DE3044955A1

DE3044955A1 - Flugzeug-bodennaehe-warnsystem

Info

Publication number: DE3044955A1
Application number: DE19803044955
Authority: DE
Inventors: Charles Donald Bellevue Wash. Bateman
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1980-01-04
Filing date: 1980-11-28
Publication date: 1981-07-09
Also published as: JPS628724B2; GB2126184A; IT1142204B; SE452300B; DE3044955C2; CA1157132A; IT8147504A0; JPS56101300A; GB2126184B; FR2474725B1; FR2474725A1; CH652495A5; NL8007109A; AU6515980A; IL61755A; FI810003L; GB2066759A; GB8319496D0; SE8008867L; AU521987B2

Description

Sundstrand Data Control, Ine,
Redmond (Washington 98o52)
V . S t. Λ .

Flugzeug-Bodennähe-Warnsystem

Die Erfindung betrifft ein Flugzeug-Bodennähe-Warnsystem
nach dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.

Derartige Systeme sollen insbesondere vor einem Sinken
oder Niedergehen des Flugzeuges nach dem Starten oder während eines Fehlanfluges warnen.

In bisherigen Bodennähe-Warnsystemen (vgl. US-PS 3 946 358 und US-PS 3 947 810) werden Warnsignale während des Startens oder einer Fehlanflugphase erzeugt, wenn das Flugzeug mit einer vorbestimmten barometrischen Rate oder Geschwindigkeit sinken oder einen vorbestimmten Wert einer barometrischen Höhe verlieren sollte, bevor eine vorbestimmte
Höhe von beispielsweise 700 ft (213 m) erreicht ist. Durch die Warnung soll verhindert werden, daß die Flugzeugbesatzung das Flugzeug zurück in das Gelände direkt nach dem Starten oder während eines Fehlanflugmanövers fliegt. Derartige Unfälle traten schon während Perioden verringerter
Sicht auf, wenn die Flugzeugbesatzung nicht aus äuße-

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ren sichtbaren Bezugsmarken feststellen kann, daß das Flugzeug sinkt. Derzeit verwendete Bodennähe-Warnsysteme erzeugen insbesondere ein Ton-Warnsignal in einer derartigen Situation, wobei das Ton-Warnsignal aus den Worten "whoop-whoop" (Lärm-Lärm), "pull-up" (Hochziehen) oder "don't sink" (Nicht sinken) besteht. Ein derartiges Ton-Warnsignal reicht gewöhnlich aus, um einen Piloten genügend zu warnen, daß das Flugzeug unabsichtlich nach dem Starten sinkt, obwohl das Warnsignal "don't sink" dem Warnsignal "pull-up" bevorzugt wird, da es den Piloten mit genauerer Information über die Art der dem Flugzeug bevorstehenden Gefahr versorgt. Jedoch gibt es Situationen, in denen es äußerst zweckmäßig ist, dem Piloten speziellere Informationen über den tatsächlichen Zustand des Flugzeuges zu geben. Wenn beispielsweise während einer Start-Flugphase ein Motor ausfallen sollte, kann das Flugzeug nicht steigen und tatsächlich Höhe verlieren, wenn es in gewissen Flugkonfigurationen ist. Es gibt gewisse Flugzeugtypen, die unter gewissen Bedingungen, wie beispielsweise eines ausgefallenen Motores mit herausgefahrenem Fahrwerk oder mit abgesenkten Landeklappen, nicht Höhe gewinnen können und tatsächlich dazu neigen, Höhe zu verlieren. Unter diesen Umständen versorgt ein einfaches Warnsignal "pull-up" oder "don't sink" den Piloten nicht mit einer nützlichen Information, da er sehr wohl verstehen kann, daß er sinkt, wobei er jedoch nicht festzustellen vermag, daß die Ursache des Sinkens darin liegt, daß das Flugzeug nicht in der richtigen Konfiguration ist, da ein Motor nicht richtig arbeitet. Es sei jedoch darauf hingewiesen, daß zusätzlich zum Fahrwerk und den Klappen die Flugkonfiguration eines Flugzeuges zahlreiche andere Elemente umfassen kann, wie beispielsweise Vorderkanten-Vorflügel-Stellungen und Trimm-Überlegungen. Es gab Unfälle, bei denen die Flugzeugbesatzung nach

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Ausfall eines Motores während des Startens nicht bemerkte, daß das Fahrwerk ausgefahren war, was auf die große Menge an Arbeit im Cockpit zurückzuführen ist, die mit einer Rückkehr zum Flughafen unter Notbedingungen verbunden ist.

negativen Steigflug bzw. Herkömmliche Warnsysteme vor einem/Sinkflug nach dem Starten, die einen tatsächlichen Verlust an barometrischer Höhe nach dem Starten ausnutzen, um ein Warnsignal zu erzeugen (vgl. US-PS 3 947 810), benutzen einen Integrierer, um die barometrische Sinkgeschwindigkeit zu integrieren, so daß ein Maß für den Höhenverlust erhalten wird. Die Integration eines barometrischen Geschwindigkeitssignales kann zu Fehlern aufgrund einer Integrierer-Trift oder der Natur des verwendeten barometrischen Signales führen.

Es ist daher Aufgabe der Erfindung, ein Sinkflug-Warnsystem anzugeben, das ein spezielles Warnsignal an die Flugzeugbesatzung über die Flugzeugkonfiguration sowie ein Warnsignal liefert, daß das Flugzeug nach dem Starten sinkt.

Weiterhin soll ein Sinkflug-Warnsystem geschaffen werden, das ein Warnsignal für den Piloten erzeugt, daß das Fahrgestell ausgefahren ist, wenn das Flugzeug nach dem Starten mit dem ausgefahrenen Fahrwerk sinkt, und das weiterhin ein Warnsignal für den Piloten erzeugt, daß die Klappen unten sind, wenn das Flugzeug nach dem Starten mit den Klappen in unterer Lage sinkt.

