DE2752201A1 - System zur erzeugung einer anzeige der windscherung - Google Patents

System zur erzeugung einer anzeige der windscherung

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Description

SYSTEM ZUR ERZEUGUNG EINER ANZEIGE DER WINDSCHERUNG
Die Erfindung bezieht sich auf Flugzeuginstrumente, insbesondere ein solches Instrument, das eine Ausgangsgrösse zur Anzeige der Windscherungsverhaltnisse erzeugt.
Die Windscherung kann als der Zustand definiert werden, der dann besteht, wenn Geschwindigkeit und/oder Richtung des Windes sich erheblich ändern. Sie kann eine besonders gefährliche Situation hervorrufen, wenn sich ein Flugzeug durch die Luftmassen hindurch im Landeanflug auf einen Flughafen befindet. Informationen bezüglich der momentanen Windscherungsverhaltnisse können den Piloten vor im Entstehen begriffenen Änderungen der Luft- und Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs warnen, sodass er in die Lage versetzt wird, sofort korrektive Massnahmen zu treffen. Diese Informationen können auch einem Kontrollturm zugeleitet und dazu benutzt werden, andere vor der Landung stehende Flugzeuge zu warnen.
In der US-PS 4 012 713 und der entsprechenden DT-OS 2648 430 der Anmelderin ist ein System zur Erzeugung eines die Windscherungsverhaltnisse anzeigenden Ausgangssignals beschrieben. Das System nach der vorliegenden Erfindung stellt eine Verbesserung gegenüber dem dort beschriebenen System dar; zusätzlich gelangt ein Eingangssignal entsprechend einem Abwindabtriftwinkel des Flugzeugs von einer gewünschten Flugbahn zur Anwendung. Dieses EIn-
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gangssignal wird algebraisch mit dem momentanen Luftgeschwindigkeitssignal und dem horizontalen Beschleunigungssignal mit umgekehrter Polarität gegenüber dem horizontalen Beschleunigungssignal summiert. Die Summierung der Signale in dieser Weise führt zu einer besseren Bestimmung der Windverhältnisse, die ein Flugzeug in Gefahr bringen können. So wird zum Beispiel ein "negatives" Abwindabtriftwinkelsignal, d. h. ein eine Aufwindabtrift darstellendes Signal, benutzt, um eine negative Änderung des momentanen Luftgeschwindigkeitssignals auszugleichen; dies im Hinblick auf die Tatsache, dass eine Aufwindabtrift die mit einer negativen Luftgeschwindigkeitsänderung verbundene Gefahr verringert. Andererseits sind die Verhältnisse bei Vorljqgen von sowohl negativen Luftgeschwindigkeitsänderungen als auch einer Abwindabtrift überaus gefährlich, und die Kombination dieser beiden Signale bei der Erzeugung von Windscherungssignalen wird gemäss der Erfindung vorgeschlagen.
Die Aufgabe der Erfindung besteht grundsätzlich darin, die Flugsicherheit zu erhöhen. Hierzu soll eine Einrichtung zur Erzeugung eines Windscherung anzeigenden Signals geschaffen werden, um Flugzeugpiloten insbesondere während Landungsanflügen Hinweise und/oder Warnungen geben zu können. Weiterhin soll eine Einrichtung zur Erzeugung eines Windscherung wiedergebenden Signals dadurch verbessert werden, dass dieses Signal durch ein zusätzliches Signal modifiziert wird, das den Abwindabtriftwinkel eines Flugzeugs zur Weitergabe an eine Bodenstation und Verwendung bei der Führung anderer Flugzeuge repräsentiert.
Diese Aufgabe ist gemäss der Erfindung grundsätzlich wie folgt gelöst: das elektrische Ausgangssignal eines Wandlers oder Messfühlers für die momentane Luft-, Flug- oder Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs wird zur Erzeugung eines die Änderungsgeschwindigkeit dieser Luftgeschwindigkeit wiedergebenden Ausgangssignals differenziert. An dem Flugzeug ist ein erster Beschleunigungsmesser angeordnet, der die Beschleunigung längs der Rumpfbezugslinie des Flugzeuges erfasst. Am Flugzeug ist weiterhin ein zweiter Beschleunigungsmesser zur Erfassung der Vertikalbeschleu-
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nigung des Flugzeuges vorgesehen. Das Auf;gangSEignal des ersten Beschleunigungsmessers wird einer Summiereinrichtung zugeführt, die auch noch das Ausgangssignal eines Vertikalkreisels erhält, das entsprechend der Schwerebeschleunigung (gsinQ) mit einer Konstanten multipliziert wird.
