dieses Signals sind wie folgt; Bei sehr niedriger Mach-Zahl, die gegen Null geht, ist die Amplitude des Signals etwa 10 V RMS, wobei die Signale auf den Leitungen 22 und 24 um l8o ° phasenverschoben gegenüber einem 26 V-Wechselstrom-Erregungssignal auf Leitungen 42 und 44 sind; wenn die Plugzeug-Geschwindigkeit zunimmt, sinkt die Signalamplitude auf näh er ungs weise Null V ab; wenn sich die Flugzeug-Geschwindigkeit weiter erhöht, sind die Signale auf den Leitungen 22 und 24 in Phase mit der Erregungsspannung auf den Leitungen 42 und 44 und nehmen näherungsweise den Wert 4 V RMS an (RMS-Effektivwert) .

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Das 40O Hz-Signal auf den Leitungen 22 und 24 wird über Widerstände 30 und 32 als Eingangssignal für einen Puffer- bzw. Zwischenverstärker 28 verwendet. Der Zwischenverstärker weist einen Gegenkopplungswiderstand 34 und einen Dämpfungswider stand 36 auf, der zwischen dem positiven Anschluß des Verstärkers und Erde liegt. Das Ausgangssignal des Zwischenverstärkers 28 dient als Eingangssignal für einen Schalt- bzw. Zerhacker-Feldeffekttransistor (FET) 38. Der Transistor 38 wird von einem durch eine Spannungsquelle 40 im Rechner 16 erzeugten 26 V-Wechselstromsignal gesteuert. Dieses Signal wird über die Leitungen 42 und 44 den Stiften D und E der Steckerleiste 26 zugeführt und in einen Trennbransformator 46 eingespeist. Das resultierende Sigral wird über einen Widerstand 48 übertragen und auf -15 V Gleichspannung begrenzt, die über eine Diode 52 an eine Leitung 50 angelegt wird. Eine Diode schaltet zusammen mit dem Ausgangssignal des Zwischenverstärkers 28 über einen Widerstand 56 den Transistor 38 synchron mit dem Eingangssignal des Trenntransformators ein und aus. Dadurch wird auf einer Leitung 62 ein durch Widerstände 58 und 60 bewertetes Gleichspannungssignal gebildet,das proportional zur Mach-Zahl des Flugzeugs ist.

Das die Mach-Zahl darstellende Gleichspannungssignal auf der Leitung 62 dient als Eingangssignal für den negativen Eingang eines Überlagerungsverstärkers 64. Der positive Eingang des Überlagerungsverstärkers 64 ist an einen Erdungswiderstand 66 angeschlossen. Das Ausgangssignal des Überlagerungsverstärkers 64 wird über eine Diode 68 auf einer Leitung 70 in einen Addierer 72 eingespeist. Das Ausgangssignal des Überlagerungsverstärkers 64 auf der Leitung 70 entspricht dem durch die Gerade 14 in Fig. 1 dargestellten

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Kurvenverlauf, d. h. die Spannungjauf der Leitung 70 nimmt linear mit der Mach-Zahl des Flugzeugs zu.

Die Schaltungsanordnung enthält weiterhin einen Gegenkopplungskreis aus einem Widerstand 74 zum negativen Eingang des Zwischenverstärkers 64. Die wichtigste Aufgabe besteht darin, für das Signal auf der Leitung 70 den richtigen Verstärkungsfaktor einzustellen, wenn di^ Flugzeug-Geschwindigkeit 0,38 Mach und höher ist.

Im Addierer 72 wird das Signal auf der Leitung 70 mit einem Überlagerungssignal auf einer Leitung 76 verknüpft, das eine Höhe von 500 ft über dem Boden darstellt. Das Ausgangssignal des Addierers 72 läßt sich bei einer Geschwindigkeit unterhalb von 0,38 Mach durch die horizontale Linie 15 nach Fig. 1 darstellen. Wenn sich die Flugzeug-Geschwindigkeit über 0,38 Mach erhöht, wird das Ausgangssignal des Überlagrungsverstärkers 64 im Addierer 72 zum 500 ft-Signal auf der Leitung 76 addiert, so daß sich der durch die Gerade 14 nach Fig. 1 dargestellte Verlauf ergibt.

