DE3417884C2

DE3417884C2 -

Info

Publication number: DE3417884C2
Application number: DE3417884A
Authority: DE
Inventors: Noel S. Bothell Wash. Us Paterson; Everette E. Seattle Wash. Us Vermilion
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1983-05-13
Filing date: 1984-05-14
Publication date: 1990-04-19
Also published as: BE899643A; GB2175264A; IL71348A; ES532430A0; FR2550334B1; FI841910A; NL8401531A; ES8607158A1; GB2139588B; SE8402467L; FI74251B; CH660156A5; CA1234417A; GB2175264B; DE3417884A1; IT8448181A0; GR82062B; GB8611002D0; ES541246A0; FI74251C

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Anzeige einer gefährlichen Flugsituation nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.The invention relates to a method and a device to indicate a dangerous Flight situation after Preamble of claim 1.

Es sind bereits Bodennäherungswarnsysteme bekannt, die dem Piloten eine gefährliche Flugsituation anzeigen. Diese Systeme erzeugen Warnsignale z. B. bei Flügen unterhalb einer bestimmten Minimal flughöhe, dem Überschreiten einer übermäßigen Sinkge schwindigkeit nach dem Start oder beim Landeanflug. Als Bei spiel sei hier ein System genannt, das ein Warnsignal erzeugt, falls der Pilot das Flugzeug unter eine vorgegebene Flughöhe steuert. Dieses System vergleicht die Flughöhe mit einer vorbestimmten Minimalflughöhe und erzeugt ein akustisches oder optisches Warnsignal, falls das Flugzeug die vorgegebene Minimalflughöhe unter schreitet. In den US-Patentschriften 39 46 358, 39 47 808, 39 47 810 und 43 19 218, des gleichen Anmelders, sind Bei spiele solcher Systeme offenbart, die ein Warnsignal während des Starts oder während eines mißlungenen Landeanflugs er zeugen, falls das Flugzeug mit einer übermäßig großen Sink geschwindigkeit absinkt oder eine vorgegebene Mindestflug höhe unterschreitet. Die bekannten Systeme sind jedoch in erster Linie für den Einsatz in Transportflugzeugen bestimmt, die normalerweise weder in geringerer Höhe fliegen, noch Wendungen oder gefährliche Flugmanöver in der Nähe des Erdbodens ausführen. Deshalb würden die bekannten Systeme, falls sie in Jägern oder Kampfflugzeugen einge setzt wären, bei Flugbewegungen in der Nähe des Erdbodens, Falschalarme erzeugen.There are already known ground proximity warning systems that the Pilots view a dangerous flight situation. These systems generate warning signals z. B. at Flights below a certain minimum altitude, exceeding an excessive sink dizziness after takeoff or landing. As at game is a system that generates a warning signal, if the pilot drops the aircraft below a predetermined altitude controls. This system compares the altitude with a predetermined one Minimum flight altitude and generates an acoustic or visual warning signal, if the aircraft is below the specified minimum flight altitude steps. In U.S. Patents 39 46 358, 39 47 808, 39 47 810 and 43 19 218, from the same applicant, are Bei games of such systems disclosed that a warning signal during take-off or during a failed landing approach witness if the plane with an excessively large sink speed drops or a predetermined minimum flight height falls below. However, the known systems are in primarily intended for use in transport aircraft, that don't normally fly at lower altitudes, still turns or dangerous flight maneuvers nearby of the ground. Therefore, the well-known Systems in case they are used in fighters or fighter jets would be, when flying near the Ground, generate false alarms.

