DE2732589A1

DE2732589A1 - Warneinrichtung fuer luftfahrzeuge bei zu grosser sinkgeschwindigkeit

Info

Publication number: DE2732589A1
Application number: DE19772732589
Authority: DE
Inventors: Charles D Bateman
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1976-07-19
Filing date: 1977-07-19
Publication date: 1978-01-26
Also published as: JPS5311499A; DE2732589C3; SE7707872L; FR2359425B1; GB1542769A; JPS6013125B2; CA1077159A; SE420301B; DE2732589B2; IT1079326B; US4060793A; FR2359425A1; AU507824B2; AU2379377A

Description

Warneinrichtung für Luftfahrzeuge bei zu groi3er Sinkgeschwindigkeit

Die Erfindung betrifft Bodennähe-Warneinrichtungen für Luftfahrzeuge, insbesondere eine Warneinrichtung bei zu großem Absink-Verhältnis eines Luftfahrzeugs, kurz eine Übersinkgeschwindigkeit s-Warne in richtung.

Bei bekannten Einrichtungen (vgl. ULS-PS 3 946 35» und US-PS 3 947 BOB der Anmelderin) wird die Beziehung zwischen der Hohe über Grund und dem Absink-Verhältnis des Luftfahrzeugs zur Erzeugung einer Warnung verwendet, wenn das Absink-Verhältnis des Luftfahrzeugs bezüglich seiner Höhe über Grund

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oder übor Gelände zu groß ist. Die US-PS 3 946 35H beschreibt eine Übe r s inkge schwi nd igke itn- Warne in r ic h tiuig, die eine lineare Beziehung zwischen der Luftfahrzeug-Höhe über Grund und dem Luftfahrzeug-Abαink-Verhältnis verwendet, wobei mit größer werdender Luftfahrzeug-Höhe über Grund das Absink-Verhältnis zunimmt, das zu Auslösung des Warnsignals erforderlich ist. BeL der Übersinkgesohwindigkeita-Warneinrichtung gemäß der US-PS 3 947 BÜH wird bei Absink-Verhältniseen über einem vorgegebenen Wert eine Warnung erzeugt für eine ausgewählte Zeitspanne des Aufpralls auf den Grund unter der Annahme, dai3 das Luftfahrzeug dieses besondere Abßink-Verhältniß beibehält.

Untersuchungen über den tatsächlichen Betrieb von Bodennähe-Warneinrichtungen wie die gemäß der US-PS 3 946 35^ bzw. der US-PS 3 947 HOM zeigen jedoch, daß die Annahme und das Vertrauen des Flugzeugführez"s oder Piloten zur Bodennähe-Warnelnrichtung ein wesentlicher Paktor bei der Beurteilung des Werts der Hinrichtung unter dem Gesichtswinkel der Sicherheit ist. Beispielsweise ist bei den meisten bisherigen Bodennähe-Warneinrichtungen die Art der Warnung ein De fehl zur Durchführung eines korrigierenden Plugmanövers, wie z,B. "Hochziehen". Bei einer Bodennähe-Warneinrichtung, wie die gemäß der US-PS 3 946 35B, bei der die Warnung sich aus einer Anzahl verschiedener Faktoren ergibt, wie negative Steigung nach dem Abheben, unzureichender Abstand gegen Gelände bzw.

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Boden, Übe rsinkgeschwindigkeit, Überannäherungsgeschwindigkeit gegenüber Gelände oder Plugzustand unter dem Gleitweg, sind die Piloten zwangsweise nicht in der Ijage, sofort zu handeln, da sie nicht genau wissen, was die Warnung ausgelöst hat. Ks wurde daher festgestellt, daß in einer wesentlichen Anzahl von Fällen die Piloten nicht in der Lage sind, auf eine lediglich befehlsartige Anweisung zu antworten bzw. zu reagieren, wenn die die Warnung auslösende Lied i ngun/c nicht sofort ersichtlich ist. Darüber hinaus gibt; es eine wesentliche Anzahl von Luftfahrzeugunfällen bei Kontrollierten Flügen in das Gelände ,bei denen das