Das Ausgangssignal des Addierers 72 wird dann in den positiven Eingang eines Vergleichers 78 eingespeist. Der negative Eingang des Vergleichers 78 nimmt aus dem Radar-Höhenmesser ein Signal h auf, das die Flugzeug-Ist-Bodenhöhe darstellt. Der Vergleicher vergleicht beide Signale und wenn die berechnete Mindestsicherheitshöhe am Ausgang des Addierers 78 die Flugzeug-Ist-Bodenhöhe übersteigt, gibt der Vergleicher 78 ein positives Signal ab. Dieses positive Signal wird dann in ein UND-Gatter 82 eingespeist.

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Das andere Eingangssignal des UND-Gatters 82 wird auf einer Leitung 84 angeliefert und stellt die Flugkonfiguration des Flugzeuges dar. Wenn sich das Flugzeug in einer Landekonfiguration befindet, was sich in der Stellung des Fahrgestells unü der Landeklappen des Flugzeugs ausdrückt, führt die Leitung 84 ein niedriges Signal und sperrt sjsmit das Gatter 82. Dadurch wird das positive Warnsignal des Vergleichers 78 gesperrt, so daß kein Warnsignal abgegeben wird, wenn das Flugzeug unter 500 ft zum Boden absinkt. Wenn das Flugzeug wieder eine normale Flugkonfiguration annimmt, d. h. wenn das Fahrgestell und die Landeklappen eingefahren sind, was in einem Serien-Düsenflugzeug normalerweise bei etwa 700 ft über'dem Boden der Fall ist, wird auf der Leitung 84 ein "hohes" Signal erzeugt, wodurch die Warnvorrichtung eingeschaltet wird. Wenn das Flugzeug in seiner Flugkonfiguration erneut unter 500 ft absinken würde, würde das Warnsignal über das Gatter 82 auf eine Leitung 86 übertragen. Wenn also zusammengefaßt die Flugzeug-Ist-Höhe kleiner als der berechnete Mindestabstand ist, erzeugt der Vergleicher 82 ein Warnsignal, das zum Auslösen eines Sicht- oder Höralarms wie in der US-PS j5 715 7I8 verwendet werden kann.

Die beschriebene Schaltungsanordnung arbeitet im wesentlichen in derselben Art, wenn die an den Mark III-Typ-Rechner nach Fig.2 angeschlossen wird. Um die Übersichtlichkeit zu verbessern, sind jene Bauelemente der Schaltung nach Fig. 2, die sich auf den Betrfiodes Signalgenerators beziehen, wenn er Eingangssignale aus dem Mark III-Rechner 18 vervrendet, durch Bezugszeichen bezeichnet, die mit 100 beginnen. Das Ausgangssignal des Mark III-Flugdatenrechners 18 ist als Gleichspannung dargestellt, die von 0 bis 12 V reicht, und stellt eine direkte Funktion der Mach-Zahl des Flugzeugs dar. Wie beim Mark II-Rechner 16 werden diese Signale über

