DE3417884A1

DE3417884A1 - METHOD AND DEVICE FOR DISPLAYING A HAZARDOUS FLIGHT PROFILE FOR FLYING MOVEMENTS AT LOW HEIGHT

Info

Publication number: DE3417884A1
Application number: DE3417884A
Authority: DE
Inventors: Noel S. Bothell Wash. Paterson; Everette E. Seattle Wash. 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: 1984-12-13
Also published as: AU548709B2; FI841910A0; SE8402467L; ES8506523A1; ES8607158A1; FI74251C; AU5506786A; FR2550334A1; DE3417884C2; BE899643A; AU2668784A; CH660156A5; IT8448181A0; GB8411768D0; GB2139588B; GB8611002D0; IT1177721B; GB2175264A; ES541246A0; ES532430A0

Description

Sundstrand Data Control, Ine. Overlake Industrial Park
Redmond (Washington 98052)
V.St-.A.Sundstrand Data Control, Ine. Overlake Industrial Park
Redmond (Washington 98052)
V.St-.A.

Verfahren und Vorrichtung zur Anzeige eines gefährlichen Flugprofils bei Flugbewegungen in geringer HöheMethod and device for displaying a dangerous flight profile during flight movements at a low altitude

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Anzeige eines gefährlichen Flugprofils bei Flugbewegungen in geringer Höhe oder wenn ein Flugzeug eine vorgegebene Sinkgeschwindigkeit bei Kreisflügen oder anderen einen Rollwinkel einschließenden Flugbewegungen überschreitet. Um dem Piloten des Flugzeugs die nötige Handlung zum Abfangen von einem gefährlichen Flugprofil mitzuteilen, werden bestimmte spezifische Warnsignale erzeugt.The invention relates to a method and a device for displaying a dangerous flight profile during flight movements at low altitude or when an aircraft has a predetermined rate of descent during circular flights or other roll angles enclosing flight movements. To give the pilot of the aircraft the action necessary to intercept To report a dangerous flight profile, certain specific warning signals are generated.

Es sind bereits Bodenannäherungswarnsysteme bekannt, die dem Piloten ein gefährliches Flugprofil anzeigen. Diese Systeme erzeugen Warnsignale bei verschiedenen unsicheren Flugbedingungen, wie Flügen unterhalb einer bestimmten Minimalflughöhe und dem Überschreiten einer übermäßigen Sinkgeschwindigkeit nach dem Start oder beim Landeanflug. Als Beispiel sei hier ein System genannt, das ein Warnsignal erzeugt, falls der Pilot das Flugzeug unter eine vorgegebene FlughöheThere are already ground proximity warning systems known that the Show pilots a dangerous flight profile. These systems generate warning signals in the event of various unsafe flight conditions, such as flying below a certain minimum altitude and exceeding an excessive descent speed after take-off or when approaching. An example is a system that generates a warning signal, if the pilot drops the aircraft below a predetermined altitude

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steuert. Dieses_System vergleicht die Funkhöhe mit einer gesetzten Minimalflughöhe oder einer Radarmarke am Funkhöhenmesser und erzeugt ein akustisches oder Sichtwarnsignal, falls das Flugzeug die vorgegebene Minimalflughöhe unterschreitet. In den US-Patentschriften 3 946 358, 3 947 808, 3 947 810 und 4 319 218, des gleichen Anmelders, sind Beispiele solcher Systeme offenbart, die ein Warnsignal während des Starts oder während eines misslungenen Landeanflugs erzeugen, falls das Flugzeug mit einer übermäßig großen Sinkgeschwindigkeit absinkt oder eine vorgegebene Mindestflughöhe unterschreitet. Die bekannten Systeme sind jedoch in erster Linie für den Einsatz in Transportflugzeugen entworfen, die normalerweise weder in geringer Höhe fliegen, noch Wendungen oder gefährliche Flugmanöver in der Nähe des Erdbodens ausführen. Deshalb würden die bekannten Systeme , falls sie in Jägern oder Kampfflugzeugen eingesetzt wären, bei Flugbewegungen in der Nähe des Erdbodens , Falschalarme erzeugen.controls. This_System compares the radio level with a set minimum flight altitude or a radar mark on the radio altimeter and generates an acoustic or visual warning signal if the aircraft falls below the specified minimum flight altitude. In U.S. Patents 3,946,358, 3,947,808, 3,947,810 and 4,319,218, assigned to the same applicant, are examples of such systems disclosed that emit a warning signal during during take-off or during a failed landing approach if the aircraft is descending at an excessively high rate drops or falls below a specified minimum flight altitude. However, the known systems are in primarily designed for use in transport aircraft, which normally do not fly at low altitudes, turns or dangerous flight maneuvers in the vicinity of the ground. This is why the known systems would, if used in fighters or combat aircraft would generate false alarms when aircraft are moving near the ground.

Das Flugprofil von Jägern bzw. Kampfflugzeugen weist Marschflug und Kampfabschnitte bei geringer Flughöhe auf, bei denen, falls der Pilot gestört oder abgelenkt wird, unweigerlich eine Bodenberührung insbesondere bei ansteigendem Terrain stattfinden kann. Dabei ist die Bodenberührung bei ansteigendem Terrain insbesondere beim Start und beim Marschflug in niedriger Höhe wahrscheinlich. Dagegen besteht die Gefahr eines versehentlichen Absinkens insbesondere bei Flugbewegungen in geringer Höhe, die große Rollwinkel erfordern, wie sie beim Angriffsabschnitt eines Flugs auftreten, weil der Pilot dabei leicht abgelenkt werden kann und weil' ein Flugzeug bei solch großen Rollwinkeln zum Absinken neigt.The flight profile of fighters or fighter planes indicates cruising flight and combat sections at low altitude, in which, if the pilot is disturbed or distracted, inevitably ground contact can take place, especially on sloping terrain. The ground contact is with increasing Terrain particularly likely at take-off and low-altitude cruising. On the other hand, there is a risk accidental descent, especially in low-altitude flight movements that require large roll angles, such as they occur during the attack segment of a flight because of the Pilot can be easily distracted and because 'an aircraft tends to sink at such large roll angles.