Die gsinQ repräsentierenden Komponente des Beschieunigungssignals wird in der Summierungseinrichtung vom Beschleunigungsausgangssignal abgezogen, um hiervon ein Ausgangssignal zu bilden, das die Horizontalbeschleunigung (Trägheit) des Flugzeugs anzeigt. Dieses Horizontalbeschleunigungssignal und ein den Abwindabtriftwinkel wiedergebendes Signal werden mil^inander entgegengesetzter Polarität in eine zweite Summierungseinrichtung gegeben, wo diese Signale algebraisch miteinander sowie mit dem differenzierten Luft- oder Fluggeschwindigkeitssignal summiert werden. Das Ausgangssignal dieser zweiten Summierungseinrichtung stellt die durch das Abwindabtriftwinkelsignal modifizierte Windscherung dar. Es sei darauf hingewiesen, dass durch Differenzierung des Fluggeschwindigkeitssignals im Entstehen begriffene Änderungen der Fluggeschwindigkeit vorhergesagt werden können.
Das Ausgangssignal der zweiten Summierungseinrichtung wird einem Signalprozessor zugeführt, der eine Einrichtung zur Direktanzeige aufweisen kann, einen Schwellwertdetektor, der mit einer Warneinrichtung zusammenarbeitet, die ihrerseits ein Warnsignal liefert, wenn das modifizierte Windschersignal einen vorgegebenen Wert übersteigt. Weiterhin kann der Signalprozessor oder die Signalverarbeitungseinrichtung noch einen Spitzenwertdetektor und eine Speichereinrichtung zur Erzeugung einer Anzeige entsprechend dem Spitzenwert des Signals über eine vorbestimmte Zeitdauer und/oder einen Sender zur Fernmessung, mit dem Signale entsprechend dem Ausgangssignal an eine Bodenstation zur Anzeige oder einer anderen Aufzeichnung übertragen werden» aufweisen.
Weitere Einzelheiten, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung, den Patentansprüchen sowie der schematischen Zeichnung.
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Hierbei zeigen:
Fig. 1 eine schematische Darstellung der der Erfindung innewohnenden Grundmerkmale;
Fig. 2 ein Blockdiagramm zur Darstellung eines bevorzugten AusfUhrungsbeispiels dar Erfindung;
Fig. 3 eine schematische Darstellung von verschiedenen, in die Erfindung eingehenden Parameter und
Fig. 4 ein Diagramm zur Darstellung der Erzeugung des Abwindabtriftwinkelsignals in der erfindungsgemässen Vorrichtung.
Mit der Fig. 1 ist die grundsätzliche Arbeitsweise des erfindungsgemässen Systems schematisch dargestellt. Ein Generator 11 zur Erzeugung eines differenzierten Signals (d/dt) der momentanen Luftgeschwindigkeit liefert ein Ausgangssignal ύ, welches die Änderungsgeschwindigkeit der momentanen Luft- oder Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt. Wie noch nachstehend im Zusammenhang mit der Fig. 2 erläutert wird, kann ein derartiges Signal bequem dadurch erzeugt werden, dass das elektrische Ausgangssignal eines Wandlers oder Messwertaufnehmers für die momentane Luftgeschwindigkeit differenziert wird (ein solcher Wandler steht normalerweise im Flugzeug zur Verfugung). Ein Generator 12 für die Horizontalbeschleunigung des Flugzeuges liefert ein Ausgangssignal ν, das der Horizontalbeschleunigung des Flugzeuges entspricht. Dieses Signal kann man mit Hilfe eines Beschleunigungsmessers erhalten, welcher längs der Rumpflinie des Flugzeuges angeordnet ist, wobei sein Ausgangssignal zur Beseitigung vertikaler Beschleunigungskomponenten als Folge der Schwerkraft kompensiert wird. Ein solches Ausgangssignal kann auch vom Beschleunigungsmesser direkt dadurch entnommen werden, dass man ihn auf einer Plattform mit Inertialstabilisierung befestigt, sodass er unabhängig von der Neigung des Flugzeuges in einer horizontalen Ebene stabilisiert verbleibt.
Ein Generator 13 zur Ersetzung des Abwindabtriftwinkels dec Flugzeuge erzeugt ein Ausgangssignal « , das den Vertikalabtriftwinkel des Flugzeuges von seinem gegenwärtigen Flugweg entspricht. Das Horizontalbeschleunlgungssignal V wird von dem momentanen
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Luftgeschwind.igkeitssignal ύ abgezogen, während das Abwindwinkelsignal δ zum momentanen Luftgeschwindigkeitssignal in einer Summierungseinrichtung 14 addiert wird. Wie bereits erwähnt, ermöglicht die Addition des Abwindabtriftwinkelsignals eine bessere Bestimmung der Windzustände, die ein Flugzeug gefährden würden (d. h.jwenn eine negative.Abwindabtrift mit einer negativen Luftgeschwindigkeit vorliegt, so ist dies nicht so gefährlich, wie im Falle einer negativen Luftgeschwindigkeit mit einer positiven Abwindabtrift). Das Ausgangssignal der Summierungseinrichtung entspricht der Windscherung (V ) (modifiziert um das Abwindab-