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Leitungen 22' und 24' (diese entsprechen den Stiften B und C der Steckerleiste 26) in die Schaltungsanordnung nach Fig. 2 eingespeist. Das die Mach-Zahl des Flugzeugs darstellende Gleichspannungssignal (0 bis 12 V) wird über die Leitung 22' in den negativen Eingang des Zwischenverstärkers 28 eingespeist. Über die Leitung 24' wird in ähnlicher Weise eine erdfreie Spannung in den positiven Eingang des Zwischenverstärkers 28 eingespeist. Damit anstelle des 400 Hz-Eingangssignal des Mark II-Rechners ein Gleichspannungssignal aufgenommen werden kann, wird die beschriebene Schaltungsanordnung durch zwei Feldeffekttransistoren 100 und 102 zusammen mit zugeordneten Schaltungen ergänzt. In der zum Mark II-Rechner 16 gehörenden, bereits erläuterten Schaltungsanordnung werden diese beiden Transistoren 100 und 102 durch eine Überlagerungsspannung von -15 V, die in einem Logikpuffer 104 erzeugt wird, im Sperrzustand gehalten. Der Logikpuffer 104 spricht auf ein Signal an, das über einen Stift F der Steckerleiste 26 aus dem Rechner 16 aufgenommen wird. Bei Verwendung des Mark III-Rechners 18 ist jedoch der Stift F mit der Flugzeug-Masse verbunden, so daß die -15 V-Überlagerungsspannung von den Gattern der Transistoren 100 und 102 ferngehalten wird.

Die Aufgabe des ersten Transistors 100 ist die Änderung der Verstärkung des Überlagerungsverstärkers 64 bezüglich des Mach-Zahl-SignaIs aus der Leitung 22. Das Signal auf der Leitung 22 wird über die Widerstände 30 und ~$K sowie einen Widerstand 106 in das Gatter des Transistors 100 eingespeist. Danach wird das A us gangs signal des Transistors 100 über einen Widerstand 109 &n den negativen Eingang des Überlagerungsverstärkers 64 angelegt, wodurch die Verstärkung

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des Überlagerungsverstärkers 64 derart verändert wird, daß auf der Leitung 70 ein A us gangssignal entsteht, dessen Spannungsskala dem Höhensignal h auf der Leitung 80 entspricht. Die Hauptaufgabe des Transistors 102 besteht in der Verringerung der in den negativen Eingang des Überlagerungsverstärkers 64 eingespeisten Überlagerungsspannung. Wenn die Schaltungsanordnung nach Fig. 2 zusammen mit dem Mark II-Rechner 16 verwendet wird, wird in den negativen Eingang des Überlagerungsverstärkers 64 über Widerstände 108 und 110 eine Spannung von -15 V eingespeist. Da sich der Überlagerungsverstärker 64 für den Mark III-Rechner 18 unterschiedlich verhalten muß, wird der Transistor 102 eingeschaltet, der wiederum einen Widerstand 112 überbrückt. Dadurch wird die negative Spannung am negativen Eingang des Überlagerungsverstärkers 64 verringert.

Es ist ersichtlich, daß durch bloßes Einstecken der Schaltungsanordnung nach Fig. 2 entweder in den Mark II-Rechner 16 oder in den Mark III-Rechner 18 diese automatisch die unterschiedlichen Eingangssignale ausgleicht, so daß die Schaltungsanordnung ohne jede Abänderung mit beiden Rechnern zusammenarbeiten kann.

Um das Auslösen von Fehlwarnungen zu verringern, d. h. von Warnsignalen durch die Warnvorrichtung, wenn keine echte Gefahr für das Flugzeug besteht, weist die Schaltungsanordnung nach Fig. 2 eine Sperrschaltung 200 auf. Fig. zeigt eine Reihe von Fällen, bei denen sich eine derartige Sperrfunktion als vorteilhaft erweist. Wie Fig.3 zeigt, kann die Schaltungsanordnung nach Fig.2 eine Fehloder Störwarnung erzeugen, wenn ein Flugzeug z. B. in einer Flughafen-Warteschleife ein anderes Flugzeug überfliegt. In diesem Fall bewegt sich das obere Flugzeug 202 mit relativ höherer Geschwindigkeit und wenn es das untere

