DE3417829C2

DE3417829C2 -

Info

Publication number: DE3417829C2
Application number: DE3417829A
Authority: DE
Inventors: Noel S. Bothell Wash. Us Paterson; Everette E. Seattle Wash. Us Vermilion
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1983-05-13
Filing date: 1984-05-14
Publication date: 1989-02-23
Also published as: FI841913A0; NL8401532A; IT8448180A0; CH657819A5; SE8402470D0; FI841913A; GR82059B; GB8411771D0; SE8402470L; AU547843B2; GB2140757A; AU2782084A; ES532433A0; FR2545929B1; AU2669084A; FI74254B; AU549796B2; NZ207653A; BE899646A; DE3417829A1

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei Überschreiten eines vorgegebe nen Wertes für die Sinkgeschwindigkeit beim Landeanflug während eines taktischen Manövers eines Flugzeuges gemäß den Oberbegriffen jeweils der Ansprüche 1 und 6.The invention relates to a method and an apparatus for Generation of a warning signal when a specified one is exceeded a value for the rate of descent when approaching during a tactical maneuvers of an aircraft according to the generic terms of each Claims 1 and 6.

Ein solches Verfahren und eine solche Vorrichtung sind aus der DE-OS 25 27 056 bekannt.Such a method and such an apparatus are known from the DE-OS 25 27 056 known.

Aus den US-PS 39 47 808, 39 58 219 und 42 15 334, die auf denselben Anmelder wie die vorliegende Anmeldung zurückgehen, bekannte Systeme dienen zur Unterrichtung des Piloten, falls die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs eine durch die Funkhöhe des Flugzeugs bestimmte Größe überschreitet. Sie sind jedoch für den Einsatz in Transportflugzeugen, insbesondere großen turbinengetriebenen Flugzeugen, ähnlich wie die von kommer ziellen Fluggeselschaften geflogenen Flugzeuge entworfen. Da sich die typischen Flugprofile solcher Transportflugzeuge be trächtlich von denen eines taktischen Flugzeugs unterscheiden, (das ein taktisches Manöver duchführt) wie z. B. die Flugprofile bei Jagd- oder Kampfflugzeugen, die auf einem Flugzeugträger landen, eignen sich die für Trans portflugzeuge entworfenen Systeme für solche Flugzeuge nicht, da sie Falsch-Warnsignale erzeugen können und damit ihre Wirkung verlieren. From US-PS 39 47 808, 39 58 219 and 42 15 334, the on same applicant as this application, known systems are used to inform the pilot if the sinking speed of the aircraft through the radio altitude of the aircraft exceeds certain size. However, you are for use in transport aircraft, especially large ones turbine-powered aircraft, similar to that of kommer Airline designed for the main airlines. There the typical flight profiles of such transport aircraft distinguished from those of a tactical aircraft (which performs a tactical maneuver) such as B. the flight profiles for fighter or fighter planes that landing on an aircraft carrier, they are suitable for trans Systems designed for port aircraft for such aircraft not because they can generate false warning signals and so lose their effect.

Die den Oberbegriffen der Ansprüche 1 und 6 entsprechende DE-OS 25 27 056 offenbart ein Bodennähe-Warninstrument, das die Abweichung des Flugzeugs von einer Gleitbahn als wesent liches Eingangssignal verwendet. Dabei wird kein Warnsignal erzeugt, wenn das Flugzeug beim Landeanflug die durch die Gleitbahn vorgegebene Flugbahn einhält. Wenn jedoch der Pilot zu stark vom Gleitweg abweicht, wird angenommen, daß seine Höhe zum Landen zu tief ist.The corresponding to the preambles of claims 1 and 6 DE-OS 25 27 056 discloses a ground level warning instrument, the the deviation of the aircraft from a slideway as essential Lich input signal used. There is no warning signal generated when the aircraft is approaching by the Slideway adheres to the specified trajectory. However, if the pilot deviates too much from the glide path, it is assumed that its Height is too low to land.