Außerdem soll ein Sinkflug-Warnsystem mit Logik-Elementen geschaffen werden, die auf den Zustand des Fahrwerks und den Zustand der Klappen ansprechen, um ein "Fahrwerk"-

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Ton-Warnsignal oder ein "Klappen"-Ton-Warnsignal zusätzlich zu einem "don't sink"-Ton-Warnsignal zu erzeugen, wenn das Flugzeug beim Starten sinkt oder in einer Fehlanflugphase ist.

Weiterhin soll ein Bodennähe-Warnsystem für ein Flugzeug ermöglicht werden, das ein Warnsignal erzeugt, wenn das Flugzeug während des Startens sinkt, indem es anspricht auf Signale, die die Konfiguration des Flugzeuges darstellen, auf Signale, die die Flugphase, wie beispielsweise das Starten, eine Fehlannäherung oder das Landen anzeigen, und auf ein Signal, das anzeigt, daß das Flugzeug sinkt, wobei ein erstes Warnsignal erzeugt wird, wenn das Flugzeug sinkt, und ein zweites Warnsignal erzeugt wird, wenn das Flugzeug in einer vorbestimmten Konfiguration sinkt.

Schließlich soll noch ein Sinkflug-Warnsystem geschaffen werden, das anspricht auf Signale, die die barometrische Höhe des Flugzeuges darstellen, auf Signale, die die Flugzeugkonfiguration darstellen, und auf Signale, die die Flugzeug-Flugphase darstellen, wobei vorgesehen sind eine elektronische Speicherschaltung, die abhängig vom Betrieb einer ersten Logikschaltung die größte barometrische Höhe speichert, die das Flugzeug während der Startphase des Betriebs erreicht hat, und eine zweite elektronische Logikschaltung, die auf die erste Logikschaltung anspricht, um

vorliegende ein Warnsignal zu erzeugen, wenn die/barometrische Höhe des Flugzeuges geringer als die in der Speicherschaltung gespeicherte barometrische Höhe ist; außerdem soll eine Schaltung zum Erzeugen eines Ton-Warnsignales vorhanden sein, das anzeigt, daß das Flugzeug sinkt.

Um die Flugzeugbesatzung mit genauerer Information zu versorgen, wenn das Flugzeug während einer Startphase sinkt,

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spricht das Warr^ystem auf den Zustand des Fahrwerkes und der Klappen an, um zusätzliche Ton-Warnsignale zu erzeugen, die anzeigen, daß entweder das Landefahrwerk oder die Klappen nach unten ausgefahren sind, wobei zusammen ein Ton-Warnsignal erzeugt wird, das anzeigt, daß das Flugzeug sinkt.

Das System zum Bestimmen, ob oder ob nicht das Flugzeug während des Startens oder einer Fehlannäherungsphase des Betriebs sinkt, umfaßt ein Speicherelement, das auf ein Signal anspricht, das die gegenwärtige barometrische Höhe des Flugzeuges anzeigt. Wenn das Flugzeug weiter steigt, wird die im Speicherelement gespeicherte Höhe kontinuierlich fortgeschrieben, um ein Bezugsmaß für die maximale Höhe des Flugzeuges zu erhalten. Wenn jedoch das Flugzeug beginnen sollte zu sinken, dann sind Logik-Elemente im Warnsystem vorhanden, um die gegenwärtige barometrische Höhe des Flugzeuges mit der in einem Speicherelement gespeicherten barometrischen Höhe zu vergleichen, und es wird ein Warnsignal erzeugt, wenn der Unterschied zwischen der vorliegenden Amplitude und der größten Amplitude einen vorbestimmten Betrag überschreitet. Die Menge der zum Erzeugen eines Warnsignales erforderlichen Höhe ändert sich mit der Funkhöhe, die auch als ein Eingangssignal in das System verwendet wird. Die Größe der Differenz zwischen der größten barometrischen Höhe und der vorliegenden barometrischen Höhe vor einem Warnsignal steigt mit anwachsender Funkhöhe, so daß das Flugzeug stärker sinken könnte, wenn es höher über dem oben erwähnten Boden ist.

Die Erfindung ermöglicht also ein Bodennähe-Warnsystem für ein Flugzeug mit zahlreichen Flugkonfigurationen, um ein Warnsignal vor einem Flugzeug-Sinken während der Startphase des Fluges zu erzeugen; diese Vorrichtung hat:

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Eine Signalquelle für Signale, die die Flugkonfiguration des Flugzeuges darstellen,

eine Logik-Einrichtung, die auf das Konfigurationssignal anspricht, um ein die Phase des Fluges anzeigendes Signal zu erzeugen,

einen Signalgenerator zum Erzeugen eines Signales, das anzeigt, daß das Flugzeug sinkt,

eine Einrichtung, die auf die Phase des Flugsignales und des Sinksignales anspricht, um ein erstes Warnsignal zu erzeugen, wenn das Flugzeug während der Startphase des Fluges sinkt, und

eine Einrichtung, die auf das Konfigurationssignal und das erste Warnsignal anspricht, um ein zweites Warnsignal zu erzeugen, wenn das Flugzeug in einer ersten vorbestimmten Konfiguration ist.

Das Warnsystem umfaßt zusätzlich eine Einrichtung, die auf das Konfigurationssignal und das erste Warnsignal anspricht, sodaß ein drittes Warnsignal erzeugt wird, wenn das Flugzeug in einer zweiten Konfiguration ist.

In vorteilhafter Weise stellt die erste vorbestimmte Konfiguration einen Zustand eines ausgefahrenen Fahrwerkes und die zweite vorbestimmte Konfiguration einen abgesenkten Zustand der Klappen dar.