Absink-Verhältnis des Luftfahrzeugs sich nahe Grund stark erhöhte infolge von Windscherkräften oder optischen Täuschungen, die das Beurteilungsvermögen des Piloten nachteilig beeinflussen. Eine Untersuchung einer Anzahl dieser Art von Unfällen zeigt, daß rechtzeitige Warnung erreicht wurden kann,

(·'Envelop pe")
wenn die Ilii 1.1 kurve bisheriger Warnungen, wie die geraäü der US-PS 3 946 358 oder der US-PS 3 947 HOH erweitert werden könnten zur Erzeugung einer Warnung bei Absink-Verhältnissen nahe dem Gelände in der Größenordnung von 1000 ft/min. ttine Erweiterung der Warn- Hüllkurve zur Erfassung von Absink- Verhältnissen der Größenordnung von 1000 ft/min bei Höhen von höchstens 100 ft ergibt jedoch nachteilig eine wesentliche Erhöhung der Anzahl unerwünschter oder lästiger Warnungen, die von der Warneinrichtung erzeugt werden, wodurch das Vertrauen des Piloten in die Warneinrichtung verringert wird.

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OR/GfNAL

_ ₄ _ < / j 2 b

Ee ist daher Aufgabe der Erfindung, eine zuverlässige und damit sichere Warnung hervorrufende Warneinrichtung zu schaffen, ⁽ü^e das Vertrauen einesPiloten besitzt.

Durch die Erfindung wird eine Über-AbninU-Vprluil tni r, Warneinrichtung angegeben, bei der eine im wesentlichen meldende Tonfrequenz-Warnung erzeugt wird bei Absink-Verhältnissen in größerer Höhe sowie eine Hochziehen*befehlende tonfrequente Warnung bei vergleichbaren Sinkgeschwindigkeiten in niedrigeren Höhen (engl.: voice warning).

Durch die Erfindung wird weiter eine Über-Abr.ink-Verhältnis-

'.Varneinrichtung angegeben, die eine Sinkgeschwindigkeits-Warnung für größere Höhen und eine Hochzieh-Warnung für geringere Höhen aufweist, bei der die Wiederholungsgeschwindigkeit oder Frequenz der Sinkgeschwindigkeits-Warnung proportional zunimmt mit dem Eintreten des Luftfahrzeugs in die Hüllkurve der Sinkgeachwindigkeite-Warnung.

Durch die Erfindung wird weiter eine Über-Absink-Verhältnis-Warneinrichtung angegeben, die eine tonfrequente SinkgeBchwindigkeite-Warnung und eine tonfrequente Hochzieh-Warnung abgibt, wobei die Amplitude der tonfrequent-en Sinkgeschwindigkeits-Warnung proportional zunimmt mit zunehmendem Eindringen des Luftfahrzeugs in die Hüllkurve der Sinkgeschwindigkeits-Warnung.

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Schließlich wird durch die Erfindung eine Über-Absink-Verhältmis-Warneinrichtung angegeben, bei der eine tonfrequente meldende Sinkgeschwindigkeits-Warnung erzeugt wird, wenn das Luftfahrzeug im Sinkflug ist mit einer barometrischen Sinkgeschwindigkeit, die um etwa 1000 ft/min zu groß ist bei einer Höhe von 50 ft über Grund_>und wobei eine entsprechende Hochzieh-Warnung erzeugt wird für größere Sinkgeschwindigkeiten bei der gleichen Höhe.

Auf diese Weise vergleicht die Über-Absink-Verhältnis-Warneinrichtung die barometrische Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs mit der Höhe über Grund des Luftfahrzeugs die in üblicherweise durch einen funktechnischen Höhenmesser gemessen wird.und erzeugt Sinkgeschwindigkeits-Warnungen abhängig von einer vorgegebenen Beziehung zwischen barometrischem Absink-Verhältnis und Luftfahrzeug-Höhe. Eine befehlende Hochzieh- Warnung wird erzeugt,abhängig von einer zweiten vorgegebenen Beziehung zwischen dem Absink-Verhältnis und der Höhe. Zusätzlich sieht die Übersinkfluggeschwindigkeit-Warneinrichtung eine Schaltung vor zur Erhöhung der Wiederholgeschwindigkeit oder Frequenz der Sinkgeschwindigkeit-Warnung, wenn das Luftfahrzeug sein Verhalten beibehält, unter Vergrößern der Eindringung in die Hüllkurve der S inkge schwind igke its-Warnung. Überdies wird eine Schaltung vorgesehen zur Erhöhung der Amplitude der tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnung, wenn das Luftfahrzeug seinen Kurs beibehält bei Vergrößerung der Eindringung in die Hüllkurve

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der Sinkgesohwindigkeits-Warnung.