Es ist deshalb Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung von Warnsignalen bei schnellen ■ und niedrigen Flugbewegungen eines Jagd/Kampffluges zu ermög-It is therefore the object of the invention to provide a method and a device for generating warning signals in the event of rapid and low flight movements of a hunt / combat flight

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lichen,die dem Piloten eine gefährliche Flugbedingung früh genug anzeigen, daß dieser korrigierende Maßnahmen ergreifen kann. Dabei soll dem Piloten des Flugzeugs durch ein Warnsignal insbesondere bei Wendeflügen und "banking"- : Manövern in der Nähe des Erdbodens eine gefährliche Flugsituation wie sie durch eine übermäßig große Sinkgeschwindig^___ keit und einen übermäßig großen·Höhenverlust beim Start in ansteigendes Gelände entsteht, genügend früh angezeigt werden,, daß der Pilot korrigierende Maßnahmen ergreifen kann.lichen that the pilot a dangerous flight condition early indicate enough that they can take corrective action. The aim is to give the pilot of the aircraft a Warning signal especially for turning flights and "banking": maneuvers near the ground represent a dangerous flight situation as she was caused by an excessively large rate of descent ^ ___ speed and an excessive loss of height when starting off in sloping terrain, indicated early enough be, that the pilot can take corrective action.

Zur Lösung der obigen Aufgabe wird bei dem Verfahren und der Vorrichtung gemäß der Erfindung die Flughöhe über dem Erdboden mittels eines Funkhöhenmessers oder einer ähnlichen Einrichtung erfaßt und ein spezielles akustisches Warnsignal, wie "zu niedrig " ("TOO LOW") erzeugt, falls das Flugzeug eine vorgegebene Mindestflughöhe unterschreitet. Die vorgegebene Mindestflughöhe wird manuell durch eine Mindestflughöhenmarke oder Radarmarke ("bug") an der Funkhöhenanzeigeeinrichtung eingestellt. Um während dem Start in ansteigendes Terrain oder während einem versehentlichen Absinken bevor die eingestellte Mindestflughöhe erreicht ist, ein Warnsignal zu erzeugen, wird die erreichte Flughöhe nach dem Start überwacht und die dabei erreichte höchste Flughöhe abgespeichert. Falls das Flugzeug einen vorgegebenen Prozentsatz der gespeicherten, vor dem Erreichen der eingestellten minimalen Flughöhe erreichten maximalen Funkhöhe unterschreitet, wird ein Warnsignal erzeugt, das typischerweise ebenfalls das Warnsignal "zu niedrig" ist. Zusätzlich wird der Rollwinkel des Flugzeugs überwacht und ein zweites spezifisches Warnsignal erzeugt, falls das Flugzeug eine zweite vorgegebene Flughöhe unterschreitet und dabei, eine vorgegebene Sinkgeschwindigkeit überschreitet, die sich als Funktion des Ro.llwinkels des Flugzeugs ändert, um dem Piloten des Flugzeugs bei einer übermäßigen Sinkgeschwindigkeit, wenn dieser Wendemanöver oder MarschflügeTo solve the above problem is in the method and Device according to the invention the flight altitude above the ground by means of a radio altimeter or the like Device detected and a special audible warning signal, such as "TOO LOW" generated, if that Aircraft falls below a specified minimum flight altitude. The specified minimum flight altitude is set manually by a Minimum altitude mark or radar mark ("bug") on the radio altitude display device set. To during takeoff into sloping terrain or during an accidental Descent before the set minimum flight altitude is reached, generating a warning signal, the flight altitude reached monitored after take-off and saved the highest flight altitude reached. If the plane a specified percentage of the saved, reached before reaching the set minimum flight altitude falls below the maximum radio level, a warning signal is generated, which typically also includes the warning signal "too low" is. In addition, the roll angle of the aircraft is monitored and a second specific warning signal is generated if that The aircraft falls below a second predetermined flight altitude and thereby exceeding a given rate of descent, which changes as a function of the aircraft's roll angle in order to provide the pilot of the aircraft with an excessive rate of descent, when this turning maneuver or cruising flights

ausführt, die einen Rollwinkel bedingen, zu warnen. Damit der Pilot gleich die erforderlichen Gegenmaßnahmen treffen kann, wird gemäß einem Ausführungsbeispiel das spezifische Sprach-Warnsignal "Geradestellen" ("ROLL OUT") erzeugt.executes that cause a roll angle to warn. So that the pilot can immediately take the necessary countermeasures can, according to one embodiment, the specific voice warning signal "Straightening" ("ROLL OUT") is generated.

Die Erfindung wird im folgenden anhand der Zeichnung näher beschrieben. Es zeigen:The invention is described in more detail below with reference to the drawing. Show it:

Fig. 1 ein Logikblockschaltbild eines-Ausführungsbeispiels der erfindungsgemäßen Vorrichtung;1 is a logic block diagram of one embodiment the device according to the invention;

Fig. 2 graphisch die Beziehung zwischen Luftgeschwindigkeit und Funkhöhe, die zur Erzeugung von Warnsignalen führen kann; undFigure 2 graphically shows the relationship between air speed and radio altitude that may lead to the generation of warning signals; and

Fig. 3 graphisch die Beziehung zwischen barometrischer Höhenrate und Rollwinkel, die zur Erzeugung eines Warnsignals führt, falls das Flugzeug während eines Rollmanövers mit übermäßig großer Sinkgeschwindigkeit absinkt.3 graphically depicts the relationship between barometric altitude rate and roll angle used to produce a Warning signal leads in case the aircraft is during a taxiing maneuver at an excessively high rate of descent sinks.

