DE3417828A1 - Verfahren und vorrichtung zur erzeugung eines warnsignals bei der landung eines flugzeugs mit eingezogenem fahrwerk - Google Patents
Verfahren und vorrichtung zur erzeugung eines warnsignals bei der landung eines flugzeugs mit eingezogenem fahrwerkInfo
- Publication number
- DE3417828A1 DE3417828A1 DE19843417828 DE3417828A DE3417828A1 DE 3417828 A1 DE3417828 A1 DE 3417828A1 DE 19843417828 DE19843417828 DE 19843417828 DE 3417828 A DE3417828 A DE 3417828A DE 3417828 A1 DE3417828 A1 DE 3417828A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- signal
- warning signal
- aircraft
- air speed
- landing gear
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C5/00—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels
- G01C5/005—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels altimeters for aircraft
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Emergency Alarm Devices (AREA)
- Alarm Systems (AREA)
- Retarders (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Gear Transmission (AREA)
- Radio Relay Systems (AREA)
Description
Sundstrand Data Control, Inc. Redmond, Washington 98o52, V.St.A.
Verfahren und Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei der Landung eines
Flugzeugs mit eingezogenem Fahrwerk
Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals, das dem Piloten eines
Flugzeugs anzeigt, daß sich das Flugzeug mit eingezogenem Fahrwerk zur Landung anschickt.
Es sind bereits Systeme bekannt, die Warnsignale erzeugen, falls der Pilot die Landung des Flugzeugs mit eingezogenem
Fahrwerk einleitet. Dabei reichen solche Systeme von einfachen Ausführungen, die, wenn das Flugzeug eine bestimmte
Flughöhe unterschreitet, einen Summton abgeben, bis zu ausgeklügelteren Systemen, wie sie die US-PS 4 030 065
offenbart, die die Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden und die Stellung der Klappen und des Fahrwerks erfassen
und ein Sprachwarnsignal abgeben, wie z.B. "Fahrwerk zu niedrig" ("TOO LOW GEAR"), falls der Pilot mit hochgezogenem
Fahrwerk die Landung einleitet.
572-B01735/AtAl
Das aus der US-PS 4 030 065 bekannte System ist zur Verwendung in zivilen Flugzeugen und Transportflugzeugen geeignet,
jedoch nicht in Flugzeugen, die häufig tieffliegen, wie es bei militärischen Kampfflugzeugen der Fall ist.
Die zum Einsatz in zivilen oder Transportflugzeugen entworfenen
Systeme neigen zur Erzeugung von Falschalarmen, wenn sie in taktischen Flugzeugen, die häufig Tiefflüge
ausführen, eingesetzt sind. Außerdem ist das Landeprofil von Hochleistungsflugzeugen, wie es militärische Jäger und
Kampfflugzeuge sind, anders als das Landeprofil von Transportflugzeugen.
Aus diesem Grund werden für ein in taktischen Flugzeugen eingesetztes System andere Warnkriterien benötigt,
als für ein System, das in Transport- oder Zivilflugzeugen eingesetzt ist.
Es ist deshalb Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren und eine Vorrichtung zu ermöglichen, die die Nachteile der herkömmlichen
Warnsysteme in taktischen Flugzeugen nicht besitzen, und die dem Piloten eines Jägers oder Kampfflugzeugs über
ein Warnsignal mitteilen, daß er mit eingezogenem Fahrwerk zur Landung ansetzt.
Dabei sollen auch bei Tiefflügen praktisch keine Falschwarnsignale
erzeugt werden.
Zur Lösung der obigen Aufgabe wird beim erfindungsgemäßen
Verfahren die Flughöhe über dem Erdboden und die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs überwacht und ein Sprachwarnsignal,
wie z.B. "Fahrwerk zu niedrig" ("TOO LOW GEAR")erzeugt, wenn die Flughöhe des Flugzeugs einen vorgegebenen Wert ,
beispielsweise 30 m (100 ft) und die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs einen vorgegebenen Wert, wie z.B. 360 km/h
(200 kts) unterschreiten. Dazu wird die von der Maschine erzeugte Leistung überwacht und die Erzeugung des Warnsignals
unterdrückt, wenn die Startleistung erzeugt wird,
damit beim Abheben und beim Durchstarten nach misslungenem Anflug kein Falschwarnsignal erzeugt wird.
