DE2549884A1

DE2549884A1 - Warneinrichtung fuer einen hubschrauber

Info

Publication number: DE2549884A1
Application number: DE19752549884
Authority: DE
Inventors: Ronald Edward Barnum; Louis Saxon Cotton; Franklin Amos Tefft
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1975-03-18
Filing date: 1975-11-06
Publication date: 1976-09-30
Also published as: CA1072195A; JPS51109699A; FR2304515B1; FR2304515A1; GB1522506A; AU8573375A; IT1048840B; IL48315A; JPS5725041B2; IL48315A0

Description

UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION «Λ* ^{θ n} * ^a " w a I t

Dipl.-!ng. Rolf Menges 1 Financial Plaza son ροππο h. München \

Hubertusstr. 2O · Töl. O81OG/2176

Hartford,Connecticut 06101

U.S.A. Änwaitsakte U 269

fr Nov. 1975

WARNEINRICHTUNG FÜR EINEN HUBSCHRAUBER.

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Die vorliegende Erfindung betrifft eine Warneinrichtung für eii nen Hubschrauber, welche dem Piloten ausreichend Zeit lässt um j eine Berührung des Schwanzes mit dem Boden während des Landens

i ;

: zu verhindern. ;

Bei bekannten Vorrichtungen dieser Art waren Mittel vorgesehen, I um den Piloten vor einer möglichen Berührung des Bodens durch ; i den Schwanz zu warnen, immer dann, wenn das Fahrgestell ausgej fahren oder in Landestellung war, das Flugzeug niedriger als j I 46 m flog und die Nase des Hubschraubers über 10° bezüglich des j Horizontes angehoben war. Wenn all diese Kriterien erfüllt waren,

t ;

! wurde der Sprechanlage ein Tonsignal überlagert. Natürlich waren

j diese Kriterien nicht notwendigerweise ein Zeichen dafür, dass

I der Schwanz den Boden traf und so konnten diese Kriterien bei '

, einer normalen Landung erfüllt sein. Deshalb wurde das Signal ,

' trotzdem gegeben und war ein Grund zur Beunruhigung des Piloten. '·■

j Die vorliegende Erfindung möchte ein Warnsignal nur dann erzeugen,

• wenn ein Bodenkontakt des.Schwanzes bevorsteht und eine normale

j Landung nicht ohne eine Korrektur erfolgen kann. Deshalb ist das

■ System so ausgelegt, dass es die Flughöhen-und Fluglagensignale

1 so verarbeitet, dass dann, wenn sie gleich und spannungs- und

phasenmässig entgegengesetzt sind, ein Vergleichskreis ein

I Ausgangssignal erzeugt, welches einen Relaistreiber einschaltet,

j der den Warnton in die Sprechanlage einspeist. Ein Signal ent-

I sprechend der Abstiegsgeschwindigkeit wird auch mit summiert und

j dient als ' Vorspannung, welche proportional der Abstiegsgeschviindigkeit verändert wird. Somit wird die Warnung ausreichend/vor

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dem Bodenkontakt gegeben, um dem Piloten ausreichend Zeit zu lassen die Fluglage zu beeinflussen. !

Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es eine Warneinrichtung für einen Hubschrauber bereitzustellen, welche dem Piloten ein Warnsignal zuführt, wenn immer eine Berührung des Schwanzes mit dem Böden bevorsteht. Erfindungsgemäss umfasst die Vorrichtung Mittel zum Erzeugen eines Warnsignales, immer dann, wenn der Schwanz des Hubschraubers sich in einer Lage befindet, in welcher er den Boden berühren könnte, wobei diese Mittel eine auf die Flughöhe des Hubschraubers ansprechende Vorrichtung zum Erzeugen eines ersten Signales umfassen, so wie Mittel,welche auf die Fluglage des Hubschraubers ansprechen,um ein zweites Signal zu erzeugen, eine auf die beiden genannten Signale an-

i sprechende Vorrichtung zum Kombinieren beider Signale zu einem Signal, dessen Wert mit einem vorgegebenen, die Bodenberührung darstellenden Wert verglichen wird um, ein Relais anzuregen,

wenn ein vorgegebener Unterschied der Signale vorliegt, und auf die Abstiegsgeschwindigkeit des Hubschraubers ansprechende Mittel zum Verschieben des ersten Signales in Richtung höherer Werte bezüglich des vorgegebenen Wertes proportional zur Abstiegsgeschwindigkeit. j

Die Erfindung wird nun an Hand der beiliegenden Zeichnungen/welche eine bevorzugte Ausfuhrungsform derselben darstellen, beispiels-

weise beschrieben. In den Zeichnungen sind:

Figur 1 ein schematisches Blockdiagramm einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung; j

Figur 2 eine graphische Darstellung der Flughöhe als Funktion der Fluglage zur Darstellung der Einwirkung der Abstiegsgeschwindigkeit i und

Figur 3 ein Stromkreisdiagramm der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung.