Die Flugbewegungen von Jagd- bzw. Kampfflugzeugen weisen Marschflüge 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 ansteigen dem Terrain insbesondere beim Start und beim Marschflug in niedriger Höhe wahrscheinlich. Dagegen besteht die Gefahr eines versehentlichen Absinkens insbesondere bei Flugbewegun gen in geringer Höhe, die große Rollwinkel erfordern, wie sie beim Angriffsflug auftreten, weil der Pilot dabei leicht abgelenkt werden kann und weil ein Flug zeug bei solch großen Rollwinkeln zum Absinken neigt.The flight movements of fighter and fighter planes indicate cruise flights and combat sections at low altitude where if the pilot is disturbed or distracted, inevitably touching the ground, especially when the terrain is rising, can take place. The contact with the ground increases the terrain, especially during takeoff and cruise flight in probably low altitude. On the other hand, there is a risk an accidental drop, especially during flight movements low altitude, which require large roll angles, such as they occur during the attack flight because of the Pilot can easily be distracted and because of a flight with such large roll angles tends to sink.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung von Warnsignalen bei schnellen und niedrigen Flugbewegungen eines Jagd- beziehungsweise eines Kampfflugzeuges zu schaffen, die dem Piloten eine gefährliche Flugsituation früh genug anzeigen, so daß dieser korrigierende Maßnahmen ergreifen kann. Dabei soll dem Piloten des Flugzeugs durch ein Warnsignal insbesondere bei Wende- und Kurvenflügen in der Nähe des Erdbodens eine gefährliche Flugsituation, die durch eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit und einen übermäßig großen Höhenverlust beim Start in ansteigendes Gelände entsteht, frühzeitig genug angezeigt werden.The present invention is based on the object a method and an apparatus for generating warning signals with fast and low flight movements of a hunting or to create a fighter plane that the Show pilots a dangerous flight situation early enough so that he can take corrective measures. Here is intended to warn the pilot of the aircraft in particular by means of a warning signal when turning and cornering near the ground one dangerous flight situation caused by an excessively large Sink speed and an excessive loss of altitude at the start in rising terrain, early enough are displayed.

Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale gelöst. Zweckmäßige Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.This task is carried out in the characterizing part of the Features specified claim 1 solved. Appropriate refinements and developments of the invention are specified in the subclaims.

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

Fig. 1 ein Blockschaltbild eines Ausführungsbei spiels der erfindungsgemäßen Vorrichtung; Fig. 1 is a block diagram of a game Ausführungsbei the device according to the invention;

Fig. 2 die Beziehung zwischen Fluggeschwindig keit und Flughöhe, die zur Erzeugung von Warn signalen führen kann; und Figure 2 shows the relationship between Fluggeschwindig speed and altitude, which can lead to the generation of warning signals. and

Fig. 3 die Beziehung zwischen Sinkgeschwindigkeit und Rollwinkel, die zur Erzeugung eines Warnsignals führt, falls das Flugzeug während eines Rollmanövers mit übermäßig großer Sinkgeschwindig keit absinkt. Fig. 3 shows the relationship between the sinking speed and roll angle, which leads to the generation of a warning signal if the aircraft drops speed during a maneuver with excessive sinking speed.

In Fig. 1 ist ein Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Vorrichtung dargestellt, das mit dem Bezugszeichen 10 be zeichnet ist. Die Vorrichtung 10 ist als Blockschaltbild dargestellt, das aus einer Reihe von Gattern, Vergleichern, Flip flops und ähnlichen Bauteilen besteht. Selbstverständlich kann die tatsächliche Realisierung der Logik anders als in Fig. 1 sein und insbesondere in verschiedenen analogen oder digitalen Ausführungsformen erfolgen. Die von der beschriebenen Ausführungsform der Erfindung verwendeten Signale geben die mit Funk gemessene Flughöhe, die barometrisch ermittelte Sinkgeschwindigkeit, die Fluggeschwindigkeit, die Maschinendrehzahl, den Roll winkel des Flugzeugs und die Soll-Mindesthöhe an. Weitere Signale stellen die Stellung des Fahrwerks und verschiedene Gültigkeitssignale dar. Dabei hängt es vom Flugzeugtyp, in dem das Warnsystem eingebaut ist, ab, ob die in Fig. 1 dar gestellten Signale von einzelnen Instrumenten, wie einem barometrischen Höhenmesser 12, einer Differentiations schaltung 14, einem Funkhöhenmesser 16 und einer Gyros kopplattform 18 sowie von verschiedenen Schalt elementen, wie von einem Element, das die Stellung des Fahrwerks angibt, erzeugt werden. Diese Signale können jedoch auch digitalisiert sein.In Fig. 1, an embodiment of the device according to the invention is shown, which is marked with the reference numeral 10 be. The device 10 is shown as a block diagram consisting of a series of gates, comparators, flip-flops and similar components. Of course, the actual implementation of the logic can be different from that in FIG. 1 and can take place in particular in different analog or digital embodiments. The signals used by the described embodiment of the invention indicate the flight altitude measured by radio, the barometric drop rate, the flight speed, the engine speed, the roll angle of the aircraft and the target minimum altitude. Further signals represent the position of the landing gear and various validity signals. It depends on the type of aircraft in which the warning system is installed whether the signals shown in FIG. 1 are from individual instruments, such as a barometric altimeter 12 , a differentiation circuit 14 , a radio altimeter 16 and a gyro head platform 18 and various switching elements, such as from an element that indicates the position of the chassis, are generated. However, these signals can also be digitized.