Die zur Lösung der obigen Aufgabe dienende erfindungsgemäße
Vorrichtung enthält Einrichtungen, die der Flughöhe über dem Erdboden, der Maschinenleistung und der Stellung des Fahrwerks
entsprechende Signale erzeugen und eine auf diese Signale ansprechende Warnsignalerzeugungseinrichtung .
Alternativ oder zusätzlich zur Einrichtung, die das der Maschinenleistung entsprechende Signal erzeugt, eine Einrichtung vorgesehen
sein, die ein der Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs entsprechendes Signal erzeugt.
Die Erfindung wird im folgenden anhand der Zeichnung näher beschrieben. Es zeigen:
Fig. 1 ein Logikblockschaltbild der erfindungsgemäßen Warnvorrichtung und
Fig. 2 eine graphische Darstellung der Beziehung zwischen der Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs und
der zur Erzeugung eines Warnsignals nötigen Flughöhe über dem Erdboden.
Figur 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen
Vorrichtung, das mit dem Bezugszeichen 10 bezeichnet ist. Die in Form eines Logikblockschaltbildes dargestellte Vorrichtung
10 weist mehrere Gatter, Vergleicher, Flip-Flops u.a. Komponenten zum Zwecke der einfachen Darstellung auf,
kann jedoch selbstverständlich anders als in Figur 1 insbesondere in verschiedenen analogen und digitalen Formen
realisiert sein. Die der Vorrichtung 10 zugeführten Signale sind solche, die die Funkhöhe, die Luftgeschwindigkeit, die
Maschinenleistung oder Drehzahl angeben, sowie ein die Position des Fahrwerks angebendes Signal und verschiedene Gültigkeitssignale. Dabei hängt es vom Flugzeugtyp ab, ob die in Figur
dargestellten Signale von einzelnen Instrumenten, wie von einem Funkhöhenmesser 12, einer Luftgeschwindigkeitssignalquelle
7, wie einem Luftdatenrechner oder Luftgeschwindigkeitsgeber und einem Tachometer 16 und verschiedenen diskreten
Schaltelementen, wie von einem die Position des Fahrwerks angebenden Schalter erhalten werden oder ob diese
Signale von einem digitalen Datenbus abgeleitet werden, wie dies in bestimmten neueren Flugzeugtypen der Fall ist.
Die Vorrichtung 10 erzeugt gemäß der Erfindung ein Warnsignal, wenn das Fahrwerk eingezogen ist und das Flugzeug
eine vorgegebene Geschwindigkeit und eine vorgegebene Höhe unterschreitet. Diese Funktion wird mittels einer logischen
Schaltung ausgeführt, die das Funkhöhenmesser 12, den Luftgeschwindigkeitsgeber 14, einen Höhenvergleicher 18 , einen
Luftgeschwindigkeitsvergleicher 20 und ein UND-Glied 22 , die den Betrieb eines Warngenerators 24 steuert, aufweist.
Dieser Warngenerator 24 ist ein digitaler Sprachwarngenerator, wie er in der oben erwähnten US-PS 4 030 065 beschrieben
ist, der ein Sprachwarnsignal, wie z.B. "Fahrwerk zu niedrig" ("TOO LOW GEAR") erzeugt und dieses direkt oder indirekt
einem Wandler wie einem Lautsprecher 26 oder anderen geeigneten Wandlern zuführt. Um die Erzeugung von falschen
Warnsignalen während des Abhebens oder des Durchstartens nach erfolglosem Landeanflug zu vermeiden, wird das UND-Glied
22 gesperrt, wenn die Antriebsmaschine Startleistung produziert. Der Sperrvorgang wird mittels eines Setz/Rücksetz-Flipflops
28 ausgeführt, das jeweils von einem UND-Glied 30 einem ODER-Glied 32 und einem Vergleicher 34 gesteuert ist.
