DE3417834A1 - Verfahren und vorrichtung zur erzeugung eines warnsignals bei uebermaessiger sinkgeschwindigkeit eines drehfluegel-flugzeugs - Google Patents

Verfahren und vorrichtung zur erzeugung eines warnsignals bei uebermaessiger sinkgeschwindigkeit eines drehfluegel-flugzeugs

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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Description

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Sundstrand Data Control, Inc. Redmond, Washington 98o52, V.St.A.
Verfahren und Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei übermäßiger Sinkgeschwindigkeit eines Drehflügel-Flugzeugs.
Die Erfindung betrifft allgemein ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei Bodennähe und insbesondere ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals für den Piloten eines Drehflügel-Flugzeugs ,z.B. eines Hubschraubers, wenn dessen Sinkgeschwindigkeit bei gegebener Höhe des Flugzeugs übermäßig anwächst. Das Warnsignal ist insbesondere bei Anflug und Landephasen des Flugzeugs von Bedeutung.
Es sind bereits Systeme bekannt, die den Piloten eines Flugzeugs warnen, falls das Flugzeug zu schnell sinkt, insbesondere beim Landeanflug. Solche Systeme sind beispielsweise in den US-Patentschriften Nr. 3 946 358; 3 947 808; 3 958 219 und 4 215 334 desselben Anmelders offenbart.
572-B01787/AtAl
AlIe bekannten Systeme haben die Grundaufgabe, den Piloten zu warnen, falls die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs eine vorgegebene, durch die Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden gegebene Geschwindigkeit überschreitet und sind für den Einsatz in Transportflugzeugen,insbesondere großen turbinengetriebenen Flugzeugen, wie sie von kommerziellen Luftfahrtgesellschaften geflogen werden, vorgesehen.
Da jedoch Drehflügel-Flugzeuge wesentlich beweglicher als Transportflugzeuge sind, erzeugen die. für die Transportflugzeuge entworfenen Warnsysteme Falschalarme oder unnötige Alarme, sogar wenn noch kein Gefahrenzustand vorhanden ist. Folglich neigt der Pilot dazu, die von solchen Systemen erzeugten Warnsignale zu ignorieren, wodurch die Systeme unwirksam werden.
Ein spezifisch für den Einsatz in Hubschraubern entworfenes System ist in der US-PS 4 293 840 offenbart. Dieses System überwacht die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges bei gegebener Funkhöhe und erzeugt ein Warnsignal, wenn die Sinkgeschwindigkeit bei gegebener Höhe des Flugzeugs übermäßig anwächst. Obwohl dieses System für den Einsatz in Drehflügel-Flugzeugen sehr viel besser geeignet ist als die bekannten für Transportflugzeuge entworfenen Systeme, ist das aus der US-PS 4 293 840 bekannte Warnsystem relativ komplex, da es die Höhe, bei der das Warnsignal erzeugt wird, als eine Funktion der Vorwärts-Geschwindigkeit des Flugzeugs festlegt. Auch ist das durch die US-PS 4 293 840 bekannte System zur Verwendung in zivilen Flugzeugen entworfen und neigt zur Erzeugung von Falschalarmen, wenn es in einem bei taktischen Manövern verwendeten Flugzeug eingesetzt ist.
Es ist deshalb Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Bodenannäherungswarnsignals anzugeben, die die Nachteile des herkömmlichen Warnsystems überwinden und ein Warnsignal für den Piloten eines Dreh-
ru UUPY t ■%)
flügel-Flugzeugs erzeugen, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs für eine gegebene Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden übermäßig anwächst.
Dabei soll der Pilot eines Drehflügel-Flugzeugs bei einem gewählten Warnkriterium, das den Betriebsbedingungen des Flugzeugs angepaßt ist, gewarnt werden, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Drehflügel-Flugzeugs abhängig von der Flughöhe des Flugzeugs über dem Erdboden übermäßig hoch wird, wobei das Warnkriterium zur Anpassung an die Betriebsbedingungen des Drehflügel-Flugzeugs auswählbar sein sollen und wobei die Anzahl der in einem stark manövrierbaren Flugzeug erzeugten falschen oder unnötigen Warnsignale genügend klein sein soll. Ferner soll ein erstes. Warnsignal, das den Piloten über eine übermäßige Sinkgeschwindigkeit, wenn diese einen ersten vorgegebenen Wert, der eine Funktion der Flughöhe des Flugzeugs über dem Erdboden ist, überschreitet, benachrichtigt und daß ein zweites unterschiedliches Warnsignal erzeugt werden, falls die maximale erlaubte Sinkgeschwindigkeit wesentlich überschritten wird. Die den zu erzeugenden Warnsignalen zugrundeliegenden Kriterien sollen abhängig davon, ob das Flugzeug eine taktische oder nichttaktische Mission ausführt, einstellbar sein.
Zur Lösung der obigen Aufgabe geben das erf indungsgemäß.e Verfahren und die erfindungsgemäße Vorrichtung ein Warnsystem an, das die Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden und die Sinkgeschwindigkeit eines Drehflügel-Flugzeugs überwacht und ein erstes akustisches Warnsignal erzeugt, wenn die Sinkgeschwindigkeit eine vorgegebene Sicherheitsgrenze bei gegebener Funkhöhe des Flugzeugs überschreitet. Wenn die Sinkgeschwindigkeit die vorgegebene Sicherheitsgrenze■um einen vorgegebenen Wert überschreitet, wird ein zweites akustisches,vom ersten akustischen Warnsignal unterschiedliches Warnsignal erzeugt, das den Piloten über einen gefährlichen Flugzustand informiert. Die Kriterien zur Erzeugung
ii ' i)
der Warnsignale sind davon abhängig änderbar, ob das Flugzeug eine taktische Mission oder eine nichttaktische Mission ausführt, um durch ein optimal eingestelltes Warnkriteriutn Falschalarme zu vermeiden und die zur sicheren Landung des Flugzeugs'nötigen Warnsignale zu erzeugen.