In Figur 1 ist ein Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Vorrichtung dargestellt, das mit dem Bezugszeichen 10 bezeichnet ist. Die Vorrichtung 10 ist als Funktions- oder Logikblockschaltbild dargestellt, das zum Zwecke der Darstellung aus einer .Reihe von Gattern, Vergleichern, Flipflops und ähnlichen Bauteilen besteht. Selbstverständlich kann die tatsächliche Realisierung der Logik anders als in Figur 1 sein und insbesondere in verschiedenen analogen oder digitalen Ausführungsformen erfolgen. Die von der beschriebenen Ausführungsform der Erfindung verwendeten Signale geben die Funkhöhe, die barometrische Höhenrate, die Luftgeschwindigkeit, die Maschinendrehzahl, den Rollwinkel des Flugzeugs und die Soll-Mindesthöhe an. Weitere Signale stellen die Stellung des Fahrwerks und verschiedene Gültigkeitssignale dar. Dabei hängt es vom Flugzeugtyp inIn Figure 1 is an embodiment of the invention Device shown, which is designated by the reference numeral 10. The device 10 is as functional or Logic block diagram shown, which for the purpose of illustration consists of a .Reihe of gates, comparators, flip-flops and similar components. Of course the actual implementation of the logic can be different than in FIG. 1 and in particular in different analog or digital embodiments. Those used by the described embodiment of the invention Signals give the radio altitude, the barometric altitude rate, the air speed, the engine speed, the roll angle of the aircraft and the target minimum altitude. Other signals represent the position of the landing gear and various Valid signals. It depends on the type of aircraft in

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dem das Warnsystem eingebaut ist, ab, ob die in Figur 1 dargestellten Signale von einzelnen Instrumenten, wie einem barometrischen Höhenmesser 12, einer barometrischen Höhenratenschaltung 14, einem Funkhöhenmesser 16 und einer Gyroskopplattform 18 sowie von verschiedenen diskreten Schaltelementen, wie von einem diskreten Element, das die Stellung des Fahrwerks angibt, erzeugt werden. Diese Signale können jedoch auch von einem digitalen Datenbus in bestimmten neueren Flugzeugtypen zugeführt werden.which the warning system is installed, from whether the shown in Figure 1 Signals from individual instruments, such as a barometric altimeter 12, a barometric altitude rate circuit 14, a radio altimeter 16 and a gyroscope platform 18 as well as various discrete switching elements, as generated by a discrete element that indicates the position of the landing gear. These signals can however, they can also be supplied by a digital data bus in certain newer types of aircraft.

Gemäß den obigen Ausführungen erzeugt die erfindungsgemäße Vorrichtung bei verschiedenen Flugphasen verschiedene Warnsignale. Beispielsweise erzeugt die Vorrichtung das Sprachwarnsignal "zu niedrig" ("TOO LOW"), falls beim Kreuzen in der Nähe des Erdbodens eine vorgegebene Mindestflughöhe unterschritten wird. Dieses Warnsignal wird auch erzeugt, falls das Flugzeug einen vorgegebenen Prozentsatz der nach dem Start erreichten Flughöhe vor dem Erreichen der Mindestflughöhe verliert. Zusätzlich erzeugt die Vorrichtung 10 ein zweites spezifisches Sprachwarnsignal "Geradestellen" ("ROLL OUT"), falls das Flugzeug während einem einen Rollwinkel erfordernden Manöver zu schnell absinkt. Die in Figur 1 dargestellte Logik erzeugt eine die jeweilige Flugphase angebende Information, d.h. über das Abheben,den Marschflug in niedriger Höhe oder über Tiefflüge, so daß das geeignete Warnsignal beim Überschreiten bestimmter Flugparameter erzeugt werden kann. Diese Funktion wird von der Logikschaltung einschließlich der UND-Glieder 20, 22, 24, 26 und 28, einem ODER-Glied 30, zwei Setz/Rücksetz-Flipflops 32 und 34, einem Obergangsdetektor 36 und einem Schalter 38, der vom Flipflop 34 gesteuert wird, ausgeführt. Die erzeugte Information muß zwischen Abheben, Marschflug bei niedrigen Flughöhen und Tiefflügen unterscheiden. Das UND-Glied 20 gibt die UND-Glieder 22 und 24 nur frei, wenn bestimmte Bedingungen erfüllt sind. Im einzelnen sind dies die Bedingungen, daß das Fahrwerk nicht belastet ist, womit festge-According to the above, the invention produces Device for different phases of flight different warning signals. For example, the device generates the voice warning signal "Too low", if the flight altitude falls below a specified minimum when cruising near the ground will. This warning signal is also generated if the aircraft has reached a specified percentage after the Takeoff will lose the altitude reached before the minimum altitude is reached. In addition, the device 10 generates a second specific voice warning signal “ROLL OUT” if the aircraft is at a roll angle required maneuver drops too quickly. The logic shown in Figure 1 generates a flight phase Specifying information, i.e. about take-off, cruising at low altitude or about low-altitude flights, so that the suitable warning signal can be generated when certain flight parameters are exceeded. This function is supported by the Logic circuit including AND gates 20, 22, 24, 26 and 28, an OR gate 30, two set / reset flip-flops 32 and 34, a transition detector 36 and a switch 38 which is controlled by the flip-flop 34 executed. The generated Information must distinguish between take-off, cruising at low altitudes and low-altitude flights. The AND element 20 releases AND gates 22 and 24 only when certain conditions are met. In detail, these are the conditions that the chassis is not loaded, which means that

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stellt wird, daß das Flugzeug tatsächlich fliegt, daß das Fahrwerk eingezogen ist und das Flugzeug nicht langsamer als 360 km/h (200 kts) fliegt, was angibt, daß das Flugzeug nicht im Landeanflug ist. Zusätzlich müssen für den Betrieb der Vorrichtung 10 der barometrische Höhenmesser 12, die barometrische Ratenschaltung 14 und der Funkhöhenmesser 16 richtig arbeiten. Folglich werden dem UND-Glied 20 Signale zugeführt, die angeben, daß der barometrische Höhenmesser und der Funkhöhenmesser nicht-gesperrt sind und ein Signal, das angibt, daß die Funkhöhenrate nicht übermäßig ist, zu- ■ geführt und die UND-Glieder 22 und 24 nur freigegeben, falls die Signale von dem barometrischen Höhenmesser 12, der baro- ' metrischen Ratenschaltung 14 und dem Funkhöhenmesser 16 gültig sind.ensures that the aircraft is actually flying, that the landing gear is retracted and the aircraft is not slowing down than 360 km / h (200 kts), which indicates that the aircraft is not on approach. In addition, for the Operation of the device 10 includes the barometric altimeter 12, the barometric rate switch 14, and the radio altimeter 16 work properly. As a result, signals are fed to AND gate 20 which indicate that the barometric altimeter and the radio altimeter are unlocked and a signal indicating that the radio altitude rate is not excessive out and the AND gates 22 and 24 only released if the signals from the barometric altimeter 12, the baro- ' metric rate circuit 14 and the radio altimeter 16 are valid.