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Flugzeug 204 überfliegt, zeigt der Radar-Höhenmesser eine Anzeige von 2000 ft, da der Höhenmesser nicht zwischen Boden und Plugzeug unterscheiden kann. Dadurch würde Gefahr bestehen, daß ein Warnsignal ausgelöst wird Unmittelbar vor dem Überfliegen empfängt das obere Flugzeug 202 eine angezeigte Radarhöhe von mehr als 25OO ft (vgl. 206). Sobald jedoch das obere Flugzeug 202 das untere Flugzeug im Zeitpunkt 20β zu überfliegen beginnt, ändert sich die angezeigte Radarhöhe so schnell wie das Instrument die Anzeige einer Höhe von 2000 ft gestattet. Diese Anzeige bleibt bei 2000 ft bestehen, bis das obere Flugzeug 202 im Zeitpunkt 210 das Überfliegen des unteren Flugzeuges beendet, worauf die angezeigte Höhe wiederum einen Wert größer als 2500 ft darstellt. Damit in diesem oder in ähnlichen Fällen eine Fehlwarnung verhindert wird, ist die Sperrschaltung 200 nach Fig. 2 vorgesehen.

Das wichtigste Eingangssignal der Sperrschaltung ist h, d. h. die zeitliche.Änderung der Höhe. Dieses Signal kann durch Differenzieren des Radar-HöhenmessersignaIs h wie in der IB-PS 3 715 718 erzeugt werden. Die zeitliche Änderung der Höhe h wird über einen Widerstand 214 und einen Kondensator 216 in einen Vergleicher 212 eingegeben. Die zeitliche Änderung ή wird durch eine Gleichspannung dargestellt, wobei die Spannung mit der Größe der zeitlichen Änderung zunimmt. Der Vergleicher-Verstärker 212 wird im bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung getriggert, wenn das h-Signal eine zeitliche Änderung von mehr als 25ΟΟΟ ft/min anzeigt. Diese zeitliche Änderung entspricht nahezu der maximalen Änderungsgeschwindigkeit der meisten kommerziellen Radar-Höhenmesser. Diese sehr schnelle zeitliche Änderung der Höhenanzeige stellt einen

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sehr schnellen Höhenabfall dar, was auf einen Fall wie in Fig. 3 schließen läßt, dagegen nur sehr unwahrscheinlich auf den Fall, daß sich das Flugzeug dem Boden nähert. Wenn der Vergleicher-Verstärker 212 ausgelöst bzw. getriggert wird, erzeugt er auf einer Leitung 218 ein Signal,das über eine Diode 220 in den negativen Eingang des Überlagerungsverstärkers 64 eingespeist wird. Die Spannung des Signals auf der Leitung 218 ist ausreichend hoch, um ein Ausgangssignal des Überlagerungsverstärkers 64 zu unterdrücken und somit die Warnvorrichtung wirksam zu sperren. Der Rückkopplungskreis des Vergleichers, bestehend aus einem Widerstand 222, bewirkt, daß sich der Vergleicher-Verstärker 212 selbst im getriggert en Zustand halt, so daß die Warnvorrichtung im gesperrten Zustand bleibt. Darüber hinaus weist der Vergleicher-Verstärker 212 zwei Löscheingänge auf, dessen erster 224 den Vergleicher-Verstärker 212 in einen nichtgetriggerten Zustand zurücksetzt, wenn die angezeigte Radarhöhe größer als 2500 ft ist. Dies entspricht dem Zeitpunkt 210 in Fig. 3, wenn das Überfliegen beendet ist. In ähnlicher Weise setzt ein Löscheingang 226 den Vergleicher-Verstärker 212 zurück, wenn die angezeigte Radarhöhe kleiner als 50 ft ist. Durch das Zurücksetzen bzw, Löschen des Vergleicher-Verstärkers 212 unterhalb 50 ft ist eine Prüfung der Warnvorrichtung auf dem Boden möglich. Darüber hinaus erfolgt ein automatisches Löschen, wenn das Flugzeug startet. Wie bereits gesagt, wird die Warnvorrichtung insgesamt gesperrt, wenn sich das Flugzeug in einer Landekonfiguration befindet, so daß keine Fehlwarnungen erzeugt werden, indem bei 50 ft während des Startens oder Landens eine Löschung erfolgt.