Die erste vorbestimmte Konfiguration kann in vorteilhafter Weise den Zustand eines ausgefahrenen Fahrwerkes darstellen.

Die erste vorbestimmte Konfiguration stellt in zweckmäßiger

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Weise den Zustanr" oines ausgefahrenen Fahrwerkes dar; zusätzlich ist ein Ton-Warnsignalgenerator vorhanden, der auf das erste und das zweite Warnsignal anspricht, um zu erzeugen eine erste Ton-Warnung, die anzeigt, daß das Flugzeug sinkt, und zusätzlich zur ersten Ton-Warnung eine zweite Ton-Warnung abhängig vom zweiten Warnsignal, die anzeigt, daß das Flugzeug-Fahrwerk ausgefahren ist.

Zusätzlich kann ein Ton-Generator vorhanden sein, der auf das erste, zweite und dritte Warnsignal anspricht, um zu erzeugen eine erste Ton-Warnung, die anzeigt, daß das Flugzeug sinkt, eine zweite Ton-Warnung abhängig vom zweiten Warnsignal, die anzeigt, daß das Flugzeug mit ausgefahrenem Fahrwerk sinkt, und um zu erzeugen eine dritte Ton-Warnung abhängig vom dritten Warnsignal, die anzeigt, daß das Flugzeug mit abgesenkten Klappen sinkt.

Zusätzlich kann eine Quelle von Signalen vorhanden sein, die die barometrische Höhe des Flugzeuges darstellen, wobei der Sinksignalgenerator aufweist:

Eine Einrichtung, die auf das barometrische Höhensignal und das Flugphasensignal anspricht, um einen Wert zu speichern, der die größte barometrische Höhe darstellt, die durch das Flugzeug während der Startphase des Fluges erreicht wird,

eine Einrichtung, die betriebsmäßig mit der Speichereinrichtung und dem barometrischen Höhensignal verbunden ist, um den Wert, der die größte barometrische Höhe darstellt, mit der gegenwärtigen barometrischen Höhe des Flugzeuges zu vergleichen, und

eine Einrichtung, die betriebsmäßig mit dem Vergleicher

verbunden ist, um das Sinksignal zu erzeugen, wenn die gegenwärtige barometrische Höhe des Flugzeuges um einen vorbestimmten Betrag unter der größten barometrischen Höhe ist.

Außerdem kann eine Quelle für Funkhöhensignale vorhanden sein; zusätzlich ist in vorteilhafter Weise eine Einrichtung vorhanden, die betriebsmäßig mit dem Vergleicher verbunden ist und auf das Funkhöhensignal anspricht, um den vorbestimmten Betrag des Unterschiedes zwischen der größten barometrischen Höhe und der vorliegenden barometrischen Höhe zu verändern, so daß das erste Warnsignal erzeugt wird.

Außerdem kann eine Signalquelle für Signale vorgesehen werden, die die barometrische Höhenrate darstellen, wobei der Sinksignalgenerator auf die barometrischen Höhenratesignale derart anspricht, daß das erste Warnsignal lediglich erzeugt wird, wenn das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt.

Bei dem Warnsystem nach Patentanspruch 8 kann die dritte Logikeinrichtung zusätzlich auf das !Configurationssignal ansprechen, damit dadurch die Verriegelungseinrichtung eine Änderung im Wert der in der elektronischen Speicherschaltung gespeicherten Höhe verhindert, wenn das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt und wenn das Flugzeug in einer Startphase des Betriebs ist und wenn das Flugzeug in einer vorbestimmten Konfiguration ist.

Das Warnsystem nach dem Patentanspruch 8 kann zusätzlich eine Quelle von Logik-Signalen aufweisen, die anzeigen,

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daß das Flugzeug aber einer vorbestimmten Höhe über dem Boden ist, wobei die dritte Logikeinrichtung zusätzlich auf das Höhen-Logik-Signal anspricht, um dadurch zu bewirken, daß die Verriegelungseinrichtung eine Änderung des in der elektronischen Speicherschaltung gespeicherten Höhenwertes verhindert, wenn das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt und wenn das Flugzeug in einer Startphase des Betriebs ist und wenn das Flugzeug in einer vorbestimmten Konfiguration ist und wenn das Flugzeug über einer vorbestimmten Höhe über dem Boden ist.

Das Warnsystem nach dem Patentanspruch 6 kann zusätzlich eine betriebsmäßig mit der elektronischen Speicherschaltung verbundene und auf das barometrische Höhensignal ansprechende Einrichtung aufweisen, um den in der elektronischen Speicherschaltung gespeicherten Höhenwert mit dem barometrischen Höhensignal zu vergleichen, wobei die erste Logikeinrichtung zusätzlich eine Verriegelungseinrichtung aufweist, die betriebsmäßig mit dem Vergleicher verbunden ist, um eine Änderung im Wert der in der elektronischen Speicherschaltung gespeicherten Höhe zu verhindern, wenn der Wert der in der elektronischen Speicherschaltung gespeicherten Höhe größer als die barometrische Höhe des Flugzeuges ist.

Ein derartiges Warnsystem kann zusätzlich eine dritte Logikeinrichtung besitzen, die betriebsmäßig mit dem Vergleicher und der Verriegelungseinrichtung verbunden ist und auf die Konfigurationssignale anspricht, damit die Verriegelungseinrichtung eine Änderung im Wert der in der elektronischen Speicherschaltung gespeicherten Höhe verhindert, wenn die in der elektronischen Speicherschaltung gespeicherte Höhe größer als die barometrische Höhe des Flugzeuges ist und sich das Flugzeug in einer vorbestimmten Konfiguration befindet.