Zusätzlich wird unterschieden, ob das Flugzeug in einer Anflugphase, oder in einer Abhebephase oder in einer Durchstartphase nach einen Fehlanflug ist. Diese Unterscheidung wird von den UND-Gliedern 26 und 28, dem ODER-Glied 30 und dem Setz/Rücksetz-Flipflop 32 ausgeführt. Beim dargestellten Ausführungsbeispiel wird ein Abheben oder ein Durchstarten nach einem Fehlanflug. nur dann angezeigt, wenn sowohl die Bedingung, daß die Startleistung erzeugt wird und daß das Fahrgestell eingezogen- ist, erfüllt sind. Wenn beide Bedingungen gemeinsam erfüllt sind, wird das Setz/Rücksetz-Flipflop 32 zurückgesetzt. Signale, die die Abhebeleistung angeben und dem UND-Glied 26 zugeführt werden, können von verschiedenen Quellen erzeugt werden, wie beispielsweise von einer Vergleicherschaltung, die dem Gatter 26 ein Freigabesignal zuführt, wenn die Drehzahl der Antriebsmaschine einen die Startleistung angebenden Wert hat oder von einem diskreten Element, das die Drosselklappenposition angibt. Ein Tachometer, das beispielsweise die Drehzahl des Primärkompressors einer Strahlturbine angibt, kann das Maschinendrehzahlsignal erzeugen. Dabei kann die Startleistung beispielsweise bei 90 % der Maximal drehzahl erzeugtA distinction is also made as to whether the aircraft is in an approach phase, or in a take-off phase or in a go-around phase after a missed approach. This distinction is carried out by the AND gates 26 and 28, the OR gate 30 and the set / reset flip-flop 32. In the illustrated embodiment, a take-off or a go-around after a missed approach. only displayed if both the condition that the starting power is generated and that the chassis is retracted are met. If both conditions are met together, the set / reset flip-flop 32 is reset. Signals which indicate the lift-off power and which are fed to the AND gate 26 can be generated by various sources, for example from a comparator circuit which feeds an enable signal to the gate 26 when the speed of the prime mover has a value indicating the starting power or from a discrete element indicating throttle position. A tachometer, which for example indicates the speed of the primary compressor of a jet turbine, can generate the engine speed signal. The starting power can be generated at 90% of the maximum speed, for example

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werden. Das Signal, das das eingezogene Fahrwerk angibt, kann durch ein weiteres diskretes Element wie von einem vom Fahrgestell betätigten Schalter oder von der Fahrgestell-Steuervorrichtung im Cockpit abgeleitet werden. Die Gatter 30. und 28 erzeugen einSignal, das die Anflugs-Situation angibt, wenn das Fahrwerk nicht eingezogen ist odejr die Flughöhe 30 m (100 ft) unterschreitet und die Antriebsmaschine nicht die Startleistung erzeugt und die Geschwindigkeit, des Flugzeugs 360 km/h (200 kts) unterschreitet. Das vom Gatter 28 abgegebene Signal setzt das Flipflop'32.will. The signal that indicates the retracted landing gear can be transmitted by another discrete element such as from a switch operated by the chassis or by the chassis control device can be derived in the cockpit. The gates 30. and 28 generate a signal indicating the approach situation indicates when the landing gear is not retracted or the flight altitude is below 30 m (100 ft) and the The engine does not generate the take-off power and the speed of the aircraft falls below 360 km / h (200 kts). The signal emitted by the gate 28 sets the flip-flop'32.

Während des Abhebens wird das Flipflop 32 zurückgesetzt, worauf dessen Q-Ausgang von hohem Pegel auf niedrigen Pegel geht. Dieser Pegelübergang wird vom Übergangsdetek-· tor 36 erfaßt, der daraufhin einen Ausgangsimpuls erzeugt und das Flipflop 34 setzt. Dessen Q-Ausgang stellt den Schalter 38 dann in die in Figur 1 dargestellte Stellung, wodurch einem Eingang des UND-Glieds 22 das Ausgangssignal einer aus einem zu-niedrig-Vergleicher 40 einer Skalierungsschaltung 42 und einem Funkhöhenspeicher 44 bestehenden Schaltung zugeführt wird. Diese Schaltung gibt ein Kriterium zur Erzeugung eines "zu niedrig"-Warnsignals an, das ein Warnsignalgenerator 46 während dem Abheben erzeugen kann.During the lift-off, the flip-flop 32 is reset, whereupon its Q output from high level to low Level goes. This level transition is detected by the transition detector 36, which thereupon generates an output pulse and the flip-flop 34 sets. Its Q output then places the switch 38 in the position shown in FIG. whereby one input of the AND gate 22 is the output signal from a too-low comparator 40 of a scaling circuit 42 and a radio altitude memory 44 existing circuit is supplied. This circuit gives a criterion to generate a "too low" warning signal that a warning signal generator 46 can generate during take-off.

Nach beendetem Abheben, wie dies das Oberschreiten der gewünschten Mindestflughöhe (MDA) durch die Funkhöhe angegeben ist, erzeugt ein MDA-Vergleicher 50 ein entsprechendes Ausgangssignal, das·das Flipflop 34 zurücksetzt. Durch das Rücksetzen des Flipflops 34 wird mittels des Schalters das UND-Glied 22 vom Vergleicher 40 abgetrennt und mit einem Ausgang des Vergleichers 50 verbunden, dessen Ausgangssignal die Bedingung kleiner als MDA angibt, wodurch die Vorrichtung dann auf jedes Absinken unter die gesetzte Mindestflughöhe MDA ansprechen kann. Wenn in diesem Modus dannAfter taking off, like this exceeding the desired Minimum flight altitude (MDA) is specified by the radio altitude, an MDA comparator 50 generates a corresponding output signal, that · the flip-flop 34 resets. By the Resetting the flip-flop 34, the AND gate 22 is separated from the comparator 40 by means of the switch and also connected to an output of the comparator 50, the output signal of which indicates the condition smaller than MDA, whereby the The device can then respond to each drop below the set minimum flight altitude MDA. If in this mode then

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das Flugzeug die gesetzte Mindestflughöhe MDA unterschreitet, erzeugt der Warngenerator 46 das "zu niedrig" ("TOO LOW")-Warnsignal, das einem Wandler 48 zugeführt wird.the aircraft falls below the set minimum flight altitude MDA, the warning generator 46 generates the “TOO LOW” warning signal which is fed to a converter 48.