Die Erfindung gibt also eine Luftfahrzeug-Bodennähe-Warneinrichtung an, die das Absink-Verhältnis eines Luftfahrzeugs mit der Höhe über Gelände oder Grund vergleicht und abhängig davon ein Warnsignal erzeugt, wenn die Luftfahrzeug-Sinkgeschwindigkeit einenvorgegebenen Grenzwert für eine bestimmte Höhe überschreitet, wobei eine erste Art einer meldenden tonfrequenten Warnung erzeugt wird bei einer Kombination eines geringeren Absink-Verhältnisses und einer größeren Höhe und wobei eine zweite Art einer befehlenden tonfrequenten Warnung erzeugt wird für größere Sinkgeschwindigkeiten bei geringeren Höhen, bei denen die Gefahr des Aufschlags dee Luftfahrzeugs auf das Gelände bzw. den Boden erheblicher ist. Zusätzlich wird die Wiederholfrequenz der meldenden Warnung erhöht, abhängig von zunehmendem Abeink-Verhältnis, wobei auch die Amplitude der meldenden Warnung in ähnlicher Weise erhöht werden kann, abhängig von dem zunehmenden Absink-Verhältnis,.um auf eine zunehmend unerwünschte Betriebsbedingung aufmerksam zu machen.

Die Erfindung wird anhand des in der Zeichnung dargestellten AusfUhrungsbeispiels näher erläutert. Es zeigen:

Pig. 1 eine grafische Darstellung der Warnungs-Hüllkurven oder der Beziehungen zwischen dem barometrischen Absink-Verhältnis des Luftfahrzeugs und der Höhe über Gelände

bzw. Grund, bei der eine Sinkgeschwindigkeits-Warnung 7O⁽1R84/O979

bzw. eine Hochzieh-Warnung erzeugt werden soll,

Pig. 2 ein Logik-Blockschaltbild einer Logikschaltung zur Auslösung von Sinkgeschwindigkeits- und Hochzieh-Warnsignalen,

Fig. 3 ein Logik-Blockschaltbild einer Schaltung zur Abgabe tonfrequenter Sinkgeschwhdigkeits- und Hochzieh-Warnungen.

Eine grafische Darstellung sowohl der Hüllkurve für Sinkgeschwindigkeits-Warnung als auch der Hüllkurve für

Über
Hochzieh-Warnung für eine sinkgeschwindigkeits-Warneinrichtung ist in Fig. 1 dargestellt. Die zwischen Linien 12 und 14 befindliche schraffierte Fläche 10 in Fig. 1 definiert die Kombination der funktechnischen Höhe und der Sinkgeschwindigkeit, die eine Sinkgeschwindigkeit3-Warnung auslöst. Die schraffierte Fläche 16 unter der Linie 14 zeigt diejenigen Kombinationen der funktechnischen Höhe und des barometrischen Absink-Verhältnis- Signals an, die eine Hochzieh-Warnung auslösen. Die Strichlinie 18 zeigt die Beziehung zwischen Höhe und Absink-Verhältnis an, die ein Warnsignal bei einer herkömmlichen Einrichtung, wie beispielsweise der gemäß der US-PS 3 947 808,auslöst. Wie durch die Gerade bzw. Linie 12 dargestellt, besteht eine lineare Beziehung zwischen Höhe und