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Dieses Warnsystem kann zusätzlich eine Quelle von Logik-Signalen besitzen, die anzeigen, daß das Flugzeug über einer vorbestimmten Höhe über dem Boden ist, wobei die dritte Logikeinrichtung zusätzlich auf das Höhen-Logik-Signal anspricht, damit die Verriegelungseinrichtung eine Änderung im Höhenwert in der elektronischen Speicherschaltung verhindert, wenn die Höhe in der elektronischen Speicherschaltung größer als die barometrische Höhe des Flugzeuges ist und wenn sich das Flugzeug in der vorbestimmten Konfiguration befindet und wenn das Flugzeug über der vorbestimmten Höhe über dem Boden ist.

Beim Warnsystem nach Patentanspruch 6 kann die zweite Logikeinrichtung eine Summiereinrichtung zum Summieren des barometrischen Höhensignales mit dem in der elektronischen Speicherschaltung gespeicherten Höhenwert und einen Vergleicher aufweisen, der betriebsmäßig mit der Summiereinrichtung verbunden ist, um ein Warn-Logik-Signal zu erzeugen, wenn die größte barometrische Höhe die barometrische Höhe des Flugzeuges überschreitet.

Das im vorletzten Absatz erläuterte Warnsystem kann außerdem eine Signalquelle für Signale aufweisen, die einen Maßstab für die Änderung der barometrischen Höhe des Flugzeuges angeben, wobei die zweite Logikeinrichtung zusätzlich eine dritte Logikeinrichtung hat, die auf das Warn-Logik-Signal und das barometrische Höhen-Geschwindigkeitssignal anspricht, um das Warnsignal freizugeben, wenn das Warn-Logik-Signal vorliegt und das Flugzeug bezüglich aer barometrischen Höhenänderung bzw. der barometrischen Höhengeschwindigkeit sinkt.

Die dritte Logikeinrichtung kann zusätzlich auf die Phase des Flugsignales ansprechen, um die zweite Logikeinrichtung

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freizugeben, sodaß das Warnsignal erzeugt wird, wenn das Flugzeug in einer Startphase des Betriebs ist und bezüglich der barometrischen Höhenänderung sinkt.

Die dritte Logikeinrichtung kann dabei zusätzlich auf das Konfigurationssignal ansprechen, um die zweite Logikeinrichtung freizugeben, so daß das Warnsignal erzeugt wird, wenn das Plugzeug in einer vorbestimmten Konfiguration ist.

Dieses Warnsystem kann zusätzlich eine Quelle von Logik-Signalen aufweisen, die anzeigen, daß das Flugzeug über einer vorbestimmten Höhe über dem Boden ist, wobei die dritte Logikeinrichtung außerdem auf das Höhen-Logik-Signal anspricht, um die zweite Logikeinrichtung freizugeben, so daß das Warnsignal erzeugt wird, wenn das Flugzeug über der vorbestimmten Höhe über dem Boden ist.

Das Warnsystem nach den vorangehenden fünf Absätzen kann zusätzlich eine Signalquelle von Signalen aufweisen, die die Flugzeug-Funkhöhe darstellen, wobei die Summiereinrichtung außerdem das Funkhöhensignal empfängt und der Vergleicher das Warn-Logik-Signal empfängt, wenn die größte barometrische Höhe die Summe der barometrischen Höhe des Flugzeuges und einer Funktion der Funkhöhe des Flugzeuges überschreitet.

Die Erfindung sieht also ein Warnsystem zum Warnen vor einem Sinkflug nach einem Starten zusammen mit einer Konfigurations-Warneinrichtung vor. Während des Startens oder einer Fehlanflugphase des Betriebs wird die

größte barometrische Höhe des Flugzeuges dabei in einem Speicherelement zurückgehalten und mit der üblichen oder gegenwärtigen Höhe des Flugzeuges verglichen. Wenn die übliche barometrische Höhe des Flugzeugen an\ tjn.j. _j.i...

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stimmten Betrag aufgrund der Funkhöhe des Flugzeuges unter der größten Höhe sein sollte, wird eine Ton-Warnung erzeugt, die anzeigt, daß das Flugzeug sinkt. Das Fahrwerk und die Klappen werden durch das System überwacht, und wenn das Fahrwerk oder die Klappen unten oder ausgefahren sind, wird eine zusätzliche Ton-Warnung erzeugt, die anzeigt, daß das Fahrwerk oder die Klappen ausgefahren sind.

Nachfolgend wird die Erfindung anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 ein Funktionsblockschaltbild eines

Ausführungsbeispiels des Warnsystems, und

Fig. 2 eine Kurve, die die Beziehung zwischen der Funkhöhe und dem Betrag der Höhe darstellt, um den das Flugzeug sinken muß, bevor eine Warnung erzeugt wird.

In Fig. 1 ist in einem Blockschaltbild die Logik nach einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung gezeigt. Eine Signal- oder Datenquelle 10 für das "Sinkflug-nach-Start-Warnsystern" ist in einem Block schematisch angedeutet. Die durch das beschriebene Warnsystem verwendeten Signale umfassen die Funkhöhe, die barometrische Höhe, die " arometrische Höhenrate und Signale, die die Stellung des Flugzeug-Fahrwerkes und der Klappen zusammen mit verschiedenen Gültigkeitssignalen darstellen. Abhängig von der Art des Flugzeuges, in dem das Warnsystem installiert ist, können die im Block 10 gezeigten Signale von einzelnen Instrumenten erhalten werden, wie beispielsweise von einem Funk-Höhen-

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messer, einem barometrischen Höhenmesser oder diskreten Schaltungselementen, die die Stellung des Fahrwerkes und der Klappen anzeigen, oder bei einigen neueren Verkehrsflugzeugen ist diese gesamte Information auf einem Digital-Datenbus verfügbar.

