DE2732589B2

DE2732589B2 - Warneinrichtung für Luftfahrzeuge bei zu großer Sinkgeschwindigkeit

Info

Publication number: DE2732589B2
Application number: DE2732589A
Authority: DE
Inventors: Charles D. Bellevue Wash. 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: 1981-04-16
Also published as: GB1542769A; FR2359425B1; IT1079326B; DE2732589C3; JPS5311499A; CA1077159A; AU2379377A; SE7707872L; SE420301B; FR2359425A1; JPS6013125B2; AU507824B2; US4060793A; DE2732589A1

Description

Die EiTindung betrifft eine Warneinrichtung für Luftfahrzeuge bei zu großer Sinkgeschwindigkeit gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Derartige Warneinrichtungen sind bekannt (US-PS 39 46 358 und US-P3 39 47 808 der Anmelderin). Bei ihnen wird eine bestimmte Beziehung zwischen der Höhe über Grund und der Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs zur Erzeugung einer Warnung verwendet, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs bezüglich seiner Höhe über Grund zu groß ist. Die Warneinrichtung gemäß der US-PS 39 46 358 verwendet eine lineare Beziehung zwischen der Luftfahrzeug-Höhe über Grund und der Luftfahrzeug-Sinkgeschwindigkeit, wobei mit größer werdender Höhe über Grund die Sinkgeschwindigkeit zunimmt, die zur Auslösung des Warnsignals erforderlich ist. Bei der Warneinrichtung gemäß der US-PS 39 47 808 wird bei Sinkgeschwindigkeiten über einem vorgegebenen Wert eine Warnung für eine ausgewählte Zeitspanne des Aufpralls auf den Boden unter der Annahme erzeugt, daß das Luftfahrzeug diese bestimmte Sinkgeschwindigkeit beibehält

Untersuchungen über den tatsächlichen Betrieb derartiger Warneinrichtungen zeigen jedoch, daß es für die Beurteilung des Werts der Warneinrichtung bezüglich der Sicherheit wesentlich ist, ob der Flugzeugführer oder Pilot die Warneinrichtung »annimmt« bzw. Vertrauen in sie setzt Beispielsweise besteht bei den meisten derzeitigen Warneinrichtungen die Warnung in einem Befehl zur Durchführung eines korrigierenden Flugmanövers, wie z. B. »Hochziehen«. Bei einer Warneinrichtung wie gemäß der US-PS 39 46 358, bei der die Warnung sich aus einer Anzahl verschiedener Faktoren ergibt, wie negatives Steigen nach dem Abi eben, unzureichender Abstand gegenüber Gelände bzw. Boden, zu hohe Sinkgeschwindigkeit zu hohe Annäherungsgeschwindigkeit an das Gelände oder Flugzustand unter dem Gleitweg, können die Piloten zwangsweise nicht sofort handeln, da sie nicht genau wissen, was die Warnung ausgelöst hat. Es wurde daher festgestellt, daß in einer wesentlichen Anzahl von Fällen die Piloten nicht bereit sind, auf eine lediglich befehlsartige Anweisung zu reagieren, wenn die die Warnung auslösende Ursache nicht sofort ersichtlich ist. Weiter gibt es eine wesentliche Anzahl von Luftfahrzeugunfällen bei kontrollierten Flügen in das Gelände, bei denen sich die Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs nahe Grund stark in Folge von Windscherkräften oder optischen Täuschungen erhöhte, die das Beurteilungsvermögen des Piloten nachteilig beeinflussen. Eine Untersuchung einer Anzahl dieser Art von Unfällen zeigt, daß eine rechtzeitige Warnung erreicht werden kann, wenn die Hüllkurve bisheriger Warnungen wie die gemäß der US-PS 39 46 358 oder der US-PS 39 47 808 zur Erzeugung einer Warnung bei Sinkgeschwindigkeiten nahe dem Boden in der Größenordnung von 1000 ft/min (305 m/min) erweitert werden könnte. Eine derartige Erweiterung der Warn-Hüllkurve ergibt jedoch bei Höhen von höchstens 100 ft (30,5 m) nachteilig eine wesentliche Erhöhung der

Anzahl unerwünschter und lästiger Warnungen, die von der Warneinrichtung erzeugt werden, wodurch wiederum das Vertrauen des Piloten in die Warneinrichtung verringert wird.