Solange die gesetzte Mindestflughöhe MDA plus ein vorgegebenes Höheninkrement, beispielsweise 30 m (100 ft), die gesetzte Mindestflughöhe (MDA) jedoch nicht unterschritten ist, wird das UND-Glied 24 durch zwei Ausgangssignale des Vergleichers 50 freigegeben, die jeweils die Bedingung:größer als MDA und kleiner als MDA +3Om (100 ft) angeben. Damit kann das UND-Glied 24 auf die Ausgangssignale zweier Vergleicher 52 und 54 ansprechen und aktiviert dann mit seinem Ausgangssignal einen zweiten Warngenerator 56, der ein zweites unterschiedliches Warnsignal wie z.B. "Geradestellen" ("ROLL OUT") erzeugt, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs einen vorgegebenen Wert für einen gegebenen Rollwinkel überschreitet.As long as the set minimum flight altitude MDA plus a given one Altitude increment, for example 30 m (100 ft), but not below the set minimum flight altitude (MDA) the AND gate 24 by two output signals of the comparator 50 released, each of which specifies the condition: greater than MDA and less than MDA + 30 m (100 ft). So that can AND gate 24 respond to the output signals of two comparators 52 and 54 and then activated with its output signal a second warning generator 56 which generates a second different warning signal such as "straighten up" ("ROLL OUT") generated when the rate of descent of the aircraft is a predetermined value for a given roll angle exceeds.

Im folgenden wird die Funktion der Vorrichtung 10 genauer beschrieben. Beim Abheben des Flugzeugs wird das Flipflop 32 zurückgesetzt. Dadurch erzeugt der Übergangsdetektor 36 einen Ausgangsimpuls, der das Flipflop 34 setzt, wodurch das UND-Glied 22 mit dem Vergleicher 40 verbunden wird. Der Ausgangsimpuls des Übergangsdetektors 36 setzt auch den Funkhöhenspeicher 44 auf Null oder auf einen vorgegebenen niedrigen Höhenwert , beispielsweise auf 17 m (50 ft). Der Funkhöhenspeicher 44 empfängt die Höhensignale des Funkhöhenmessers 16 und speichert die höchste nach dem Start erreichte Höhe ab.'Dieser Maximalwert der Funkhöhe wird einer Skalierungsschaltung 42 zugeführt, die ihn mit einem Skalierungsfaktor multipliziert, beispielsweise mit 75 I und damit den Vergleicher 40 ansteuert, der den Warngenerator 46 während der Abhebeflugphase ansteuert.The function of the device 10 is described in more detail below. When the aircraft takes off, the flip-flop will 32 reset. As a result, the transition detector 36 generates an output pulse which sets the flip-flop 34, whereby the AND gate 22 is connected to the comparator 40. The output pulse of the transition detector 36 also sets the radio altitude memory 44 to zero or to a predetermined low altitude value, for example 17 m (50 ft). The radio altitude memory 44 receives the altitude signals of the radio altimeter 16 and stores the highest one reached after the start This maximum value of the radio altitude is used by a scaling circuit 42 supplied, which multiplies it by a scaling factor, for example 75 I and thus the Comparator 40 controls, which controls the warning generator 46 during the take-off flight phase.

Das Funkhöhensignal wird ebenfalls dem Vergleicher 40 zugeführt. Damit wird kein Warnsignal erzeugt, solange die Funk-The radio altitude signal is also fed to the comparator 40. This means that no warning signal is generated as long as the radio

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höhe oberhalb des mit dem Skalierungsfaktor multiplizierten Maximalfunkhöhenwert bleibt. Falls jedoch die Funkhöhe unter den skalierten Maximalwert geht, beispielsweise unter 75 6 der beim Abheben erreichten Maximalhöhe, erzeugt der Vergleicher 40 ein Signal,das dem UND-Glied 22 zugeführt wird. Dadurch aktiviert das UND-Glied. 22 den Warngenerator 46, der das "zu niedrig"-Warnsignal erzeugt, das entweder direkt oder indirekt dem Wandler 48 angelegt wird, vorausgesetzt, daß der andere Eingang des UND-Glieds 22 durch das UND-Glied 20 freigegeben ist.height above that multiplied by the scaling factor Maximum radio altitude value remains. However, if the radio level goes below the scaled maximum value, for example below 75 6 the maximum height reached when taking off, the comparator 40 generates a signal which is fed to the AND gate 22. This activates the AND element. 22 the warning generator 46, which generates the "too low" warning signal that either directly or indirectly applied to the transducer 48, provided that that the other input of the AND gate 22 is enabled by the AND gate 20.