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triftwinkelsignal) und es entspricht der Änderungegeschwindigkeit der Windgeschwindigkeit. Dieses Windscherungssignal kann entweder positiv oder negativ sein und wird einem Signalprozessor zugeführt, der eine Anzeige aufweisen kann, die kontinuierlich die gemessene Windscherung anzeigt, weiterhin eine Spitzensignaleinrichtung, die zusammen mit der Anzeige zum Anzeigen der Spitzenamplitude der Windscherung über eine vorbestimmte Zeitspanne verwendet werden kann, sowie einen Schwellwertdetektor, der mit einer Warneinrichtung zusammen arbeitet und anzeigt, wenn die Windscherung eine vorbestimmte Grosse, bzw. Amplitude überschritten hat; schliesslich kann der Signalprozessor oder die Signalverarbeitungseinrichtung noch ein Fernmess-System zur Übermittlung von Signalen entsprechend der gemessenen Windscherung an eine Bodenstation zur Anzeige aufweisen.
In Fig. 2 ist ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung schematisch gezeigt. Ein Wandler 21 für die normale Luftgeschwindigkeit erhält das Ausgangssignal eines Pitot-Rohres des Flugzeugs und erzeugt ein elektrisches Ausgangssignal u entsprechend der momentanen oder augenblicklichen Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs. Dieses elektrische Ausgangssignal wird in einem Differenzierglied 22 zur Erzeugung eines Ausgangssignals u entsprechend der Änderungsgeschwindigkeit der momentanen Luftgeschwindigkeit differenziert. Ein Längsbeschleunigungsmesser 24 ist entlang der Längsachse des Flugzeugs (Rumpfbezugslinie) angeordnet und liefert ein Ausgangssignal proportional der Grosse X + gsinO, wobei icf die Horizontalbeschleunigung des Flugzeugs, g die Erdbeschleuni-
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gung (9,8 m/sec) und θ der Neigungswinkel des Flugzeugs ist. Ein Vertikalkreisel 30 liefert ein elektrisches Ausgangssignal entsprechend Θ,und dieses Signal wird mit einem der Schwerkraft entsprechenden Faktor multipliziert und in einem Verstärker 32 in seine Sinusfunktion umgesetzt. Das Ausgangssignal des Verstärkers 32 wird von dem des Beschleunigungsmessers 24 in der Summiereinrichtung 33 zur Erzeugung eines Signals Y subtrahiert, das der Horizontalbeschleunigung des Flugzeugs unabhängig von seinem Neigungswinkel entspricht. Das Ausgangssignal der Summiereinrichtung 33 wird von dem des Differenziergliedes 22 in der Summiereinrichtung 36 abgezogen. Bis hierher entspricht das in Verbindung mit der Fig. 2 beschriebene System dem der vorstehend genannten US-PS. Im folgenden wird nunmehr die erfindungsgemäss zusätzlich angewandte Messung des Abwindabtriftwinkels beschrieben.
Ein Vertikalbeschleunigungsmesser 51 erzeugt ein Signal Y entsprechend der Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs. Dieses Vertikalbeschleunigungssignal wird im Verstärker 52 mit einer vorbestimmten Konstanten multipliziert und einer Dämpfungsschaltung zugeführt. Verstärker 52 und Dämpfungsschaltung 53 sind so ausgelegt, dass die erwünschten Kriterien zur Bestimmung der Wichtigkeit der Vertikalbesclileunigung im Ausgangssignal des Systems bereitgestellt werden. Der Verstärker 52 bestimmt die Amplitude des die Beschleunigung darstellenden Signals, während die Dämpfung sschaltung 53 diese Amplitude als Funktion der Zeitdauer des Signals variiert. Die Dämpfungsschaltung 53 kann ein Tiefpassfilter umfassen, das im Ausgangssignal des Vertikalbeschleunigungsmessers vorhandenes Rauschen herausfiltert. Das Ausgangssignal der Dämpfungsschaltung 53 wird einer Summierungseinrichtung 54 zugeführt. An diese Summierungsienrichtung 54 wird weiterhin ein Signal einer Multiplizierstufe 60 angelegt, welches die Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs, und zwar nicht auf Grund von vertikalen Luftströmungen angibt, welches Signal von dem Signal der Gesamtvertikalbeschleunigung abgezogen wird, die der Summierungseinrichtung von der Dämpfungsschaltung 53 zugeleitet wird.
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COPY