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An dieser Stelle sei betont, daß der Vergleicher-Verstärker 212 bei einer Höhenänderung von weniger als etwa 500 ft nicht getriggert wird. Dies wird durch den Eingangskondensator 216 bewirkt, der die Eingangsspannung des Signals h kurzzeitig verringert. Der Grund für eine Höhenänderung von etwa 500 ft, bevor die Warnvorrichtung gesperrt wird, berücksichtigt die Tatsache, daß viele Objekte wie Gebäude oder hohe Klippen schnelle Änderungen der angezeigten Höhen erzeugen würden, und zwar bei geringen Höhen, wo es unvorteilhaft wäre, die Warnvorrichtung zu sperren. Um diesen Fällen gerecht zu werden, wird eine bestimmte Mindest-Höhenänderung vorgesehen.

Das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung wurde anhand einer Schaltungsanordnung beschrieben, die direkt auf zur Zeit verfügbare Flugdatenrechner-Spezifikationen und andere wichtige Parameter, z. B. den präzisen Zusammenhang zwischen der Flugzeug-Geschwindigkeit und der Mindesteicherheitshöhe über dem Boden,angepaßt ist. Es versteht sich, daß die Erfindung auch andere Umgebungen oder Parameter erfassen kann.

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Claims

Patentansprüche

1. Bodennähe-Warnvorrichtung für Flugzeuge zum Erzeugen eines Warnsignals beim Unterschreiten vorbestimmter Höhen

durch das Plugzeug für verschiedene Flugzeuggeschwindigkeiten, gekennzeichnet durch einen Signalgenerator für ein Mindesthöhensignal (70), das eine Flugzeug-Mindesteicherheitshöhe abhängig von der Flugzeug-Geschwindigkeit darstellt; und

einen Vergleicher (78) zum Vergleichen des Mindestenhöhensigials (70) mit einem Ist-Höhensignal (80), das die Flugzeug-Ist-Höhe darstellt, und zum Erzeugen des Warnsignals (86), wenn die Ist-Höhe niedriger als die durch das Mindesthöhensignal (70) dargestellte Mindesthöhe ist (Fig. 2).

2. Warnvorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein Sperrglied (200) zum Sperren des Warnsignals (86), wenn die zeitliche Höhenänderung einen vorbestimmten Wert übersteigt (Fig. 2).

3· Warnvorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Sperreinrichtung (82) zum Sperren des Warnsignals, wenn das Flugzeug in Landekonfiguration ist (Fig. 2).

k. Warnvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Signalgenerator aufweist:

ein Pufferglied (28), das auf ein die Flugzeug-Geschwindigkeit darstellendes Flugzeug-Geschwindigkeitssignal (22, 24)

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anspricht zum Erzeugen eines zur Flugzeug-Geschwindigkeit proportionalen Signals; und

ein auf das geschwindigkeitsproportionale Signal ansprechendes Überlagerungsglied (64) zum Erzeugen des Mindesthöhensignals (Fig. 2).

5. Warnvorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Überlagerungsglied (64) ein Halteglied aufweist, das das Mindesthöhensignal (70) für vorbestimmte Flugzeug-Geschwindigkeiten auf einem vorbestimmten Wert hält (Fig. 2).

6. V/ ar ην or richtung nach Anspruch 5* gekennzeichnet durch einen Addierer (72) zum Überlagern des Mindesthöhensignals (70) mit einer Größe (76), die eine vorbestimmte Mindestwarnhöhe darstellt (Fig. 2).

7. Warnvorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Vergleicher (78) ein Vergleicher-Verstärker ist, der das überlagerte Mindesthöhensignal mit dem Ist-Höhensignal (8O) vergleicht und das Warnsignal (86) erzeugt, wenn das überlagerte Mindesthöhensignal größer als das Ist-Höhensignal (8O) ist (Fig. 2).