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Absink-Verhältnie, die zur Erzeugung des Sinkgeschwindigkeit8-Warnsignals erforderlich ist. Wie in Fig. 1 dargestellt, nimmt das barometrische Absink-Verhältnis, das zur Erzeugung eines Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals erforderlich ist, mit zunehmender Höhe zu. Ferner besteht eine im wesentlichen lineare Beziehung zwischen dem Absink-Verhältnis und der Höhe, die zur Erzeugung des Hochzieh-Warnsignals erforderlich ist, wie das durch die Linie 14 in Fig. 1 dargestellt ist. Es ist jedoch ein größeres Absink-Verhältnis bei einer gegebenen Höhe erforderlich zur Auslösung eines Hochzieh-Warnsignals als zur Auslösung eines Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals. Bezüglich der Hochzieh-Warn-Grenzkurve, die durch die Linie 14 dargestellt ist, ändert sich die Neigung der Linie 14 an einer Stelle 20 bei einer Höhe von annähernd 187 ft und einer Sinkgeschwindigkeit von 1468 ft/min. Die Hochzieh-Warnung-Grenzlinie, die durch die Linie 22 dargestellt ist, besitzt dann eine erhöhte Neigung. Daraus ergibt sich, daß bei Höhen unter 187 ft eine größere Sinkgeschwindigkeit erforderlich ist, um eine Hochzieh-Warnung auszulösen bzw. zu erzeugen, als es erforderlich wäre, wenn die Sinkgeschwindigkeits-Warn -Grenzlinie sich unter der gleichen Neigung wie die Linie 14 fortsetzen würde. Dadurch wird die Anzahl störender Hochzieh-Warnungen herabgesetzt, wobei jedoch weiterhin Sinkgeschwindigkeits-Warnungen bei diesen geringen Höhen und Sinkgeschwindigkeiten erzeugt werden. Daraus ergibt sich durch Vergleich der Sinkgeschwindigkeits-Warn-Hüllkurve 10 und der

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Ab

Hochzieh-Warn -Hüllkurve 16 mit der herkömmlichen Warnkurve 18, das Warnungen bei Höhen bis hinab zu 50 ft mit barometrischen Sinkgeschwindigkeiten bis hinab zu 1000 ft/min erzeugt werden, was bei herkömmlichen Einrichtungen, wie das durch die Linie 18 dargestellt ist, nicht möglich ist. Auf diese Weise wird durch die besseren Warnungs-> Hüllkurve 10 und 16 gemäß Fig. 1 eine Über-Abs ink-Verhältnis-Warneinrichtung vorgesehen, die in einer Anzahl von Situationen arbeitet, bei der herkömmliche Einrichtungen keine Warnung abgeben, wobei in diesem Bereich keine lästigen Hochzieh-Warnungen oder befehlende Warnungen ausgelöst werden.

In Fig. 2 ist ein Wirk-Blockschaltbild einer logischen Schaltung zur Auslösung sowohl der Sinkgeschwindigkeitais auch der Hochzieh-Warnsignale dargestellt. Das Luftfahrzeug-Ab sink-Verhältnis in Form von barometrischer Höhe ist durch das Signal h_ß dargestellt, das mit einem barometrischen Höhenmesser 24 und einer

Verhältnisschaltung 26 erzeugt werden kann, wie das beispielsweise in der US-PS 3 946 358 ausführlich erläutert ist. Das hg-Signal, das negativ ist,wenn das Flugzeug im Sinkflug ist, ist über eine Leitung 28 Eingangssignal an einem positiven oder Plus-Anschluß eines Addierers 30. Ein anderes Eingangssignal an den Addierer 30 ist ein Vorspannungssignal oder Vorsignal positiver Polarität, das eine Höhenzunahme von 1424 ft/min darstellt. Die Summe dieser beiden

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Signale wird dann einem Begrenzer 32 zugeführt, der eine Begrenzung der Größe des vorgespannten h*_B-Signals vom Addierer 30 auf einen maximalen Absolutwert bewirkt. Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist dies ein Signal, das minus 168 ft/min entspricht. Ein Multiplizierverstärker 34 multipliziert das Ausgangssignal des Begrenzers

versehene 32 mit einem Faktor 1,133. Das so mit einem Maßstabsfaktor oder verstärkte vorgespannte hg-Signal wird über einen zweiten Addierer 36 einem dritten Addierer 38 zugeführt, in dem es mit einem h_R-Signal auf einer Leitung 40 kombiniert wird, das die Luftfahrzeug-Höhe über Grund wiedergibt. Das h_R-Signal wird vorzugsweise von einem funktechnischen Höhenmesser 42 erhalten, um eine genaue Messung der Höhe über Grund bzw. über Gelände des Luftfahrzeugs zu erhalten. Wenn die Größe des verstärkten hg-Signals vom Verstärker die Größe des positiven h_R-Signal überschreitet,wird das Ausgangssignal des dritten Addierers 38 negativ, wodurch ein Detektor 44 ein positives Ausgangssignal oder ein Logiksignal an ein UND-Glied 46 abgibt. Wenn das UND-Glied 46 angesteuert ist, ergibt ein negatives Ausgangssignal vom dritten Addierer 38 ein auslösendes Logiksignal für eine Hochzieh-Waraung auf der Ausgangsleitung 48 des UND-Glieds