Gemäß den obigen Ausführungen erzeugt die erfindungsgemäße Vorrichtung bei verschiedenen Flugphasen verschiedene Warnsignale. Beispielsweise erzeugt die Vorrichtung das Sprachwarnsignal "TOO LOW" als erstes spezielles Warnsignal falls beim Fliegen in der Nähe des Erdbodens eine vorgegebene Mindestflughöhe unter schritten wird. Dieses Warnsignal wird auch erzeugt, falls das Flugzeug einen vorgegebenen Prozentsatz der nach dem Start erreichten Flughöhe vor dem Erreichen der Mindestflughöhe variiert. Zusätzlich erzeugt die Vorrichtung 10 ein zweites Sprachwarnsignal "ROLL-OUT" (Geradestellen) als zweites spezielles Warnsignal falls das Flugzeug während eines Rollmanövers zu schnell absinkt. Die in Fig. 1 dargestellte Logik erzeugt eine die jeweilige Flug situation kennzeichnende Information, d. h. das Abheben, den Marsch flug in niedriger Höhe oder Tiefflüge, so daß das zutreffende Warnsignal beim Überschreiten bestimmter Flug parameter erzeugt wird. 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 Übergangsdetektor 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 Bedin gungen, daß das Fahrwerk nicht belastet ist, womit festge stellt wird, daß das Flugzeug tatsächlich fliegt, daß das Fahrwerk eingezogen ist und daß das Flugzeug nicht langsamer als 360 km/h (200 kts) fliegt, was angibt, daß das Flug zeug nicht im Landeanflug ist. Zusätzlich müssen für den Betrieb der Vorrichtung 10 der barometrische Höhenmesser 12, die Differentiationschaltung 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 Sinkgeschwindigkeit nicht zu groß ist, zu geführt und die UND-Glieder 22 und 24 werden nur freigegeben, falls die Signale von dem barometrischen Höhenmesser 12, der Differentiationsschaltung 14 und dem Funkhöhenmesser 16 vorliegen.According to the above statements, the device according to the invention generates different warning signals during different flight phases. For example, the device generates the voice warning signal "TOO LOW" as the first special warning signal if a predetermined minimum flight altitude is undershot when flying near the ground. This warning signal is also generated if the aircraft varies a predetermined percentage of the altitude reached after takeoff before reaching the minimum altitude. In addition, the device 10 generates a second voice warning signal "ROLL-OUT" as a second special warning signal if the aircraft descends too quickly during a roll maneuver. The logic shown in Fig. 1 generates a characterizing the respective flight situation information, ie take off, the flight at low altitude or low-altitude flights, so that the appropriate warning signal is generated when certain flight parameters are exceeded. This function is performed by the logic circuit including the 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 controlled by the flip-flop 34 is running. The information generated must distinguish between take-off, cruise at low altitudes and low-altitude flights. The AND gate 20 releases the AND gates 22 and 24 only when certain conditions are met. Specifically, these are the conditions that the landing gear is not under load, which determines that the aircraft is actually flying, that the landing gear is retracted, and that the aircraft is not flying slower than 360 km / h (200 kts), which indicates that the flight is not on the approach. In addition, the barometric altimeter 12 , the differentiation circuit 14 and the radio altimeter 16 must work properly for the operation of the device 10 . Consequently, signals are given to the AND gate 20 indicating that the barometric altimeter and the radio altimeter are not locked and a signal indicating that the rate of descent is not too high are being fed and the AND gates 22 and 24 only become released if the signals from the barometric altimeter 12 , the differentiation circuit 14 and the radio altimeter 16 are present.