8. Warnvorrichtung nach Anspruch 7* gekennzeichnet durch ein Tor (82), das auf ein die Flugkonfiguration des Flugzeugs darstellendes Signal (84) anspricht, zum Sperren des Warnsignals (86), wenn das Flugzeug in Landekonfiguration ist (Fig. 2).

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9. Warnvorrichtung nach Anspruch 8, gekennzeichnet durch eine auf ein Höhenänderungssignal ansprechende Sperreinheit (200) zum Sperren des Warnsignals (86), wenn die zeitliche Höhenänderung einen vorbestimmten Wert übersteigt (Fig. 2).

10. Warnvorrichtung nach Anspruch 9, gekennzeichnet durch die Sperreinheit (200) mit einem Verzögerungsglied (2l4, 216) zum Verzögern der Betätigung der Sperreinheit bei einem vorbestimmten Wert des Höhenänderungssignals (Fig. 2).

11. Warnvorrichtung nach Anspruch 10, dadur-ch gekennzeichnet, daß das Ist-Höhensignal (80) die Flugzeug-Höhe über dem Boden darstellt (Fig. 2).

12. Warnvorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugzeug-Geschwindigkeitssignal (22, 24) die Flugzeug-Geschwindigkeit in Mach-Einheiten darstellt (Fig. 2).

13. Warnvorrichtung nach Anspruch 12, gekennzeichnet durch einen Aufnehmer zum automatischen Aufnehmen des Flugzeug-Geschwindigkeitssignals in Wechsel- und Gleichstromform.

14. Warnvorrichtung nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch ein Anpassungsglied (26), das die Stiftbelegung der Warnvorrichtung kompatibel zu den Spezifikationen für die Rechner Mark II (l6) und Mark III (l8) macht (Fig. 2).

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15· Bodennähe-Warnvorrichtung für Flugzeuge, die wahlweise kompatibel zu den Spezifikationen für die Flugdatenrechner Mark II und Mark -III ist, gekennzeichnet durch eine Pufferschaltung (28) zum Aufnehmen eines die Flugzeug-Geschwindigkeit darstellenden Signals (22, 22', 24, 24') aus einem Rechner (16, 18);

eine Überlagerungsschaltung (64) mit einer Überlagerungsspannungsquelle zum Aufnehmen des Ausgangssignals der Pufferschaltung (28) und zum Erzeugen eines Mindesthöhensignals (70) abhängig von der Flugzeug-Geschwindigkeit;

eine auf beide Rechner ansprechende Anpassungsschaltung zum automatischen Ändern der Verstärkung und der an die Überlagerungsschaltung angelegten Überlagerungsspannung, um die unterschiedlichen Eingangssignale aus den Rechnern (16, 18) auszugleichen; und

eine erste Vergleichschaltung (78), die auf das Mindesthöhensignal (70) und auf ein die Flugzeug-Höhe über dem Boden darstellendes Signal (80) anspricht, zum Erzeugen eines Warnsignals (86), wenn die durch das Mindesthöhensignal dargestellte Höhe größer als die Flugzeug-Höhe über dem Boden ist (Fig. 2).

l6. Warnvorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß die Anpassungsschaltung aufweist:

ein Typensignal aus dem Rechner (16, 18) zur Anzeige des Rechnertyps;

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einen durch das Typensignal aus dem Mark III-Rechner (18) einschaltbaren ersten Transistor (100), der auf das Geschwindigkeitssignal (22', 24') aus dem M„rk III-Rechner (l8) anspricht, zum Ändern der Verstärkung der Überlagerungsschaltung (64); und

eine durch das Typensignal aus dem Mark III-Rechner (l8) einschaltbaren zweiten Transistor (102) zum Ändern der an die Überlagerungsschaltung (64) angelegten Überlagerungsspannung (Fig. 2) .