Das Funkhöhensignal des Höhenmessers 16 wird dem MDA-Vergleicher 50 zugeführt, der ein Ausgangssignal zum Rücksetzen des Flipflops 34 erzeugt, wenn die Funkhöhe die gesetzte Mindestflughöhe MDA überschreitet. Das Rücksetzen des Flipflops 34 bewirkt , daß der Schalter 38 das UND-Glied 22 mit dem MDA-Vergleicher 50 verbindet, so daß ein Warnsignal durch den MDA-Vergleicher aktiviert wird. Der MDA-Vergleicher 50 überwacht die Funkhöhe weiterhin, wobei kein Warnsignal aktiviert wird, solange die Funkhöhe oberhalb der gesetzten Mindesthöhe MDA bleibt. Falls jedoch die Flughöhe die gesetzte Mindesthöhe unterschreitet, und das UND-Glied 22 durch das UND-Glied 20 freigegeben ist, wird der Warngenerator 46 durch das vom MDA-Vergleicher 50 erzeugte Ausgangssignal, das das Unterschreiten der gesetzten Mindesthöhe MDA angibt, aktiviert und erzeugt das "zu niedrig"-Warnsignal.The radio altitude signal of the altimeter 16 is fed to the MDA comparator 50, which has an output signal for resetting of the flip-flop 34 generated when the radio altitude exceeds the set minimum flight altitude MDA. Resetting the flip-flop 34 causes the switch 38 to connect the AND gate 22 the MDA comparator 50 connects so that a warning signal is activated by the MDA comparator. The MDA comparator 50 continues to monitor the radio altitude, with no warning signal being activated as long as the radio altitude is above the set one The minimum MDA remains. However, if the flight altitude falls below the set minimum altitude, and the AND gate 22 through the AND element 20 is enabled, the warning generator 46 is triggered by the output signal generated by the MDA comparator 50, which indicates that the set minimum level MDA is not reached, activates and generates the "too low" warning signal.

Wenn die Flughöhe die gesetzte Minimalhöhe MDA überschreitet, jedoch nicht um ein vorgegebenes Inkrement, das z.B. 30 m (100 ft) beträgt, wird das Gatter 24, solange das UND-Glied 20 ein Freigabesignal erzeugt, durch einen Vergleicher 52 und einen Rollwinkel-Vergleicher 54 gesteuert. Die Vergleicher 52 und 54 überwachen den Rollwinkel und die barometrische Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs und aktivieren über das UND-Glied 24 die Erzeugung eines Warnsignals des Warngenerators 56, falls Sinkgeschwindigkeit und RoIl- :1 eine gefährliche Kombination annehmen.If the flight altitude exceeds the set minimum altitude MDA, but not by a specified increment, e.g. 30 m (100 ft), the gate 24, as long as the AND gate 20 generates an enable signal, by a Comparator 52 and a roll angle comparator 54 are controlled. The comparators 52 and 54 monitor the roll angle and the barometric rate of descent of the aircraft and activate the generation of a warning signal via the AND element 24 of the warning generator 56 if the rate of descent and RoIl-: 1 assume a dangerous combination.

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Wie zuvor beschrieben,, neigt das Flugzeug mit höher werdendem Rollwinkel zum Absinken. Diese Tendenz wird jedoch erst dann beträchtlich, wenn der Rollwinkel beispielsweise 45 bei modernen Jägern/Kampfflugzeugen wie dem Flugzeug Fairchild A10 übersteigt. Deshalb überwacht der Roll'winkelvergleicher 54 das von der Gyroskop-Plattform 18 oder einer vergleichbaren Einrichtung, die den Rollwinkel des Flugzeugs angibt, erzeugten Rollwinkelsignal und gibt daflr^WJD-Glied 'frei, wenn der Rollwinkel denjenigen Rollwinkel übersteigt, bei dem das Flugzeug zumSinken neigt. Dadurch wird der Warngenerator 56 , falls die barometrische Singeschwindigkeit, die für einen gegebenen Rollwinkel erlaubte maximale Geschwindigkeit überschreitet, was der Vergleicher 52 feststellt. Die Bedingungen, die zur Erzeugung des "Geradestellen"-Warnsignals außerdem noch nötig sind, werden anhand der Figuren 2 und 3 besprochen.As previously described, the aircraft tilts as it rises Roll angle to sink. However, this tendency only becomes significant when the roll angle is 45, for example in modern fighter / combat aircraft such as the Fairchild A10 aircraft. The roll angle comparator therefore monitors 54 that from the gyroscope platform 18 or a comparable device that determines the roll angle of the aircraft indicates, generated roll angle signal and gives therefor ^ WJD element 'free when the roll angle exceeds the roll angle at which the aircraft tends to sink. This will make the Warning generator 56 if the barometric singing speed is the maximum allowed for a given roll angle Speed exceeds what the comparator 52 determines. The conditions used to generate the "Straighten" warning signals are also still necessary discussed with reference to Figures 2 and 3.

Figur 2 zeigt graphisch die zur Erzeugung des "zu niedrig"-Warnsignals und zum Auslösen des "Geradestellen"-Warnsignals nötigen Bedingungen als'Funktion der Luftgeschwindigkeit und der Funkhöhe. Diese Bedingungen werden durch die zwei schraffierten Bereiche in Figur 2 dargestellt. Solange die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs einen vorgegebenen Wert, der in diesem Ausführungsbeispiel 360 km/h (200 kts) beträgt, nicht überschreitet, wird kein Warnsignal erzeugt. Wenn dagegen die Luftgeschwindigkeit 360 km/h (200 kts) überschreitet und die anderen zuvor diskutierten Bedingungen erfüllt sind, wird das "zu niedrig"-Warnsignal erzeugt, wenn die Ist-Flughöhe die gesetzte Mindesthöhe MDA oder einen vorgebenen Prozentsatz der beim Starten oder Durchstarten vor dem Erreichen der gesetzten Mindestflughöhe MDA erreichten Maximalflughöhe unterschreitet.Figure 2 graphically shows the generation of the "too low" warning signal and the conditions necessary for triggering the "straighten up" warning signal as a function of the air speed and the radio height. These conditions are shown by the two hatched areas in FIG. As long as the Air speed of the aircraft has a predetermined value, which in this embodiment is 360 km / h (200 kts), does not exceed, no warning signal is generated. Conversely, when the air speed exceeds 360 km / h (200 kts) and the other conditions discussed above are met, the "too low" warning signal is generated when the Actual flight altitude the set minimum altitude MDA or a specified percentage when starting or going around reaching the set minimum flight altitude MDA Below maximum flight altitude.