Bei bekannten Gleilweg-Warnsystemen (US-PS 39 47 809) wird das Luftfahrzeug üblicherweise längs eines gut definierten Gleitweg-FunkstraLls betrieben. wobei es vollkommen sicher ist und unter üblichen Umständen auch als übliche Praxis angesehen wird, wesentlich unter den Gleitweg abzusinker.. Eint ι ο Gleitweg-Warnung in einem solchen Fall stellt somit lediglich eine Bestätigung für den Piloten dar, daß er in einer bestimmten Weise gegenüber dem Gleitweg fliegt Die Umstände, bei denen die Geschwindigkeits-Warnungen üblicherweise erzeugt werden müssen, unterscheiden sich davon sehr wesentlich. Normalerweise ist eine Warnung bezüglich zu hoher Sinkgeschwindigkeit unabhängig davon abzugeben, aus welchen Ursachen die Sinkgeschwindigkeit zu groß geworden ist

Es ist Aufgabe der Erfindung, eine Warneinrichtung der eingangs genannten Art so auszubilden, daß'bei gleichzeitiger Erhöhung der Umstände, bei denen eine Warnung abgegeben wird, zusätzlich die genaue Identifizierung der Ursache der Warnung möglich ist.

Die Aufgabe wird durch die kennzeichnenden Mermale des Anspruchs 1 gelöst.

Die Erfindung wird durch die Merkmale der Unteransprüche weitergebildet.

Bei der Ei findung wird somit zunächst eine im wesentlichen meldende tonfrequente Warnung bei zu großen Sinkgeschwindigkeiten in größerer Höhe erzeugt, während eine ein Hochziehen befehlende tonfrequente Warnung bei vergleichbaren Sinkgeschwindigkeiten in niedrigeren Höhen erzeugt wird. Zusätzlich kann die Wiederholgeschwindigkeit des »Sinkgeschwindigkeitw-Warnsignals erhöht werden und/oder die Amplitude des »Sinkgcschwindigkcit«- Warnsignals erhöht werden, wenn das Luftfahrzeug sein Flugverhalten beibehält unter stärkerem Eindringen in die Hüllkurve für die Sinkgeschwindigkeits-Warnung, wodurch auf eine zunehmend unerwünschte Betriebsbedingung in besonderer Weise aufmerksam gemacht werden kann.

Bei der Erfindung wird der Pilot durch das »Sinkgeschwindigkeit«-Tonwarnsignal unmittelbar über den Grund der Warnung informiert, wodurch er sofort die Situation des Luftfahrzeuge einschätzen und gegebenenfalls korrigierende Maßnahmen einleiten kann. Schließlich kann weiter die Warn-Hüllkurve ausgedehnt werden, um zu hohe Sinkgeschwindigkeiten so bei niedrigeren Höhen festzustellen, was ausgehend von bestehenden Erkenntnissen und Daten über Unfälle wirksam sein dürfte, um bestimmte Arten von Luftfahrzeugunfällen zu vermeiden. Lästige und störende Warnungen werden dabei nicht erzeugt.

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

Fig. 1 eine graphische Darstellung der Warn-Hüllkurven bzw. der Beziehungen zwischen der barometrisehen Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und der Höhe des Luftfahrzeugs über Grund, bei der eine Sinkgeschwindigkeits-Warnung bzw. eine Hochzieh-Warnung erzeugt werden soll,

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

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

Eine grafische Darstellung sowohl der Hüllkurve für Sinkgeschwindigkeits-Warnung als auch der Hüllkurve für Hochzieh-Warnung für eine Warneinrichtung bei zu großer Sinkgeschwindigkeit ist in F i g. 1 dargestellt Die zwischen Linien 12 und 14 befindliche schraffierte Fläche 10 in F i g. 1 definiert die Kombination der funktechnischen Höhe und der Sinkgeschwindigkeit, die eine Sinkgeschwindigkeits-Warnung auslöst Die schraffierte Fläche 16 unter der Linie 14 zeigt diejenigen Kombinationen der funktechnischen Höhe und der (barometrischen) Sinkgeschwindigkeit an, die eine Hochzieh-Warnung auslösen. Die Strichlinie 18 zeigt die Beziehung zwischen Höhe und Sinkgeschwindigkeit an, die ein Warnsignal bei einer bekannten Einrichtung, wie der gemäß der US-PS 39 47 808, auslöst. Wie durch die Gerade bzw. Linie 12 dargestellt besteht eine lineare Beziehung zwischen Höhe und Sinkgeschwindigkeit, die zur Erzeugung des Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals erforderlich ist. Wie in Figil dargestellt, nimmt die barometrische Sinkgeschwindigkeit, die zur Erzeugung eines Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals erforderlich ist mit zunehmender Höhe zu. Ferner besteht eine im wesentlichen lineare Beziehung zwischen der Sinkgeschwindigkeit 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 eine größere Sinkgeschwindigkeit 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 (57 m) und einer Sinkgeschwindigkeit von 1468 tt/min (448 m/min). Die Hochzieh-Warn-Grenzlinie, die durch die Linie 22 dargestellt ist, besitzt dann eine stärkere Neigung. Daraus ergibt sich, daß bei Höhen unter 187 ft (57 m) eine größere Sinkgeschwindigkeit erforderlich ist, um eine Hochzieh Warnung auszulösen bzw. zu erzeugen, als es erforderlich wäre, wenn die Sinkgeschwindigkeits-Warn-Grenzlinie sich mit 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 Hochzieh-Warn-Hüllkurve 16 mit der herkömmlichen Warnkurve 18, daß Warnungen bei Höhen bis hinab zu 50 ft (15,2 m) mit barometrischen Sinkgeschwindigkeiten bis hinab zu 1000 ft/min (305 m/min) erzeugt werden, was bei herkömmlichen Warneinrichtungen, wie das durch die Linie 18 dargestellt ist, nicht möglich ist. Auf diese Weise wird durch die bessere Warn-Hüllkurve 10 und 16 gemäß F i g. 1 eine Warneinrichtung bei zu großer Sinkgeschwindigkeit 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 F i g. 2 ist ein Wirk-Blockschaltbild einer logischen Schaltung zur Auslösung sowohl der Sinkgeschwindigkeit- als auch der Hochzieh-Warnsignale dargestellt. Die Luftfahrzeug-Sinkgeschwindigkeit ausgehend von barometrischer Höhe ist durch das Signal /79 dargestellt, das mit einem barometrischen Höhenmesser 24 und

einem Differenzierer 26 erzeugt werden kann, wie das beispielsweise in der US-PS 39 46 358 ausführlich erläutert ist. Das Aß-Signal, das negativ ist, wenn das Flugzeug im Sinkflug ist, ist über eine Leitung 28 Eingangssignal an einem 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 (435 m/min) darstellt. Die Summe dieser beiden Signale wird dann einem Begrenzer 32 zugeführt, der eine Begrenzung der Größe des vorgespannten As-Signals vom Addierer 30 auf einen maximalen Absolutwert bewirkt. Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist dies ein Signal, das minus 168 ft/min ( — 51,3 m/min) entspricht. Ein Multiplizierverstärker 34 multipliziert das Ausgangssignal des Begrenzers 32 mit einem Faktor 1,133. Das so mit einem Maßstabsfaktor versehene bzw. verstärkte vorgespannte Aß-Signal wird über einen zweiten Addierer 36 einem dritten Addierer 38 zugeführt, in dem es mit einem A«-Signal auf einer Leitung 40 kombiniert wird, das die Luftfahrzeug-Hühe über Grund wiedergibt. Das A«-Signal wird vorzugsweise von einem funktechnischen Höhenmesser 42 erhalten, um eine genaue Messung der Höhe des Luftfahrzeugs über Grund bzw. über Gelände zu erhalten. Wenn die Größe des verstärkten As-Signals vom Verstärker 34 die Größe des positiven A«-Signals 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-Warnung auf der Ausgangsleitung 48 des UND-Glieds 46.

Das Aß-Signal auf der Leitung 28 wird auch als Eingangssignal für einen vierten Addierer 50 verwendet. Hier wird das Aß-Signal durch ein positives Signal eines anderen positiven Eingangs des vierten Addierers 50 vorgespannt, und zwar durch ein eine Höhenänderungsgeschwindigkeit von 1702 ft/min (520 m/min) wiedergebendes Signal. Ein Gleichrichter 52, der das Ausgangssignal des vierten Addierers 50 erhält, verhindert, daß eine positive Spannung oder ein positives Signal an einen zweiten Multiplizierverstärker 54 angelegt werden kann. Folglich liegt am Multiplizierverstärker 54 nur dann ein Signal an, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs größer als 1702 ft/min (520 m/min) ist. Das vorgespannte Aß-Signal vom Gleichrichter 52 wird mit einem Faktor K₂ = OJ] multipliziert. Der Maßstabsoder Multiplizierfaktor K₂ entspricht der Neigung der Hochzieh-Warn-Grenzkurve 14 in F i g. 1. Das verstärkte Aß-Signal vom zweiten Multiplizierverstärker 54 wird mit dem begrenzten Aß-Signal vom ersten Multiplizierverstärker 34 im zweiten Addierer 26 kombiniert Die kombinierten As-Signale werden zum A«-Signal im dritten Addierer 38 hinzuaddiert zur Erzeugung der durch die Linien 14 und 22 in F i g. 1 dargestellten Warn-Kurve. Folglich wird, wenn das Eingangssignal am positiven Anschluß des dritten Addierers 38 vom zweiten Addierer 36 größer ist als das A«-Signal, ein auslösendes Logiksignal für Hochzieh-Warnung auf der Leitung 48 erzeugt, wenn das UND-Glied 46 angesteuert bzw. gesetzt ist.

Das A'e-Signal auf der Leitung 28 wird auch einem fünften Addierer 56 zugeführt der seinerseits durch ein Signal vorgespannt ist, das einer Sinkgeschwindigkeit von 780 ft/min (238 m/min) entspricht. Das sich daraus ergebende Ausgangssignal vom fünften Addierer 56 wird einem zweiten Begrenzer 58 und dann einem dritten Multiplizierverstärker 60 zugeführt. Der dritte Multiplizierverstärker 60 dient zum Multiplizieren des Ausgangssignals des zweiten Begrenzers 58 mit einem Faktor K₃, wobei beim bevorzugten Ausführungsbei spiel die Erfindung gilt Kj = 0,6031, was der Neigung der Sinkgeschwindigkeits-Warn-Grenzkurve 12 gemäß Fig. 1 entspricht. Das Ausgangssignal des dritten

ίο Multiplizierverstärkers 60 wird dem Plusanschluß eine sechsten Addierers 62 zugeführt, zusammen mit dem /jR-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 /!«-Signal überschreitet, ein positives Logiksignal an das UND-Glied 66 angelegt, das be gesetztem UND-Glied 66 ein auslösendes Logiksigna für Sinkgeschwindigkeits-Warnung auf der Leitung 68 ergibt, die dem Ausgang des UN D-Glieds 66 entspricht.

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

jo nung 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 dann erzeugt, wenn Λ« niedriger ist als 2450 ft (748 m). Dadurch werden

Ji Signale auf einer Leitung 74 vorgesehen, die die UND-Glieder 46,66 stets dann sperren, wenn die Höhe des Luftfahrzeugs über Grund größer als 2450 ft (748 m ist.

In F i g. 3 ist ein Blockschaltbild eines Tonfrequenzwarnsignal-Generators dargestellt, zur Erzeugung einer tonfrequenten (»voice«) Sinkgeschwindigkeits-Warnung und einer tonfrequenten Hochzieh-Warnung. Es sei an dieser Stelle herausgestellt, daß die Begriffe »Sinkgeschwindigkeit« bzw. »Hochziehen« bei der

4t Beschreibung der Erfindung lediglich bevorzugte Begriffe sind. Sie werden außerdem zur Definition der allgemeinen Art der Mitteilung herangezogen, die dem Piloten durch das erfindungsgemäße Sinkgeschwindigkeits-Warnsystem übermittelt wird. Unter bestimmten

Vi Umständen können andere Begriffe zur Anzeige der »Sinkgeschwindigkeitsw-Warnung, die im allgemeinen meldend ist, und der »Hochzieh«-Warnung, die im allgemeinen befehlend ist, herangezogen werden.

Die Schaltung gemäß Fig.3 enthält einen Tonfre-

« quenzwarnsignal-Generator 76, der auf das Auslöse-Lo giksignal für Hochzieh-Warnung auf der Leitung 48 anspricht. Immer wenn ein derartiges Auslöse-Logiksi gnal für Hochzieh-Warnung auf der Leitung 4f vorhanden ist, gibt der Tonfrequenzwarnsignal-Genera

mi tor 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 Sinkgeschwin· digkeits-Warnung auf der Leitung 68 wird einei

tr. Variabelfrequenz-Steuerschaltung 87 zugeführt Die Variabelfrequenz-Steuerschaltung 84 erhöht abhängig vom Λ'β-Signal auf der Leitung 28 die Wiederholfrequenz des Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals auf dei