17. Warnvorrichtung nach Anspruch 15, gekennzeichnet durch eine Sparschaltung (200) mit:

einer zweiten Vergleichsschaltung^^), die auf ein die zeitliche Höhenänderung des Flugzeugs darstellendes Signal anspricht, zum Erzeugen eines das Ansprechen der Überlagerungsschaltung (64) auf das Flugzeug-Geschwindigkeitssignal (22', 24') sperrenden Signals, wenn die zeitliche Änderung des Signals einen vorbestimmten Wert übersteigt;

einer Rückkopplungsschaltung (222), die be..-/irkt, daß die zweite Vergleichsschaltung (212) ständig das Sperrsignal erzeugt; und

einer Löschschaltung (224, 226) zum Abschalten der zv.'eiten Vergleichsschaltung(212) durch ein vorbestimmtes Kriterium (Fig. 2).

18. Warnvorrichtung nach Anspruch I5, gekennzeichnet durch ein Logikglied (82) zum Sperren des Warnsignals (86), wenn das Flugzeug in Landekonfiguration ist (Fig. 2).

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19· Warnvorrichtung nach Anspruch 15, daduch gekennzeichnet, daß die Stiftbelegung der Warnvorrichtung kompatibel mit den Rechnern Mark II (16) und Mark III (18) ist (Fig. 2).

20. Schaltungsanordnung für eine Bodennähe-Warnvorrichtung,

gekennzeichnet durch einen auf ein die Flugzeug-Geschwindigkeit darstellendes Signal ansprechenden Zwischenverstärker (28) mit zuger ordneter Schaltung zum Erzeugen eines zur Flugzeug-Geschwindigkeit proportionalen Gleichstromsignals;

einen auf das Ausgangesignal des Zwischenverstärkers (28) ansprechenden Überlagerungsverstoker (64) mit zugeordneter Schaltung zum Festlegen des Gleichstromsignals als Mindestsicherheitshöhe;

einen ersten Vergleicher (78) zum Vergleichen des Mindestsicherheitshöhensignals (70) mit einem die Ist-Höhe darstellenden Signal (8O), und zum Erzeugen eines Warnsignals (86), wenn die Mindesthöhe die Ist-Höhe übersteigt (Fig. 2)

21. Schaltungsanordnung nach Anspruch 20, gekennzeichnet durch

einen zweiten Vergleicher (212), der auf ein die zeitliche Höhenänderung des Flugzeugs darstellendes Anderungs-Signal anspricht, zum Erzeugen eines Sperrsignals für den Überlagerungsverstärker (64) abhängig von einer vorbestimmten Größe des Änderungssignals;

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eine an den zweiten Vergleicher angeschlossene Rückkopplungs-Verriegelungsschaltung (222) zum Halten des Ausgangszustandes des zweiten Vergleichers (212); und

eine an den zweiten Vergleicher (212) angeschlossene Löschschaltung (224, 226) zum Beenden des Sperrsignals (Fig. 2).

22. Schaltungsanordnung nach Anspruch 20, gekennzeichnet durch

eine Überlagerungssignalquelle; und einen an den Ausgang des ÜberlagerungsVerstärkers (64) und die Überlagerungssignalquelle angeschlossenen Addierer (72) zum Addieren des Überlagerungssignals (76) zum MincUsthöhensignal (70) (Fig. 2).

23. Verfahren zum Erzeugen eines Warnsignals beim Erreichen einer vorbestimmten Höhe über dem Boden durch ein Plugzeug für eine vorbestimmte Flugzeug-Geschwindigkeit, gekennzeichnet durch Erzeugen eines von der Flugzeug-Geschwindigkeit abhängigen Signals, das eine Mindesthöhe für die Flugzeug-Geschwindigkeit darstellt;

Vergleichen der Mindesthöhe mit der Flugzeug-Ist-Höhe; und

Erzeugen eines Warnsignals, wenn die Mindesthöhe größer als die Ist-Höhe ist.

24. Verfahren nach Anspruch 23, gekennzeichnet durch Messen der zeitlichen Höhenänderung; und

Sperren des Warnsignals, wenn die zeitliche Höhenänderung einen vorbestimmten Wert übersteigt.

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