Dagegen weist das hier vorgeschlagene System keine Ein gangsgröße auf, die die Abweichung von einem Gleitweg angeben würde. Es ist statt dessen für die Bedingungen eines taktischen Flugzeugs ausgelegt, bei dem insbesondere Signale über den Waffen-Ladezustand und die Fluggeschwindigkeit zum Freigeben oder Sperren des Warnsignals wesentlich sind.In contrast, the system proposed here has no one size that indicate the deviation from a glide path would. It is instead for the terms of a tactical Aircraft designed, in particular signals via the Weapon level of charge and the airspeed to release or blocking the warning signal are essential.

Ein aus der DE-OS 30 44 955 bekanntes System ist zunächst und vor allem für nicht militärische, also Zivilflugzeuge, gedacht. Dies ist daraus ersichtlich, daß eine der Eingangsgrößen die Klappenposition ist. Dabei wird angenommen, daß das Flugzeug in einer Abhebe- oder mißlungenen Anflugphase ist, wenn es sich unterhalb einer Bodennähewarnkurve befindet und sowohl das Fahrwerk als auch die Klappen oben sind. Die Eingangs größen bei dem vorgeschlagenen System betreffen dagegen den Waffen-Ladezustand und die Fluggeschwindigkeit und sind bei diesem bekannten Flugzeugbodennähewarnsystem der Entgegen haltung nicht vorgesehen. Das vorgeschlagene System verwendet nämlich nicht die dort vorgesehene Eingangsgröße "Klappen stellung".A system known from DE-OS 30 44 955 is first and especially for non-military, i.e. civil aircraft. This can be seen from the fact that one of the input variables is the Flap position is. It is assumed that the aircraft is in a take-off or failed approach phase if it is is below a ground level warning curve and both the landing gear as well as the flaps are up. The input In contrast, sizes in the proposed system relate to the Gun charge level and airspeed and are at against this known aircraft ground proximity warning system attitude not provided. The proposed system is used namely not the input variable "flaps." position".

Es ist Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren und eine Vorrich tung zur Erzeugung eines Warnsignals bei Überschreiten eines vorgegebenen Wertes für die Sinkgeschwindigkeit beim Lande anflug eines militärischen Flugzeugs so zu schaffen, daß Warn signale für den Piloten erzeugt werden, falls die Sink geschwindigkeit bei der Ist-Höhe einen jeweils vorgegebenen Wert überschreitet, wobei die Warnkriterien zur Anpassung an die Einsatzbedingungen des Flugzeugs auswählbar sein sollen.It is an object of the invention, a method and a device device for generating a warning signal when a given value for the sink rate at land approach of a military aircraft so that warn signals for the pilot are generated if the sink speed at the actual height a given Value exceeds, the warning criteria to adapt to the operating conditions of the aircraft can be selected should be.

Die Aufgabe wird anspruchsgemäß gelöst.The task is solved according to the requirements.

Ein die obige Aufgabe lösendes Verfahren ist durch Anspruch 1 gekennzeichnet. Die Unteransprüche 2-5 kennzeichnen jeweils vorteilhafte Ausbildungen davon.A method for solving the above object is by claim 1 featured. Subclaims 2-5 each characterize advantageous training thereof.

Eine Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens ist durch Anspruch 6 gekennzeichnet. Die Ansprüche 7-10 kennzeichnen jeweils vorteilhafte Ausbildungen davon.A device for performing the method is through Claim 6 marked. The claims 7-10 characterize each advantageous training thereof.