Sobald das Flugzeug abhebt, wird die von der Maschine erzeugte Leistung durch die Vorrichtung 10 überwacht. Die Maschinenleistung
kann beispielsweise von einem Schalter, der die Stellung einer Drosselklappe angibt, oder mittels eines Tachometers
16 überwacht werden, der ein Signal, das die Maschinendrehzahl angibt, dem Drehzahlvergleicher 34 liefert. Wenn die
Drehzahl der Maschine, beispielsweise die Drehzahl des Primär-
3A17828
kompressors einer Turbine, die Drehzahl beim Abheben überschreitet,
die beispielsweise durch 90 % der Maximaldrehzahl gegeben ist, erzeugt der Drehzahlvergleicher ein entsprechendes
Signal, das dem ODER-Glied 32 zugeführt wird. Das ODER-Glied 32 setzt mit seinem Ausgangssignal, das das Erreichen
der Startleistung angibt, das Flipflop 20 zurück und sperrt dadurch das Gatter 22, um die Erzeugung von Falschwarnsignalen beim Abheben zu verhindern.
Sobald das Flugzeug abgehoben hat und die Drehzahl der Maschine unter die Startdrehzahl sinkt, erzeugt der Drehzahlvergleicher 34 ein Signal,das angibt, daß die Startleistung
nicht erzeugt wird, das dem UND-Glied 30 zugeführt wird, dessen Ausgangssignal dann das Flipflop 28 setzt und mittels
des Q-Ausgangs 28 das UND-Glied 22 freigibt. Das "Funkhöhenmesser nicht gesperrt"-Signal, das am UND-Glied 30 anliegt
und das am ODER-Glied 32 anliegende"Funkhöhenmesser gesperrt"· Signal sind Gültigkeitssignale, die die Vorrichtung, wenn
der Funkhöhenmesser ausfällt, sperren. Das vom Funkhöhenmesser 12 erzeugte Funkhöhensignal wird dem Höhenvergleicher
18 zugeführt und mit einem eine vorgegebene Höhe wie z.B. 30 m (100 ft) angebenden Signal verglichen. Falls die Funkhöhe
unterhalb die vorgegebene Mindesthöhe geht, erzeugt der Höhenvergleicher 18 ein Freigabesignal, das dem UND-Glied
22 zugeführt wird. Genauso erzeugt der Luftgeschwindigkeitsvergleicher ein Freigabesignal, das dem UND-Glied 22
angelegt wird, wenn die überwachte Luftgeschwindigkeit einen vorgegebenen Wert wie z.B. 360 km/h (200kts) unterschreitet.
Auf diese Weise wird der Warngenerator 24 dann freigegeben, wenn die Geschwindigkeit des Flugzeugs unterhalb
360 km/h (200 kts) und die Höhe unter 30 m (100 ft) liegen und falls das Fahrwerk unter diesen Bedingungen nicht ausgefahren
ist. Das "Fahrwerk oben"-Signal liegt als ein Eingang dem UND-Glied 22 an und somit wird das Warnsignal erzeugt.
Das Signal "Räder unbelastet" wird zum Sperren der Vorrichtung verwendet, wenn das Flugzeug am Boden ist.
Die zur Erzeugung des "Fahrwerk zu niedrig"-Warnsignals nötigen Warnkriterien sind in Figur 2 dargestellt. Dabei
gibt der schraffierte Bereich alle die Verhältnisse von Funkhöhe in Meter (ft) und Luftgeschwindigkeit in km/h
(kts) wieder, die bei eingezogenem Fahrwerk zur Erzeugung des "Fahrwerk zu niedrig"-Warnsignals führen. Demnach wird
das Warnsignal erzeugt, sobald die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs 360 km/h (200 kts) und die Funkhöhe 30 m (100 ft)
unterschreiten und das Fahrwerk nicht ausgefahren ist. Diese Einhüllende wurde nach der Untersuchung der Flugcharakteristiken
typischer Jagd/Kampfflugzeuge wie z.B . Fairchild A10 festgelegt. Jedoch ist die Einhüllende typisch für gegenwärtige
Tagkampfflugzeuge und im allgemeinen unabhängig von einem bestimmten Flugzeugtyp. Da solche Flugzeuge häufig bei
kleineren Höhen als 160 m (500 ft) fliegen, wurde das Dach der Warneinhüllenden auf 30 m (100 ft) reduziert, um solche
Niedrigflüge ohne die Erzeugung von Warnsignalen zu ermöglichen. Als Ergebnis ist die Warneinhüllende wesentlich von
derjenigen eines für Transportflugzeuge entworfenen Systems verschieden, bei dem das Warnsignal bereits erzeugt wird,
wenn das Flugzeug 160 m (500 ft) Höhe unterschreitet. Die Festlegung des Dachs der Warneinhüllenden auf 30 m (100 ft),
verursacht bei Jägern/Kampfflugzeugen kein Sicherheitsrisiko, da solche Flugzeuge leicht bei Höhen von 30 m (100 ft) und
darunter abgefangen werden können.