Das h*g-Signal auf der Leitung 28 wird auch als Eingangssignal für einen vierten Addierer .50 verwendet. Hier wird das hg-Signal durch ein positives oder Plussignal eines anderen positiven Eingange des vierten Addierers 50 vorge-

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spannt, und zwar durch ein ein Verhältnis der Höhenänderung von 1702 ft/min wiedergebendes Signal. Ein Gleichrichter 52, der das Ausgangesignal des vierten Addierers 50 erhält, verhindert, daß eine positive Spannung oder ein positives Signal an einen zweiten Multiplizierverstärker 54 angelegt werden kann. Polglich liegt am Multiplizierverstärker 54 nur dann ein Signal an, wenn das Absink-Verhältnis des Luftfahrzeugs größer als 1702 ft/min ist . Das vorgespannte hg-Signal rom Gleichrichter 52 wird um einen Paktor K₂ = 0,71 multipliziert. Der Maßstabs-oder Multiplizierfaktor Kg entspricht der Neigung der Hochzieh-Warn -Grenzkurve in Pig. 1. Das verstärkte h"_B-Signal vom zweiten Multipliaierverstärker 54 wird mit dem begrenzten hg-Signal vom ersten Multiplizierverstärker 34 im zweiten Addierer 26 kombiniert. Die kombinierten hg-Signale werden zum h_R-Signal im dritten Addierer 38 hinzuaddiert zur Erzeugung der durch die Linien 14 und 22 in Pig. 1 dargestellten Warn -Kurve. Polglich wird, wenn das Eingangssignal am positiven Anschluß

38
des dritten Addierers vom zweiten Addierer 36 größer ist als das h^-Signal, ein auslösendes Logiksignal für Hochzieh-Warnung auf der Leitung 48 erzeugt, wenn das UND-Glied 46 angesteuert bzw. gesetzt ist.

Das hg-Signal auf der Leitung 28 wird auch einem fünften Addierer 56 zugeführt, der seinerseits durch ein Signal vorgespannt ist, das ein Absink-Verhältnis von 780 ft/min

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wiedergibt. Das sich daraus ergebende Ausgangssignal vom fünften Addierer 56 wird einem zweiten Begrenzer 58 und dann einem dritten Multiplizierverstärker 60 zugeführt.

Der dritte Multiplizierveretärker dient zum Multiplizieren des Ausgangssignale des zweiten Begrenzers 58 um einen Paktor K,, wobei beim bevorzugten Ausführungsbeispiel die Erfindung gilt K, = 0,6031, was der Neigung der Sinkgeschwindigkeit 8-Warn -Grenzkurve 12 gemäß Pig. 1 entspricht. Das Ausgangssignal des dritten Multiplizierverstärkers 60 wird dem positiven oder Plusanschluß eines sechsten Addierers 62 zugeführt, zusammen mit dem h_R-Signal, auf der Leitung 40, das einem anderen Plusanschluß des Addierers 62 zugeführt ist. Das Ausgangssignal des sechsten Addierers 62 wird einem zweiten Detektor 64 zugeführt, der seinerseits ein positives Logiksignal an einen Eingang eines zweiten UND-Glieds 66 abgibt. Auf diese Weise wird, wenn das verstärkte Ausgangssignal des dritten Multiplizierverstärkers 60 das h_R-Signal überschreitet;ein positives Logiksignal an das UND-Glied 66 angelegt, das bei gesetztem UND-Glied 66 ein auslösendes Logiksignal für Sinkgeschwindigkeits-Warnung auf der Leitung 68 ergibt, die dem Ausgang des UND-Glieds 66 entspricht.