Zusätzlich wird unterschieden, ob das Flugzeug in einer Anflugphase, oder in einer Abhebephase oder in einer Durch startphase nach einem 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 Bedin gungen gemeinsam erfüllt sind, wird das Setz/Rücksetz-Flip flop 32 zurückgesetzt. Signale, die die Abhebeleistung an geben und dem UND-Glied 26 zugeführt werden, können von verschiedenen Quellen erzeugt werden, wie beispielsweise von einer Vergleicherschaltung, die dem Gatter 26 ein Frei gabesignal zuführt, wenn die Drehzahl der Antriebsmaschine einen der Startleistung entsprechenden Wert hat oder von einem Element, das die Drosselklappenposition angibt. Ein Tachometer, das beispielsweise die Drehzahl des Primär kompressors einer Strahlturbine angibt, kann das Maschinen drehzahlsignal erzeugen. Dabei kann die Startleistung bei spielsweise bei 90% der Maximaldrehzahl erzeugt werden. Das Signal, das das eingezogene Fahrwerk angibt, kann durch ein weiteres Element wie von einem vom Fahrgestell betätigten Schalter oder von der Fahr gestell-Steuervorrichtung im Cockpit abgeleitet werden. Die Gatter 30 und 28 erzeugen ein Signal, das die Anflugs situation angibt, wenn das Fahrwerk nicht eingezogen ist oder die Flughöhe 30 m (100 ft) unterschreitet und die Antriebsmaschine nicht die Startleistung erzeugt und die Geschwindigkeit des Flugzeugs 360 km/h (200 kts) unter schreitet. Das vom Gatter 28 abgegebene Signal setzt das Flipflop 32.In addition, a distinction is made as to whether the aircraft is in an approach phase, in a take-off phase or in a take-off phase after a failed 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 take-off after a missed approach is only displayed if both the condition that the starting power is generated and that the chassis is retracted are fulfilled. If both conditions are met together, the set / reset flip-flop 32 is reset. Signals to enter and to the AND gate are supplied to 26, the take-off power can be generated from various sources, such as from a comparator circuit 26 supplies a free reproduced signal to the gate when the rotational speed of the prime mover a, the starting power corresponding value or from an element indicating the throttle position. A tachometer, which specifies the speed of the primary compressor of a jet turbine, for example, can generate the machine speed signal. The starting power can be generated at 90% of the maximum speed, for example. The signal indicative of the retracted landing gear can be derived by another element such as a switch operated by the chassis or by the chassis control device in the cockpit. Gates 30 and 28 generate a signal indicating the approach situation when the landing gear is not retracted or the flight altitude is less than 30 m (100 ft) and the engine does not produce the take-off power and the speed of the aircraft is 360 km / h (200 kts ) falls below. The signal emitted by gate 28 sets flip-flop 32 .

Während des Abhebens wird das Flipflop 32 zurückgesetzt, worauf dessen Q-Ausgang vom hohen 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 Fig. 1 dargestellte Stellung, wodurch einem Eingang des UND-Glieds 22 das Ausgangssignal einer aus einem zu-niedrig-Vergleicher 40 einer Skalie rungsschaltung 42 und einem Flughöhenspeicher 44 bestehenden Schaltung zugeführt wird. Diese Schaltung gibt ein Kriterium zur Erzeugung des ersten speziellen Warnsignals ab, das einen Warnsignalgenerator 46 während des Abhebens ansteuern kann, der die Warnung "TOO LOW" ertönen läßt.During the take-off, the flip-flop 32 is reset, whereupon its Q output goes from high level to low level. This level transition is detected by the transition detector 36 , which then generates an output pulse and sets the flip-flop 34 . Whose Q output provides the switch 38 is then in the position shown in Fig. 1 position, whereby an input of the AND gate 22, the output signal a from a too-low comparator 40 a Skalie approximate circuit 42 and a flying height memory 44 existing circuit is supplied. This circuit emits a criterion for generating the first special warning signal, which can control a warning signal generator 46 during the take-off, which sounds the warning "TOO LOW".