Die Erfindung wird im folgenden durch die in der Zeichnung beschriebenen Ausführungsbeispiele' näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1 ein Logik-Blockdiagramm des erfindungsgemäßen Warnsystems;
Fig. 2 eine graphische Darstellung der zur Erzeugung von unterschiedlichen Warnsignalen als Funktion der Funkhöhe erforderlichen Sinkgeschwindigkeit., wenn das System in nichttaktischen Betriebsmodus eingesetzt wird; und
Fig. 3 eine graphische Darstellung der zur Erzeugung eines Warnsignals als Funktion der Funkhöhe benötigten Sinkgeschwindigkeit, wenn das System in taktischer Betriebsart eingesetzt ist.
In Figur 1 ist mit dem Bezugszeichen 10 ein Ausführungsbeispiel des Bodennähewarnsystems für Drehflügel-Flugzeuge gemäß der Erfindung in Form eines logischen Blockschaltbildes dargestellt, das eine Reihe von Gattern, Vergleichern und ähnlichen Elementen in vereinfachter Darstellung zeigt. Es ist natürlich klar, daß die tatsächliche Realisierung der Logik anders aussieht als in Figur 1 und daß unterschiedliche digitale und analoge Ausführungen realisierbar sind. Die dem System zugeführten Signale enthalten Funkhöhe und den barometrischen Höhenwert, sowie ein Signal, das eine taktische Mission angibt, wie es beispielsweise von einem taktischen Missionsschalter zugeführt wird zusammen mit verschiedenen Gültigkeitssignalcn. Die in Figur 1 dargestellten
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Signale können abhängig vom Flugzeugtyp, in dem das Warnsystem eingebaut ist, von verschiedenartigen Einrichtungen erzeugt sein, wie von einem barometrischen Höhenmesser 12, einer barometrischen Geschwindigkeitsschaltung 14, einem Funkhöhenmesser 16 und einem diskreten Element, wie ein taktischer Missionsschalter, der angibt, ob das Flugzeug in taktischer oder nichttaktischer Betriebsart ist. Alternativ können die Signale auch von einem digitalen Datenbus in gewissen· neueren Flugzeugen erhalten werden.
Wie zuvor ausgeführt, vergleicht das erfindungsgemäße System die Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden mit der Sinkgeschwindigkeit/ vorzugsweise der barometrischen Sinkgeschwindigkeit, obwohl auch das Funkhöhenmaß verwendet werden kann, und gibt ein Warnsignal ab, wenn die Sinkgeschwindigkeit für die Flughöhe des Flugzeugs übermäßig ist. Der Vergleich wird von einem Modusvergleicher 18 durchgeführt, der beim vorliegenden Ausführungsbeispiel das vom Höhenmesser 16 erzeugte Funkhöhensignal mit dem barometrischen Höhenänderungsgeschwindigkeitssignal der Schaltung 14 bei drei verschiedenen Kriterien vergleicht. Beim dargestellten Ausführungsbeispiel sind die drei verschiedenen Kriterien durch drei Abschnitte des Vergleichers 18 definiert. Diese Abschnitte enthalten einen Sinkgeschwindigkeitsvergleicher 20, einen Hochzieh-Vergleicher 22 und einen taktischen Sinkgeschwindigkeitsvergleicher 24, die in Figur 1 als Teile des.Vergleichers 18 ■ dargestellt sind. Die. verschiedenen Vergleicher können jedoch auch getrennt ausgeführt sein. Die für die drei Vergleicher 20, 22 und 24 gewählten Bezeichnungen dienen zur Darstellung ihrer Funktion bezüglich des Typs des von den verschiedenen Vergleichern erzeugten akustischen Alarmsignals und um die verschiedenen Vergleicher mit den in Figur 2 und Figur 3 dargestellten unterschiedlichen Warnkriterien zu assoziieren. Dagegen können auch andere Bezeichnungen für die drei Vergleicher gewählt werden. Die Ausgangssignale jedes Vergleichers
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70, 22 und 24 sind jeweils einem Eingang eines von drei UND-Gliedern 26, 28 und 30 angelegt. Die. UND-Glieder 26, 28 und 30 werden bei verschiedenen Bedingungen freigegeben. Die UND-Glieder 26 und 28 sind während dem taktischen Betrieb durch ein taktisches Sperrsignal gesperrt, das beispielsweise von einer diskreten Schaltung, wie einem taktischen Missionsschalter oder einem Waffen-Auslöseschalter erhalten wird. Umgekehrt wird das UND-Glied 30 vom taktischen Sperrsignal während dem taktischen Betrieb des Flugzeugs freigegeben. Folglich steuern die UND-Glieder 26 und 28 die Erzeugung von Warnsignalen während nichttaktischer Phasen des Flugs, und das UND-Glied 30 steuert die Erzeugung der Warnsignale während taktischer Bewegungen. Zusätzlich sind alle drei UND-Glieder 26, 28 und 30 durch ein Signal von einem 10-Fuß Vergleicher 32 gesperrt, der das Funkhöhensignal vom Funkhöhenmesser 16 mit einem Bezugssignal vergleicht, das 10 Fuß Höhe über dem Erdboden angibt. Dadurch werden die UND-Glieder 26, 28 und 30 gesperrt, wenn das Flugzeug weniger als 3 m (10 ft) über demErdboden ist, um unnötige Warnsignale zu verringern. Zusätzlich werden alle drei UND-Glieder durch ein BARO.RATE VALID-Signal gesperrt, falls der barometrische Höhenmesser oder die Schaltung 14 defekt sind, und ein Haupt-Sperrsignal sperrt die UND-Glieder 26, 28 und 30, falls derFunkhöhenmesser oder ein anderes Instrument defekt ist.