Zwecks besseren Verständnisses der Wichtigkeit des von der Multiplizierstufe 60 kommenden Signals, mit dem Flugzeugmanöver kompensiert werden, sei auf die Fig. 3 Bezug genommen. Dort gibt der V/inkel θ die Neigung oder Steigung des Flugzeugs wider, der Winkel α den Anstellwinkel des Flugzeugs und der Winkel γ den Steiggradienten des Flugzeugs. Es ergibt sich somit:
Vv = sin Y , (1)
wobei V die Vertikalgeschwindigkeit und V die Geschwindigkeit des Flugzeugs längs des Flugweges ist.
Da γ gleich θ - α ist, kann Gleichung (l) so wie folgt differenziert und substituiert werden:
Der Steigungsgradient γ , beträgt bei normalen Landeanflügen etwa 3 . Deshalb gelangt man zu cos (® - o ) = 1. Da bei Landeanflügen ο nahezu konstant programmiert ist, kann -rr ignoriert werden.
Es kann mithin zur Angabe einer relativ genauen Näherung der Vertikalbeschleunigung infolge der Steigung des Flugzeugs die Gleichung (2) wie folgt modifiziert werden:
ff -Φ · Ο
Die Erzeugung der Gleichung (3) wird nunmehr in Verbindung mit Fig. 2 beschrieben. Ein Ausgangssignal des Vertikalkreisels 30, das die Steigung θ des Flugzeugs wiedergibt, wird einer Differenzierschaltung 57 zugeführt. Das der momentanen Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs entsprechende Signal wird in einem Ver stärker 59 so verstärkt, dass man ein V richtig wiedergebendes Signal erhält, das dann noch der Multiplizierstufe 60 zugeführt wird. Dort wird das Ausgangssignal θ der Differenzlerschaltung 57 mi1; V multipliziert, sodass man die gewünschte Durchführung der Gleichung (3) erhält. Das Ausgangssignal der Multiplizierstufe 60 wird der Summierungseinrichtung 54 zugeleitet, wo es -
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- li -
wie bereits erwähnt - von dem der Gesamtvertikalbeschleunigung des Flugzeugs entsprechenden Signal subtrahiert wird, so dass man das Signal erhält, das die Vertikalbeschleunigung aufgrund vertikaler Luftströmungen darstellt. Das Ausgangssignal der Summierungseinrichtung 54 wird auf einen Integrator 72 gegeben, wo es integriert oder gemittelt wird; das Ausgangssignal des Integrators wird einem Teiler 71 zugeleitet. Es sei darauf hingewiesen, dass das gemittelte Signal eine direkte Funktion der Grosse der die Vertikalbeschleunigung bewirkenden vertikalen Luftströmungen ist.
In den Teiler 71 wird weiterhin ein Signal y gegeben, das die mit einem konstanten Faktor modifizierte Flugzeug-Luftgeschwindigkeit wiedergibt. Dieses Signal wird von dem Wandler 21 für momentane Luftgeschwindigkeit abgenommen und mit einem vorbestimmten Verstärkungsfaktor mittels des Verstärkers 70 modifiziert.
Der Integrator oder die Integrationsstufe 72 weist eine Löscheinrichtung auf. Diese Löschschaltung ist so ausgelegt, dass das System nur auf Änderungen eines vorher gemittelten Zustandes ansprechen kann. Das Ausgangesignal χ des Integrators 72 stellt die Vertikalgeschwindigkeit dar, die in der Zeitspanne der Löschschaltung gewonnen wurde. Diese Grosse ist die tatsächliche Änderung der Vertikalgeschwindigkeit aufgrund lokaler, vertikaler Luftströmungen in einem plötzlichen Abwind. Man erhält dann den Abwindabtriftwinkel durch Division des Ausgangssignals des Inte grators 72 durch die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs. Dies ist in der Tat der Abwindabtriftwinkel β des Flugzeugs, soweit extreme und gefährliche Störungen oder Turbulenzen betroffen sind. Die Berechnung von β ergibt sich in Verbindung mit der Fig. 4, in der der Vektor y die Luft- oder Fluggeschwindigkeit des Flugzeuge und der Vektor χ die Grosse der Vertikalen Luftströmungen wiedergibt. Hieraus ergibt sich, dass der Abwindabtriftwinkel β des Plugzeugs wie folgt definiert ist:
tan « * J . (A)
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Das Ausgangssignal des Teilers 71 wird an die Summierungseinrichtung 36 angelegt, in der es zum Ausgangssignal der Differenzierschaltung oder des Differenziergliedes 22 addiert wird. Das Ausgangssignal dieses Differenziergliedes erzeugt eine Vorhersage oder Anzeige von Änderungen der Luftgeschwindigkeit, und es erbringt eine Aussage über aufkommende Windscherungszustände. Das erfindungsgemässe System kann als ein System zur Anzeige des "verfügbaren Schubs" angesehen werden. Horizontale Windscherung in Schwerkrafteinheiten der Beschleunigung (g) und der Abwindabtriftwinkel der Flugbahn in Radian sind direkt additiv. Die