Die Erfindung wird im folgenden anhand der Zeichnung näher beschrieben. Es zeigtThe invention will now be described with reference to the drawing described. It shows

Fig. 1 ein Logikblockdiagramm einer Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals gemäß einem Ausfüh rungsbeispiel der Erfindung, und Fig. 1 is a logic block diagram of an apparatus for generating a warning signal according to an exemplary embodiment of the invention, and

Fig. 2 graphisch die zur Erzeugung eines Warnsignals nötige barometrische Sinkgeschwindigkeit als Funktion der Funkhöhe. Fig. 2 graphically for generating an alert barometric descent rate required as a function of radio altitude.

In Fig. 1 ist in Blockform ein Ausführungsbei spiel der erfindungsgemäßen Vorrichtung mit dem Bezugszei chen 10 dargestellt. Die Vorrichtung 10 ist zur Darstellung der Funktion aus einer Reihe von Torschaltungen und Ver gleichern aufgebaut. Dies geschieht jedoch nur zum Zwecke der Funktionsdarstellung, denn die Vorrichtung 10 kann auch anders realisiert werden. Beispielsweise durch verschiedene digitale und analoge Ausführungen. Die in der Vorrichtung verwendeten Signale umfassen die Funkhöhe, die barometrische Höhenrate, die Fluggeschwindigkeit und Signale, die die Stellung des Fahrwerks und ob die Waffen geladen sind, an zeigen zusammenmit verschiedenen Gültigkeitssignalen. Da bei hängt es vom Flugzeugtyp ab, in dem die Vorrichtung eingebaut ist, ob die in Fig. 1 dargestellten Signale von einzelnen Instrumenten, wie einem barometrischen Höhen messer 12, einer barometrischen Ratenschaltung 14, einem Funkhöhenmesser 16, einer Luftgeschwindigkeits-Signalquelle 18, wie einem Luftdatencomputer oder Luftgeschwindigkeits geber und verschiedenen diskreten Elementen, die die Stellung des Fahrwerks angeben und ob die Waffen geladen sind oder nicht und ob die Räder belastet sind oder ob die Signale von einem digitalen Datenbus zugeführt werden, wie dies bei gewissen neueren Flugzeugen der Fall ist.In Fig. 1, a Ausführungsbei game of the device according to the invention with the reference character Chen 10 is shown. The device 10 is constructed to illustrate the function of a series of gate circuits and comparators. However, this only happens for the purpose of the functional representation, because the device 10 can also be implemented differently. For example, through various digital and analog versions. The signals used in the device include the radio altitude, the barometric altitude rate, the airspeed and signals indicating the position of the landing gear and whether the weapons are loaded, together with various validity signals. Since it depends on the type of aircraft in which the device is installed, whether the signals shown in Fig. 1 from individual instruments, such as a barometric altimeter 12 , a barometric rate circuit 14 , a radio altimeter 16 , an air speed signal source 18 , such as an air data computer or air speed sensor and various discrete elements that indicate the position of the landing gear and whether the weapons are loaded or not and whether the wheels are loaded or whether the signals are supplied by a digital data bus, as is the case with certain newer aircraft .

Da das System nur während des Landeanflugs eines Flugprofils funktionieren soll, wird sein Betrieb während anderer Flug phasen, um Falschalarme zu vermeiden, gesperrt. Diese Sperr funktion wird durch zwei UND-Glieder 20 und 22 ausgeführt, die verschiedene Flugbedingungen und die Konfiguration des Flugzeugs überwachen und bestimmen, ob das Flugzeug in der Landeanflugsphase ist. Zwei der vom UND-Glied 20 über wachten Parameter sind das ausgefahrene Fahrwerk und die Belastung der Räder. Dem Gatter wird ein zusätzliches Sig nal zugeführt, das angibt, ob die Waffen geladen sind oder nicht, da bei der normalen Landung die Waffen nicht geladen sein sollten. Falls das doch der Fall ist, zeigt dies an, daß das Flugzeug nicht in der Landeanflugsphase ist. Dazu wird durch einen Vergleicher 24 die Fluggeschwindigkeit überwacht, und dem UND-Glied 20 ein Signal zugeführt, wenn die Fluggeschwindigkeit geringer als 555 km/h (300 kts) ist, was eine wahrscheinliche Landesituation anzeigt. Dem UND-Glied 22 werden ebenfalls Signale zugeführt, die angeben, daß das Funkhöhensignal und das barometrische Höhen signal nicht gesperrt sind, um die Erzeugung von Warnsig nalen bei defektem barometrischen oder Funkhöhenmesser zu vermeiden.Since the system should only function during the approach of a flight profile, its operation is blocked during other flights to avoid false alarms. This locking function is carried out by two AND gates 20 and 22 , which monitor different flight conditions and the configuration of the aircraft and determine whether the aircraft is in the approach phase. Two of the parameters monitored by the AND gate 20 are the extended chassis and the load on the wheels. An additional signal is fed to the gate, indicating whether the weapons are loaded or not, since the weapons should not be loaded during normal landing. If so, this indicates that the aircraft is not in the approach phase. For this purpose, the airspeed is monitored by a comparator 24 and a signal is fed to the AND gate 20 if the airspeed is less than 555 km / h (300 kts), which indicates a probable landing situation. The AND gate 22 are also supplied signals that indicate that the radio altitude signal and the barometric altitude signal are not blocked to avoid the generation of warning signals in the event of a defective barometric or radio altitude meter.

Zur weiteren Reduzierung der Wahrscheinlichkeit der Falsch warnsignale wird die Vorrichtung unterhalb der Funkhöhe 15 m (50 ft) und oberhalb der Funkhöhe 300 m (1000 ft) durch eine Vergleicherschaltung 26 gesperrt, die auf Signale des Funkhöhenmessers 16 anspricht und das UND-Glied 22 nur frei gibt, wenn das Flugzeug zwischen 15 m (50 ft) und 300 m (1000 ft) Funkhöhe fliegt.To further reduce the likelihood of false warning signals, the device below the radio height 15 m (50 ft) and above the radio height 300 m (1000 ft) is blocked by a comparator circuit 26 which responds to signals from the radio altimeter 16 and the AND gate 22 only clears when the aircraft flies between 15 m (50 ft) and 300 m (1000 ft) radio altitude.

Wenn die obigen Bedindgungen sämtlich erfüllt sind, wird das UND-Glied 22 freigegeben und von einem ODER-Glied 28 ange steuert, das seinerseits von den Ausgangssignalen zweier Vergleicher 30 und 32 gesteuert ist. Die Vergleicher 30 und 32 sprechen auf die Funkhöhe und die barometrischen Raten signale an und führen dem ODER-Glied 28 ein Signal zu, wenn die Sinkgeschwindigkeit bei der Ist-Funkhöhe übermäßig groß wird. Wenn das ODER-Glied 28 ein Signal vom Vergleicher 30 oder vom Vergleicher 32 empfängt, wird durch das Ausgangs signal des ODER-Glieds 28 das UND-Glied 22 freigegeben, das einem Warngenerator 34 ein Startsignal zur Erzeugung eines Warnsignals liefert. Der Warngenerator 34 erzeugt ein digi tal synthetisiertes Sprachsignal, wie z. B. die Worte "Sink geschwindigkeit" ("SINK RATE") und führt diese direkt oder indirekt einem Wandler 36 zu, der ein Lautsprecher oder ein Kopfhöher oder eine ähnliche Einrichtung sein kann.If the above conditions are all met, the AND gate 22 is released and controlled by an OR gate 28 , which in turn is controlled by the output signals of two comparators 30 and 32 . The comparators 30 and 32 respond to the radio altitude and the barometric rate signals and supply the OR gate 28 with a signal when the rate of descent becomes excessive at the actual radio altitude. When the OR gate 28 receives a signal from the comparator 30 or from the comparator 32 , the AND gate 22 is released by the output signal of the OR gate 28 , which supplies a warning generator 34 with a start signal for generating a warning signal. The warning generator 34 generates a digitally synthesized speech signal, such as. B. the words "sink rate"("SINKRATE") and leads this directly or indirectly to a converter 36 , which may be a speaker or a headphone or similar device.

Im dargestellten Ausführungsbeispiel werden zwei Vergleicher 30 und 32 zur Ermittlung des Verhältnisses der barometrischen Rate zur Funkhöhe verwendet, die beim Erreichen eines be stimmten Wertes die Erzeugung des Warnsignals auslösen. Dabei hat sich die Verwendung von zwei Vergleichern wegen der in Fig. 2 dargestellten Warnkurven als vorteilhaft heraus gestellt. Der Vergleicher 30 dient zum Auslösen des Warn signals bei kleiner Funkhöhe und Sinkgeschwindigkeiten unter halb 15 m/s (3000 ft/min). Dagegen überwacht der Vergleicher 32 das Signal von der barometrischen Ratenschaltung 14 und vergleicht es mit einem Bezugssignal, das der Sinkgeschwin digkeit 15 m/s (3000 ft/min) entspricht und dem anderen Eingang des Vergleichers 32 zugeführt wird. Sobald das Signal der Ratenschaltung 14 das 15 m/s (3000 ft/min) angebende Bezugssignal überschreitet, liefert der Vergleicher 32 ein Ausgangssignal, das dem ODER-Glied 28 zugeführt wird. Das ODER-Glied 28 gibt daraufhin das UND-Glied 22 frei und initiiert die Erzeugung des Warnsignals. Bei kleineren Sink geschwindigkeiten als 15 m/s (3000 ft/min) initiiert der Vergleicher 30 die Erzeugung des Warnsignals als Funktion der barometrischen Sinkgeschwindigkeit und der Funkhöhe entsprechend der in Fig. 2 dargestellten zweistufigen Warn kurve unterhalb der Funkhöhe 180 m (600 ft) und der Sinkge schwindigkeit 15 m/s (3000 ft/min). Gemäß der in Fig. 2 dargestellten Warnkurve wird das Sprachwarnsignal "Sinkge schwindigkeit" ("SINK RATE") bei Sinkgeschwindigkeiten über 15 m/s (3000 ft/min) bei der Funkhöhe 180 m (600 ft), beim Überschreiten der Sinkgeschwindigkeit 12,5 m/s (2500 ft/min) bei 60 m (200 ft) Funkhöhe und beim Überschreiten der Sink geschwindigkeit 6 m/s (1250 ft/min) bei der Funkhöhe 18 m (50 ft) erzeugt.In the illustrated embodiment, two comparators 30 and 32 are used to determine the ratio of the barometric rate to the radio height, which trigger the generation of the warning signal when a certain value is reached. The use of two comparators has proven to be advantageous because of the warning curves shown in FIG. 2. The comparator 30 is used to trigger the warning signal at a low radio altitude and sinking speeds below half 15 m / s (3000 ft / min). In contrast, the comparator 32 monitors the signal from the barometric rate circuit 14 and compares it with a reference signal which corresponds to the sinking speed 15 m / s (3000 ft / min) and is fed to the other input of the comparator 32 . As soon as the signal of the rate circuit 14 exceeds the 15 m / s (3000 ft / min) reference signal, the comparator 32 supplies an output signal which is fed to the OR gate 28 . The OR gate 28 then releases the AND gate 22 and initiates the generation of the warning signal. At sinking speeds smaller than 15 m / s (3000 ft / min), the comparator 30 initiates the generation of the warning signal as a function of the barometric sinking speed and the radio altitude in accordance with the two-stage warning curve shown in FIG. 2 below the radio altitude 180 m (600 ft) and the sink rate is 15 m / s (3000 ft / min). According to the warning curve shown in FIG. 2, the voice warning signal "Sinkge speed"("SINKRATE") at sinking speeds above 15 m / s (3000 ft / min) at the radio altitude 180 m (600 ft), when the sinking speed 12 is exceeded, 5 m / s (2500 ft / min) at a radio height of 60 m (200 ft) and 6 m / s (1250 ft / min) at a radio height of 18 m (50 ft) when the sinking speed is exceeded.

Das zur Erzeugung eines Warnsignals dienende Kriterium, näm lich die zur Erzeugung eines Warnsignals nötige Sinkgeschwin digkeit in Abhängigkeit von der Funkhöhe ist in Fig. 2 im Detail dargestellt. Dabei stellt die schraffierte Fläche neben der Kurve die zur Erzeugung des Warnsignals möglichen Verhältnisse von barometrischer Sinkgeschwindigkeit und Funkhöhe dar. Diese Warneinhüllende wurde aus den Flugcharak teristiken von Jagd/Kampfbombern wie Fairchild A10 ermittelt und aus den Betriebscharakteristiken solcher Flugzeuge beim Landeanflug. Weil diese Flugzeuge oft verhältnismäßig niedrig fliegen und dabei eine verhältnismäßig hohe Sinkgeschwindig keit haben, ist das Dach der Einhüllenden in Fig. 2 auf die Funkhöhe 300 m (1000 ft) beschränkt, damit keine Falsch warnsignale bei Flugbewegungen über 300 m (1000 ft) erzeugt werden. Aus diesem Grund unterscheidet sich die Warneinhüllende in Fig. 2 beträchtlich von der bei Transportflugzeugen ver wendeten Warneinhüllenden, bei denen Warnsignale bis zu einer Höhe von 800 m (2450 ft) erzeugt werden können. Außer dem sind bei taktischen (Manöver ausführenden) Flugzeugen, die bei niedrigen Höhen erlaubten Sinkgeschwindigkeiten höher als bei Transport flugzeugen. So ist beispielsweise durch die in Fig. 2 dar gestellte Warneinhüllende bei 60 m (200 ft) Funkhöhe die Sinkgeschwindigkeit 12,5 m/s (2500 ft/min) erlaubt, wohin gegen ein im Transportflugzeug eingesetztes Warnsignal bereits bei der Hälfte der Sinkgeschwindigkeit erzeugen würde. Fig. 2 zeigt auch, daß unterhalb 60 m (200 ft) Funkhöhe die noch gestattete Sinkgeschwindigkeit stark auf etwa 7 m/s (1500 ft/min) bis zur Höhe von 18 m (50 ft) über dem Boden verringert wird, damit eine Bodenberührung mit übermäßig großer Sinkgeschwindigkeit vermieden wird.The criterion used to generate a warning signal, namely the speed required for generating a warning signal depending on the radio height, is shown in detail in FIG. 2. The hatched area next to the curve represents the ratios of barometric drop speed and radio altitude that are possible to generate the warning signal. This warning envelope was determined from the flight characteristics of fighter / combat bombers such as Fairchild A10 and from the operating characteristics of such aircraft when approaching the landing. Because these aircraft often fly relatively low and have a relatively high rate of descent, the envelope of the envelope in Fig. 2 is limited to the radio altitude of 300 m (1000 ft), so that no false warning signals are generated when flying over 300 m (1000 ft) will. For this reason, the warning envelope in FIG. 2 differs considerably from the warning envelope used in transport aircraft, in which warning signals can be generated up to a height of 800 m (2450 ft). In addition, in the case of tactical (maneuver-carrying) aircraft, the sinking speeds permitted at low altitudes are higher than in the case of transport aircraft. For example, the sinking speed shown in FIG. 2 at 60 m (200 ft) radio altitude allows the sinking speed to be 12.5 m / s (2500 ft / min), whereas against a warning signal used in the transport aircraft it already generates at half the sinking speed would. Fig. 2 also shows that below 60 m (200 ft) radio altitude, the sink rate still allowed is greatly reduced to about 7 m / s (1500 ft / min) up to 18 m (50 ft) above the ground, so that a Touching the ground with an excessively high sinking speed is avoided.

Claims

1. A method for generating a warning signal when a predetermined value for the rate of descent during landing approach is exceeded during a tactical maneuver of an aircraft, with the following steps:

(a) generating signals indicating the height of the aircraft above the ground, the rate of descent and the position of the landing gear, and
b) generating a warning signal when the aircraft is flying below half a predetermined altitude and its sinking speed exceeds a predetermined value,

characterized,
that the generation of the warning signal is graded with the height of the aircraft above the ground, so that
the warning signal is generated at a height of approximately 60 m (200 ft) at the sinking speed of approximately 12.5 m / s (250 ft / min), the sinking speed required to generate the warning signal being between 60 m (200 ft) and 180 m (600 ft) grows linearly between 12.5 m / s (2500 ft / min) and 15 m / s (3000 ft / min) above ground,
the warning signal is also generated when the sinking speed at approximately 15 m (50 ft) above the ground exceeds 7.5 m / s (1500 ft / min),
the sinking speed required to generate the warning signal increases linearly depending on the height above the ground up to the approximate sinking speed 12.5 m / s (2500 ft / min) and up to the height of 60 m (200 ft) above the ground,

- The generation of the warning signal is only released when the speed of the aircraft falls below a predetermined flight speed, and
- A signal that indicates the weapon loading status of the aircraft, only releases the generation of the warning signal when the weapons are not loaded.

2. The method according to claim 1, characterized, that the generation of the warning signal is prevented, if the height of the aircraft is less than 15 m (50 ft) is above the ground.

3. The method according to claim 1, characterized, that the generation of the warning signal by a signal that shows the extended chassis condition, free is given.

4. The method according to claim 1, characterized, that the sink rate is the barometric sink is dizziness.

5. The method according to claim 1, characterized, that the height of the aircraft above ground is the radio altitude is.

6. Device for performing the method according to claim 1, with
a signal source ( 12, 14, 16 ) which generates signals which in each case indicate the height of the aircraft above the ground, the sinking speed and the position of the landing gear and
a warning device ( 20, 22, 26, 28, 30, 32, 34, 36 ) which generates a warning original if the height of the aircraft above the ground is less than a predetermined height and the sinking speed exceeds a predetermined value,
characterized,
that the warning device generates a warning signal when the sinking speed exceeds approximately 12.5 m / s (2500 ft / min) at the approximate altitude of 60 m (200 ft), the sinking speed required to generate the warning signal being between 60 m (200 ft.) ) and 180 m (600 ft) altitude increases linearly from 12.5 m / s (2500 ft / min) to 15 m / s (3000 ft / min),
the warning device generates a warning signal when the sinking speed exceeds approximately 7.5 m / s (1500 ft / min) at approximately 15 m (50 ft) flight altitude above the ground, the sinking speed required for generating the warning signal being linear up to the sinking speed 12.5 m / s (2500 ft / min) and increases to an altitude of 60 m (200 ft),
a device ( 18, 20, 24 ) only releases the warning device when the air speed of the aircraft falls below a predetermined value, and
a device provides a signal that indicates the state of charge of the weapons and blocks the warning device when the weapons are loaded.

7. The device according to claim 6, characterized by a device ( 22, 26 ) which blocks the warning device when the flight altitude is less than 15 m (50 ft).

8. The device according to claim 6, characterized, that the specified flight speed is about 555 km / h (300 kts).

9. The device according to claim 6, characterized, that a device that emits a signal that the State of the chassis indicates the warning device only releases when the landing gear is extended.

10. The device according to claim 6, characterized in that the signal source has a barometric altimeter ( 12 ), a barometric rate circuit ( 14 ) and a radio altimeter ( 16 ).