Nach beendetem Abheben, wie das durch das Überschreiten der ge wünschten Mindestflughöhe (MDA) durch den Funkhöhenmesser 16 feststellbar ist, erzeugt ein MDA-Vergleicher 50 ein entsprechendes Aus gangssignal, das das Flipflop 34 zurücksetzt. Durch das Rücksetzen des Flipflops 34 wird mittels des Schalters 38 das UND-Glied 22 vom Vergleicher 40 abgetrennt und mit einem Ausgang des Vergleichers 50 verbunden, dessen Ausgangs signal die Bedingung kleiner als MDA angibt, wodurch die Vorrichtung dann auf jedes Absinken unter die gesetzte Min destflughöhe MDA ansprechen kann. Wenn in diesem Zustand dann das Flugzeug die gesetzte Mindestflughöhe MDA unterschreitet, erzeugt der Warngenerator 46 das erste spezielle Warnsignal, das einem Lautsprecher 48 zugeführt wird.After taking off, as can be determined by exceeding the desired minimum flight altitude (MDA) by the radio altimeter 16 , an MDA comparator 50 generates a corresponding output signal that resets the flip-flop 34 . By resetting the flip-flop 34 , the AND gate 22 is disconnected from the comparator 40 by means of the switch 38 and connected to an output of the comparator 50 , the output signal of which indicates the condition less than MDA, so that the device then drops below the set min minimum flight altitude can address MDA. If, in this state, the aircraft then falls below the set minimum flight altitude MDA, the warning generator 46 generates the first special warning signal which is fed to a loudspeaker 48 .

Solange die vorbestimmte Mindestflughöhe MDA plus einem vorgegebe nen Höhenanschlag beispielsweise 30 m (100 ft), die vorbestimmte 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 + 30 m (100 ft) angeben. Damit kann das UND-Glied 24 auf die Ausgangssignale zweier Vergleicher 52 und 54 ansprechen und aktiviert dann mit seinem Ausgangs signal einen zweiten Warngenerator 56, der das zweite spezielle Warnsignal erzeugt, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Flug zeugs einen vorgegebenen Wert für einen gegebenen Rollwinkel überschreitet.As long as the predetermined minimum altitude MDA plus a predetermined altitude stop, for example 30 m (100 ft), but the predetermined minimum altitude (MDA) is not fallen below, the AND gate 24 is released by two output signals of the comparator 50 , each of which the condition: greater than Specify MDA and less than MDA + 30 m (100 ft). This allows the AND gate 24 to respond to the output signals of two comparators 52 and 54 and then activates with its output signal a second warning generator 56 which generates the second special warning signal when the rate of descent of the aircraft exceeds a predetermined value for a given roll angle.

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 Aus gangsimpuls des Übergangsdetektors 36 setzt auch den Funk höhenspeicher 44 auf Null oder auf einen vorgegebenen niedri gen Höhenwert, beispielsweise auf 17 m (50 ft). Der Flug höhenspeicher 44 empfängt die Höhensignale des Funkhöhen messers 16 und speichert die höchste nach dem Start erreichte Höhe ab. Dieser Maximalwert der Flughöhe wird einer Skalie rungsschaltung 42 zugeführt, die ihn mit einem Skalierungs faktor multipliziert, beispielsweise mit 75% 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 32 is reset. Thereby, 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 from 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 flight altitude memory 44 receives the altitude signals from the radio altitude meter 16 and stores the highest altitude reached after takeoff. This maximum value of the flight altitude is fed to a scaling circuit 42 , which multiplies it by a scaling factor, for example by 75%, and thus controls the comparator 40 , which controls the warning generator 46 during the takeoff phase.

Das Funkhöhensignal wird ebenfalls dem Vergleicher 40 zuge führt. Damit wird kein Warnsignal erzeugt, solange die Flug höhe oberhalb des mit dem Skalierungsfaktor multiplizierten Maximalflughöhenwerts bleibt. Falls jedoch die Flughöhe unter den skalierten Maximalwert geht, beispielsweise unter 75% der beim Abheben erreichten Maximalhöhe, erzeugt der Ver gleicher 40 ein Signal, das dem UND-Glied 22 zugeführt wird. Dadurch aktiviert das UND-Glied 22 den Warngenerator 46, der das erste spezielle Warnsignal erzeugt, das entweder direkt oder indirekt dem Lautsprecher 48 zugeführt wird, vorausgesetzt, daß der andere Eingang des UND-Glieds 22 durch das UND-Glied 20 freigegeben ist.The radio altitude signal is also supplied to the comparator 40 . This means that no warning signal is generated as long as the flight altitude remains above the maximum flight altitude value multiplied by the scaling factor. However, if the flight altitude goes below the scaled maximum value, for example below 75% of the maximum altitude reached when taking off, the comparator 40 generates a signal which is fed to the AND gate 22 . Thereby, the AND gate 22 activates the warning generator 46 , which generates the first special warning signal, which is supplied either directly or indirectly to the loudspeaker 48 , provided that the other input of the AND gate 22 is enabled by the AND gate 20 .