Bei der Logikschaltung gemäß Pig. 2 wird das Ausgangssignal des ersten UND-Glieds 46 auch über einen invertierenden Anschluß dem zweiteji UND-Glied 66 über eine Leitung 70 zugeführt. Durch diesen Eingang wird eine Sinkgeschwindigkeits-Warnung unterdrückt bzw. vermieden, wenn die Hochzieh-

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Warnung ausgelöst worden ist. Darüber hinaus besitzen die UND-Glieder 46 und 66 auch Logikeingänge von einem dritten Detektor 72, der mit der Leitung 40 verbunden ist und der ein positives Signal stets erzeugt, wenn h_R niedriger ist als 2 450 ft. Dadurch werden Signale auf einer Leitung 74 vorgesehen, die die UND-Glieder 46, 66 stets dann sperren, wenn die Höhe über Grund des Luftfahrzeugs größer als 2450 ft ist.

In Fig. 3 ist ein Blockschaltbild eines Tonfrequenzwarnsignal-Generators dargestellt, zur Erzeugung einer tonfrequentenCVoice") Sinkgeschwindigkeits-Warnung und einer tonfrequenten Hochzieh-Warnung. Es sei an dieser Stelle herausgestellt, daß die Begriffe "Sinkgeschwindigkeit" bzw. "Hochziehen" bei der Beschreibung der Erfindung lediglich bevorzugte Begriffe sind. Sie werden außerdem zur Definition der allgemeinen Art der Mitteilung herangezogen, die dem Piloten

-Warnsystem durch das erfindungegemäße Absink-Verhältnis übermittelt wird. Unter bestimmten Umständen können andere Begriffe zur Anzeige der "Sinkgeschwindigkeits"-Warnung, die im allgemeinen meldend is^und der "Hochzieh"-Warnung, die im allgemeinen befehlend ist, herangezogen werden.

Die Schaltung gemäß Fig. 3 enthält einen Tonfrequenzwarnsignal-Generator 76, der auf das Auslöse-Logiksignal für

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Hoohzieh-Warnung auf der Leitung 48 anspricht. Immer wenn ein derartiges Auslöse-Logiksignal für Hochzieh-Warnung auf der Leitung 48 vorhanden ist, gibt der Tonfrequenzwarnsignal-Generator 76 ein Analogsignal als Eingangssignal über eine Leitung 78 an einen Verstärker 80 ab, wodurch ein tonfrequentes Schallsignal durch einen Lautsprecher 82 erzeugt wird. Das auslösende Signal für Sinkgeschwindigkeits-Warnung auf der Leitung 68 wird einer Variabelfrequenz-Steuerschaltung 87 zugeführt. Eine ähnliche Variabel-

frequenz -Steuerschaltung ist in der US-PS 3 925 751 der Anmelderin erläutert. Die Variabelfrequenz-Steuerschaltung 84 erhöht abhängig vom h^-Signal auf der Leitung 28 die Wiederholfrequenz des Sinkgeschwindigkeits-Wamaignals auf der Leitung 68. Das Ausgangssignal der

Variabelfrequenz-Steuer-

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schaltung wird über eine Leitung 86 dem Tonfrequenzwarnsignal-Generator 76 zugeführt und erreicht die Abgabe des tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals durch den Lautsprecher 82. Polglich wird, wenn das Luftfahrzeug in der Sinkgeschwindigkeits-Warnsignal-iHüllkurve 10 der Fig. ist, mit zunehmendem Absink-Verhältnis hg die Wiederholfrequenz des tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals erhöht. Eine Amplituden-Steuer- bzw. -Regelschaltung 88 ist an die Leitung 86 angeschlossen und erzeugt eine Spannung auf einer Leitung90 , die proportional der Wiederholfrequenz des Ausgangssignale der Variabelfrequenz-Steuerschaltung ist. Das Ausgangssignal der Amplituden-Steuerschaltung 88 auf

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der Leitung 90 dient zur Steuerung des Gewinns bzw. Verstärkungsfaktors K. des Verstärkers 80 und dient daher zur Erhöhung der Amplitude des tonfrequenten Sinkgeschwind igkei1i>-Warn signals als Ausgangs signal des Lautsprechers 82, wenn das Absink-Verhältnis -Signal hg zunimmt.