Unter der Voraussetzung, daß das Flugzeug sich in einer größeren Höhe als 3 m(10 ft) über dem Erdboden befindet und daß keines der UND-Glieder 26, 28 und. 30 durch irgendein weiteres Eingangssignal gesperrt ist, werden die UND-Glieder 26, 28 und 30 jeweils von den Vergleichern 20, 22 und 24 gesteuert, so daß, falls eines der drei Warnkriterien zutrifft, das entsprechende Warnsignal erzeugt wird.
Beispielsweise sind die Gatter 26 und 28 freigegeben, wenn das Flugzeug nichttaktisch betrieben wird und das Gatter
ist.gesperrt.— Mit diesen Bedingungen erzeugt der Sinkgeschwindigkeitsvergleicher 20, falls die Kombination aus Sinkgeschwindigkeit und Höhe über dem Erdboden so ist, daß das vom Sinkgeschwindigkeitsvergleicher 20 dargestellte Warnkriterium .erfüllt ist, ein Freigabesignal für' das UND-Glied 26, das hierdurch ein Warnsignal-Freigabesignal an den '!Sinkgeschwindigkeif'-Generator 34 anlegt. Der "Sinkgeschwindigkeif'-Generator 34 besteht vorzugsweise aus einem Digital/Sprachgenerator, der auf das Warnsignal-Freigabesignal des UND-Glieds 26 ein bestimmtes Warn-Sprachsignal erzeugt, das einem Wandler,, wie einem Kopfhörer oder einem Lautsprecher 36 entweder direkt oder indirekt, beispielsweise über das Bordkommunikationssystem des Flugzeugs zuführt. Das Warnsignal sollte ein für die·spezifische Bedingung geeignetes Warnsignal sein, wobei man feststellte, daß das Wort "Sinkgeschwindigkeit" besonders geeignet sind, den Fall dem Piloten mitzuteilen.
Falls die Beziehung zwischen Sinkgeschwindigkeit und der Höh'e des Flugzeugs über dem Erdboden das vom Hochzieh-Vergleicher 22 dargestellte Kriterium überschreitet, legt der Hochzieh-Vergleicher 22 ein Freigabesignal an das UND-Glied 28. Dabei stellt das Überschreiten des vom Hochzieh-Vergleicher 22 gegebenen Warnkriteriums eine gefährlichere Flugsituation als das Überschreiten des vom Sinkgeschwindigkeits-Vergleicher 20 gegebenen Kriteriums dar. Folglich wird unter diesen Bedingungen ein schnelleres Warnsignal erzeugt.
In dem in Figur 1 dargestellten Ausführungsbeispiel wird das schnellere Warnsignal von einem "WHOOP-WHOOP-Hochzieh"-Generator 38, der ebenfalls vorzugsweise ein Digital-Sprach-Generator ist, erzeugt. Der Generator 38 kann entweder ein separater Generator sein oder vorzugsweise mit dem Generator 34 eine Einheit bilden.
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Der Generator 38 wird vom UND-Glied 28, über eine Verzögerungseinrichtung 40 angesteuert. Folglich wird das vom Generator erzeugte Warnsignal eine kurze Zeit nach dem Überschreiten des vom Hochzieh-Vergleicher 22 gegebenen Warnkriteriums erzeugt. Dabei wird eine Verzögerungszeit der Verzögerungseinrichtung 40 von etwa 1,5 see. bevorzugt. Diese Verzögerungszeit wurde so gewählt, daß unnötige Warnsignale ohne Einschränkung der Warnzeit verringert werden. Die Priorität der Warnsignale ist so gewählt, daß beim Erzeugen des Warnsignals vom Generator 38 ein weiteres Warnsignal vom Generator 34 unterdrückt wird.
Bei taktischer Operation des Flugzeugs sind die Gatter 26 und 28 gesperrt und das UND-Glied 38 ist durch das taktische Sperrsignal freigegeben. Dies ermöglicht die Steuerung .des UND-Glieds 30 durch den taktischen Sinkgeschwindigkeitsvergleicher 24, der beim Überschreiten des von ihm gegebenen Kriteriums ein Signal dem Gatter 30 zuführt. Dadurch kann letzteres ein Warnsignal-Freigabesignal dem Sinkgeschwindigkeitsgenerator 34 zuführen, der das "Sinkgeschwindigkeit"-Warnsignal erzeugt. Das "Sinkgeschwindigkeif'-Warnsignal ist hier dem "WHOOP-WHOÖP-Hochzieh"-Warnsignal vorgezogen, da es die das Warnsignal hervorrufende Bedingung genauer kennzeichnet und den Piloten während einer taktischen Mission weniger nervös macht.
In Figur 2 sind die entsprechenden Beziehungen zwischen Höhe über dem Erdboden und Sinkgeschwindigkeit, die zur Erzeugung der Warnsignale im nichttaktischen Betrieb des Flugzeugs dienen, dargestellt. Die graphische Darstellung in Figur 2 zeigt eine Warn-Einhüllende mit zwei Warn-Grenzkurven. Die erste Warn-Grenzkurve 50 weist zwei lineare Abschnitte 52 und 54 und die innere Warn-Grenzkurve 60, zwei lineare Abschnitte 62 und 64 auf. Die äußere Grenzkurve kann als Benachriehtigungs-Grenze angesehen werden, da
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bei der Erzeugung des entsprechenden Alarmsignals "Sinkgeschwindigkeit" der Pilot von einer bestimmten gefährlichen Situation benachrichtigt wird. Die Grenze 60 kann als Warngrenze angesehen werden, da deren Überschreiten eine gefährlichere Flugsituation darstellt, als das Überschreiten der Grenze 50. Folglich wird ein nachdrücklicheres Warnsignal wie z.B. das "WHOOP-WHOOP-Hochzi-eh"-Warnsignal beim Überschreiten der Warngrenze 60 erzeugt. Der Verlauf der Grenzkurven 50 und 60 jist so gewählt, daß dem Piloten geeignete Warnsignale mitgeteilt werden, ohne unnötige Warnsignale zu erzeugen. Ausführliche Untersuchungen und Versuche zeigten, daß eine zweistufige Warnkurve mit zwei verschiedenen Neigungen erforderlich ist. Daraus ergibt sich dann ein relativ empfindliches Warnsystem, das den Piloten bei normalen Flughöhen eine genügende Warnzeit läßt und keine unnötigen Warnsignale bei Manövern in kleiner Höhe erzeugt, wie sie bei normalem Landeanflug und während einem Schleppbetrieb erzeugt wurden. Der Abschnitt 52 oberhalb der Sinkgeschwindigkeit 7,5 m/s ist durch folgende Gleichung gegeben:
H WARN = -60 m + 18,23 Hb (H WARN = -180 ft + 0,2733 Hb) ,
worin H WARN die Höhe in Metern (ft) ist, bei der das Warnsignal erzeugt wird und H^ die Sinkgeschwindigkeit in m/s (ft/min) .
Der Abschnitt 54 unterhalb der Sinkgeschwindigkeit 7,5 m/s (1.500 ft/min) ist durch folgende Gleichung .gegeben:
H WARN = - 280 m + 51,13 Hb (H WARN E - 920 ft + 0,7666 Hb) ;
Der Abschnitt 62 ist durch die Gleichung:
H-WARN = -33,5 m + 11,8 Hb (H WARN = -110 ft +0,18Hb)
und der Abschnitt 64 durch die Gleichung:
H WARN = -683 m + 10,64 Hb .- (H WARN = -2.240 ft + 0,4 6 Hfe)
gegeben;
Der Abschnitt 52 schneidet den Abschnitt 54 bei etwa 70 m (230 ft) Funkhöhe und der Abschnitt 62 schneidet den Abschnitt 64 bei etwa 48,9 m (160 ft) Funkhöhe,
Unterhalb 3 m (10 ft) Funkhöhe werden alle Warnsignale zur Verringerung von unnötigen Warnsignalen unterbunden. Die Warnkurven erstrecken sich bis zu den Entfernungsgrenzen der Funkhöhe , die typisch 1525 m (5.000 ft) sind.
Figur 3 stellt eine graphische Darstellung der Warnsignaleinhüllenden dar, die zur Warnsignalerzeugung während eines taktischen Betriebs gefordert ist. Die in Figur 3 dargestellte Grenzkurve beruht darauf, daß das Flugzeug die maximal mögliche Sinkgeschwindigkeit haben darf, die noch bei Ausfall der Antriebsmaschine oder des Rotorsystems durch Eigenrotation aufhebbar ist. Es ist nämlich für Drehflüg^l-Flugzeuge wie Hubschrauber charakteristisch, daß sie beim Ausfall einer oder mehreren Komponenten des Antriebs des Hauptrotors noch sicher durch einen Eigenrotation genannten Vorgang, der dem Gleitflug des Starrflügelflugzeugs analog ist, gelandet werden können.Bei Eigenrotation wird der Blattwinkel des Hauptrotors beim Sinken des Flugzeugs so eingestellt, daß sich der Rotor beschleunigt und kinetische Energie aufnimmt. Diese kinetische Energie bewirkt, daß die
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Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs bei der Annäherung an den Erdboden abgeschwächt wird. Während der energiespeichernden Phase der Eigenrotation werden die Rotorblätter des Hubschraubers anfänglich in einem verhältnismäßig kleinen Blattanstellwinkel gehalten, um den Rotor zu beschleunigen, während das Flugzeug noch verhältnismäßig hoch ist. Sowie das Flugzeug sich dem Erdboden nähert, wird die gespeicherte Energie durch Erhöhung des Anstellwinkels der Rotorblätter frei und bewirkt einen Hub, der die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs vor der Bodenberührung verringert. Der Eigenrotationsbetrieb ist jedoch gefährlich, da während der energiespeichernden Phase eine verhältnismäßig hohe Sinkgeschwindigkeit erreicht werden kann und weil die Größe der durch die Rotation speicherbaren kinetischen Energie begrenzt ist. Folglich ist es möglich, daß der Pilot eine so hohe Sinkgeschwindigkeit erreicht, daß diese nicht durch die im Rotor gespeicherte begrenzte Energie genügend verringert werden kann, so daß eine sichere Landung nicht möglich ist.
Die in Figur 3 dargestellte Kurve definiert die höchste Sinkgeschwindigkeit, die eine sichere Landung bei Eigenrotation zuläßt als Funktion der Höhe und dient somit zwei Zwecken:
Zum ersten, dient das Warnsignal mit dem in Figur 3 dargestellten Kriterium als Hilfe bei taktischen Einsätzen, so daß der .Pilot , falls das Flugzeug durch Feindeinwirkung oder durch auftretende Spannungen beschädigt wird, das zur sicheren Landung durch Eigenrotation nötige Verhältnis zwischen Sinkgeschwindigkeit und Höhe über dem Erdboden aufrecht erhalten kann.
Zum anderen dient das in Figur 3 dargestellte Kriterium als Hilfe, um den Piloten nach eingeleiteter Eigenrotation ein Warnsignal zu liefern, sobald die Sinkgeschwindigkeit zu groß wird. Die in Figur 3 dargestellte Kurve ist für die
Sikorski CH52 Hubschrauber optimiert, kann jedoch in gleicher Weise bei anderen Hubschraubertypen verwendet werden; jedoch können einige Änderungen nötig sein, falls ein Einsatz bei anderen Hubschraubern mit wesentlich-unterschiedlichen Flug- und Betriebscharakteristiken vorgesehen ist.
Die. in Figur 3 dargestellte graphische Darstellung zeigt, daß Warnsignale erzeugt werden, sobald das Flugzeug oberhalb 3 ι (10 ft) über dem Erdboden ist und die durch die Kurve 70 gegebene Grenz überschritten ist. Die Warngrenze 70 definiert die maximale Geschwindigkeit in Abhängigkeit von der Höhe des Flugzeugs über dem Boden, die das Flugzeug gerade noch haben darf, wenn es durch Eigenrotation noch sicher gelandet werden soll. Die Grenzkurve 70 ist durch die Gleichung :
H WARN = -56,3 m + 10,3 Hb (H WARN = -184,6 ft + 0,1545 Hb)
gegeben.
Veränderungen und Anpassungen von verschiedenen Ausführungsbeispielen liegen selbstverständlich innerhalb der oben beschriebenen technischen Merkmale der Erfindung.
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Claims (22)

Patentansprüche
1. j Verfahren zur Erzeugung eines Warnsignals für Drehflügel-Flugzeuge, die zur Eigenrotation fähig sind,
gekennzeichne Schritte:
durch
folgende
a)- Empfang von Signalen entsprechend der Höhe des
Flugzeugs über dem Erdboden und der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs, und
b) Erzeugung eines Warnsignals in Abhängigkeit von den empfangenen Signalen, wenn das Verhältnis zwischen Höhe und Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs einen Wert erreicht, bei dem das Flugzeug nicht mehr sicher durch Eigenrotation landen kann.
2. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,daß
in Schritt b) das Warnsignal erzeugt wird, wenn die Sinkgeschwindigkeit etwa 6,25 m/s (1.250 ft/min) bei einer Höhe von etwa 3 in (10 ft) über dem Erdboden erreicht und sowie, wenn die Sinkge-. schwindigkeit etwa 17,5 m/s (3.500 ft/min) bei einer Höhe über dem Erdboden von etwa 110m (350 ft) erreicht.
^72-B01787/AtAl
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3. Verfahren nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet', daß
die der Erzeugung des Warnsignals zugrundeliegende Sinkgeschwindigkeit linear zwischen 3 m (10 ft) und 110 m (350 ft) Höhe·über dem Erdboden zunimmt.
4. Verfahren nach Anspruch 3,
dadurch gekennzei c—h net, daß
die der Erzeugung des Warnsignals zugrundeliegende· Sinkgeschwindigkeit oberhalb 110 m (350 ft) über dem Erdboden linear anwächst.
5. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß
die zur Erzeugung des Warnsignals nötige Höhe über dem Erdboden als Funktion der Sinkgeschwindigkeit durch die Gleichung:
H WARN = -5 6,3 m + 10,3 Hb
(H WARN = -184,6 ft + 0,154 H5),
wobei H WARN die Warnhöhe in m (ft), H, die Sinkgeschwindigkeit in m/s (ft/min) und wobei das Warnsignal erzeugt wird, wenn das Flugzeug unterhalb die Warnhöhe H WARN geht. l " .
6. Verfahren nach Anspruch 5,
dadurch gekennzeichnet, daß
H WARN die Funkhöhe und Hb eine barometrische Sinkgeschwindigkeit sind.
7. Verfahren zur Erzeugung eines Warnsignals für den Piloten eines taktischen Drehflügelflugzeugs, das dem Piloten eine unsichere Flugsituatin während taktischer und nichttaktischer Flugphasen mitteilt,
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gekennzeichnet durch folgende
Schritte: " -' . .
A Empfang von Signalen entsprechend der Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden und der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs,
B — ΐΓΖ-eugung eines Warnsignals in Abhängigkeit von den in Schritt A empfangenen Signalen, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs einen vorgegebenen Wert überschreitet, der von der Höhe des Flugzeugs über . dem Erdboden in von einem ersten Kriterium gegebener Weise abhängt, wenn das Flugzeug in nichttaktischer •Flugphase fliegt, und
C Erzeugung eines Warnsignals in Abhängigkeit von den in Schritt A empfangenen Signalen bei einer anderen vorgegebenen
Sinkgeschwindigkeit, die durch ein zweites Kriterium von·der Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden abhängt, •wenn das Flugzeug in taktischer Flugphase ist, wobei >
das erste Kriterium und das zweite Kriterium abhängig von der Flugphase einstellbar sind.
8. Verfahren nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet, daß
das' zweite Kriterium das Verhältnis zwischen der Höhe über dem Erdboden und der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs, die zur sicheren Landung des Flugzeugs durch Eigenrotation nötig ist, angibt.
9. Verfahren nach Anspruch 7,
dadurch gekenn ze i c h η e t, daß
das beim ersten Kriterium erzeugte Warnsignal zwei unterscheidbare Sprachwarnsignale aufweist.
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10. Verfahren_zur Erzeugung eines Warnsignals für den Piloten eines Drehflügel-Flugzeugs, das dem Piloten eine unsichere Flugsituation mitteilt,
gekennzeichnet durch folgende Schritte:
X Empfang von Signalen, die die Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden und die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs angeben, und .
Y Erzeugung eines Warnsignals in Abhängigkeit von den empfangenen Signalen, wenn das Flugzeug oberhalb einer vorgegebenen Höhe über dem Erdboden fliegt und eine Sinkgeschwindigkeit von weniger als .7,5 m/s (1.500 ft/min) hat und die Höhe über dem Erdboden unterhalb eine durch die folgende Gleichung gegebene Warnhöhe geht:
H WARN = -280 m+ 51,13 Hb
(H WARN = -920 ft + 0,7666 Hb) , worin H WARN die Höhe in m (ft) darstellt, bei der das Warnsignal erzeugt wird und H, die Sinkgeschwindigkeit in m/s (ft/min) ist; und
Z Erzeugung eines Warnsignals in Abhängigkeit von den in Schritt X empfangenen Signalen , wenn das Flugzeug unterhalb die Warnhöhe H WARN, die durch folgende Gleichung bestimmt ist, geht:
H WARN = -60 m + 18,23 Hb
(H WARN = -180 ft + 0,2733 Hb) .
11. Verfahren nach Anspruch 10,
dadurch gekennzeichnet, daß
ein zweites, vom ersten Warnsignal unterscheidbaren Warnsignal unterhalb einer Sinkgeschwindigkeit von 7,5 m/s
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(1.500 ft/min) erzeugt wird, wenn die Höhe unterhalb die Warnhöhe H WARN geht, die durch folgende Gleichung bestimmt ist:
H WARN = -683 m + 10,64 Hfe
(H WARN = 2.240 ft + 0,16 Hfe)
und daß ferner ein Warnsignal bei Sinkgeschwindigkeiten, die 7,5 m/s (1.500 ft/min) überschreiten, wenn die Höhe unterhalb'die Warnhöhe H WARN, die durch folgende Gleichung gegeben ist, geht:
H WARN = -33,5 m + 11,8 Hfe
(H WARN = -110 ft + 0,18 Hfe) ,
wobei H WARN in m (ft) und H, in m/s (ft/min) .gegeben sind.
12. Verfahren nach Anspruch 11,
dadurch gekennzeichnet, daß
H WARN die Funkhöhe und H, die barometrische Sinkgeschwindigkeit sind.
13. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1 ,
gekennzeichnet durch
eine Einrichtung (18, 20, 22, 24), die von der Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden und der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs abhängige Signale empfängt, und
eine Einrichtung (26, 28, 30, 34, 36, 38, 40), die ein Warnsignal erzeugt, wenn das Verhältnis zwischen Höhe und Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs einen Wert erreicht, bei dem das Flugzeug nicht mehr sicher durch Eigenrotation landen kann.
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14. Vorrichtung nach Anspruch 13,
r gekennzeichnet durch
eine Höhenmeßeinrichtung (12; 16), die die Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden angibt und eine Sinkgeschwindigkeits-Bestimmungsschaltung (14).
15. Vorrichtung nach Anspruch 14,
dadurch gekennzeichnet, daß
die Höhenmeßeinrichtung eine Funkhöhenmeßeinrichtung enthält.
16. Vorrichtung nach Anspruch 13,
dadurch gekennzeichnet, daß
die Einrichtung, die das Warnsignal erzeugt, eine Einrichtung aufweist, die abhängig von der Höhe und der Sinkgeschwindigkeit ein Warnsignal erzeugt, wenn die Sinkgeschwindigkeit etwa 6,25 m/s (1.250 ft/min) ' bei einer Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden von etwa 3 m (10 ft) überschreitet und ein Warnsignal erzeugt,· wenn die Sinkgeschwindigkeit etwa 17,5 m/s (3.500 ft/min) bei der Höhe von etwa 110 m (350 ft) über dem Erdboden überschreitet.
17. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch
eine erste Einrichtung (18, 20, 22, 24; 26, 28, 30), die ein Warnsignal abhängig von die Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden und die Sinkgeschwindigkeit angebenden Signalen erzeugt, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs bei einem ersten Kriterium, das von der Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden, wenn das Flugzeug in einer nichttaktischen Flugphase fliegt, abhängt, und
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eine zweite Einrichtung, mit der das erste Kriterium in ein unterschiedliches zweites Kriterium , wenn das Flugzeug in einer taktischen Flugphase ist, umschaltbar ist.
18. Vorrichtung nach Anspruch 17,
dadurch gekennzeichnet, daß
durch die erste Einrichtung, wenn das erste Kriterium eingestellt ist, zwei unterscheidbare Sprachwarnsignale erzeugt werden.
19. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 10,
gekennzeichnet durch
.eine erste Einrichtung (18, 20, 22, 24), die Signale empfängt, die die Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden und die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs angeben, und
eine zweite Einrichtung (26, 28, 30, 34, 36, 38, 40), die abhängig von von der ersten Einrichtung abgegebenen Signalen ein Warnsignal erzeugt, wenn das Flugzeug oberhalb einer vorgegebenen Höhe über dem Erdboden fliegt und eine Sinkgeschwindigkeit von weniger als 7,5 m/sec (1.500 ft/min) hat und die Höhe über dem Erdboden unterhalb eine Warnhöhe, die durch folgende Gleichung gegeben ist, geht:
H WARN = -280 m + 51,13 Hfe
(H WARN = -920 ft + 0,7666 Hb)
und eine dritte Einrichtung, die ein Warnsignal bei einer eine Sinkgeschwindigkeit oberhalb 7,5 m/s (1.500 ft/min) erzeugt, wenn das Flugzeug unterhalb die Warnhöhe H WARN, die durch folgende Gleichung gegeben ist, geht:
copy JfI
H WARN = -60 m + 18,23 Hb
(H WARN = -180 ft + 0,2733 Hb) ,
wobei H WARN die Höhe über dem Erdboden, bei der das Warnsignal erzeugt wird in m(ft) und H, die Sinkgeschwindigkeit in m/s (ft/min) sind.
20. Vorrichtung nach Anspruch 19,
gekennzeichnet durch
eine vierte Einrichtung, die ein zweites vom ersten Warnsignal unterscheidbares Warnsignal unterhalb der Sinkgeschwindigkeit 7,5 m/s (1.500 ft/min) erzeugt, wenn die Höhe die Warnhöhe H WARN, die durch folgende Gleichung gegeben ist, unterschreitet:
H WARN =-683m+10,64Hb
(H WARN = -2240 ft + 0,16 Hb) und
eine fünfte Einrichtung, die ein Warnsignal für Sinkgeschwindigkeiten oberhalb 7,5 m/s (1.500 ft/min) erzeugt, wenn die Höhe des Flugzeugs über dem "Erdboden die Warnhöhe H WARN, die durch folgende Gleichung gegeben ist, unterschreitet:
H WARN = -33,5 m + 11,8 Hb
(H WARN = -110 ft + 0,18 Hb).
21. Vorrichtung nach Anspruch 20,
dadurch gekennzeichnet, daß
H WARN die Funkhöhe und H, die barometrische Sinkgeschwindigkeit sind.
22. Vorrichtung nach Anspruch 20,
dadurch gekennzeichnet, daß
die vierte und fünfte Einrichtung jeweils ein erstes akustisches Warnsignal und ein zweites akustisches Warnsignal, das sich vom ersten Warnsignal unterscheidet, erzeugen.
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SE (1) SE460282B (de)

Families Citing this family (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4639730A (en) * 1983-05-13 1987-01-27 Sundstrand Data Control, Inc. Excessive terrain closure warning system
US5001476A (en) * 1983-05-13 1991-03-19 Sundstrand Data Control, Inc. Warning system for tactical aircraft
US4980684A (en) * 1983-06-10 1990-12-25 Sundstrand Data Controls, Inc. Warning system for tactical rotary wing aircraft
US4769645A (en) * 1983-06-10 1988-09-06 Sundstrand Data Control, Inc. Excessive pitch attitude warning system for rotary wing aircraft
US5187478A (en) * 1985-02-22 1993-02-16 Sundstrand Corporation Configuration responsive descent rate warning system for aircraft
CA1243118A (en) * 1985-02-22 1988-10-11 Michael M. Grove Aircraft terrain closure warning system with descent rate based envelope modification
IL77860A0 (en) * 1985-02-22 1986-09-30 Sundstrand Data Control Ground proximity warning system for aircraft
CA1243405A (en) * 1985-02-22 1988-10-18 Michael M. Grove Configuration responsive descent rate warning system for aircraft
US4728951A (en) * 1985-10-16 1988-03-01 Honeywell Inc. Vertical windshear detection for aircraft
US4857923A (en) * 1986-07-15 1989-08-15 Sundstrand Data Control, Inc. Ground proximity warning system for an excessive descent rate over undulating terrain
US5260702A (en) * 1989-12-27 1993-11-09 Thompson Keith P Aircraft information system
US5406487A (en) * 1991-10-11 1995-04-11 Tanis; Peter G. Aircraft altitude approach control device
US5666110A (en) * 1995-03-09 1997-09-09 Paterson; Noel S. Helicopter enhanced descent after take-off warning for GPWS
US6043759A (en) * 1996-07-29 2000-03-28 Alliedsignal Air-ground logic system and method for rotary wing aircraft
US5781126A (en) * 1996-07-29 1998-07-14 Alliedsignal Inc. Ground proximity warning system and methods for rotary wing aircraft
US6012001A (en) * 1997-12-30 2000-01-04 Scully; Robert L. Method and apparatus for determining aircraft-to-ground distances and descent rates during landing
JP4551562B2 (ja) 1998-10-16 2010-09-29 ユニバーサル エイビーアニクス システムズ コーポレイション 飛行計画目的警報システムおよび方法
US6833797B2 (en) 2000-05-26 2004-12-21 Honeywell International Inc. Method, apparatus and computer program product for displaying terrain in rotary wing aircraft
WO2002023125A1 (en) 2000-09-14 2002-03-21 Honeywell International Inc. Method, apparatus and computer program product for helicopter tail strike warning
US7126496B2 (en) * 2004-09-30 2006-10-24 Safe Flight Instrument Corporation Tactile cueing system and method for aiding a helicopter pilot in making landings
US7626514B2 (en) 2006-06-23 2009-12-01 Honeywell International Inc. Systems and methods for reducing nuisance alerts for helicopter enhanced ground proximity warning systems
US20080173753A1 (en) * 2007-01-22 2008-07-24 Honeywell International Inc. Methods and systems for monitoring approach of rotary wing aircraft
US8042765B1 (en) * 2008-05-20 2011-10-25 Nance C Kirk Aircraft landing gear compression rate monitor
US8116923B2 (en) * 2009-11-19 2012-02-14 Honeywell International Stabilized approach monitor
FR2956512B1 (fr) * 2010-02-16 2012-03-09 Airbus Operations Sas Procede et dispositif de protection automatique d'un aeronef contre un taux de descente excessif.
US9261883B2 (en) * 2010-05-07 2016-02-16 Honeywell International Inc. Systems and methods for performing excessive negative pitch alert and for biasing a sink rate alert
US9644990B2 (en) * 2011-10-31 2017-05-09 Honeywell International Inc. Systems and methods for adjusting sink rate alert envelope for special landing zones
US9051061B2 (en) * 2012-12-14 2015-06-09 Safe Flight Instrument Corporation Systems and methods for safely landing an aircraft
US9828113B2 (en) 2013-11-05 2017-11-28 Safe Flight Instrument Corporation Tailstrike warning system
US9546003B2 (en) 2014-03-14 2017-01-17 Safe Flight Instrument Corporation Deflare pitch command
US9346552B2 (en) 2014-04-11 2016-05-24 Safe Flight Instrument Corporation Autothrottle retard control
US20170008639A1 (en) 2015-07-08 2017-01-12 Safe Flight Instrument Corporation Aircraft turbulence detection
US10089634B2 (en) 2015-10-27 2018-10-02 C Kirk Nance Method to recover non-recognized errors in aircraft weight determinations to increase weight and center of gravity limitations for regulated aircraft
FR3063715B1 (fr) * 2017-03-09 2019-04-12 Dassault Aviation Systeme d'avertissement de proximite au sol d'un aeronef, avionique et procede associe
WO2020072696A1 (en) * 2018-10-02 2020-04-09 Aviation Communication & Surveillance Systems, Llc Systems and methods for providing a barometric altitude monitor
US20230150690A1 (en) * 2021-11-15 2023-05-18 Honeywell International Inc. Systems and methods for providing safe landing assistance for a vehicle

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3946358A (en) * 1974-06-19 1976-03-23 Sundstrand Data Control, Inc. Aircraft ground proximity warning instrument
US3947808A (en) * 1975-01-13 1976-03-30 Sundstrand Data Control, Inc. Excessive descent rate warning system for aircraft
US3958219A (en) * 1975-03-06 1976-05-18 Sundstrand Data Control, Inc. Terrain closure warning system with altitude rate signal conditioning
US4215334A (en) * 1978-02-09 1980-07-29 Sundstrand Data Control, Inc. Aircraft excessive descent rate warning system
DE3044955A1 (de) * 1980-01-04 1981-07-09 Sundstrand Data Control, Inc., Redmond, Wash. Flugzeug-bodennaehe-warnsystem
US4293840A (en) * 1978-05-25 1981-10-06 Israel Aircraft Industries Ltd. Excessive descent-rate warning system particularly useful for helicopters

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3936796A (en) * 1974-06-19 1976-02-03 Sundstrand Data Control, Inc. Aircraft ground proximity warning instrument
US3958218A (en) * 1974-10-03 1976-05-18 Sundstrand Data Control, Inc. Aircraft ground proximity warning system with speed compensation
US3947809A (en) * 1975-01-13 1976-03-30 Sundstrand Data Control, Inc. Below glide slope advisory warning system for aircraft
US3934221A (en) * 1975-03-06 1976-01-20 Sundstrand Data Control, Inc. Terrain closure warning system with altitude rate signal conditioning
US4060793A (en) * 1976-07-19 1977-11-29 Sundstrand Data Control, Inc. Excessive sink rate warning system for aircraft
IL55605A (en) * 1978-09-20 1982-02-28 Israel Aircraft Ind Ltd Excessive descent-rate warning system

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3946358A (en) * 1974-06-19 1976-03-23 Sundstrand Data Control, Inc. Aircraft ground proximity warning instrument
US3947808A (en) * 1975-01-13 1976-03-30 Sundstrand Data Control, Inc. Excessive descent rate warning system for aircraft
US3958219A (en) * 1975-03-06 1976-05-18 Sundstrand Data Control, Inc. Terrain closure warning system with altitude rate signal conditioning
US4215334A (en) * 1978-02-09 1980-07-29 Sundstrand Data Control, Inc. Aircraft excessive descent rate warning system
US4293840A (en) * 1978-05-25 1981-10-06 Israel Aircraft Industries Ltd. Excessive descent-rate warning system particularly useful for helicopters
DE3044955A1 (de) * 1980-01-04 1981-07-09 Sundstrand Data Control, Inc., Redmond, Wash. Flugzeug-bodennaehe-warnsystem

Also Published As

Publication number Publication date
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GB8428730D0 (en) 1984-12-27
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IL71604A (en) 1990-04-29
JPS608194A (ja) 1985-01-17
FR2547276B1 (fr) 1988-10-14
NL8401854A (nl) 1985-01-02
GB2148822A (en) 1985-06-05
AU2884184A (en) 1984-12-13
CA1213013A (en) 1986-10-21
SE8403095L (sv) 1984-12-11
FI841929A (fi) 1984-12-11

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