Claims (14)
- PatentansprücheVerfahren zur Erzeugung eines Warnsignals bei der Landung eines Flugzeugs mit eingezogenem Fahrwerk,gekennzeichnet durch folgende Schritte:a) Erfassung der GrößenStellung des Fahrwerks, Flughöhe über dem Erdboden und Leistung der Antriebsmaschine und/oder Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs;b) Erzeugung eines Warnsignals in Abhängigkeit von den in Schritt a) erfaßten Größen, falls das Fahrwerk nicht ausgefahren ist, das Flugzeug eine vorgegebene Flughöhe unterschreitet und die Antriebsleistung und/ oder die Luftgeschwindigkeit vorgegebene Werte unterschreiten.
- 2. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,daß die vorgegebene Flughöhe etwa 30 m (100 ft) beträgt. - 3. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,daß die vorgegebene Maschinenleistung die beim Abheben erzeugte Leistung ist.572-B01735/AtAl - 4. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,daß die Maschinenleistung über die Maschinendrehzahl erfaßt wird. - 5. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß in Schritt b) ein Sprachwarnsignal erzeugt wird. - 6. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,daß die vorgegebene Luftgeschwindigkeit etwa 360 km/h (200 kts) beträgt. - 7. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die erfaßte Flughöhe die Funkhöhe ist. - 8. Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei der Landung eines Flugzeugs mit eingezogenem Fahrwerk ,gekennzeichnet durcheine Einrichtung (12) die die Flughöhe über dem Erdboden erfaßt und ein entsprechendes Ausgangssignal erzeugt,eine Einrichtung (18) die das Ausgangssignal der Erfassungseinrichtung (12) mit einem Signal, das eine vorgegebene Flughöhe angibt, vergleicht,eine Einrichtung, die die Stellung des Fahrwerks angibt,eine Einrichtung (16), die die Leistung der Antriebsmaschine erfaßt und ein entsprechendes Ausgangssignal erzeugt, miteiner Einrichtung (34), die das Ausgangssignal der Erfassungseinrichtung (16) mit einem Signal vergleicht, das eine vorgegebene Maschinenleistung angibt, und/oder*" J —eine Einrichtung (14) , die die Luftgeschwindigkeit erfaßt und ein entsprechendes Ausgangssignal erzeugt miteiner Einrichtung (20), die das Ausgangssignal der Erfassungseinrichtung (14) mit einem Signal vergleicht, das eine vorgegebene Luftgeschwindigkeit angibt, undeine Einrichtung (22, 24, 26), die in Abhängigkeit von die jeweiligen Vergleichsergebnisse angebenden Signalen ein Warnsignal erzeugt, falls das Fahrwerk nicht ausgefahren ist, die Flughöhe einen vorgegebenen Wert unterschreitet und die Maschinenleistung und/oder die Luftgeschwindigkeit jeweils vorgegebene Werte unterschreiten.
- 9. Vorrichtung nach Anspruch 8,
dadurch gekennzeichnet,daß die vorgegebene Flughöhe etwa 30 m (100 ft) beträgt. - 10. Vorrichtung nach Anspruch 8,
dadurch gekennzeichnet,daß die vorgegebene Maschinenleistung die beim Abheben erzeugte Maschinenleistung ist. - 11. Vorrichtung nach Anspruch 8,
dadurch gekennzeichnet,daß die Maschinenleistung mittels eines Drehzahlgebers (16) erfaßt wird. - 12. Vorrichtung nach Anspruch 8,
dadurch gekennzeichnet,daß die Warnsignalerzeugungseinrichtung eine Einrichtung (24) zur Erzeugung eines Sprachwarnsignals aufweist. - 13. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet,daß die vorgegebene Luftgeschwindigkeit etwa 360 km/h (200 kts) beträgt.