Gesamtsumme stellt den Verlust an verfügbarem Schub dar. Man betrachte eine horizontale Windscherung aufgrund einer Rückenwinds teigerung um 1 Knoten pro Sekunde (entsprechend 1/20 g) und eines Abwindabtriftwinkels von fast 3° vom Flugweg (äquivalent 1/20 Radian). Treten diese Zustände gleichzeitig ein, so addieren sie sich in der Wirkung und erfordern l/lO g zusätzlichen Schubs (oder einen zusätzlichen Schub von 10 % des Gewichtes des Flugzeugs). Dieser zusätzliche Schub ist notwendig, um den vertikalen Wind und die horzontale Windscherung auszugleichen, so dass das Flugzeug seine Geschwindigkeit und seine Flugbahn so beibehalten kann, als ob diese Windfaktoren nicht vorhanden wären.
Es sei darauf hingewiesen, dass andere Einrichtungen als der beschriebene Vertikalbeschleunigungsmesser zur Erzeugung des Vertikalluftströmungssignals herangezogen werden können. Derartige andere Signalquellen des Standes der Technik sind:
(il) Vertikalgeschwindigkeitsgeber (sowohl Momentaneinrichtungen als auch statische Pitot-Einrichtungen);
(2) Aus Luftwertberechnungen errechnete Vertikalgeschwindigkeit,
(3) über elektrische Höhenmesser gewonnene Änderungsgeschwindigkeitssignale.
Ein Integrator 63 und ein Verstärker 64 erzeugen eine negative RUckkoppelung zur Summierungseinrichtung 36, um Kompensationsfehler zu löschen, die im System auftreten können. Die Zeitkonstante des Integrators 63 wird hinreichend derart gross bemessen, dass Kompensationsfehler gelöscht werden, dass Jedoch das grund-
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sätzliche Ansprechen des Systems auf Warnwerte nicht berührt wird.
Wie bereits in der eingangs genannten US-PS beschrieben ist, kann das die Windscherung wiedergebende Ausgangssignal der Summierungseinrichtung 36 in verschiedener Weise benutzt werden. Zunächst kann es direkt über einen Wählschalter 40 auf die Anzeige 42 gegeben werden. Diese kann ein Galvanometer aufweisen, das so geeicht ist, dass äquivalente Werte der Windscherung in
kann es Knoten/sec abgelesen werden können; auch eine Einrichtung zur Digitalanzeige diese Werte aufweisen. Das Ausgangssignal kann ebenso eines Spitzenwertdetektor 43 und von dort einem Speicher 44 zugeleitet werden, der eine kapazitive Speicherschaltung aufweist, die ihrerseits das vom Detektor 43 erhaltene Spitzenwertsignal speichert. Der Wählschalter 40 kann auch zur alternativen Erzeugung einer Ablesung des im Speicher 44 gespeicherten Spitzenwertsignals oder der momentanen Grosse der am Ausgang der Summierungseinrichtung 36 erscheinenden Windscherung an der Anzeige 42 herangezogen werden. Der Speicher 44 kann nach Ablauf einer vorbestimmten Beobachtungsperlode auf 0 zurückgestellt werden.
Ein mit einer Warneinrichtung 47 zusammenarbeitender Schwellwertdetektor 46 wird zur Erzeugung eines Warnsignals für den Piloten bei Vorliegen eines gefährlichen Windscherungszustandes verwendet. Der Schwellwertdetektor 46 kann eine Triggerschaltung aufweisen, die so vorgespannt ist, dass sie dann betätigt wird, wenn das ihr von der Summierungseinrichtung 36 über die Dämpfungsschaltung 43 zugeführte Signal einen vorbestimmten Wert überschreitet. Dieser Wert repräsentiert einen vorbestimmten Windscherungszustand, der sowohl die Horizontalbeschleunigung als auch den Vertikalabwind aufgrund der Windscherung bzw. vertikaler Windströmungen berücksichtigt. Wird der Schwellwertdetektor 46 betätigt, so betätigt er seinerseits die Warneinrichtung 47» die ein Horn, einen Summer, ein Warnlicht od. dgl. aufweisen kann. Es kann auch ein Fernmess-Sender 30 vorhanden sein, mit dem Informationen bezüglich der Windscherung an eine Bodenstation übertragen werden können, so dass von dort aus die Lande-
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manöver anderer Flugzeuge entsprechend unterstützt werden können. Auf diese We.i se können Piloten ankommender Flugzeuge mit Information über gefährliche Windscherungszustände versorgt werden.
Ein Ausgangssignal der Summierungseinrichtung kann auch über einen Schalter 49 auf eine automatische Drosselsteuerung 48 gegeben und dort zur automatischen Einstellung des Schubs des Flugzeugs entsprechend den Windscherungszuständen verwendet werden.
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L e e r s e i t e