Das Flughöhensignal des Höhenmessers 16 wird dem MDA-Ver gleicher 50 zugeführt, der ein Ausgangssignal zum Rücksetzen des Flipflops 34 erzeugt, wenn die Flughöhe die gesetzte Mindestflughöhe MDA überschreitet. Das Rücksetzen des Flip flops 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 Flughöhe weiterhin, wobei kein Warnsignal aktiviert wird, solange die Flughöhe 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 an gibt, aktiviert und erzeugt das erste spezielle Warnsignal.The altitude signal of the altimeter 16 is fed to the MDA comparator 50 , which generates an output signal for resetting the flip-flop 34 when the altitude exceeds the set minimum altitude MDA. Resetting the flip-flop 34 causes the switch 38 to connect the AND gate 22 to the MDA comparator 50 , so that a warning signal is activated by the MDA comparator. The MDA comparator 50 continues to monitor the flight altitude, with no warning signal being activated as long as the flight altitude remains above the set minimum altitude MDA. If, however, the flight altitude falls below the set minimum altitude and the AND gate 22 is enabled by the AND gate 20 , the warning generator 46 is activated and activated by the output signal generated by the MDA comparator 50 , which indicates that the minimum altitude is below the set MDA generates the first special warning signal.

Wenn die Flughöhe die gesetzte Mindestflughöhe MDA überschreitet, jedoch nicht um einen vorgegebenen Zuschlag, der 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 barometrisch gemessene Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs und akti vieren über das UND-Glied 24 die Erzeugung eines zweiten speziellen Warnsignals des Warngenerators 56, falls Sinkgeschwindigkeit und Roll winkel eine gefährliche Kombination bilden. If the flight altitude exceeds the set minimum flight altitude MDA, but not by a predetermined surcharge, e.g. B. 30 m (100 ft), the gate 24 is controlled by a comparator 52 and a roll angle comparator 54 as long as the AND gate 20 generates an enable signal. The comparators 52 and 54 monitor the roll angle and the barometrically measured sinking speed of the aircraft and activate the AND gate 24 to generate a second special warning signal from the warning generator 56 if the sinking speed and roll angle form a dangerous combination.

Wie zuvor beschrieben, neigt das Flugzeug mit größer werden dem Rollwinkel zum Sinken. Diese Tendenz wird jedoch erst dann beträchtlich, wenn der Rollwinkel beispielsweise 45° bei modernen Jagd- bzw. Kampfflugzeugen übersteigt. Deshalb überwacht der Rollwinkel vergleicher 54 das von der Gyroskop-Plattform 18 oder einer vergleichbaren Einrichtung, die den Rollwinkel des Flugzeugs angibt, erzeugten Rollwinkelsignal und gibt das UND-Glied 24 frei, wenn der Rollwinkel denjenigen Rollwinkel übersteigt, bei dem das Flugzeug zum Sinken tendiert. Dadurch wird der Warngenerator 56, falls die barometrisch gemessene Sinkgeschwindig keit, die für einen gegebenen Rollwinkel erlaubte maximale Sink geschwindigkeit überschreitet, was der Vergleicher 52 feststellt. Die Bedingungen, die zur Erzeugung des zweiten speziellen Warnsignals außerdem noch nötig sind, wer den anhand der Fig. 2 und 3 besprochen.As previously described, as the roll angle increases, the aircraft tends to sink. However, this tendency only becomes significant when the roll angle exceeds 45 ° in modern fighter and fighter planes, for example. Therefore, the roll angle comparator 54 monitors the roll angle signal generated by the gyroscope platform 18 or a comparable device which indicates the roll angle of the aircraft and releases the AND gate 24 if the roll angle exceeds the roll angle at which the aircraft tends to sink . As a result, the warning generator 56 , if the barometric measured sinking speed, exceeds the maximum sinking speed permitted for a given roll angle, which the comparator 52 determines. The conditions that are also necessary to generate the second special warning signal, who discussed the with reference to FIGS. 2 and 3.