- 14. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet,daß die Erfassungseinrichtung (12) ein Funkhöhenmesser aufweist.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/494,594 US4916447A (en) | 1983-05-13 | 1983-05-13 | Warning system for aircraft landing with landing gear up |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3417828A1 true DE3417828A1 (de) | 1984-11-15 |
DE3417828C2 DE3417828C2 (de) | 1990-07-05 |
Family
ID=23965117
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19843417828 Granted DE3417828A1 (de) | 1983-05-13 | 1984-05-14 | Verfahren und vorrichtung zur erzeugung eines warnsignals bei der landung eines flugzeugs mit eingezogenem fahrwerk |
Country Status (17)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4916447A (de) |
JP (1) | JPS59216793A (de) |
AU (1) | AU548073B2 (de) |
BE (1) | BE899647A (de) |
CA (1) | CA1242254A (de) |
CH (1) | CH659984A5 (de) |
DE (1) | DE3417828A1 (de) |
ES (1) | ES532434A0 (de) |
FI (1) | FI74247C (de) |
FR (1) | FR2545931B1 (de) |
GB (1) | GB2140758B (de) |
GR (1) | GR82061B (de) |
IL (1) | IL71352A (de) |
IT (1) | IT1177719B (de) |
NL (1) | NL8401535A (de) |
NZ (1) | NZ207654A (de) |
SE (1) | SE8402471L (de) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5745053A (en) * | 1995-12-08 | 1998-04-28 | Fleming, Iii; Hoyt A. | Landing gear warning apparatus and method for pilots approaching a runway with retracted landing gear |
US6043759A (en) * | 1996-07-29 | 2000-03-28 | Alliedsignal | Air-ground logic system and method for rotary wing aircraft |
US6008742A (en) * | 1997-05-21 | 1999-12-28 | Groves; Duane | Aircraft landing gear warning system |
US20070120708A1 (en) * | 2005-09-09 | 2007-05-31 | Honeywell International Inc. | Methods and systems for monitoring aircraft approach between approach gates |
CN105015801A (zh) * | 2015-06-02 | 2015-11-04 | 中航飞机股份有限公司西安飞机分公司 | 一种起落架收放时间检测装置 |
US9751636B2 (en) | 2015-12-15 | 2017-09-05 | International Business Machines Corporation | Dynamic detection of landing gear deployment |
CN111459101B (zh) * | 2020-03-05 | 2021-04-27 | 明珞汽车装备(上海)有限公司 | 仿真逻辑块的创建数据的处理方法、系统和存储介质 |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3691356A (en) * | 1970-12-10 | 1972-09-12 | Sperry Rand Corp | Speed command and throttle control system for aircraft |
DE2732646A1 (de) * | 1976-07-19 | 1978-02-02 | Sundstrand Data Control | Gebaeudefreiheits-warneinrichtung fuer luftfahrzeug |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3988713A (en) * | 1974-06-19 | 1976-10-26 | Sundstrand Data Control, Inc. | Aircraft ground proximity warning instrument |
US4121194A (en) * | 1976-09-30 | 1978-10-17 | The Boeing Company | Take-off warning system for aircraft |
US4319218A (en) * | 1980-01-04 | 1982-03-09 | Sundstrand Corporation | Negative climb after take-off warning system with configuration warning means |
-
1983
- 1983-05-13 US US06/494,594 patent/US4916447A/en not_active Expired - Lifetime
-
1984
- 1984-03-14 CA CA000449623A patent/CA1242254A/en not_active Expired
- 1984-03-26 IL IL71352A patent/IL71352A/xx unknown
- 1984-03-27 NZ NZ207654A patent/NZ207654A/en unknown
- 1984-04-10 AU AU26689/84A patent/AU548073B2/en not_active Ceased
- 1984-04-27 CH CH2081/84A patent/CH659984A5/fr not_active IP Right Cessation
- 1984-05-08 GR GR74649A patent/GR82061B/el unknown
- 1984-05-08 SE SE8402471A patent/SE8402471L/ not_active Application Discontinuation
- 1984-05-09 GB GB08411772A patent/GB2140758B/en not_active Expired
- 1984-05-10 JP JP59091973A patent/JPS59216793A/ja active Pending
- 1984-05-11 FR FR8407321A patent/FR2545931B1/fr not_active Expired
- 1984-05-11 IT IT48179/84A patent/IT1177719B/it active
- 1984-05-11 ES ES532434A patent/ES532434A0/es active Granted