Leitung 68. Das Ausgangssignal der Variabelfrequenz-Steuerschaltung 84 wird über eine Leitung 86 dem Tonfrequenzwarnsignal-Gencrator 76 zugeführt und erreicht die Abgabe des tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals durch den Lautsprecher 82. Folglich wird, wenn das Luftfahrzeug in der Sinkgeschwindigkeits-Warnsignal-Hüllkurve tO der Fig. 1 ist, mit zunehmendem Absink-Verhältnis /i'sdie Wiederholfrequenz des tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals erhöht. Eine Ampliluden-Steuerschaltung 88 ist an die Leitung 86 angeschlossen und erzeugt eine Spannung auf einer Leitung 90, die proportional der Wiederholfrequenz des Ausgangssignals der Variabelfrequenz-Steuerschaltung 84 ist. Das Ausgangssignal

der Amplituden-Steuerschaltung 88 auf der Leitung 90 dient zur Steuerung des Verstärkungsfaktors K* des Verstärkers 80 und dient daher zur Erhöhung der Amplitude des tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals als Ausgangssignal des Lautsprechers 82, wenn das Sinkgeschwindigkeits-Signal Λ«zunimmt.

Die Analoglogik bzw. die Rechenschaltung gemäß Fig. 2 und 3 wird zur Auswahl einer gewünschten verbalen Warnung abhängig von der Sinkgeschwindigkeit 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.

iierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Warneinrichtung für Luftfahrzeuge bei zu großer Sinkgeschwindigkeit, mit einer Signalquelle für die barometrische Luftfahrzeugsinkgeschwindigkeit wiedergebende Signale,

mit einem funktechnischen Höhenmesser,
mit einem ersten Generator, der entsprechend einer ersten vorgegebenen Beziehung zwischen Sinkgeschwindigkeit und funktechnischer Höhe abhängig von dem Luftfahrzeugsinkgeschwindigkeits-Signal und dem funktechnischen Höhensignal ein »Hochziehen«-Tonwarnsignal erzeugt, gekennzeich-η et durch

einen zweiten Generator, der entsprechend einer zweiten vorgegebenen Beziehung zwischen Sinkgeschwindigkeit und funktechnischer Höhe abhängig von dem Luftfahrzeugsinkgeschwindigkeits-Signal und dem funktechnischen Höhensignal ein meldendes »Sinkgeschwindigkeit«-Tonwarnsignal erzeugt, wobei die zweite vorgegebene Beziehung eine geringere Sinkgeschwindigkeit bei jeder Höhe zur Erzeugung der Hochzieh-Warnung erfordert als die erste vorgegebene Beziehung, und
eine Unterdrückungseinrichtung (70,66) zur Verhinderung des »Sinkgeschwindigkeittt-Tonwarnsignals, wenn das »Hochzieh«-Tonwarnsignal erzeugt wird.

2. Warneinrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Sinkgeschwindigkeits-Warnung bei Sinkgeschwindigkeiten von 1200ft/min (366 m/ min) bei einer Höhe von 100 ft (305 m).

3. Warneinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch eine Einrichtung, die abhän- J5 gig von der Sinkgeschwindigkeit die Wiederholfrequenz des »Sinkgeschwindigkeit«-Tonwarnsignals erhöht in dem Maße, in dem das Luftfahrzeug die zweite vorgegebene Beziehung überschreitet.

4. Warneinrichtung nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (88) zur Amplitudenerhöhung des »Sinkgeschwindigkeitw-Tonwarnsignals abhängig von der Wiederholfrequenz.

5. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite vorgegebene Beziehung zwischen Sinkgeschwindigkeit und funktechnischer Höhe im wesentlichen linear ist.

6. Warneinrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite vorgegebene Bezie- so hung eine Neigung besitzt von etwa 0,6 ft Höhe pro ft/min Höhen-Sinkgeschwindigkeit (etwa 0,18 m pro 0,3 m/min).

7. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, gekennzeichnet durch eine Umschalteinrichtung zum Umschalten von der zweiten vorgegebenen Beziehung auf eine dritte vorgegebene Beziehung für Sinkgeschwindigkeiten oberhalb eines vorgegebenen Wertes.

8. Warneinrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die dritte vorgegebene Beziehung im wesentlichen linear ist und eine Neigung besitzt von etwa 0,40 ft pro ft/min Sinkgeschwindigkeit (etwa 0,12 m pro 0,3 m/min).

9. Warneinrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die erste vorgegebene Beziehung im wesentlichen linear ist und eine Neigung besitzt von etwa 1,5 ft pro ft/min Sinkgeschwindig

keit (etwa 0,46 m pro 0,3 m/min).

10. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 7 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die vorgegebene Sinkgeschwindigkeit etwa 1500 ft/min (460 m/min) beträgt