Claims (9)

PATENTANSPRÜCHE
1. System zur Erzeugung eines einen von einem Flugzeug angetroffenen Windscherungszustand wiedergebenden Windscherungssignals, das um den Abwindabtriftwinkel des Flugzeugs modifiziert ist, gekennzeichnet durch eine Einrichtung zur Erzeugung eines die Änderungsgeschwindigkeit der momentanen Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs wiedergebenden Signals, eine Einrichtung zur Erzeugung eines die horizontale Inertialbeschleunigung des Flugzeugs wiedergebenden Signals, eine Einrichtung zur Erzeugung eines den Abwindabtriftwinkel des Flugzeugs wiedergebenden Signals, eine Einrichtung zum Subtrahieren des horizontalen Inertialbeschleunigungssignals vom Signal der Änderungsgeschwindigkeit der momentanen Luftgeschwindigkeit und zum Addieren des Abwindabtriftwinkelsignals zum Signal der Änderungsgeschwindigkeit der momentanen Luftgeschwindigkeit, um ein Ausgangssignal zu erzeugen, das der um den Abwindabtriftwinkel des Flugzeugs modifizierten Windscherung entspricht, und durch eine Einrichtung zur Verarbeitung dieses Ausgangssignals zur Erzielung einer Anzeige entsprechend seiner Amplitude.
2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Verarbeitungseinrichtung eine Anzeige (42) zur direkten Anzeige de"r Amplitude des Ausgangssignals aufweist.
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ORIGINAL INSPECTED
3. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Verarbeitungseinrichtung eine Warneinrichtung (47) zur Erzeugung eines Warnsignals sowie einen Detektor aufweist, der bei Übersteigen eines vorgegebenen Wertes des Ausgangssignals die Warneinrichtung (47) betätigt .
4. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Verarbeitungseinrichtung einen Spitzenwertdetektor (43) zur Erzeugung eines Spitzenausgangssignals entsprechend dem Spitzenwert des Ausgangssignals aufweist und weiterhin einen Speicher (44) zur Speicherung des Spitzenausgangssignals sowie eine Anzeige (42) zur Anzeige des im Speicher (44) gespeicherten Spitzenwertsignals.
5. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Verarbeitungseinrichtung einen Fernmess-Sender (50) zur Übertragung des Ausgangssignals an eine Bodenstation aufweist.
6. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Einrichtung (11) zur Erzeugung eines Signals entsprechend der Geschwindigkeitsänderung der Luftgeschwindigkeit einen Wandler (21) für die momentane Luftgeschwindigkeit zur Erzeugung eines Ausgangssignals entsprechend dieser momentanen Luftgeschwindigkeit sowie ein Differenzierglied (22) zur Differenzierung des am Wandler (21) auftretenden Ausgangssignals aufweist.
7. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Einrichtung zur Erzeugung eines Signals entsprechend der Horizontalbeschleunigung des Flugzeugs einen längs einer Rumpfbezugslinie des Flugszeugs angeordneten Beschleunigungsmesser aufweist, der ein Ausgangssignal entsprechend der Beschleunigung längs dieser Rumpfbezugslinie erzeugt, weiterhin eine Einrichtung (30) zur Erzeugung eines Signals entsprechend der Steigung des Flugzeugs, sowie eine Einrichtung zum Subtrahieren dieses Signals entsprechend der Steigung des Flugzeugs von dem Ausgangssignal des Beschleunigungsmessers, das der Beschleunigung längs der Rumpfbezugslinie entspricht.
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8. System nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Einrichtung (13) zur Erzeugung eines Signals entsprechend dem Abwindabtriftwinkel des Flugzeugs einen Vertikalbeschleunigungsmesser aufweist, weiterhin eine Einrichtung zur Dämpfung dieses Signals entsprechend dem Äbwindabtriftwinkel, eine Einrichtung zur Erzeugung eines Signals entsprechend der Vertikalbeschleunigung des Flugzeuges, die nicht von vertikalen Luftströmungen hervorgerufen wird, eine Einrichtung zum Subtrahieren des letztgenannten Signals vom gedämpften Signal entsprechend dem Abwindabtriftwinkel zur Erzeugung eines Differenzsignals sowie eine Einrichtung zum Dividieren dieses Differenzsignals durch das Ausgangssignal des Wandlers (21) für momentane Luftgeschwindigkeit.
9. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass eine automatische Drosselsteuerung (48) für das Flugzeug sowie eine Einrichtung zur wahlweise Koppelung des Ausgangssignals mit dieser automatischen Drosselsteuerung (48) zur automatischen Anpassung des Schubs des Flugzeugs an das Ausgangssignal vorgesehen sind.
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Publications (2)