Fig. 2 zeigt graphisch die zur Erzeugung des ersten speziellen Warnsignals und zum Auslösen des zweiten speziellen Warnsignals nötigen Bedingungen als Funktion der Fluggeschwindigkeit und der Flughöhe. Diese Bedingungen werden durch die zwei schraffierten Bereiche in Fig. 2 dargestellt. Solange die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs einen vorgegebenen Wert, der in diesem Ausführungsbeispiel 360 km/h (200 kts) beträgt, nicht überschreitet, wird kein Warnsignal erzeugt. Wenn da gegen die Fluggeschwindigkeit 360 km/h (200 kts) überschrei tet und die anderen zuvor diskutierten Bedingungen erfüllt sind, wird das erste spezielle Warnsignal erzeugt, wenn die Ist-Flughöhe die gesetzte Mindesthöhe MDA oder einen vor gegebenen Prozentsatz der beim Starten oder Durchstarten vor dem Erreichen der gesetzten Mindestflughöhe MDA erreichten Maximalflughöhe unterschreitet. FIG. 2 shows graphically the conditions necessary for generating the first special warning signal and for triggering the second special warning signal as a function of the flight speed and the flight altitude. These conditions are represented by the two hatched areas in FIG. 2. As long as the flight speed of the aircraft does not exceed a predetermined value, which in this exemplary embodiment is 360 km / h (200 kts), no warning signal is generated. If the flight speed exceeds 360 km / h (200 kts) and the other conditions discussed above are met, the first special warning signal is generated when the actual flight altitude is the set minimum altitude MDA or a predetermined percentage when starting or taking off before reaching the set minimum flight altitude MDA falls below the maximum flight altitude.

Wenn die Flughöhe die gesetzte Mindestflughöhe MDA überschrei tet, jedoch nicht um mehr als einem vorgegebenen Zuschlag der beispielsweise 30 m (100 ft) beträgt, wird das zweite spezielle Warnsignal freigegeben. Beim Überschreiten der "Gerade stellen"-Warngrenze wird jedoch das entsprechende zweite spezielle Warnsignal nicht automatisch erzeugt, wie es beim Überschreiten der "zu-niedrig"-Warngrenze der Fall ist. Zwar wird der "Geradestellen"-Warnmodus freigegeben, das Signal jedoch tatsächlich nur dann erzeugt, wenn der Roll winkel einen vorgegebenen Winkel, beispielsweise 45° über schreitet und wenn die Sinkgeschwindigkeit die Grenze der Sinkgeschwindigkeitskurve (Fig. 3), die die maximale erlaubte Sinkgeschwindigkeit als Funktion des Rollwinkels definiert, überschreitet.If the flight altitude exceeds the set minimum flight altitude MDA, but not by more than a predetermined surcharge, which is, for example, 30 m (100 ft), the second special warning signal is released. When the "straighten" warning limit is exceeded, however, the corresponding second special warning signal is not generated automatically, as is the case when the "too low" warning limit is exceeded. Although the "straightening" warning mode is released, the signal is actually only generated when the roll angle exceeds a predetermined angle, for example 45 °, and when the sinking speed is the limit of the sinking speed curve ( FIG. 3), which is the maximum allowed sinking speed defined as a function of the roll angle.

Eine spezifisch für den Einsatz in Jagd- und Kampfflug zeugen geeignete Sinkgeschwindigkeitskurve zeigt Fig. 3. Der schraffierte Bereich zeigt die Beziehung zwischen dem Rollwinkel und der barometrisch ermittelten Sinkgeschwindigkeit, die zur Erzeugung des zweiten speziellen Warnsignals nötig ist. Fig. 3 zeigt, daß das zweite spezielle Warn signal solange nicht erzeugt wird, bis der Rollwinkel 45° erreicht, bei dem das entsprechende zweite spezielle Warn signal erzeugt wird, falls die Sinkgeschwin digkeit 0,5 m/s (100 ft/min) überschreitet. Wenn der Roll winkel auf 60° anwächst, sind zur Erzeugung des zweiten speziellen Warnsignals nur noch 0,25 m/s (50 ft/min) Sink geschwindigkeit nötig und wenn der Rollwinkel 90° erreicht, kann überhaupt kein Absinken toleriert werden, da der bei diesem Rollwinkel erzeugte Auftrieb der Tragflächen Null ist. FIG. 3 shows a sinking speed curve that is specifically suitable for use in hunting and combat flight . The hatched area shows the relationship between the roll angle and the barometric determined sinking speed, which is necessary for generating the second special warning signal. Fig. 3 shows that the second special warning signal is not generated until the roll angle reaches 45 °, at which the corresponding second special warning signal is generated if the sinking speed 0.5 m / s (100 ft / min) exceeds. When the roll angle increases to 60 °, only 0.25 m / s (50 ft / min) sinking speed is required to generate the second special warning signal and when the roll angle reaches 90 °, no sinking at all can be tolerated, since the the lift of the wings generated at this roll angle is zero.