Um zu bestimmen, ob das Flugzeug barometrische Höhe verliert oder nicht, wird das barometrische Höhensignal h_, von der Datenquelle 10 auf einer Leitung 12 zu einem Filter 14 übertragen. Das Filter 14, das vorzugsweise eine Zeitkonstante in der Größenordnung von 2 oder 3 s aufweist, filtert die kurzzeitigen Änderungen im barometrischen Höhensignal aus. Das gefilterte barometrische Höhensignal wird dann auf einer Leitung 16 zu einer Verriegelungsschaltung oder einer elektronischen Speicherschaltung 18 übertragen, die dazu dient, den Wert der barometrischen Höhe des Flugzeuges zu speichern. Die in Fig. 1 gezeigte Verriegelungsschaltung 18 kann eine Analog-Verriegelungsschaltung sein, die dazu dient, eine die Flugzeughöhe darstellende Spannung zu halten, oder sie könnte ein elektronischer Speicher oder ein Register sein, der bzw. das dazu dient, eine Digital-Darstellung der Flugzeughöhe zu halten. Der Wert h_D ^ der im Speicherelement 18 gespeicherten barometrischen Höhe stellt die größte barometrische Höhe dar, die das Flugzeug während der Startphase des Betriebs erreicht hat, und der Wert h_R wird über eine Leitung 20 zu einem positiven Anschluß eines Summierelementes 22 übertragen. Der Wert der üblichen barometrischen Höhe h^ auf der Leitung 16 liegt dann an einem negativen Anschluß des Summierelementes 22. Eine Funkhöheninformation h_D, die gewöhnlich von einem Funkhöhenmesser erhalten wird und die Flugzeughöhe über dem Boden darstellt, wird von der Datenquelle 10 über eine Leitung 24 zu einer Multipliziererschaltung 26 übertragen. Der Multiplizierer 26 multipliziert oder skaliert den Wert des

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Funkhöhensignales h mit einem Faktor 0,092. Der skalier-

ti

te Wert des Funkhöhensignales liegt dann über eine Leitung 28 an einem negativen Anschluß der Summierschaltung 22. Das Summierelement 22 empfängt zusätzlich an einem negativen Anschluß das barometrische Höhensignal h_, mittels der Leitung 16. Auch liegt an einem negativen Summieranschluß der Summierschaltung 22 eine Vorspannungsgröße gleich 5,4 ft (165 cm), die über eine Leitung 30 von der Datenquelle 10 abgegeben ist. Das Ausgangssignal des Summierelementes 22 liegt dann über die Leitung 30 an einer Vergleicher- oder Logikschaltung 32, die ein positives Ausgangssignal auf einer Leitung 34 erzeugt, wenn die Kombination oder Zusammenfassung der Signale auf den Leitungen 28, 16, 20 und 30 größer als Null ist. Ein positives Logik-Ausgangssignal auf einer Leitung 34 zeigt an, daß das Flugzeug um einen vorbestimmten Betrag unter die größte barometrische Höhe !ν,

gesunken ist, die während des Startens oder einer Fehlanflugphase des Betriebs erreicht wurde. Der vorbestimmte Betrag des Höhenverlustes, der zu einem positiven Wert auf der Leitung 34 führt, hängt von der Funkhöhe derart ab, daß mit größerer Funkhöhe, die die Höhe des Flugzeuges über dem Boden anzeigt, das erlaubte Sinken unter die erreichte maximale barometrische Höhe umso größer ist, bevor eine Warnung erzeugt wird.

Das Logik-Signal auf der Leitung 34 liegt dann an einem Logik-Element oder UND-Gatter 36, das seinerseits über eine Leitung 38 mit einem Ton-Warngenerator 40 verbunden ist. Es gibt bereits Beispiele ähnlicher Digital-Ton-i'j.rngeneratoren, die in Bodennähe-Warnsystemen (vgl. US-PS 3 925 751, 4 030 065 und 4 060 793) vorgesehen sind. Im bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung erzeugt der Ton-Warngenerator 40 die Worte "don't sink" durch einen Cockpit-Lautsprecher 42, um dadurch die Flugzeugbesatzung mit der Infor-

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mation zu versorgen, daß das Flugzeug sinkt oder niedergeht.

In Fig. 2 der Zeichnung ist eine graphische Darstellung der Beziehung zwischen der Funkhöhe und dem Verlust an barometrischer Höhe angegeben, um eine Sinkflug- oder Niedergang-Warnung zu erzeugen. Auf der Ordinate ist die Funkhöhe in Fuß aufgetragen, während auf der Abszisse der Verlust an barometrischer Höhe in Fuß gezeigt ist, wobei die Kombinationen einer Funkhöhe und eines barometrischen Höhenverlustes, die zu einer Warnung vor einem Sinkflug nach dem Starten führen, durch einen schraffierten Bereich 43 angezeigt sind. Wie aus der Fig. 2 folgt, ist ein größeres Niedergehen unter die größte barometrische Höhe für eine größere Funkhöhe ohne Erzeugung einer Niedergang-Warnung erlaubt, wobei keine Warnungen unter 50 Fuß (15 m) an Funkhöhe erzeugt werden.