Die Erfindung ist am besten erkennbar unter Bezugnahme auf die Figuren 1 und 2, welche eine bevorzugte Ausführungsform derselben darstellen, obschon die Einzelheiten der Stromkreise der

halber _# I

Einfachheit/und/leichteren Verständlichkeit wegen weggelassen :

/der ;

worden sind. Es ist selbstverständlich, dass in dieser Ausführungsform, obschon bekannte, herkömmliche elektronische Schaltkreise , j

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bevorzugt werden, die Erfindung auch unter Zuhilfenahme anderer Medien nachvollziehbar ist, was leicht für den Fachmann erkennbar ist.

Signale entsprechend dem Anstellwinkel und der Flughöhe des Hubschraubers werden von einem im Handel erhältlichen Vertikalkreisel und einem im Handel erhältlichen Radarhöhenmesser erzeugt und in einem Hohenwarnschaltkreis 10, welcher als schematisches Blockdiagramm dargestellt ist, verarbeitet.

Aus Figur 1 erkennt man, dass das Signal des Vertikalkreisels 14 ein Wechselspannungsfehlersignal ist, welches in einem Demodulator 16 in ein Gleichspannungsamplitudensignal umgewandelt wird. Alle Signale, welche anzeigen, dass der Bug des Hubschraubers nach unten zeigt und, welche sonst das Warnsignal auslösen konnten, werden durch diesen Schaltkreis ausgeschaltet. ,

Das demodulierte Signal des Anstellwinkels des Hubschraubers wird dann in einem Verstärker 18 verstärkt, welcher ein der Längsneigung des Hubschraubers proportionales Signal erzeugt.

Nach Figur 1 erzeugt der Radarhöhenmesser 22 ein Signal, welches normalerweise ein Gleichspannungssignal ist, welches in drei ; Richtungen weitergegeben wird, nämlich zu einem Proportional- | Verstärker 24, einem Abstiegsgeschwindigkeitsverstärker 26, und einem Höhenausschaltkreis 28. Sowohl die Verstärkung des Propor-

die ;

tionalverstärkers 24 als/des Abstiegsgeschwindigkeitverstärkers 26 sind vorausberechnet, um den Vergleicher 20 bei verschiedenen Abstiegsgeschwindigkeiten im Vergleich zur Hubschrauberfluglage zu betätigen. j

Ausserdem sind im Warnschaltkreis Mittel vorgesehen, um sicherzustellen, dass das Warnsignal nicht eingeschaltet wird, immer \ dann, wenn die Längsneigung des Hubschraubers oder Flugzeuges derart ist, dass der Schwanz desselben den Boden wahrend einer j normalen Landung nicht berühren würde. Eine Blockierlogik 21, j

welche auf das Ausgangssignal des Verstärkers 18 anspricht, si- ■ chert, dass das Warnsignal nie eingeschaltet wird, wenn die Längsneigung unterhalb einem Winkel von z.B. 8,5° ist.

Das AusgangsSignal des Proportionalverstärkers 18, des Proportionalverstärkers 24 und des Abstiegsgeschwindigkeitverstärkers 26 werden in einer Summiereinheit 30 summiert, welche ein Aus-

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gangssignal nur dann erzeugt, wenn die Spannung und Phase des

Höhensignales und des Signales der Längsneigung (Fluglage) ein- ^: ander gleich und entgegengesetzt sind. Die Summiereinheit 30
ist, wie aus Figur 1 erkennbar, vom Ausgangssignal des Abstiegsgeschwindigkeitsverstärkers 26 so vorgespannt, dass sie das
Amplitudensignal zu höharen Werten als Funktion der Abstiegsgeschwindigkeit des Hubschraubers verschoben wird. Dieses Signal
kommt einem Bodenkontakt durch Messung der Abstiegsgeschwindigkeit zuvor. . j