Claims

1. A method for displaying a dangerous flight situation after take-off and during a low-flying flight of an aircraft with the following steps:

Generating a signal indicating the altitude above ground;
Storing a signal indicating the highest altitude reached after takeoff;
- manually setting a required minimum flight altitude;
Generating a signal indicating the rate of descent;
- generating a signal indicating the roll angle;
Triggering of a first special warning signal depending on the altitude signal, the set minimum flight altitude and the stored maximum flight altitude,
if the aircraft drops below a predetermined percentage of the maximum altitude before reaching the set minimum altitude, and
if the aircraft sinks below the set minimum altitude after exceeding it,

characterized by the following further step:

- Triggering a second special warning signal as a function of the roll angle signal and the Sinkgeschwin speed signal if the aircraft is above the minimum flight altitude and the sinking speed exceeds a predetermined value which is a function of the roll angle.

2. The method according to claim 1, characterized, that the second special warning signal is only generated if the roll angle exceeds a predetermined value steps.

3. The method according to claim 2, characterized, that the predetermined value of the roll angle is about 45 °.

4. The method according to any one of claims 1 to 3, characterized, that to generate the second special warning signals required sink rate approximately is inversely proportional to the roll angle.

5. The method according to any one of claims 1 to 4, characterized, that the second special warning signal is only generated when the roll angle is 60 ° and the rate of descent exceed about 0.25 m / s (50 ft / min).

6. The method according to any one of claims 1 to 4, characterized, that the generation of the second special warning signal is prevented if the flight altitude a second exceeds the specified value.

7. The method according to claim 6, characterized, that the second predetermined value of flight altitude is a um a surcharge increased value of the minimum flight altitude (MDA) is.

8. The method according to claim 7, characterized, that the supplement entails a height of approximately 30 m speaks.

9. The method according to claim 1, marked by a step in which a signal representing the position of the chassis and a signal indicating the off power output of the drive machine indicates generated be and through a further step, depending on the signal of the chassis position and the signal of the Machine output power generation of warnings signals is released when the chassis moved in and the machine generates starting power.

10. The method according to claim 1, characterized, that the speed of the aircraft versus the Air is measured.

11. The method according to claim 1, characterized, that the generation of warning signals is prevented, if the aircraft speed is below a predetermined value.

12. The method according to claim 11, characterized, that the predetermined value of the speed is about Is 360 km / h (200 kts).

13. The method according to any one of the preceding claims, characterized in that the special warning signals are generated by speech generators ( 46, 56 ) which generate different warnings in terms of content.

14. Device for performing the method according to claim 1, characterized by

- a radio altimeter ( 16 ),
a flight altitude memory ( 44 ) which stores the highest flight altitude reached after takeoff,
- a minimum flight altitude comparator (MDA comparator 50 ), in which the minimum flight altitude is set manually,
- A barometric altimeter ( 12 ), which is followed by a differentiation circuit ( 14 ) for generating a signal that corresponds to the Sinkgeschwin speed,
- A gyroscope platform ( 18 ) for generating a signal that speaks ent the roll angle of the aircraft,
a first logic ( 22, 34, 38, 40, 46, 48, 50 ) which, depending on the signals for the altitude, the set minimum altitude and the highest altitude reached after take-off, emits a first special warning signal,
if the aircraft drops below a predetermined percentage of the maximum altitude before reaching the set minimum altitude, and
if the aircraft falls below the set minimum flight altitude after exceeding it, and
- A second logic ( 24, 56 ) which emits a second special les warning signal if the aircraft is above the minimum flight altitude and the rate of descent exceeds a predetermined value which is a function of the roll angle.

15. The apparatus according to claim 14, characterized in that a straightening comparator ( 52 ) emits an output signal when the sinking speed exceeds a predetermined value, which is a function of the roll angle.

16. The apparatus according to claim 14, characterized in that the minimum altitude comparator ( 50 ) automatically sets the minimum altitude to a predetermined percentage of the highest altitude reached after takeoff if the aircraft has not yet reached the manually adjusted minimum altitude.

17. The apparatus of claim 16, characterized, that the predetermined percentage is about 75%.