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DE2752201A1 true DE2752201A1 (de) 1978-08-10
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Country Status (6)

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FR (1) FR2379819A1 (de)
GB (1) GB1538815A (de)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0229197A1 (de) * 1985-12-18 1987-07-22 The Boeing Company Flugregel- und Anzeigesystem für Windscherung
EP0337583A1 (de) * 1985-12-18 1989-10-18 The Boeing Company Windscherungs-, Detektions-, Warnungs- und Korrektursystem für Flugzeuge

Families Citing this family (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4163216A (en) * 1977-08-29 1979-07-31 Arpino R System for transmitting airport weather information
US4189777A (en) * 1978-05-01 1980-02-19 The Bendix Corporation Ground proximity warning system with means for altering warning threshold in accordance with wind shear
US4229725A (en) * 1978-05-12 1980-10-21 Reilly Richard J Wind shear warning system for aircraft
US4295139A (en) * 1979-05-07 1981-10-13 Arpino R Method for transmitting airport weather information
US4319219A (en) * 1980-06-30 1982-03-09 The Boeing Company Automatic approach landing and go-around control system for aircraft
US4382283A (en) * 1980-08-08 1983-05-03 United Technologies Corporation Helicopter attitude and airspeed acquisition and retention system
DE3145389C2 (de) * 1980-11-15 1983-10-06 Deutsche Forschungs- Und Versuchsanstalt Fuer Luft- Und Raumfahrt E.V., 5000 Koeln Gerät zur Bestimmung des Windgradienten (Scherwind) und Abwindwinkels an Bord eines Fluggerätes
US4589070A (en) * 1982-10-25 1986-05-13 R & D Associates Airborne wind shear response system
US4646243A (en) * 1983-01-13 1987-02-24 The Boeing Company Apparatus for determining the groundspeed rate of an aircraft
US4593285A (en) * 1983-05-06 1986-06-03 Sperry Corporation Windshear detection and warning system with evasion command
US4857922A (en) * 1983-05-06 1989-08-15 Honeywell Inc. Windshear detection and warning system with evasion command
US5220322A (en) * 1984-07-18 1993-06-15 Sundstrand Corporation Ground proximity warning system for use with aircraft having egraded performance
US4728951A (en) * 1985-10-16 1988-03-01 Honeywell Inc. Vertical windshear detection for aircraft
EP0400691A1 (de) * 1986-02-13 1990-12-05 Sundstrand Data Control, Inc. System zur Feststellung der und Warnung vor der Windscherung
EP0400690A1 (de) * 1986-02-13 1990-12-05 Sundstrand Data Control, Inc. System zur Feststellung der und Warnung vor der Windscherung
US4725811A (en) * 1986-02-13 1988-02-16 Sundstrand Data Control, Inc. Wind shear detection and alerting system
US4797674A (en) * 1986-02-28 1989-01-10 Honeywill Inc. Flight guidance system for aircraft in windshear
US4786905A (en) * 1986-03-26 1988-11-22 Sundstrand Data Control, Inc. Wind shear detector head-up display system
DE3639398C1 (en) * 1986-11-18 1988-03-03 Greipl Werner Arrangement for determining the wind gradient on board an aircraft
FR2616902B1 (fr) * 1987-06-18 1989-10-20 Aerospatiale Systeme pour l'elaboration d'un signal d'alarme a bord d'un aeronef en cas de minitornade
USRE34082E (en) * 1987-07-31 1992-09-29 Safe Flight Instrument Corporation Variable threshold wind shear warning system
US4855738A (en) * 1987-07-31 1989-08-08 Safe Flight Instrument Corporation Variable threshold wind shear warning system
US4853861A (en) * 1987-09-01 1989-08-01 Flight Dynamics, Inc. Windshear measurement system
EP0317678B1 (de) * 1987-11-27 1993-03-24 Honeywell Inc. Optimale Steuerung eines Flugzeuges im Bereich der Windscherung
US4891642A (en) * 1988-01-11 1990-01-02 Sundstrand Data Control, Inc. Wind shear detection system
US4947164A (en) * 1988-01-21 1990-08-07 Sundstrand Data Control, Inc. Flight path responsive aircraft wind shear alerting and warning system
US4863120A (en) * 1988-05-02 1989-09-05 Honeywell Inc. Optimal flight guidance for aircraft in windshear
US4965572A (en) * 1988-06-10 1990-10-23 Turbulence Prediction Systems Method for producing a warning of the existence of low-level wind shear and aircraftborne system for performing same
US4965573A (en) * 1988-10-03 1990-10-23 Delco Electronics Corporation Forward looking windshear detection system
US5053767A (en) * 1990-03-12 1991-10-01 Honeywell Inc. Aircraft windshear detection based on energy loss
US5187477A (en) * 1990-04-10 1993-02-16 Sundstrand Corporation Wind shear detector with slow shear bias
FR2677605B1 (fr) * 1991-06-14 1993-10-01 Aerospatiale Procede et signalisation d'insuffisance de manóoeuvrabilite d'un aeronef et dispositif mettant en óoeuvre un tel procede.
US5590853A (en) * 1992-02-03 1997-01-07 Safe Flight Instrument Corporation Aircraft control system
US5359888A (en) * 1993-02-16 1994-11-01 The B. F. Goodrich Company Air turbulence and wind shear sensor
US5434565A (en) * 1994-03-22 1995-07-18 Potomac Aviation Technology Corporation Automatic weather monitoring and adaptive transmitting system
US6289289B1 (en) 1998-12-10 2001-09-11 Honeywell International Inc. Aircraft structural fatigue monitor
US6160498A (en) * 1998-12-10 2000-12-12 Honeywell International Inc. Aircraft turbulence encounter reporting system
US6380869B1 (en) 1999-05-19 2002-04-30 Potomac Aviation Technology Corporation Automated air-traffic advisory system and method
US20020115422A1 (en) * 2001-02-16 2002-08-22 Robinson Bruce R. System and method for a voice controlled weather station
US6903752B2 (en) * 2001-07-16 2005-06-07 Information Decision Technologies, Llc Method to view unseen atmospheric phenomenon using augmented reality
WO2009002645A2 (en) * 2007-05-24 2008-12-31 Aviation Communication & Surveillance Systems Llc Systems and methods for aircraft winshear detection
CN110260928A (zh) * 2019-07-24 2019-09-20 河北斐然科技有限公司 飞行器遥测系统