Selbstverständlich sind die variablen Werte der Kurven gemäß Fig. 1 sowie die Verstärkungsfaktoren und die Vorspannungen der Schaltung gemäß Fig. 2 lediglich Ausführungsbeispiele zur Darstellung des bevorzugten Ausführungsbeispieles der Erfindung. Die Erfindung ist nicht auf diese spezifischen Werte beschränkt, da Veränderungen bei Luftfahrzeug-Typen und bei deren Betrieb andere davon verschiedene Werte erfordern können.

Die Analoglogik bzw. die Rechenschaltung gemäß Fig. 2 und 3 wird zur Auswahl einer gewünschten verbalen Warnung abhängig von dem Absink-Verhältnis und der Höhe verwendet. Die gleiche Wirkung kann jedoch auch durch einen Digitalrechner erreicht werden, der die gleichen Eingangssignale mit dem Tonfrequenzwarnsignal-Generator 76 (über eine Schnittstelle) koppelt.

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Leerseit

Claims

Ansprüche

ί ΊJ Warneinrichtung für Luftfahrzeuge_/mit einer Signalquelle für ein das barometrische Absink-Verhältnis des Luftfahrzeugs wiedergebendes Signal, und mit einer Signalquelle für ein die Höhe über Grund oder Gelände darstellendes Signal gekennzeichnet durch einen Vergleicher zum Vergleichen des barometrischen Ab-8ink-Verhältnisee8 des Plugzeugs mit der Höhe über Grund des Flugzeugs,

einen ersten mit dem Vergleicher verbundenen Signalgenerator zur Erzeugung eines ersten Warnsignals, das eine Bedingung wiedergibt, bei der das Luftfahrzeug ein Absink-Verhältnis entsprechend einer ersten vorgegebenen Beziehung zwischen barometrischem Absink-Verhältnis und Höhe über Grund des Luftfahrzeugs überschreitet, und einen zweiten mit dem Vergleicher verbundenen Signalgenerator zur Erzeugung eines zweiten Warnsignals, das eine Bedingung wiedergibt, bei der das Luftfahrzeug ein Absink-Verhältnis überschreitet, das eine zweite vorgegebene Bedingung zwischen dem barometrischen Absink-Verhältnis und der Höhe über Grund des Luftfahrzeugs erreicht.

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2. Warneinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das erste Warnsignal meldend und das zweite Warnsignal befehlend ist.
3. Warneinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Signalgenerator ein Generatorglied zur Erzeugung eines tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals aufweist.
4. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3» dadurch gekennzeichnet, daß der zweite Signalgenerator ein Generatorglied zur Erzeugung eines tonfrequenten Hochzieh-Warnsignals enthält.
5. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die erste vorgegebene Beziehung zwischen Absink-Verhältnis und Höhe ein geringeres Absink-Verhältnis bei gegebener Höhe über Grund erfordert, als die zweite vorgegebene Beziehung zwischen dem Absink-Verhältnis und der Höhe, um das Sinkgeschwindigkeits-Warnsignal zu erzeugen.
6. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die erste vorgegebene Beziehung zwischen Absink-Verhältnis und Höhe im wesentlichen linear ist.

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7. Warneinrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die erste vorgegebene Beziehung eine Neigung entsprechend 1000 ft/min pro 580 ft Höhe aufweist.
8. Warneinrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die erste vorgegebene Beziehung zwischen Absink-Verhältnis und Höhe die Erzeugung des ersten Warnsignals im ersten Signalgenerator auslöst, wenn das Absink-Verhältnis annähernd 1700 ft/min bei einer Höhe von 500 ft über Grund überschreitet.
9. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 3 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Signalgenerator weiter eine Einrichtung zur Erhöhung der Wiederholfrequenz des tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignale abhängig von einem zunehmenden Absink-Verhältnis bei gegebener Höhe aufweist.
10.Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 3 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Signalgenerator eine Einrichtung zur Erhöhung der Amplitude des tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals abhängig von einem zunehmenden Absink-Verhältnis bei einer gegebenen Amplitude enthält.