Wenn die Flughöhe die gesetzte Mi ndes 11"lughöhe MDA überschreitet, jedoch nicht um mehr als ein vorgegebenes Inkrement, das beispielsweise 30 m (100 ft) beträgt, wird das "Geradestellen"-If the flight altitude exceeds the set minimum 11 "flight altitude MDA, but not by more than a predetermined increment, which is, for example, 30 m (100 ft), the "straightening" -

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Warnsignal freigegeben. Beim Überschreiten der "Geradestellen"-Warngrenze wird jedoch das entsprechende "Geradestellen"-Warnsignal nicht automatisch erzeugt, wie es heim Oberschreiten der "zu niedrig"-Warngrenze der Fall ist. Zwar wird der "Geradestellen"-Warnmodus freigegeben, das Signal jedoch tatsächlich nur dann erzeugt, wenn der Rollwinkel einen vorgegebenen Winkel, beispielsweise 45 überschreitet und wenn die Sinkgeschwindigkeit die Grenze der Sinkgeschwindigkeitskurve (Figur 3)","""die die maximale erlaubte Sinkgeschwindigkeit als Funktion des Rollwinkels definiert, überschreitet.Warning signal released. When the "straight ahead" warning limit is exceeded however, the corresponding "straighten up" warning signal not automatically generated, as is the case when the "too low" warning limit is exceeded. Although the "straighten up" warning mode is enabled, the signal is actually only generated when the roll angle exceeds a predetermined angle, for example 45 and if the rate of descent is the limit of the rate of descent curve (Figure 3) "," "" is the maximum allowed rate of descent defined as a function of the roll angle.

Eine spezifisch für den Einsatz in Jägern und Kampfflugzeugen geeignete Sinkgeschwindigkeitskurve zeigt Figur 3. Der schraffierte Bereich zeigt die Beziehung zwischen dem Rollwinkel und der barometrischen Sinkgeschwindigkeit, die zur Erzeugung des "Geradestellen" ("ROLL OUT")-Warnsignals nötig ist. Figur 3 zeigt, daß das "Geradestellen"-Warns.ignal solange nicht erzeugt wird, bis der Rollwinkel 45 erreicht, bei. dem das entsprechende "Geradestellen"-Warn-. signal erzeugt wird, falls die barometrische Sinkgeschwindigkeit 0,5 m/s (100 ft/min) überschreitet. Wenn der Rollwinkel auf 60 anwächst,■sind zur Erzeugung des "Geradestellen"-Warnsignals nur noch 0,25 m/s (50 ft/min) Sinkgeschwindigkeit nötig und wenn der Rollwinkel 90 erreicht, kann überhaupt kein Absinken gestattet werden, da der bei diesem Rollwinkel erzeugte Auftrieb der Tragflächen Null ist.A rate of descent curve specifically suitable for use in fighters and combat aircraft is shown in FIG. 3. The hatched area shows the relationship between the roll angle and the barometric rate of descent, the is necessary to generate the "ROLL OUT" warning signal. Figure 3 shows that the "straightening" warning signal is not generated until the roll angle reaches 45, at. the corresponding "straightening" warning. signal is generated if the barometric rate of descent Exceeds 0.5 m / s (100 ft / min). When the roll angle increases to 60, ■ are to generate the "straighten up" warning signal only 0.25 m / s (50 ft / min) descent speed necessary and when the roll angle reaches 90, no sinking at all can be allowed, since the lift of the wings generated at this roll angle is zero is.

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Claims

Device for displaying a dangerous flight situation after take-off and during low-level flights,

characterized by: ■

• a device (16, 44) that the flight altitude after Start monitored and the maximum flight altitude reached stores; "- ,. '..

a device (50) ,. the a desired 'minimum flight altitude (MDA) selects above the ground; and

a device (22, 24, 46, 56) which responds to the flight altitude signal, the output signal of the memory device (44) and the output of the selector (50) is responsive and on. first specific warning signal generated if the Flight altitude the set minimum altitude (MDA) or a specified percentage of the saved Maximum flight altitude if the aircraft has not yet reached the specified minimum flight altitude (MDA), falls below.

2. Apparatus according to claim 1 ,.

marked by

means (26, 28, 30, 36) responsive to a signal indicating the output power of the prime mover,

572-B01730 / AtAl.

and is responsive to the position of the landing gear and enables the generation of the warning signal if the flight altitude falls below the specified percentage of the reached saved maximum flight altitude. and if that The landing gear is retracted and the engine generates take-off power.

3. Apparatus according to claim 1, 'characterized by

a device (20) which responds to the air speed responds to the signal indicating the aircraft and only enables the generation of the warning signal when the airspeed exceeds a specified value.

4. Apparatus according to claim 3,
■ characterized by

that the given air speed is about 360 km / h (200 kts).

5. Apparatus according to claim 1,
marked by

a device (18, 54) which is based on a roll angle of the Responds to the aircraft indicating signal and enables the generation of a second specific warning signal when the roll angle of the aircraft exceeds a predetermined value.

.6. Device according to claim 5, -

marked by

means (12, 14, 52) responsive to a signal indicative of the rate of descent of the aircraft and enables the generation of the second warning signal only if the roll angle and the rate of descent of the aircraft each exceed a predetermined amount.

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7. Apparatus according to claim 6, characterized in that

that the second warning signal is generated within an altitude range above that for the generation of the first Warning signal is the relevant altitude range.

8. Apparatus according to claim 7,. ■ characterized,

that the relevant altitude range for generating the second warning signal is about 30 m (100 ft) higher than that relevant altitude range for generating the first warning signal.

9. Device according to claim 5, characterized in that

that the second warning signal is only generated when the roll angle of the aircraft is greater than about 45 °.

1.0. Device according to claim 1,

characterized,

that the specified percentage of the maximum height reached is about 75 % .

11. Device for displaying a dangerous flight situation during flight movements at low altitude,

marked by

a device which generates a first specific warning signal if the aircraft has reached a predetermined minimum altitude falls below and

a device producing a second specific warning signal as a function of the roll angle and the rate of descent of the aircraft when the flight altitude exceeds the set minimum flight altitude.

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12. The device according to claim 11, characterized by

a device (18, 24, 54) that the device that the second warning signal generated, only released when the roll angle exceeds a predetermined value.

13. The device according to claim 12, characterized in gekennzeich.net, that the predetermined roll angle is about 45.

14. The device according to claim 11, characterized by

a device (24, 50) which only enables the device that generates the second warning signal when the Flight altitude falls below a second value and exceeds the set minimum flight altitude (MDA).