Dies ist klarer aus der Figur 2 erkennbar, welche eine graphische Darstellung der Flughöhe als Funktion der Fluglage darstellt.
Die tatsächliche Berührung des Bodens durch den Schwanz ist durch die gestrichelte Linie A dargestellt. Die Minimumlinie B (Bodenniveau) stellt den Wert dar, bei dem der Vergleichskreis dem ' Relaistreiber 32 (Figur 1) ein Signal zuführt,um entweder die i akustische oder optische Anzeige 34, beziehungsweise 36,oder beide einzuschalten. Diese Linie wird als Funktion eines Anstiegs . der Abstiegsgeschwindigkeit (vom Abstiegsgeschwindigkeitsverstärkers 26 berechnet) des Hubschraubers nach oben verschoben,
sodass B¹ darstellt, wann eine Warnung bei einer Abstiegsgeschwindigkeit von 5 m pro Sekunde und B¹ ' darstellt,wann eine Warnung

einer Abstiegsgeschwindigkeit von 10 m pro Sekunde, abgegeben wird,

usw. Zweck des Höhenabschaltkreises 20 ist es eine unbeabsichtigte

Einschaltung des Warnsignales oberhalb einer bestimmten maximalen Höhe von z.B. 150 m zu verhindern. Somit kann das Warnsignal jederzeit unterhalb 150 m und bei einer Bodenberührung ausgelöst werden. ■ ^;

Ein Schaltkreis zur Durchführung der Erfindung ist gebaut und

getestet worden und ist in der Figur 3 dargestellt. Ein geeigne-. ter im Handel erhältlicher Radarhöhenmesser 38 erzeugt ein Span-! nungsabfall an einem Eingangswiderstand 40 als Funktion der Höhe; Dieses Signal wird vom Operationsverstärker 42 verstärkt und ί an einen Widerstand 46 angelegt. Die Verstärkung des Verstärkers| 42 wird ΐίοη dem als Eingangswiderstand 40 ausgewählten Wider- '

. i

stand und einem Rückkopplungswiderstand 44 bestimmt. Das Ausgangssignal am Widerstand 46, welches immer positiv bezüglich des
Höheneingangssignals ist, wird einem Summierpunkt 48 zugeführt.

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Ein geeigneter, im Handel erhältlicher Vertikalkreisel 50 für die Längsneigung, welcher ein der Längsneigung des Flugzeuges proportionales Wechselspannungsignal erzeugt, ist an einen Eingangswiderstand 52 angeschlossen, wobei ein Demodulator 54 zwischengeschaltet ist. Nach Verstärkung des am Eingangswiderstand 52 auftretenden Signales mittels eines geeigneten Operationsverstärkers, wird dieses Signal einem Widerstand 56 zugeführt, sodass der Spannungsabfall daran der Längsneigung des Flugzeuges proportional ist. Die Verstärkung des Verstärkers 58 wird vom Eingangswiderstand 52 und einem Rückkopplungswiderstand 60 festgelegt. Somit ist der Spannungsabfall am Widerstand 56 der Fluglage des Flugzeuges proportional. Wenn seine Amplitude und Polarität der Polarität des Flughöhensignals am Verbindungspunkt gleich und entgegengesetzt ist, wird das Eingangssignal zum Vergleichskreis 63 negativ bezüglich des Verbindungspunktes 62 sein und durch den Verstärker 64 hindurchgehen, um der Basis 66 des Transistors 68 zugeführt zu werden.

Der Ausgang der Blockierlogik 70 ist an dem Verbindungspunkt angeschlossen und führtimmer ein solches Signal_/das seine Polari-

ist Q

tat negativ,/ wenn die Längsneigung kleiner als 8,5 bei angehobenem Bug ist. Das Ausgangssignal des Verstärkers 58 wird auch einem Widerstand 72 zugeführt und, wenn es gleich und entgegenge-

■ .

j setzt dem Signal am Widerstand 74 ist, wird die Polarität des j Ausgangs des Verstärkers 76 der Blockierlogik 70 das negative

Signal am Verbindungspunkt 62 neutralisieren. Dadurch kann das .,

Ausgangssignal am Verstarker 64 des Vergleichskreises 63 die

! Basis 66 des Transistors 68 einschalten, jedesmal wenn es positiv j bezüglich des Eingangs des Verstärkers 64 ist.