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11. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 3 bis 10, gekennzeichnet durch eine auf die Höhe über Grund ansprechende Unterdrückungseinrichtung zum Unterdrücken des Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals, wenn das Luftfahrzeug oberhalb einer vorgegebenen Höhe über Grund ist.
12. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 4 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß die erste vorgegebene Beziehung zwischen dem Absink-Verhältnie und der Höhe die Erzeugung des tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals durch den ersten Signalgenerator auslöst bei einem Absink-Verhältnis von 1200 ft/min bei einer Höhe von 100 ft über Grund.
13. Warneinrichtung für ein Luftfahrzeug mit einem barometrischem Höhenmesser und einem radar- oder funktechnischen Höhenmesser,
gekennzeichnet durch

vmit dem barometrischen Höhenmesser (24) verbundene Verhältnisschaltung (26) zur Erzeugung eines barometrischen Höhenverhältnie-Signals,

einen ersten mit dem Radar-Höhenmesser und der Verhältnisschaltung (26) verbundenen ersten Vergleicher zur Erzeugung eines ersten Logiksignals abhängig von einer ersten vorgegebenen Beziehung zwischen dem barometrischen

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Yerhältnissignal und der Höhe über Grund, einen Generator zur Erzeugung eines tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals abhängig vom ersten Logiksignal,

eineimit dem Radar-Höhenmesser und der Verhältnisschaltung (26) verbundenen zweiten Vergleicher zur Erzeugung eines zweiten Logiksignals abhängig von einer zweiten vorgegebenen Beziehung zwischen der Höhe und dem barometrischen Absink-Verhältnis, eine Unterdrückungsschaltung, die abhängig vom zweiten Logiksignal das tonfrequente Sinkgeschwindigkeits-Warnsignal unterdrückt, und

einen Generator zur Erzeugung eines tonfrequenten Hochzieh-Warnsignals abhängig vom zweiten Logiksignal.
14.Warneinrichtung nach Anspruch 14, gekennzeichnet durch eine auf das barometrische Verhältnissignal ansprechende Variabel frequenz-Schaltung (84) in Wirk verbindung mit der das tonfrequente Sinkgeschwindigkeits-Warnsignal erzeugenden Schaltung zur Erhöhung der Wiederholfrequenz des Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals mit zunehmendem barometrischen Absink-Verhältnis.
15.Warneinrichtung nach Anspruch 14 oder 15, gekennzeichnet

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durch eine mit der Variabelfrequenz-Schaltung (84) und der das tonfrequente Sinkgeschwindigkeits-Warnsignal erzeugenden Schaltung verbundene Schaltung zur Erhöhung der Amplitude des Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals abhängig von der Wiederholfrequenz.
16. Warneinrichtung bei zu großem Absink-Verhältnis für Luftfahrzeuge, mit einer Signalquelle für das barometrische Abslnk-Verhältnls des Luftfahrzeugs und einem funktechnischem Höhenmesser,
gekennzeichnet durch einen auf das Absink-Verhältnissignal und den funktechnischen Höhenmesser (42) ansprechenden Generator zur Erzeugung eines meldenden tonfrequenten Sinkgeschwindigkeit e-Warnsignals entsprechend einer ersten vorgegebenen Beziehung zwischen Absink-Verhältnis und funktechnischer Höhe,

einem auf das Absink-Verhältnissignal und den funktechnischen Höhenmesser (42) ansprechenden zweiten Generator zur Erzeugung eines tonfrequenten Hochzieh-Warnsignals entsprechend einer zweiten vorgegebenen Beziehung zwischen Absink-Verhältnis und funktechnischer Höhe, wobei die zweite vorgegebene Beziehung ein größeres Absink-Verhältnis für jede Höhe zur Erzeugung des Hochzieh-Warnsignals erfordert als die erste vorgegebene Beziehung, und

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eine Unterdrücktingseinrichtung zur Unterdrückung des Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals bei Erzeugung des Hochzieh-Warasignals.
17. Warneinrichtung nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Generator das Sinkgeschwindigkeits-Warnsignal für Absink-Verhältnisse von 1200 ft/min bei einer Höhe von 100 ft erzeugt.
18. Warneinrichtung nach Anspruch 16 oder 17, gekennzeichnet durch eine auf das Absink-Verhältnis ansprechende Einrichtung zur Veränderung der Wiederholfrequena des tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals abhängig von dem Ausmaß, um das das Luftfahrzeug die erste vorgegebene Beziehung überschreitet.
19. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 16 bis 18, gekennzeichnet durch eine Einrichtung zur Vergrößerung der Amplitude des tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals abhängig von der Wiederholfrequenz.

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