Da, wie in Fig. 1 gezeigt ist, die Warnung lediglich im bevorzugten Ausführungsbeispiel erzeugt wird, wenn das Flugzeug in einer Start- oder Fehlanflugphase des Betriebs ist und wenn das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt oder niedergeht, ist eine Logik vorgesehen, um zu gewährleisten, daß Warnungen nur unter diesen Umständen abgegeben werden. Hierzu speist die Datenquelle 10 ein Signal zu einer Leitung 44, das anzeigt, daß das Flugzeug-Fahrwerk in einer oberen Stellung ist, und ein Signal zu einer Leitung 46, das anzeigt, daß die Flugzeugklappen oben sind. Diese Signale liegen an einem ODER-Logik-Gatter 48, das seinerseits das sich ergebende Logik-Signal an ein Logik-UND-Gatter 52 abgibt. Das andere Eingangssignal in das Logik-UND-Gatter 52 ist ein Logik-Signal auf einer Leitung 54 von der Datenquelle 10, das anzeigt, wenn das Flugzeug 50 Fuß (15,2 m) oder mehr über dem Boden ist. Dieses Signal kann von einem Funk-Höhenmesser erhalten werden. Wenn vom Fahrwerk und den Klappen eines oderbeide oben sind

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und wenn das Flugzeug über 50 ft (15,2 m) ist, so wird ein Logik-Ausgangssignal vom Logik-Gatter 52 zu einer Leitung 56 gespeist, die an einem Logik-UND-Gatter 58 liegt. Auch liegt am Logik-Gatter 58 ein Signal über eine Leitung 60, das anzeigt, daß das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt oder niedergeht. Mittels eines barometrischen Höhenkurssignales h von der Datenquelle 10 auf einer Leitung 62 erzeugt eine Vergleicherschaltung 64 ein Logik-Signal auf der Leitung 60, das anzeigt, daß das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt oder niedergeht. Das dritte Eingangssignal in das Logik-Gatter 58 auf einer Leitung 66 zeigt an, ob das Flugzeug in einer Start- oder Fehlanflugphase des Betriebs ist oder nicht.

Um anzuzeigen, daß das Flugzeug in einer Start- oder Fehlanflugphase des Betriebs ist, liegen die Signale auf den Leitungen 44 und 46, die anzeigen, daß das Fahrwerk und die Klappen in einer oberen Stellung sind, an einem Logik-Gatter 68. Auch liegt am Logik-Gatter 68 ein Signal auf einer Leitung 70, das anzeigt, daß das Flugzeug unter einer Boden-Warnkurve ist. Die Boden-Warnkurve stellt eine andere Betriebsart eines Bodennähe-Warnsystems dar (vgl. US-PS 3 936 796 und US-PS 4 030 065). Wenn das Flugzeug unter einer Boden-Warnkurve ist, wobei das Fahrwerk und die Klappen oben sind, so wird angenommen, daß das Flugzeug in einer Start- oder Fehlanflugphase des Betriebs ist, wobei in diesem Fall ein Logik-Signal auf der Leitung 70 über eine Verzögerungsschaltung 72 auf einer Leitung 74 zu einem Verriegelungsglied 76 übertragen wird. Ein positives Logik-Signal auf der Leitung 74 dient zum Setzen des Verriegelungsgliedes 76, um dadurch ein Logik-Signal auf der Leitung 66 zum Logik-Gatter 58 zu übertragen. Wenn das Flugzeug eine Höhe von 700 ft (213 m) über dem Boden überschreitet, um dadurch anzuzei-

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gen, daß es nicht langer in einer Start- oder Fehl^anfiugphase des Betriebs ist, wird ein Signal von der Datenquelle 10 auf einer Leitung 78 zu einem Logik-UND-Gatter 80 übertragen. Ein vom Gatter 80 über eine Leitung 82 durch eine Verzögerungsschaltung 84 und eine Leitung 86 übertragenes Logik-Signal hat den Zweck, das Verriegelungsglied 76 rückzusetzen. Wenn das Verriegelungsglied 76 rückgesetzt wurde, ist das Flugzeug nicht länger in einer Startphase des Betriebs, und das Logik-Signal auf der Leitung 66 wird abgeschaltet. Es sei an dieser Stelle darauf hingewiesen, daß ein zusätzliches Gültigkeits-Eingangssignal über eine Leitung 81 an den Logik-Gattern 68 und 80 liegt, um zu gewährleisten, daß die Signale gültig sind.

Die im obigen Absatz beschriebene Logik dient auch zur Anzeige, wenn das Flugzeug in einer Fehlanflugphase des Betriebs ist. Wenn das Fehlanflugmanöver eingeleitet wird, ist das Flugzeug gewöhnlich unter der Boden-Warnkurve 70 sowie unter 700 ft (213 m), so daß - wenn das Fahrwerk und die Klappen wieder nach oben gebracht sind - das Verriegelungsglied 76 gesetzt ist, und es liegt ein Logik-Ausgangssignal an einer Leitung 90.

Wenn als Ergebnis das Flugzeug entweder das Fahrwerk oder die Klappen in einer oberen Stellung hat und sich 50 ft (15,2 m) über dem Boden sowie in einer Startphase des Betriebs befindet, während es bezüglich der barometrischen Höhe sinkt, so wird als Ergebnis ein Logik-Signal vom Gatter 58 auf der Leitung 90 übertragen, das das Logik-Gatter 36 freigibt, so daß die Ton-Warnung durch den Tongenerator 40 erzeugt werden kann.

Ein zusätzliches Eingangssignal in das Logik-Gatter 36 wird über eine Leitung 92 von einem Logik-UND-Gatter 94 empfangen. Ein erstes Eingangssignal in das Logik-Gatter

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94 über eine Leitung 96 stellt ein Logik-Signal von der Datenquelle 10 dar, das anzeigt, daß der barometrische Höhenkurs-Datenwert gültig ist. Ein zweites Logik-Signal von der Datenquelle 10 wird über eine Leitung 98 durch eine Verζögerungsschaltung 100 und eine Leitung 102 zum Gatter 94 übertragen und zeigt an, daß der barometrische Höhen-Datenwert gültig ist.