! Die Änderungsgeschwindigkeit der Flughöhe wird mittels eines RC-Kreises 90 gemessen, der aus der Reihenschaltung eines Widerstandes 92 und eines Kondensators 94 besteht. Dieses Signal wird von einem geeigneten Operationsverstärker 96 verstärkt und _eineni Widerstand 98 zugeführt. Der Spannungsabfall am Widerstand 98 ist somit der Abstiegsgeschwindigkeit des Flugzeuges proportional' und wird dem Summierpunkt 48 zugeführt um das Signal der Höhe und,

ist, Fluglage vorzuspannen. Wie aus Figur 2 erkennbar/ dient dies dazu die Kurve B nach oben als Funktion der Abstiegsgeschwindigkeit zu verschieben. Die Verstärkung des Operationsverstärkers 96 wird

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durch den Eingangswiderstand 94 und den Rückkopplungswider stand 95 bestimmt.

Das Licht und/oder die Hupe werden von einem Relais 86 mit einer Spule 84, welche einen Kontaktarm 86 betätigt,eingeschaltet. Dann ist die Basis 66 positiv. Dies schaltet den Relaistreiber 68 ein, erregt die Spule 84 und verbindet die Hupe oder die das Licht mit einer 28 Volt Spannungsquelle. I

Der aus den Widerständen 97,99 und 100 bestehende Spannungsteiler ist an eine 15-Volt Gleichspannungsquelle angeschlossen und spannt den Ausgang des Widerstandes 40 vor, um eine untere Grenze für die Kurve B der Figur 2 festzulegen.

Was eben beschrieben worden 1st, ist eine einfache, jedoch wirksame Vorrichtung zur Auslösung eines Warnsignales um genügend Zeit bereitzustellen, um den Piloten zu ermöglichen eine korrigierende Aktion vorzunehmen, um so zu verhindern, dass der Heckpropellor den Boden berührt. Diese Erfindung vermeidet die konstante Warnung, welche auftreten würde, wenn die Warnvorrichtung betätigt würde, wenn zwei vorgegebene Variablen erreicht wären ., sowie es bei bekannten Geräten bis jetzt der Fall war. 1

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Claims

PATENTANSPRÜCHE j

1. ' Warnvorrichtung für einen Hubschrauber mit einem Heckrotor, -gekennzeichnet durch Mittel (10) zum Bereitstellen eines Warnsignals immer dann,wenn das Heck sich in einer Lage befindet',

bei der es den Boden berühren könnte, wobei die Mittel (10) eine auf die Flughöhe des Hubschraubers ansprechende, ein erstes
Signal erzeugende Vorrichtung (22), eine auf die Fluglage des
Hubschraubers ansprechende, ein zweites Signal erzeugende Vorrichtung (14), eine auf das erste und das zweite Signal ansprechende, beide Signale kombinierende und mit einem eine Bodenberührung darstellenden vorbestimmten Wert vergleichende Vorrichtung (30,20), welche ein Relais (32), wenn eine vorbestimmte

erregt_f
Differenz erreicht wird/und eine auf die Abstiegsgeschwindigkeit des Hubschraubers ansprechende Vorrichtung (30) zur Verschiebung des ersten Signales zu höheren Werten bezüglich des vorbestimmten Wertes proportional zur Abstiegsgeschwindigkeit,umfassen.

2. Warnvorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, ■

dass die Vorrichtung elektronische Schaltkreise umfasst und der
Wert des kombinierten Signals, bei dem das Relais (32) erregt wird, vorliegt, wenn das erste und das zweite Signal einander entgegengesetzt und gleich sind. ι

3. Warnvorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekenn- ; zeichnet, dass das Relais (32) eine akustische und/oder optische Warnvorrichtung für den Piloten des Hubschraubers betätigt. ί

4. Warnvorrichtung nach Anspruch 1 bis 3, gekennzeichnet
durch eine auf die Flughöhe des Hubschraubers ansprechende Vor- J richtung zum Sperren der Betätigung des Relais oberhalb einer i vorbestimmten Hohe.

5. Warnvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 Jbis4, gekennzeichnet, durch auf die Fluglage des Hubschraubers ansprechende
Vorrichtung zum Verhindern der Erregung des 'Relais (62) bei einer, bestimmten Fluglage.

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