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4012713A (en) * 1975-11-05 1977-03-15 Safe Flight Instrument Corporation System for providing an indication of wind shear

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3427581A (en) * 1965-08-04 1969-02-11 Litton Systems Inc Clear air turbulence detector
US3594553A (en) * 1969-01-02 1971-07-20 United Control Corp Aircraft instrument
US3618002A (en) * 1970-03-02 1971-11-02 Boeing Co Windshear warning system and indicator
US3744309A (en) * 1970-07-20 1973-07-10 United Control Corp Pitch signal calculator for aircraft
US3948096A (en) * 1971-03-16 1976-04-06 Sperry Rand Corporation Apparatus for computing the acceleration of an aircraft along its flight path
GB1379026A (en) * 1972-08-02 1975-01-02 British Aircraft Corp Ltd Aircraft
US3814912A (en) * 1973-01-04 1974-06-04 Collins Radio Co Gust compensation for angle-of-attack reference aircraft speed control system
US3840200A (en) * 1973-03-19 1974-10-08 Boeing Co Turbulence compensated throttle control system
US3892374A (en) * 1973-03-19 1975-07-01 Boeing Co Turbulence compensated throttle control system
US3955071A (en) * 1973-11-16 1976-05-04 The Boeing Company Windshear detection system
US3930610A (en) * 1974-06-03 1976-01-06 Hache Jean Guy Method and apparatus for obtaining accurately the angle of attack of an aircraft

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4012713A (en) * 1975-11-05 1977-03-15 Safe Flight Instrument Corporation System for providing an indication of wind shear
DE2648430C3 (de) * 1975-11-05 1980-05-08 Safe Flight Instrument Corp., White Plains, N.Y. (V.St.A.) System zur Erzeugung eines Signals für die an einem Flugzeug auftretenden Windscherungsverhältnisse

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0229197A1 (de) * 1985-12-18 1987-07-22 The Boeing Company Flugregel- und Anzeigesystem für Windscherung
EP0337583A1 (de) * 1985-12-18 1989-10-18 The Boeing Company Windscherungs-, Detektions-, Warnungs- und Korrektursystem für Flugzeuge

Also Published As

Publication number Publication date
CA1128661A (en) 1982-07-27
JPS5934559B2 (ja) 1984-08-23
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FR2379819A1 (fr) 1978-09-01
FR2379819B1 (de) 1981-12-24
US4079905A (en) 1978-03-21
GB1538815A (en) 1979-01-24
JPS5398700A (en) 1978-08-29

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