Um zu gewährleisten, daß der im Speicherelement 18 enthaltene barometrische Höhen-Datenwert die größte während der Startphase des Betriebs erreichte barometrische Höhe des Flugzeuges ist, wird ein Logik-Signal durch ein ODER-Logik-Gatter 106 zum Speicherelement 18 übertragen. Das zum Speicherelement 18 über eine Leitung 108 von der Leitung 90 übertragene Signal zeigt an, daß das Flugzeug in einer Startphase des Betriebs ist und sinkt oder niedergeht, und daß der übliche Wert der barometrischen Höhe zurück- oder festgehalten werden sollte. Der Wert, der barometrischen Höhe im Speicherelement 18 wird auch zurück- oder festgehalten, wenn der Wert der barometrischen Höhe im Speicherelement 18 größer als die übliche barometrische Höhe ist, das Flugzeug sich über 50 ft (15,2 m) befindet und entweder das Fahrwerk oder die Klappen oben oder hochgezogen sind. Diese Information wird von einer Vergleicherschaltung 110 erhalten, die ein positives Logik-Signal auf einer Leitung 112 erzeugt, wenn der Wert

von h_n größer als die übliche barometrische Höhe h_ des Bmax ³ B

Flugzeuges ist. Dieses Logik-Signal liegt dann an einem Logik-UND-Gatter 114. Auch liegt am Logik-Gatter 114 das Logik-Signal von der Leitung 56. Wenn als Ergebnis der Wert der größten barometrischen Höhe die übliche barometrische Höhe überschreitet und wenn das Flugzeug 50 ft (15,2 m) über dem Boden mit hochgezogenem Fahrwerk oder Klappen ist, wird ein Logik-Signal auf einer Leitung 116 durch das Logik-ODER-Gatter 106 zum Verriegelungs- oder

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Speicherelement ¹S übertragen, um dadurch den bestehenden Wert in diesem Speicherelement zurückzuhalten.

Im bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung kann es unter bestimmten Umständen als vorteilhaft angesehen werden, der Flugzeugbesatzung zusätzliche Information bezüglich der Flugzeugkonfiguration sowie die grundlegende Warnung über ein Sinken bzw. Niedergehen (negatives Steigen) nach dem Starten zu geben, die im bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung eine "don't sink"-Ton-Warnung ist. Wenn beispielsweise das Fahrwerk unten oder ausgefahren ist, so ist es wünschenswert, der Flugzeugbesatzung ein Zeichen zu geben, daß das Flugzeug sinkt und das Fahrwerk noch unten oder ausgefahren ist. Dies wird in dem in Fig. 1 dargestellten bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung mittels eines Logik-Elementes 118 erreicht, das auf die grundlegende Sink-Warnung auf der Leitung 38 und das Fahrwerk-oben-Signal auf der Leitung 44 anspricht. Wenn das Fahrwerk oben oder hochgezogen ist, wird das Logik-Signal auf der Leitung 44 durch einen invertierenden Eingang des UND-Gatters 18 übertragen, um so das Gatter freizugeben, um ein Logik-Signal auf der Leitung 120 zu verursachen, so daß eine "Fahrwerk"-Ton-Warnung auf dem Ton-Warngenerator 40 angeregt wird. Die durch den Lautsprecher 42 erzeugte Warnung für die Flugzeugbesatzung ist "don't sink, gear" ("Nicht sinken. Fahrwerk").

Wenn das Flugzeug in einem Sinkflug nach dem Starten mit den Klappen in unterer Stellung ist, überträgt ein Logik-UND-Gatter 122, das anspricht auf das Grund-Warnsignal auf der Leitung 38 und das "Klappen-oben-Signal" auf der Leitung 46, das über einen invertierenden Eingang am UND-Gatter 122 liegt, ein Logik-Signal zum Tongenerator über eine Leitung 124, was die Erzeugung des Warnsignales "don't sink", flaps" ("Nicht sinken, Klappen") verursacht.

Als Ergebnis hat die Flugzeugbesatzung speziellere Information über den Flugzeugzustand, was insbesondere in solchen Fällen mit ausgefallenem Motor hilfreich ist, in
denen aufgrund der sehr hohen Arbeitsbelastung im Cockpit die Flugzeugbesatzung nicht bemerken kann, daß entweder das Fahrwerk ausgefahren bzw. unten ist oder die
Klappen unten sind.

Das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung wurde anhand eines Logik-Diagrammes mit analogen Symbolen und analoger Terminologie erläutert. Jedoch sei darauf hingewiesen, daß die Erfindung auch in digitaler Schaltungsanordnung oder einem für allgemeine Zwecke geeigneten digitalen Rechner ausgeführt werden kann, wobei die verschiedenen
Symbole in Fig. 1 Logik-Operationen darstellen, die im
digitalen System auszuführen sind. Zusätzlich sind die
hier beschriebenen verschiedenen Höhen und Sinkkurse vorgesehen, um das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung zu erläutern und diese nicht einzuschränken. Obwohl
die im bevorzugten Ausführungsbeispiel beschriebenen Warnungen sich auf bestimmte Ausdrücke beziehen, die im Tongenerator verwendet werden, wie beispielsweise "Nicht sinken" oder "Fahrwerk" oder "Klappen", so soll in ähnlicher Weise die Erfindung nicht auf diese speziellen Ausdrücke
einschließlich der Bestimmung der Flügzeugkonfiguration
beschränkt sein, auf die die Aufmerksamkeit der Flugzeugbesatzung gelenkt wird.