15. The device according to claim 14, characterized by

that the second altitude is approximately 30 m (100 ft) above the set minimum flight altitude (MDA).

16. The device according to claim 11, characterized in that

that the rate of descent is a barometric rate of descent is.

17. The device according to claim 11, characterized in that

that the second warning signal is only generated when the roll angle is about 45 ° and the rate of descent Exceed approximately 0.5 m / s (100 ft / min).

18. The device according to claim 11, characterized in that that the second warning signal is generated when the roll angle

60 ° and the rate of descent about 0.25 m / s (50 ft / min)

exceed.

19. The device according to claim 11, characterized in that

. that the second warning signal is generated when the roll angle about 90 ° and the rate of descent exceed 0 m / s.

20. The device according to claim 11, characterized in that

that the predetermined value of the rate of descent is an inverse function of the roll angle. ■

21. The device according to claim 20, characterized by

An institution. (20), which only releases the devices for generating the two warning signals when the airspeed exceeds a specified value.

22. The device according to claim 21, characterized in that

that the predetermined value of the air speed is about 360 km / h (200 kts) is.

23. Device for generating a warning signal for the pilot of an aircraft flying low,

marked by

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a device that responds to a signal indicating the roll angle and a signal indicating the rate of descent of the aircraft, a warning signal is generated if the roll angle is linked to the rate of descent exceeds a predetermined level.

24. The device according to claim 23, characterized by

a device which prevents the generation of the warning signal if the flight altitude is a predetermined level exceeds.

25. The device according to claim 24,

marked by

a device which prevents the generation of the warning signal if the flight altitude is a predetermined minimum flight altitude falls below.

26. The device according to claim 25,

g e k e η η ζ calibrates through

a device that emits a second, different warning signal generated if the aircraft descends below the specified minimum altitude.

27. The device according to claim 26, characterized by

a device with which the specified minimum height is set manually.

28. The device according to claim 27, characterized by

a facility that automatically adjusts the specified minimum amount to a specified percentage of the after Start, if the aircraft still reaches the manually set minimum altitude has not reached.

29. The device according to claim 28,
characterized in that the predetermined percentage is approximately 75 liters.

30. Device for displaying a dangerous flight situation after take-off and during flight movements at low altitude,

marked by

a device that generates a signal indicative of flight altitude of the aircraft indicates above the ground;

means for receiving the altitude signal and one of the highest altitude above the ground after takeoff saves the corresponding value, and

means responsive to the altitude signal and is responsive to the maximum value stored by the storage means and generates a warning signal if the altitude signal to a predetermined percentage of the after the maximum height reached at the start drops.

31. Apparatus according to claim 30,
characterized,

that the device which generates the altitude signal comprises a radio altimeter (16).

32. Apparatus according to claim 31,
characterized,

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that the radio altimeter includes means for manually selecting a predetermined altitude, the device responds to the selected minimum flight altitude and generates a warning signal if the actual flight altitude is the set one .Minimum flight altitude after getting the minimum flight altitude has exceeded, falls below.

33. Apparatus according to claim 30,
marked by

a device that sends a signal relating to air speed of the aircraft, the device responding to the signal indicating the airspeed responds and is only released to generate a warning signal if the air speed is a predetermined one Value exceeds.

34. Apparatus according to claim 33,
characterized,

that the specified air speed is 360 km / h (200 kts) amounts to.

35. Apparatus according to claim 30,
marked by

a device (18) which generates a signal relating to the roll angle of the aircraft,

a device (12, 14) which a signal relating to the The aircraft's rate of descent is generated and

means responsive to the roll angle and rate of descent signals and generating a second different warning signal when the airspeed and the rate of descent exceed the specified values.

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36. Device according to claim 35,
characterized,

that the predetermined value of the rate of descent is necessary to generate the second warning signal, a the inverse function of the roll angle.

37. Procedure for indicating a dangerous flight situation after take-off and while an aircraft is flying low,

characterized by the following

Steps:

1. Generating a signal representing the altitude above the ground;

2. Storing a signal indicating the highest flight altitude reached after the aircraft took off;

3. Set a desired minimum flight altitude;

4. Generation of a signal representing the rate of descent of the aircraft;

5. Generation of a signal representing the roll angle of an aircraft;

6. Generation of a first specific warning signal as a function of the flight altitude signal, the set flight altitude minimum signal and the stored maximum flight altitude, if the aircraft a specified percentage value of the maximum flight altitude reached before reaching the set minimum flight altitude and if the aircraft falls below the set minimum flight altitude after it has been exceeded falls below; and

7. Generation of a second different warning signal depending on the roll angle signal and the

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Sink speed signal when the aircraft falls below the minimum altitude and the sink speed a predetermined value, which is a function of the Roll angle is exceeded.

38. The method according to claim 37, characterized in that

that the second warning signal in step 7 is only generated if the roll angle exceeds a predetermined value

39. The method according to claim 38, characterized in that that the predetermined value of the roll angle is about 45.

40. The method according to claim 37, characterized in that

that the generation of the second warning signal in step required rate of descent is an inverse function of the roll angle.

41. The method according to claim 37, characterized in that

that the generation of the second warning signal is prevented in step if the flight altitude predetermined a second Value exceeds.

42. The method according to claim 41, characterized in that

that the second predetermined height value is a predetermined increment above the manually set minimum height value.

43. The method according to claim 42,
characterized,

that the predetermined increment is approximately 30 m (100 feet).

44. The method according to claim 37,
marked by

another step in which a signal indicating the position of the chassis and a signal indicating the output of the prime mover can be generated and another. Step in which, depending on the signal about the chassis position and the Signal on the machine output power generation of warning signals is released when the chassis is drawn in and the machine is generating take-off power.

45. The method according to claim 37,
marked by

a further step in which a signal is generated which indicates the airspeed of the aircraft and a further step in which the generation of warning signals is prevented when the air speed falls below a specified value.

46. The method according to claim 45,
characterized,

that the given air speed is about 360 km / h. (200 kts).

47. The method according to claim 57,

. characterized,

that the first warning signal is a voice warning signal.

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48. The method according to claim 37,

characterized,

that the second warning signal is different from the first warning signal Voice warning signal is. ■ ■