DE3417834C2

DE3417834C2 -

Info

Publication number: DE3417834C2
Application number: DE3417834A
Authority: DE
Inventors: Noel S. Bothell Wash. Us Paterson
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1983-06-10
Filing date: 1984-05-14
Publication date: 1989-01-12
Also published as: GB2141086A; US4551723A; SE8403095D0; DE3417834A1; SE460282B; AU2884184A; SE8403095L; CH660157A5; FI841929A; GB2148823B; NL8401854A; GB2141086B; FR2547276A1; CA1213013A; BE899878A; GR82108B; GB2148822A; FI841929A0; GB8428731D0; AU548328B2

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals für den Piloten eines Drehflügelflugzeuges nach den Patentansprüchen 1 bzw. 11.

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. 39 46 358; 39 47 808; 39 58 219 und 42 15 334 desselben Anmelders offenbart.

Alle bekannten Systeme haben die Grundaufgabe, den Piloten zu warnen, falls die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs eine vorgegebene, durch die Höhe des Fugzeugs über dem Erdboden gegebene Geschwindigkeit überschreitet und sind für den Einsatz in Transportflugzeugen, insbesondere großen turbinen getriebenen Flugzeugen, wie sie von kommerziellen Luftfahrt gesellschaften geflogen werden, vorgesehen.

Da jedoch Drehflügel-Flugzeuge wesentlich beweglicher als Transportflugzeuge sind, erzeugen die für die Transportflug zeuge entworfenen Warnsysteme Falschalarme oder unnötige Alarme, sogar wenn noch kein Gefahrenzustand vorhanden ist. Folglich neigt der Pilot dazu, die von solchen Systemen er zeugten Warnsignale zu ignorieren, wodurch die Systeme un wirksam werden.

Ein spezifisch für den Einsatz in Hubschraubern entworfenes System ist in der US-PS 42 93 840 offenbart. Dieses System überwacht die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges bei gegebe ner Funkhöhe und erzeugt ein Warnsignal, wenn die Sinkge schwindigkeit 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 42 93 840 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 42 93 840 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.

Durch die DE-OS 30 44 955 ist ein Flugzeug-Boden nähe-Warnsystem bekannt geworden, das den Piloten warnt, wenn während der Startphase das Flugzeug nicht genügend Höhe gewinnt oder absinkt und wobei das System den Piloten gleichzeitig über die Betriebszustände des Flugzeugs informiert, die eine Warnung ausgelöst haben. Im Gegensatz zur vorliegenden Erfindung ist dieses System nicht für Drehflügelzeuge eingerichtet.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Bodenannäherungswarnsignals für Drehflugzeuge, die zur Eigenrotation fähig sind, zu schaffen, wobei dem Piloten ein Warnsignal gegeben wird, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Drehflügelzeuges bei einer zugeordneten Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden übermäßig zunimmt.

Insbesondere soll dann ein Eigenrotations-Warnsignal erzeugt werden, wenn die Höhe des Flugzeugs über Grund bei der gegebenen Sinkgeschwindigkeit nicht mehr aus reicht die Eigenrotation zu erlangen. Ferner sollen die zur Erzeugung der Warnsignale zugrundeliegenden Kriterien abhängig davon sein, ob das Flugzeug ein taktisches oder ein nichttaktisches Manöver ausführt.

Gelöst wird diese Aufgabe durch die im kenn zeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 bzw. Anspruch 11 angegebenen Merkmale.

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

Die Erfindung wird im folgenden durch die in der Zeichnung beschriebenen Ausführungsbeispiele näher erläutert. Es zeigt

Fig. 1 ein Blockdiagramm des erfindungsgemäßen Warnsystems;

Fig. 2 eine graphische Darstellung der zur Erzeugung von unterschiedlichen Warnsignalen als Funktion der Funkhöhe erforderlichen Sinkgeschwindigkeit, wenn das System im 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 Fig. 1 ist mit dem Bezugszeichen 10 ein Ausführungsbei spiel des Bodennähewarnsystems für Drehflügel-Flugzeuge gemäß der Erfindung in Form eines 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 Fig. 1 und daß unterschied liche 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 ver schiedenen Gültigkeitssignalen. Die in Fig. 1 dargestellten Signale können abhängig vom Flugzeugtyp, in dem das Warn system 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. Alter nativ 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 Sinkge schwindigkeit vorzugsweise der barometrischen Sinkgeschwindig keit, 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 er zeugte Funkhöhensignal mit dem barometrischen Höhenänderungs geschwindigkeitssignal der Schaltung 14 bei drei verschiede nen Kriterien vergleicht. Beim dargestellten Ausführungsbei spiel sind die drei verschiedenen Kriterien durch drei Ab schnitte des Vergleichers 18 definiert. Diese Abschnitte ent halten einen Sinkgeschwindigkeitsvergleicher 20, einen Hoch zieh-Vergleicher 22 und einen taktischen Sinkgeschwindigkeits vergleicher 24, die in Fig. 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 Fig. 2 und Fig. 3 dargestellten unterschiedlichen Warnkriterien zu assoziieren. Dagegen können auch andere Bezeichnungen für die drei Ver gleicher gewählt werden. Die Ausgangssignale jedes Vergleichers 20, 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 Be trieb durch ein taktisches Sperrsignal gesperrt, das bei spielsweise von einer diskreten Schaltung, wie einem tak tischen Missionsschalter oder einem Waffen-Auslöseschalter erhalten wird. Umgekehrt wird das UND-Glied 30 vom takti schen Sperrsignal während dem taktischen Betrieb des Flug zeugs 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 Funk höhensignal 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 Flug zeug weniger als 3 m (10 ft) über dem Erdboden 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 der Funkhöhenmesser oder ein anderes Instru ment 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-Glie der 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 30 ist gesperrt. Mit diesen Bedingungen erzeugt der Sinkge schwindigkeitsvergleicher 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 "Sinkgeschwindigkeit"-Generator 34 anlegt. Der "Sinkge schwindigkeit"-Generator 34 besteht vorzugsweise aus einem Digital/Sprachgenerator, der auf das Warnsignal-Freigabe- Signal des UND-Glieds 26 ein bestimmtes Warn-Sprachsignal erzeugt, das einem Wandler, wie einem Kopfhörer oder einem Lautsprecher 36 entweder direkt oder indirekt, beispiels weise über das Bordkommunikationssystem des Flugzeugs zu führt. Das Warnsignal sollte ein für die spezifische Be dingung 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 Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden das vom Hochzieh-Ver gleicher 22 dargestellte Kriterium überschreitet, legt der Hochzieh-Vergleicher 22 ein Freigabesignal an das UND-Glied 28. Dabei stellt das Überschreiten des vom Hochzieh-Ver gleicher 22 gegebenen Warnkriterium eine gefährlichere Flug situation als das Überschreiten des vom Sinkgeschwindigkeits- Vergleicher 20 gegebenen Kriteriums dar. Folglich wird unter diesen Bedingungen ein schnelleres Warnsignal erzeugt.

In dem in Fig. 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.

Der Generator 38 wird vom UND-Glied 28, über eine Verzö gerungseinrichtung 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 sec. bevorzugt. Diese Verzögerungszeit wurde so gewählt, daß unnötige Warn signale 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 Fluzeugs sind die Gatter 26 und 28 gesperrt und das UND-Glied 30 ist durch das taktische Sperrsignal freigegeben. Dies ermöglicht die Steuerung des UND-Glieds 30 durch den taktischen Sinkgeschwindigkeitsver gleicher 24, der beim Überschreiten des von ihm gegebenen Kriteriums ein Signal dem Gatter 30 zuführt. Dadurch kann letzteres ein Warnsignal-Freigabesignal dem Sinkgeschwindig keitsgenerator 34 zuführen, der das "Sinkgeschwindigkeit"- Warnsignal erzeugt. Das "Sinkgeschwindigkeit"-Warnsignal ist hier dem "WHOOP-WHOOP-Hochzieh"-Warnsignal vorgezogen, da es die das Warnsignal hervorrufende Bedingung genauer kennzeichnet und den Piloten während einer taktischen Mission weniger nervös macht.

In Fig. 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 Fig. 2 zeigt eine Warn-Einhüllende mit zwei Warn-Grenz kurven. Die erste Warn-Grenzkurve 50 weist zwei lineare Ab schnitte 52 und 54 und die innere Warn-Grenzkurve 60, zwei lineare Abschnitte 62 und 64 auf. Die äußere Grenzkurve 50 kann als Benachrichtigungs-Grenze angesehen werden, da bei der Erzeugung des entsprechenden Alarmsignals "Sinkgeschwindigkeit" der Pilot von einer bestimmten ge fährlichen Situation benachrichtigt wird. Die Grenze 60 kann als Warngrenze angesehen werden, da deren Überschrei ten eine gefährlichere Flugsituation darstellt, als das Überschreiten der Grenze 50. Folglich wird ein nachdrück licheres Warnsignal wie z.B. das "WHOOP-WHOOP-Hochzieh"- Warnsignal beim Überschreiten der Warngrenze 60 erzeugt. Der Verlauf der Grenzkurven 50 und 60 ist so gewählt, daß dem Piloten geeignete Warnsignale mitgeteilt werden, ohne unnötige Warnsignale zu erzeugen. Ausführliche Untersuchun gen 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 würden. Der Abschnitt 52 ober halb der Sinkgeschwindigkeit 7,5 m/s ist durch folgende Gleichung gegeben:

H WARN = -60 m + 18,23 _b
(H WARN = -180 ft + 0,2733 _b),

worin H WARN die Höhe in Metern (ft) ist, bei der das Warnsignal erzeugt wird und _b 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 _b
(H WARN E -920 ft + 0,7666 _b);

Der Abschnitt 62 ist durch die Gleichung:

H WARN = -33,5 m + 11,8 _b
(H WARN = -110 ft + 0,18 _b)

und der Abschnitt 64 durch die Gleichung:

H WARN = -683 m + 10 6,4 _b
(H WARN = -2 240 ft + 1,6 _b)

gegeben.

Der Abschnitt 52 schneidet den Abschnitt 54 bei etwa 70 m (230 ft) Funkhöhe und der Abschnitt 62 schneidet den Ab schnitt 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.

Fig. 3 stellt eine graphische Darstellung der Warnsignalein hüllenden dar, die zur Warnsignalerzeugung während eines taktischen Betriebs gefordert ist. Die in Fig. 3 darge stellte Grenzkurve beruht darauf, daß das Flugzeug die maxi mal mögliche Sinkgeschwindigkeit haben darf, die noch bei Ausfall der Antriebsmaschine oder des Rotorsystems durch Eigenrotation aufhebbar ist. Es ist nämlich für Drehflügel- 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 Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs bei der Annäherung an den Erdboden abgeschwächt wird. Während der energiespeichern den 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 Eigenrota tionsbetrieb ist jedoch gefährlich, da während der energie speichernden Phase eine verhältnismäßig hohe Sinkgeschwindig keit 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 Sink geschwindigkeit 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 Fig. 3 dargestellte Kurve definiert die höchste Sinkgeschwindigkeit, die eine sichere Landung bei Eigen rotation zuläßt als Funktion der Höhe und dient somit zwei Zwecken:

Zum ersten dient das Warnsignal mit dem in Fig. 3 darge stellten Kriterium als Hilfe bei taktischen Einsätzen, so daß der Pilot, falls das Flugzeug durch Feindeinwirkung oder durch auftretende Spannungen beschädigt wird, das zur sicheren Lan dung durch Eigenrotation nötige Verhältnis zwischen Sink geschwindigkeit und Höhe über dem Erdboden aufrecht erhalten kann.

Zum anderen dient das in Fig. 3 dargestellte Kriterium als Hilfe, um den Piloten nach eingeleiteter Eigenrotation ein Warnsignal zu liefern, sobald die Sinkgeschwindigkeit zu groß wird. Die in Fig. 3 dargestellte Kurve ist für die Sikorski CH52 Hubschrauber optimiert, kann jedoch in glei cher Weise bei anderen Hubschraubertypen verwendet werden; jedoch können einige Änderungen nötig sein, falls ein Ein satz bei anderen Hubschraubern mit wesentlich unterschied lichen Flug- und Betriebscharakteristiken vorgesehen ist.

Die in Fig. 3 dargestellte graphische Darstellung zeigt, daß Warnsignale erzeugt werden, sobald das Flugzeug ober halb 3 m (10 ft) über dem Erdboden ist und die durch die Kurve 70 gegebene Grenze überschritten ist. Die Warn grenze 70 definiert die maximale Geschwindigkeit in Ab hängigkeit von der Höhe des Flugzeugs über dem Boden, die das Flugzeug gerade noch haben darf, wenn es durch Eigen rotation noch sicher gelandet werden soll. Die Grenzkurve 70 ist durch die Gleichung:

H WARN = -56,3 m + 10,3 _b
(H WARN = -184,6 ft + 0,1545 _b)

gegeben.

Claims

1. Verfahren zur Erzeugung eines Warnsignals für den Pilo ten eines Drehflügelflugzeugs, das dem Piloten eine unsichere Flugsituation während taktischer und nicht taktischer Flugmanöver mitteilt, und folgende Schritte aufweist:

A) Empfang von Signalen entsprechend der Höhe des Flug zeugs über dem Erdboden und der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs,
B) Erzeugung eines Warnsignals in Abhängigkeit von den in Schritt A empfangenen Signalen, wenn die Sinkge schwindigkeit 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,

gekennzeichnet durch folgenden Schritt:

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 zweite Kriterium das Verhältnis zwischen der Höhe über dem Erdboden und derjenigen Sinkgeschwindig keit des Flugzeugs, die zur sicheren Landung des Flug zeugs durch Eigenrotation nötig ist, angibt, und das erste Kriterium und das zweite Kriterium abhängig von der Flugphase einstellbar sind.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß in Schritt C das Eigenrotations-Warnsignal erzeugt wird, wenn die Sinkgeschwindigkeit etwa 6,25 m/s (1 250 ft/min) bei einer Höhe von etwa 3 m (10 ft) über dem Erdboden erreicht und sowie, wenn die Sinkgeschwindigkeit etwa 17,5 m/s (3500 ft/min) bei einer Höhe über dem Erdboden von etwa 110 m (350 ft) erreicht.

3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die der Erzeugung des Eigenrotations-Warnsignals zugrunde liegende Sinkgeschwindigkeit linear zwischen 3 m (10 ft) und 110 m (350 ft) Höhe über dem Erdboden zunimmt.

4. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die der Erzeugung des Eigenrotations-Warnsignals zugrunde liegende Sinkgeschwindigkeit oberhalb 110 m (35 ft) über dem Erdboden linear anwächst.

5. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die zur Erzeugung des Eigenrotations-Warnsignals nötige Höhe über dem Erdboden als Funktion der Sinkgeschwindig keit durch die Gleichung: H WARN = -56,3 m + 10,3 _b
(H WARN = -184,6 ft + 0,154 _b),wobei H WARN die Warnhöhe in m (ft), _b die Sinkgeschwin digkeit in m/s (ft/min) und wobei das Eigenrotations- Warnsignal erzeugt wird, wenn das Flugzeug unterhalb die Warnhöhe H WARN geht.

6. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß H WARN mit der Funkhöhe verglichen wird und _b die baro metrische Sinkgeschwindigkeit ist.

7. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das beim ersten Kriterium erzeugte Warnsignal zwei unterschiedliche Sprachwarnsignale aufweist.

8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß ein erstes Warnsignal erzeugt wird, 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 Erd boden unterhalb eine durch die folgende Gleichung gege bene Warnhöhe H WARN geht: H WARN = -280 m + 51,13 _b
(H WARN = -920 ft + 0,7666 _b),und daß ein erstes Warnsignal erzeugt wird, wenn das Flugzeug unterhalb die Warnhöhe H WARN, die durch fol gende Gleichung bestimmt ist, geht:H WARN = -60 m + 18,23 _b ,
(H WARN = -180 ft + O,2733 _b),worin H WARN die Höhe in m (ft) darstellt, bei der das Warnsignal erzeugt wird und _b die Sinkgeschwindigkeit in m/s (ft/min) ist.

9. Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß ein zweites, vom ersten Warnsignal unterscheidbaren Warn signal unterhalb einer Sinkgeschwindigkeit von 7,5 m/s (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 + 106,4 _b
(H WARN = -2 240 ft + 1,6 _b)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 Glei chung gegeben ist, geht:H WARN = -33,5 m + 11,8 _b
(H WARN = -110 ft + 9,18 _b),wobei H WARN in m /ft) und _b in m/s (ft/min) gegeben sind.

10. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß H WARN mit der Funkhöhe des Flugzeugs verglichen wird und _b die barometrische Sinkgeschwindigkeit ist.

11. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach An spruch 1, mit einer Einrichtung (18), die von der Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden und der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs abhängige Signale empfängt, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (26, 28, 30, 34, 36, 38, 40), die ein Eigenrotations-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.

12. Vorrichtung nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch eine Höhenmeßeinrichtung (12; 16), die die Höhe des Fugzeugs über dem Erdboden angibt und eine Sinkge schwindigkeits-Bestimmungsschaltung (14).

13. Vorrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Höhenmeßeinrichtung eine Funkhöhenmeßeinrichtung enthält.

14. Vorrichtung nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch eine erste Einrichtung (18, 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 eine zweite Einrichtung, mit der das erste Kriterium in ein unterschiedliches zweites Kriterium, wenn das Flugzeug in einer taktischen Flugphase ist, umschaltbar ist.