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-as-

Leerseite

Claims

Ansprüche

1.) Flugzeug-Bodennähe-Warnsystem für Flugzeug mit mehreren K Flugkonfigurationen zum Erzeugen einer Warnung vor einem Flugzeug-Niedergehen oder -Sinken während der Startphase eines Fluges,

- eine erste Signalquelle (Block 10), die die barometrische Höhe des Flugzeuges darstellt,

- eine zweite Signalquelle (Block 10), die die Flugkonfiguration des Flugzeuges darstellt,

- eine dritte Signalquelle (Block 10), die die Funkhöhe des Flugzeuges darstellt,

- eine erste Einrichtung, die auf das barometrische Höhensignal, das Funkhöhensignal und das Konfigurationssignal anspricht, um ein die Flugphase anzeigendes Signal zu erzeugen,

- eine zweite Einrichtung, die auf das barometrische Höhensignal anspricht, um ein Signal zu erzeugen, das anzeigt, daß das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt oder niedergeht,

- eine dritte Einrichtung, die auf die Phase des Flugsignales und das Niedergang- oder Sink-Signal anspricht, um ein Niedergang- oder Sink-Warnsignal zu erzeugen, wenn das Flugzeug während der Startphase des Flugs bezüglich der barometrischen Höhe niedergeht oder sinkt,

- eine vierte Einrichtung, die auf das Konfigurationssignal

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ORIGINAL INSPECTED

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und das Niedergang- oder Sink-Warnsignal anspricht, um ein Konfigurations-Warnsignal zu erzeugen, wenn das Flugzeug in einer vorbestimmten Konfiguration ist, und

- einen Tongenerator (42), der auf das Niedergang- oder Sink-Warnsignal und das Konfigurations-Warnsignal anspricht, um eine Tonwarnung zu erzeugen, die anzeigt, daß das Flugzeug in der vorbestimmten Konfiguration niedergeht oder sinkt.

2. Warnsystem nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,

- daß das Konfigurationssignal eine Vielzahl von Flugzeug-Konfigurationen einschließlich Fahrwerk- und Klappen-Stellungen darstellt, und

- daß der Tongenerator (42) eine Tonwarnung erzeugt, die die spezielle Flugzeugkonfiguration anzeigt.

3. Warnsystem nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet,

- daß die Niedergang- oder Sink-Signaleinrichtung aufweist Mittel zum Messen eines Verlustes der barometrischen Höhe und Mittel zum Erzeugen des Niedergang- oder Sink-Signales, wenn der Verlust an barometrischer Höhe einen vorbestimmten Betrag überschreitet.

4. Warnsystem nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet,

- daß der Tongenerator (42) Mittel aufweist, um die Worte "Nicht sinken, Fahrwerk" abhängig vom Niedergang- oder Sink-Warnsignal und vom Konfigurations-Warnsignal zu erzeugen, was anzeigt, daß das Flugzeug-Fahrwerk ausgefahren ist.

5. Warnsystem nach Anspruch 4,

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dadurch gekennzeichnet,

- daß der Tongenerator (42) Mittel aufweist, um die Tonwarnung "Nicht sinken, Klappen" abhängig vom Niedergang- oder Sink-Warnsignal und vom Konfigurationssignal zu erzeugen, was anzeigt, daß die Flugzeug-Klappen unten sind.

6. Plugzeug-Bodennähe-Warnsystem zum Erzeugen eines Warnsignales vor einem Flugzeug-Niedergehen oder -Sinken um einen vorbestimmten Betrag während einer Startphase eines Fluges,

gekennzeichnet durch

- eine erste Signalquelle (Block 10) für Signale, die die barometrische Höhe des Flugzeuges darstellen,

- eine zweite Signalquelle (Block 10) für Signale, die die Flugzeug-Flugkonfiguration darstellen,

- eine dritte Signalquelle für Signale, die die Flugphase des Flugzeuges darstellen,

- eine elektronische Speicherschaltung,

- eine erste Logikeinrichtung, die auf das barometrische Höhensignal, das Konfigurationssignal und die Phase des Flugsignales anspricht und betriebsmäßig mit der elektronischen Speicherschaltung verbunden ist, um einen Wert in der elektronischen Speicherschaltung zu speichern, der die größte barometrische Höhe darstellt, die das Flugzeug während der Startphase erreicht hat,

- eine zweite Logikeinrichtung, die auf die erste Logikeinrichtung und das barometrische Höhensignal anspricht, um ein Warnsignal zu erzeugen, wenn die barometrische Höhe des Flugzeuges um einen vorbestimmten Betrag während der Startphase des Betriebs kleiner als die in der elektronischen Speicherschaltung gespeicherte barometrische Höhe ist, und

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- einen Tongenerator (42), der auf das Warnsignal anspricht, um eine Tonwarnung zu erzeugen.

7. Warnsystem nach Anspruch 5,
gekennzeichnet durch

- eine weitere Signalquelle, die auf den Verlauf der Änderung der barometrischen Höhe des Flugzeuges anspricht,

- wobei die erste Logikeinrichtung zusätzlich ein Verriegelungsglied aufweist, das auf das barometrische Höhenänderungssignal anspricht, um eine Änderung im Wert der in der elektronischen Speicherschaltung gespeicherten Höhe zu verhindern, wenn das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt oder niedergeht.

8. Warnsystem nach Anspruch 7,
gekennzeichnet durch

- eine dritte Logikeinrichtung, die auf das barometrische Änderungssignal und die Phase des Flugsignales anspricht und betriebsmäßig mit dem Verriegelungsglied verbunden ist, damit das Verriegelungsglied eine Änderung des in der elektronischen Speicherschaltung gespeicherten Wertes der Höhe verhindert, wenn das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt oder niedergeht und das Flugzeug in einer Startphase des Betriebs ist.

9· Warnsystem nach einem der Ansprüche 6 bis 8, gekennzeichnet durch

- eine !Configurations-Logikeinrichtung, die auf das Konfigurationssignal und das Warnsignal anspricht und betriebsmäßig mit dem Tongenerator (42) verbunden ist, damit der Tongenerator (42) eine Tonwarnung erzeugt, die eine Flugzeugkonfiguration anzeigt, wenn das Flugzeug um einen vorbestimmten Betrag während der Startphase des Betriebs niedergegangen oder gesunken ist.

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