- 1984-05-11 NL NL8401535A patent/NL8401535A/nl not_active Application Discontinuation
- 1984-05-11 BE BE0/212925A patent/BE899647A/fr unknown
- 1984-05-11 FI FI841914A patent/FI74247C/fi not_active IP Right Cessation
- 1984-05-14 DE DE19843417828 patent/DE3417828A1/de active Granted
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3691356A (en) * | 1970-12-10 | 1972-09-12 | Sperry Rand Corp | Speed command and throttle control system for aircraft |
DE2732646A1 (de) * | 1976-07-19 | 1978-02-02 | Sundstrand Data Control | Gebaeudefreiheits-warneinrichtung fuer luftfahrzeug |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPS59216793A (ja) | 1984-12-06 |
NZ207654A (en) | 1987-11-27 |
AU548073B2 (en) | 1985-11-21 |
IT8448179A0 (it) | 1984-05-11 |
IT1177719B (it) | 1987-08-26 |
GB2140758B (en) | 1987-03-11 |
FI841914A (fi) | 1984-11-14 |
FI74247B (fi) | 1987-09-30 |
FI74247C (fi) | 1988-01-11 |
SE8402471L (sv) | 1984-11-14 |
GR82061B (de) | 1984-12-13 |
DE3417828C2 (de) | 1990-07-05 |
CA1242254A (en) | 1988-09-20 |
BE899647A (fr) | 1984-11-12 |
NL8401535A (nl) | 1984-12-03 |
FI841914A0 (fi) | 1984-05-11 |
ES8507060A1 (es) | 1985-08-16 |
US4916447A (en) | 1990-04-10 |
FR2545931A1 (fr) | 1984-11-16 |
AU2668984A (en) | 1984-11-15 |
FR2545931B1 (fr) | 1988-04-29 |
IL71352A (en) | 1989-09-10 |
GB8411772D0 (en) | 1984-06-13 |
ES532434A0 (es) | 1985-08-16 |
CH659984A5 (fr) | 1987-03-13 |
GB2140758A (en) | 1984-12-05 |
SE8402471D0 (sv) | 1984-05-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3417834C2 (de) | ||
DE3044955C2 (de) | ||
DE2540026C3 (de) | Bodennähe-Warnvorrichtung fur Flugzeuge | |
DE2904800C2 (de) | Flugzeug-uebersinkfluggeschwindigkeit- warnanordnung | |
DE3303790C2 (de) | ||
DE2808017C2 (de) | ||
DE2161401C2 (de) | System zur Steuerung eines Luftfahrzeuges, insbesondere während des Startvorganes, sowie Anstellwinkelrechner | |
DE2732646C2 (de) | Warneinrichtung für Flugzeuge zum Anzeigen einer gefährlichen Bodenannäherung | |
DE69534772T3 (de) | Schutzsystem gegen Geschwindigkeitsunterschreitung für Autopilot/Flugbahnregler | |
EP3479181B1 (de) | Verfahren und assistenzsystem zur detektion einer flugleistungsdegradierung | |
DE3417827C2 (de) | ||
DE3424957C2 (de) | ||
DE2557195A1 (de) | Bodennaehe-warnanordnung (ii) | |
EP1191415B1 (de) | Flugkontrollsystem | |
DE3421441C2 (de) | ||
DE60132896T2 (de) | Detektion eines flugzeugstarts mit geringer leistung zum verwenden in einem bodennäherungswarnsystem | |
DE3421518A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur erzeugung eines warnsignals bei uebermaessig grossem hoehenverlust eines hubschraubers nach dem start | |
DE3417830C2 (de) | ||
DE3417884C2 (de) | ||
DE69534781T2 (de) | Verfahren zur Erzeugung eines Seitenrudersteuerbefehls zur Kompensation eines unsymmetrischen Schubs für ein Flugzeug | |
DE3417828A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur erzeugung eines warnsignals bei der landung eines flugzeugs mit eingezogenem fahrwerk | |
DE602004011593T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Ermittlung eines Überschreitens der Belastungsgrenzen einer Flugzeugstruktur | |
DE60106454T2 (de) | Verfahren zur verbesserung der steuerung bei einer steuerverbindung in einem luftfahrzeug | |
DE3417885A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur erzeugung von warnsignalen in taktischen flugzeugen | |
DE102019202241A1 (de) | Verfahren zur Steuerung eines Multirotor-Fluggeräts zum vertikalen Starten und Landen sowie Multirotor-Fluggerät |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
8125 | Change of the main classification |
Ipc: B64D 45/04 |
|
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |