DE3303790C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Bodennähewarnsystem für Flugzeuge nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.

Derzeit in Verkehrsflugzeugen eingesetzte Bodennähewarnsy­ steme haben fünf oder sechs Betriebsarten. Eine davon betrifft die Kriterien, die zum Erzeugen einer Pilotenwar­ nung genutzt werden. Zum Beispiel wird in einem Bodennäherungs- Modus die Höhe des Flugzeugs über dem Boden mit der Nähe­ rungsgeschwindigkeit des Flugzeugs an den Boden verglichen, und wenn die Näherungsgeschwindigkeit einen vorbestimmten Wert bei einer bestimmten Höhe über dem Boden übersteigt, wird eine Warnung erzeugt. Dieser Modus ist z. B. in den US-PS 37 15 718, 39 36 796, 39 34 222 und 39 58 218 angegeben.

Andere Warnbetriebsarten sind: Negativ-Steigen-nach-Start-, Bodenabstand-, Sinkflug-Übergeschwindigkeit- und Unter- Gleitweg-Warnmodus. Ein diese Warnbetriebsarten verwendendes Bodennähewarnsystem ist in der US-PS 39 46 358 angegeben. Dabei werden in Abhängigkeit von der Flugphase des Flugzeugs verschiedene Warnbetriebsarten verwendet. Zum Beispiel ist während des Startens der Negativ-Steigen-nach-Start-Modus einge­ schaltet, der eine Warnung erzeugt, wenn das Flugzeug in bezug auf die barometrisch gemessene Höhe, später kurz "Luftdruckhöhe" genannt sinkt, bevor es eine Höhe von 700 ft über dem Boden erreicht hat. Verschiedene Arten dieses Warnmodus sind in der US-PS 39 47 810, der US-Patent­ anmeldung 1 09 580 vom 4. Januar 1980 sowie der US-PS 39 46 358 angegeben. Nachdem das Flugzeug eine Höhe von 700 ft über dem Boden erreicht hat, schaltet das Boden­ nähwarnsystem vom Negativ-Steigen-nach-Start-Modus in einen Bodenabstand-Modus um, der eine Pilotwarnung erzeugt, wenn das Flugzeug in bezug auf den Boden unter eine vorbestimmte Höhe sinkt. Dieser Bodenabstand-Warnmodus ist in den US-PS 39 46 358, 39 44 968 und 40 30 065 angegeben. Dieser Modus bleibt überlicherweise eingeschaltet, bis das Flugzeug in eine Landekonfiguration gebracht wird, in der das Fahrwerk und die Landeklappe ausgefahren sind.

Der durch das Bodennähewarnsystem gebotene Schutz kann dadurch erweitert werden, daß man die Kriterien ändert, aufgrund deren die Umschaltung vom Negativ-Steigen-nach- Start-Modus zum Bodenabstand-Modus erfolgt. Diese Änderung bezieht sich insbesondere auf Situationen, in denen das Flugzeug über ansteigendes Gelände startet bzw. abhebt, wobei das Flugzeug die Höhe von 700 ft über dem Boden nicht erreicht, die bei den bekannten Systemen zur Einschaltung des Bodenabstand-Modus vorgschrieben ist. Infolgedessen könnte sich das Flugzeug dem Boden nähern, während es in bezug auf Luftdruckhöhe immer noch steigt, ohne daß eine Warnung erzeugt wird.

Ferner wurde gefunden, daß es unter bestimmten Bedingungen bei einem bekannten System möglich ist, daß eine unerwünsch­ te oder Fehl-Warnung erzeugt wird, wenn z. B. das Flugzeug über 700 ft über dem Boden steigt, wodurch das Bodennähe­ warnsystem in den Bodenabstand-Modus umgeschaltet wird, während jedoch die Fluggeschwindigkeit derart ist, daß dieser Modus eine Warnung bei 1000 ft oder darunter erzeugt. Da sich das Flugzeug auf ca. 700 ft befindet, wenn die Betriebsart-Umschaltung erfolgt, wird eine Warnung erzeugt, die durch die Situation nicht gerechtfertigt ist.

Der vorliegenden Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde ein Bodennähewarnsystem zu schaffen, das auch während des Übergangs von der Start- in die Normalflugphase Gefahren erkennt und das Fehlalarme vermeidet.

Gelöst wird diese Aufgabe ausgehend von einem Bodennähewarnsystem entsprechend dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 durch die im kennzeichnenden Teil des Hauptanspruchs angegebenen Merkmale.

Zweckmäßige Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.

Anhand der Zeichnung wird die Erfindung beispielsweise näher erläutert. Es zeigt

Fig. 1 eine grafische Darstellung einer ersten Flug­ zeug-Flugbahn, die einen Modusumschaltvorgang eines bekannten Bodennähewarnsystems verdeut­ licht;

Fig. 2 eine grafische Darstellung einer zweiten Flug­ zeug-Flugbahn über ansteigendes Gelände, wobei die Funktionsweise des bekannten Bodennähewarn­ systems verdeutlicht wird;

Fig. 3 eine grafische Darstellung einer dritten Flug­ zeug-Flugbahn über Gelände, das eine Vertiefung aufweist, wobei die Modusumschaltung des bekann­ ten Systems verdeutlicht wird;

Fig. 4 eine grafische Darstellung einer vierten Flug­ zeug-Flugbahn zur Verdeutlichung der Modusum­ schaltung des bekannten Systems;

Fig. 5 ein funktionelles Blockschaltbild des Bodennähe­ warnsystems nach der Erfindung, das zur Modusum­ schaltung ein zeitbezogenes Höhensignal nutzt;

Fig. 6 eine grafische Darstellung der Flugzeug-Flugbahn von Fig. 1, wobei die Funktionsweise des Bodennähewarnsystems mit funkhöhen- und zeitbe­ zogener Modusumschaltung verdeutlicht wird;

Fig. 7 eine grafische Darstellung der Flugzeug-Flugbahn von Fig. 2, wobei die Funktionsweise des Bodennähewarnsystems mit funkhöhen- und zeitbe­ zogener Modusumschaltung verdeutlicht wird;

Fig. 8 eine grafische Darstellung der Flugzeug-Flugbahn von Fig. 3, wobei die Funktionsweise des Bodennähewarnsystems mit funkhöhen- und zeitbe­ zogener Modusumschaltung verdeutlicht wird; und

Fig. 9 eine grafische Darstellung der Flugzeug-Flugbahn von Fig. 4, wobei die Funktionsweise des Bodennähewarnsystems mit funkhöhen- und zeitbe­ zogener Modusumschaltung verdeutlicht wird.

Zur Verdeutlichung der Funktionsweise eines bekannten Bodennähewarnsystems mit mehreren verschiedenen Betriebsar­ ten der in der US-PS 39 46 358 angegebenen Art zeigt Fig. 1 eine Flugbahn 10 eines Flugzeugs, das von einer Startbahn 12 startet. Während der Startphase des Flugs arbeitet das Bodennähewarnsystems in einem Negativ-Steigen-nach-Start-Mo­ dus entsprechend dem ersten schraffierten Bereich 14 unter der Flugbahn 10. Sollte das Flugzeug in bezug auf die Luftdruckhöhe mit einer höheren als einer vorbestimmten Geschwindigkeit nach Maßgabe des Negativ-Steigen-nach-Start- Warnmodus gemäß der US-PS 39 46 358 sinken, oder sollte das Flugzeug eine vorbestimmte Höhe nach Maßgabe der Negativ- Steigen-nach-Start-Warnmodus der US-PS 39 47 810 und der US-Patentanmeldung 1 09 580 verlieren, bevor es eine Höhe von 700 ft über dem Boden erreicht hat, so wird eine Sprechwarnung erzeugt, die typischerweise die Worte "nicht sinken" benutzt. Nachdem das Flugzeug eine Höhe von 700 ft über dem Boden erreicht hat, schaltet das Bodennähe­ warnsystem am Punkt 15 vom Negativ-Steigen-nach-Start-Modus in den Bodenabstand-Warnmodus entsprechend dem zweiten schraffierten Bereich 16 von Fig. 1 um. In dem Bodenabstand- Warnmodus wird eine Sprechwarnung wie etwa "zu niedrig, Boden" erzeugt, wenn das Flugzeug unter eine vorbestimmte Höhe relativ zum Boden sinkt. Bodenabstand-Warnbetriebsarten sind in den US-PS 39 46 358, 39 44 968 und 40 30 065 angegeben.

In den meisten auftretenden Situationen funktioniert das Warnsystem nach Fig. 1 sehr gut. Die Modus-Umschaltung gemäß Fig. 1 kann jedoch so modifiziert werden, daß auch unter anderen als den Umständen, bei denen bisher Warnungen erzeugt werden, eine Warnung erzeugt wird. Ein Beispiel für eine Situation, in denen das System so verbessert werden kann, daß eine rechtzeitige Warnung erfolgt, ist in Fig. 2 gezeigt. Dabei verläuft das Gelände bei 18 schräg ansteigend ungefähr parallel zu einer Flugzeug-Flugbahn 20. Die Flug­ bahn, der das Flugzeug normalerweise folgen würde, ist durch die Strichlinie 22 bezeichnet, für die Zwecke dieses Bei­ spiels wird jedoch angenommen, daß das Flugzeug unbeabsich­ tigt auf der unteren Flugbahn 20 fliegt. Da die Flugzeug- Flugbahn 20 niemals mehr als 700 ft über dem Boden liegt, schaltet das bekannte Bodennähewarnsystem nicht von dem Negativ-Steigen-nach-Start-Modus 14 in den Bodenabstand-Mo­ dus 16 gemäß Fig. 1 um. Infolgedessen wird, da die Luft­ druckhöhe des Flugzeugs zunimmt, keine Warnung erzeugt, bevor das Flugzeug sich dem Gelände 18 am Punkt 24 nähert.

Eine Situation, in der das System gemäß Fig. 1 eine Fehlwarnung erzeugen würde, ist in Fig. 3 dargestellt, wobei im Gelände unterhalb der Flugzeug-Flugbahn 28 eine erhebliche Bodenvertiefung 26 vorhanden ist, die bewirkt, daß das Bodennähewarnsystem vom Negativ-Steigen-nach-Start- Modus 14 am Punkt 30 in den Bodenabstand-Modus 16 umschal­ tet. Auf der anderen Seite 32 der Vertiefung 26, wo das Gelände etwa auf den Pegel der Startbahn 12 zurückkehrt, wird eine Warnung erzeugt, da die Flugbahn 28 unter der Höhe liegt, bei der Bodenabstand-Warnungen 16 erzeugt werden. Tatsächlich wird durch die Vertiefung 26 im Gelände das Bodennähewarnsystem veranlaßt, vorzeitig von dem Negativ- Steigen-nach-Start-Modus 14 in den Bodennähe-Modus 16 umzuschalten.

Eine weitere Situation, in der über dem Gelände eine Fehl­ warnung erzeugt werden kann, ist in Fig. 4 gezeigt. Eine solche Warnung tritt bei einem Bodennähewarnsystem auf, das einen Bodenabstand-Modus entsprechend der US-PS 40 30 065 aufweist, wobei die Maximalhöhe, bei der eine Warnung 16 erzeugt wird, mit der Geschwindigkeit zunimmt. Nachdem das Flugzeug z. B. eine Geschwindigkeit von 0,45 Mach erreicht hat, wird die Maximalhöhe, bei der eine Warnung erzeugt wird, vom Nennpegel von 500 ft auf 1000 ft erhöht. Wenn somit ein Flugzeug, das auf einer Flugbahn 34 fliegt, auf eine Geschwindigkeit von 0,45 Mach beschleunigt, bevor es eine Höhe von 700 ft über dem Boden erreicht hat, wird am Punkt 36 eine Fehlwarnung erzeugt, wenn das Flugzeug über 700 ft Höhe fliegt.

Zur Verbesserung des vorstehend erläuterten Bodennähewarn­ systems wurde nunmehr eine Möglichkeit zur wirksamen Um­ schaltung von einem Modus in einen anderen auf der Grundlage der mit Funk gemessenen Flugzeughöhe, später kurz "Funkhöhe" genannt und der Zeit entwickelt. Das Block­ schaltbild des bevorzugten Ausführungsbeispiels ist in Fig. 5 gezeigt. Eine im System zu verwendende Signalquelle ist durch einen Flugzeug-Datenbus 38 bezeichnet. Vom Datenbus 38 gelieferte Flugparameter-Signale sind unter anderem: Funk­ höhe h _R auf Leitung 40; Luftdruckhöhe h _B auf Leitung 42; Luftdruckhöhengeschwindigkeit bzw. Ableitung der barometrisch gemessenen Höhe h′ auf Leitung 44; ein Logiksi­ gnal auf Leitung 46, das anzeigt, daß das Flugzeug sich über 50 ft Funkhöhe befindet; Logiksignale GU bzw. FU auf Leitun­ gen 50 bzw. 51, die anzeigen, daß das Fahrwerk eingefahren ist oder daß die Landeklappen eingefahren sind; und ein Fluggeschwindigkeits-Signal, das in Knoten oder Mach kalibriert ist, auf Leitung 56.

Es wird zuerst der Teil der Logik von Fig. 5 erläutert, der sich auf den Bodenabstand-Modus bezieht. Die Grundlogik gleicht derjenigen nach der US-PS 40 30 065. Im allgemeinen Betrieb erzeugt der Bodenabstand-Modus eine Warnung, wenn das Flugzeug unter eine vorbestimmte Funkhöhe sinkt, wenn es sich nicht in einer Landekonfiguration befindet, wenn also weder das Fahrwerk noch die Landeklappen ausgefahren sind. Die vorbestimmte Funkhöhe oder Höhe über dem Boden, die zur Erzeugung der Warnung dient, ändert sich bevorzugt als eine Funktion der Fluggeschwindigkeit gegen Luft, so daß die vorbestimmte Funkhöhe oder Bodenabstand-Höhe mit steigender Fluggeschwindigkeit zunimmt, wodurch Bodennähewarnungen bei größeren Höhen für höhere Geschwindigkeiten erzeugt werden. Es ist zu beachten, daß der Ausdruck "Funkhöhe" die Flug­ zeughöhe über dem Boden bezeichnet, da Funkhöhenmesser typischerweise in Flugzeugen zur Bestimmung der Flugzeughöhe über dem Boden eingesetzt werden.

In dem Schaltbild von Fig. 5 empfängt ein Funktionsgenerator 58 von der Leitung 56 Fluggeschwindigkeitsinformation über einen Schalter 60, der durch das Klappensignal auf Leitung 52 gesteuert wird. Die Stellung des Fahrwerks wird dem Funktionsgenerator 58 ebenfalls über die Leitung 50 zuge­ führt. Der Ausgang des Funktionsgenerators auf Leitung 62 ist gleich -350 ft bei Geschwindigkeiten von weniger als 0,28 Mach bei ausgefahrenem Fahrwerk für Flugzeuge mit Turboprop-Triebwerk (vgl. die Linie 64), und ist auf einen Höchstwert von -300 ft bei Geschwindigkeiten von weniger als 0,29 Mach und ausgefahrenem Fahrwerk für andere Flugzeugty­ pen (entsprechend der Linie 66) begrenzt. Die Wahl der -350 ft-Grenze oder der -300 ft-Grenze erfolgt typischerwei­ se durch einen Eingang auf Leitung 67 zum Funktionsgenerator 58 mittels eines Steckers, der den Flugzeugtyp bezeichnet.

Wenn das Fahrwerk eingefahren ist, erzeugt der Funktionsge­ nerator 58 ein Signal, das 0 ft entspricht, bei Geschwindig­ keiten gleich oder kleiner als 0,35 Mach (entsprechend der Linie 68), das auf einen Höchstwert von 500 ft steigt, wenn die Geschwindigkeit auf 0,45 Mach steigt (vgl. die Linie 70). Mit der Ausgangsleitung 62 des Funktionsgenerators 58 ist ein Addierer 72 verbunden, der ein Signal von einer Signalquelle über eine Leitung 74 empfängt, das 500 ft repräsentiert. Ein Vergleicher-Verstärker 76 empfängt den Ausgang des Addierers 72 über die Leitung 78 und das h _R - Signal über Leitung 40. Diese Schaltung gleicht der Bodenab­ stand-Logikschaltung gemäß der US-PS 40 30 065 insofern, als auf der Ausgangsleitung 80 des Vergleichers 76 ein Logiksi­ gnal erzeugt wird, wenn das Flugzeug unter die auf der Leitung 78 erzeugte Bodenabstand-Höhe sinkt. Das Logiksignal auf Leitung 80 wird einem UND-Glied 82 zusammen mit einem Signal auf Leitung 46 zugeführt, das anzeigt, daß sich das Flugzeug mehr als 50 ft über dem Boden befindet, und einem Logiksignal 84 von einem ODER-Glied 86, das anzeigt, daß entweder die Landeklappen oder das Fahrwerk eingefahren sind.

Außerdem wird auf einer Leitung 90 von einer Flugphasenlogik 88 ein Eingangssignal empfangen, das anzeigt, daß sich das Flugzeug nicht in einer Startphase des Flugs befindet.

Bei einem Bodennähewarnsystem muß festgestellt werden, in welcher Flugphase sich das Flugzeug befindet, so daß der am besten geeignete Warnmodus ausgewählt werden kann. Eine der Flugphasenlogik 88 im wesentlichen entsprechende Logikanord­ nung ist in den US-PS 39 36 796 und 39 47 810 angegeben.

Zusätzlich zu Eingangssignalen auf den Leitungen 50 und 52, die die Landeklappen- und Fahrwerk-Positionen bezeichnen, empfängt die Flugphasenlogik 88 auf einer Leitung 92 ein Eingangssignal von einem Vergleicher-Verstärker 94; dieses Signal zeigt an, daß das Flugzeug eine Kombination aus Funkhöhe h _R und Zeit überschritten hat, so daß der Nega­ tiv-Steigen-nach-Start-Modus abgeschaltet werden sollte. Die Funktionsweise dieser Logik wird im einzelnen in Verbindung mit der Beschreibung des zeitbezogenen Höhensignals erläu­ tert.

Es wird nun nochmals auf das Logikglied 82 Bezug genommen. Wenn das Flugzeug unter die auf Leitung 78 erzeugte Bodenab­ standhöhe sinkt und wenn eine oder beide Landeklappen oder das Fahrwerk eingefahren sind und das Flugzeug sich nicht in der Startphase befindet, wird auf einer Leitung 96 ein Logiksignal erzeugt, das durch ein ODER-Glied 98 über eine Leitung 100 an eine Bodenabstand-Warnlogik 102 angelegt wird. Weitere Eingangssignale, die die Klappen- und Fahr­ werksposition bezeichnen, werden auf den Leitungen 50 und 52 an die Bodenabstand-Warnlogik 102 angelegt. Logische Ausgän­ ge von der Bodenabstand-Warnlogik 102 werden über eine Leitung 106 einer Sprech-Warnlogik 104 zugeführt. Der Betrieb einer geeigneten Bodenabstand-Warnlogik in Verbin­ dung mit einer Sprech-Warnlogik ist im einzelnen in der US-PS 40 30 065 und der US-Patentanmeldung 2 59 131 angegeben. Die Bodenabstand-Warnlogik 102 und die Sprech-Warnlogik 104 arbeiten zusammen und erzeugen eine geeignete Sprechwarnung für den Piloten z. B. mittels eines Lautsprechers 108. Typische Sprechwarnungen sind z. B. kurze Angaben wie "zu niedrig, Boden", "zu niedrig, Fahrwerk" und "zu niedrig, Klappen".

Während der Startphase wird bei dem bevorzugten Ausführungs­ beispiel unter Verwendung eines zeitbezogenen Höhensignals ein modifizierter Bodenabstand-Modus vorgesehen. Nach Fig. 5 wird das Funkhöhensignal h _R auf Leitung 40 einem Verstär­ ker 110 zugeführt, der einen Verstärkungsfaktor K ₁ von 0,75 aufweist. Der Ausgang des Verstärkers 110 auf Leitung 112, der 75% des Werts von h _R darstellt, wird einem einfachpoligen Filterglied 114, das eine Zeitkonstante von 15 s hat, zugeführt. Da das Filtersignal 114 ein Ladeglied ist, bleibt der Wert des Signals auf Leitung 116 gleich oder kleiner als 0,75% der maximalen vom Flugzeug erreichten Funkhöhe. Ein Vergleicher-Verstärker 118, dem als Eingänge das 0,75-h _R -Signal 112 und das Ausgangssignal 116 des Filterglieds 114 zugeführt werden, dient zum Schließen eines Schalters aufgrund eines Logiksignals auf Leitung 122, wenn das 0,75 h _R -Signal größer als das Signal auf Leitung 116 ist, so daß das Ausgangssignal des Filterglieds 114 auf Leitung 116, das als zeitbezogenes Höhensignal bezeichnet werden kann, mit zunehmender Funkhöhe größer wird.

Zum Öffnen des Filterglieds 114 erzeugt ein Logikglied 124 aufgrund des Funkhöhensignals h _R auf Leitung 40 ein Logiksignal auf Leitung 126, das anzeigt, daß das Flugzeug mehr als 150 ft Funkhöhe erreicht hat. Das Logiksignal auf Leitung 126 wird mit einem Logiksignal auf Leitung 128 von der Flugphasenlogik 88 in einem UND-Glied 130 verknüpft, so daß das Filterglied 114 durch ein Logiksignal auf Leitung 132 geöffnet wird, wenn das Flugzeug in einer Startphase eine Höhe von mehr als 150 ft erreicht hat. Ferner hat das Logikglied 124 die Funktion, den Ausgang des Filterglieds 114 auf Leitung 116 auf Null rückzusetzen, wenn das Flugzeug unter 50 ft Funkhöhe sinkt.

Ein logisches Bodenabstand-Warnsignal wird während des Starts erzeugt, wenn das zeitbezogene Höhensignal auf Leitung 116 das h _R -Signal auf Leitung 40 übersteigt. Ein Vergleicher-Verstärker 134 vergleicht die Signale auf den Leitungen 116 und 40, und wenn das zeitbezogene Höhensignal h _R übersteigt, wird auf Leitung 136 ein logisches Signal erzeugt. Somit dient das zeitbezogene Höhensignal auf Leitung 116 als Grundlinie mit einer Tendenz zur Steigerung mit der Zeit und der Höhe, wenn das Flugzeug startet bzw. abhebt.

Das logische Signal auf Leitung 136 wird an ein UND-Glied 138 zuammen mit dem <50 ft-h _R -Signal auf Leitung 46, dem Startsignal auf Leitung 128 und dem Fahrwerk- oder Klappen- ein-Signal auf Leitung 84 angelegt. Infolgedessen erzeugt das UND-Glied 138 ein logisches Warnsignal auf Leitung 140, wenn das Flugzeug während des Startens unter den zeitbezoge­ nen Höhengrundwert sinkt, wodurch der Bodenabstand-Schutz während der Startphase des Flugbetriebs erweitert wird.

Das zeitbezogene Höhensignal auf Leitung 116 dient ferner als Eingangssignal zum Vergleicher-Verstärker 94. Ein zweites Eingangssignal zum Vergleicher 94 wird über die Leitung 142 von einem Funktionsgenerator 144 empfangen, der seinerseits als Eingangssignal das Fluggeschwindigkeitssi­ gnal von der Leitung 56 empfängt. Ein Schalter 146 wird durch das Klappenstellungssignal 146 auf Leitung 52 gesteu­ ert. Wenn die Klappen eingefahren sind, erzeugt der Funk­ tionsgenerator ein Signal auf Leitung 142, das einen Mini­ malwert von 500 ft bei 0,35 Mach oder weniger hat und linear auf 1000 ft bei 0,45 Mach oder mehr ansteigt. Der Verglei­ cher-Verstärker 94 veranlaßt somit die Flugphasenlogik, das logische Startsignal von der Leitung 128 zu entfernen, wenn das zeitbezogene Höhensignal auf Leitung 116 den Wert des Signals auf Leitung 142 übersteigt. Dies bewirkt ein Ab­ schalten des logischen Startsignals auf Leitung 128, wenn die Flugzeug-Funkhöhe je nach Fluggeschwindigkeit gegen Luft eine Höhe von 500-1000 ft um mindestens einen Faktor 1,33 übersteigt.

Eine Negativ-Steigen-nach-Start-Warnfunktion, die ein zeitbezogenes Höhensignal benützt, ist durch die Logik im oberen Teil von Fig. 5 gegeben. Ein Signal Δ h _B , das den Gesamtverlust des Flugzeugs an Luftdruckhöhe h _B bezeich­ net, wird von einer Stufe 148 erzeugt, der folgende Eingänge zugeführt werden: die Funkhöhe h _R auf Leitung 40, die Luftdruckhöhe h _B auf Leitung 44, die Luftdruckhöhenge­ schwindigkeit h _B auf Leitung 44 sowie die Landeklappen- und Fahrwerklageinformation auf den Leitungen 50 und 52. Eine geeignete Logik zur Realisierung der Stufe 148 ist in der US-PS 39 47 810 angegeben. Das Δ h _B -Signal wird auf einer Leitung 150 ausgegeben, die ihrerseits mit einem positiven Eingang eines Addierers 152 verbunden ist. Mit einem negativen Anschluß des Addierers 152 ist eine Leitung 154 verbunden, die von einem Intergrierer 156 kommt, der bevorzugt eine Verstärkungskonstante in der Größenordnung von 1,34 × 10^-3 1/s hat. Der Eingang zum Integrierer 156 ist das Funkhöhensignal h _R auf Leitung 40, das in einem Signal auf der Leitung 154 resultiert, das sowohl mit der Zeit als auch mit der Funkhöhe zunimmt. Dieses Signal kann auch als zeitbezogenes Höhensignal bezeichnet werden. Das bevorzugte Ausführungsbeispiel nach Fig. 5 benützt zwar zwei verschiedene zeitbezogene Höhensignale, wobei insbesondere die auf den Leitungen 116 und 154 erzeugten Signale etwas unterschiedliche Charakteristiken haben, es ist jedoch zu beachten, daß für beide Warnbetriebsarten auch ein einziges zeitbezogenes Höhensignal benützt werden könnte.

Ein Warnlogikglied 158 empfängt den Ausgang vom Addierer 152 über eine Leitung 160 sowie das Funkhöhensignal h _R über die Leitung 40 und erzeugt ein Warnsignal auf Leitung 162, wenn sich das Flugzeug in einer Startphase befindet und bei einer vorbestimmten Funkhöhe h _R eine vorbestimmte Luft­ druckhöhe h _B verliert. Die Funktionsweise dieser Art Warnschaltung ist im einzelnen in der US-PS 39 47 810 und der US-Patentanmeldung 1 09 580 angegeben. Aufgrund eines Warnsignals auf der Leitung 162 erzeugt die Sprech- Warnlogik 104 eine Sprechwarnung, die bevorzugt die Worte "nicht sinken" enthält.

Die Auswirkung des zeitbezogenen Höhensignals auf Leitung 154 besteht darin, daß die Negativ-Steigen-nach-Start-War­ nung verzögert wird, so daß ein größerer Höhenverlust Δ h _B nach dem Start erforderlich ist, um eine Warnung zu erzeu­ gen, während sowohl die Funkhöhe h _R als auch die Zeit zunehmen. Zu diesem Zweck wird der Integrierer über eine Leitung 164 durch ein UND-Glied 166 geöffnet, dem als Eingänge das Logiksignal auf Leitung 46, das anzeigt, daß sich das Flugzeug mehr als 50 ft über dem Boden befindet, und das Startphasenlogiksignal auf Leitung 128 zugeführt werden. Somit dient der Integrierer 156 dazu, den Betrag des Höhenverlusts Δ h _B , der zum Erzeugen einer Warnung nach Erreichen einer Funkhöhe von 50 ft während des Starts des Flugzeugs erforderlich ist, zu erhöhen. Das Konzept der Verzögerung des Δ h _B -Signals zur Erhöhung des Betrags des erforderlichen Höhenverlusts als eine Funktion von Funkhöhe und Zeit würde ebenso für einen Negativ-Steigen- nach-Start-Warnmodus gelten, der die barometrische Sinkge­ schwindigkeit h _B entsprechend der US-PS 39 36 796 benützt.

Die Funktionsweise des Bodennähewarnsystems unter Verwendung der zeitbezogenen Höhensignale wird durch eine Flugzeug- Flugbahn 168 über flachem Gelände gemäß Fig. 6 veranschau­ licht. Wie daraus hervorgeht, nimmt der durch die Linie 170 bezeichnete Höhenverlust, der zum Erzeugen einer Negativ- Steigen-nach-Start-Warnung 14 wie "nicht sinken" erforder­ lich ist, mit zunehmender Funkhöhe h _R und über die Zeit zu. Ebenso nimmt die Funkhöhe, bei der die Bodenabstand-War­ nung 16 "zu niedrig" erzeugt wird, als eine Funktion der zunehmenden Funkhöhe h _R und der Zeit entsprechend der Linie 172 zu. Wenn das Flugzeug die Kombination von Funkhöhe und seit dem Start abgelaufener Zeit entsprechend der Strichlinie 174 erreicht, wird durch die Signale auf den Leitungen 92 und 128 von Fig. 5 in der beschriebenen Weise der Negativ-Steigen-nach-Start-Warnmodus 14 abgeschaltet, und der Bodenabstand-Warnmodus 16 wird als aktiver Warnmodus eingeschaltet, wobei die Warnhöhe auf der Fluggeschwindig­ keit gegen Luft basiert. Bevorzugt sind die verschiedenen Skalierungsfaktoren der logischen und Schaltungselemente der Schaltung von Fig. 5 so eingestellt, daß das zeitbezogene Höhensignal auf Leitung 154 den Höhenverlust Δ h _B , der zur Erzeugung der Negativ-Steigen-nach-Start-Warnung erforder­ lich ist, nicht erheblich verzögert, bis das Flugzeug genügend Fußsekunden an Funkhöhe, gemessen durch das zeitbe­ zogene Höhensignal auf Leitung 116, erreicht hat, so daß die Bodenabstand-Grundlinie 172 ausreichend hoch liegt, um einen hinreichenden Schutz für das Flugzeug zu bieten.

Ein Beispiel für den erweiterten Schutz, der durch das System von Fig. 5 erzielbar ist, ist durch eine Flugbahn 176 in Fig. 7 ersichtlich, die im wesentlichen der Flugbahn 20 von Fig. 2 entspricht. In diesem Fall resultiert die stei­ gende Bodenabstand-Grundlinie 172 in einer Warnung, obwohl das Flugzeug noch nicht die 700 ft Funkhöhe erreicht hat, die bei dem System von Fig. 2 benötigt wird. Dieser Schutz resultiert, wenn das Gelände unmittelbar nach dem Start ansteigt und das Flugzeug in bezug auf die Luftdruckhöhe nicht sinkt.

Eine Beseitigung der in den Fig. 3 und 4 veranschaulichten Fehlwarnungen ist ebenfalls vorgesehen. Nach den Fig. 8 und 9 resultiert eine Vertiefung im Gelände oder eine Beschleu­ nigung auf 0,45 Mach nicht in unerwünschten Warnungen, weil das Bodennähewarnsystem nicht, wie beim Stand der Technik, bei 700 ft Funkhöhe vom Negativ-Steigen-nach-Start-Modus in den Bodenabstand-Modus umschaltet.

Das bevorzugte Ausführungsbeispiel gemäß dem Blockschaltbild von Fig. 5 wurde zwar unter Bezugnahme auf ein analoges System erläutert; selbstverständlich kann die gezeigte und erläuterte Logik ohne weiteres dazu verwendet werden, einen Digitalrechner zu programmieren zur Realisierung eines Bo­ dennähewarnsystems mit zeit- und höhenbezogener Modusum­ schaltung.

Claims (6)

1. Bodennähewarnsystem für Flugzeuge mit einer Warnlogik bestehend aus

• - einer ersten Warneinrichtung, die eine Warnung während der Startphase des Flugzeugs bei unzulässigem Höhen­ verlust angibt,
• - einer zweiten Warneinrichtung, die eine Warnung während des Normalfluges abgibt, wenn das Flugzeug einen vorgegebenen Mindestabstand vom Boden unterschreitet, und
• - einer Umschalteinrichtung, die bei Erreichen einer vorbestimmten Flughöhe von der ersten auf die zweite Warneinrichtung umschaltet,

dadurch gekennzeichnet,
daß die erste Warneinrichtung aus einer an sich bekannten Höhenverluststufe (148) besteht, in die eingegeben werden die mit Funk gemessene Höhe h _R (40), die barometrisch gemessene Höhe h _B (42), und die Ableitung der barometrisch gemessenen Höhe h′ _B (44) zur Bildung eines Signals Δ h _B (150) das den barometrisch gemessenen Höhenverlust angibt,
wobei von dem Signal Δ h _B (150) ein vorbestimmter Betrag des Ausgangssignals eines Integrators (156) abgezogen (152) wird, ehe es in ein an sich bekanntes Warnlogik­ glied (158) eingegeben wird und wobei am Eingang des Integrators (156) die mit Funk gemessene Höhe h _R liegt,
daß während der Startphase eine zusätzliche Bodenmindest­ abstands-Warneinrichtung vorgesehen ist, bestehend aus

• - einem Filterglied (114) mit einer Einfachpolstelle und einer vorbestimmten Zeitkonstante, das an seinem Ausgang ein zeitbezogenes Höhensignal (116) liefert und an dessen Eingang über einen Schalter (120) ein Signal (112) liegt, das einem vorbestimmten Teilbe­ trag des Maximalwerts der mit Funk gemessenen Höhe entspricht und wobei der Schalter (120) geschlossen ist, wenn das Signal, das den vorbestimmten Teilbetrag des maximalen Wertes der mit Funk gemessenen Höhe darstellt, größer ist als das am Ausgang (116) des Filtergliedes (114) liegende Signal, und
• - einem ersten Vergleicher (134) zur Abgabe eines Warn­ signals (136) an eine an sich bekannte Bodenabstands- Wanrlogik (102), wenn das zeitbezogene Höhensignal (116) am Ausgang des Filtergliedes (114) die mit Funk gemessene Höhe h _R überschreitet, und

daß die Umschalteinrichtung zur Umschaltung von der ersten auf die zweite Warneinrichtung besteht aus

• - einem zweiten Vergleicher (94) zur Erzeugung eines Abschaltsignals (92) wenn das zeitbezogene Höhensignal (116) größer ist als ein Signal (142), das einer vorbestimmten Höhe als Funktion der Fluggeschwindigkeit (gegen Luft) und eines Lande-Klappenstellungs-Anzeige­ signals (52) entspricht, und
• - einer an sich bekannten Flugphasenlogik (88), bei der an einem Eingang ein Signal (92) vom zweiten Vergleicher (94) liegt und die ein Ausgangssignal (128) liefert, das anzeigt, daß das Flugzeug sich in der Startphase befindet und wobei dieses Ausgangs­ signal zur Einschaltung des Filterglieds (114) und des Integrators (156) dient.

2. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß das Filterglied (114) mit einer Einfachpolstelle eine Zeitkonstante von 15 Sekunden besitzt,
daß das Eingangssignal (112) des Filtergliedes (114), das über den Schalter (120) zugeführt wird, einen Wert aufweist, der 75% des Maximalwertes der mit Funk ge­ messenen Höhe beträgt, und
daß das Filterglied (114) mit einer Einfachpolstelle durch das Ausgangssignal (132) eines UND-Glieds (130) eingeschaltet wird, wenn das mit Funk gemessene Höhen­ signal h _R einen Wert angibt, der größer als 150 ft ist bei gleichzeitiger Anwesenheit des Ausgangssignals (128) der Flugphasenlogik (88).

3. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Integrator (156) vom Ausgangssignal (164) eines UND-Gliedes (166) eingeschaltet wird, wenn das mit Funk gemessene Höhensignal h _R einen Wert angibt, der größer als 50 ft ist bei gleichzeitiger Anwesenheit des Ausgangssignals (128) der Flugphasenlogik (88).

4. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Flugphasenlogik (88) zusätzliche Eingangssignale hat, die anzeigen, daß das Fahrwerk (50) und die (Lande-) Klappen (52) eingezogen sind,
daß das Signal (142), das eine Funktion der Flugge­ schwindigkeit (gegen Luft gemessen) und der Lage der (Lande-)Klappen ist, von einem Funktionsgenerator (144) und einem Schalter (146) bereitgestellt wird, wobei der Schalter (146) das der Fluggeschwindigkeit ent­ sprechende Signal (56) zugeführt, und
daß der Schalter (146) durch das Signal (52) einge­ schaltet wird, das anzeigt, daß die Klappen eingezogen sind.