DE3421441C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals für den Piloten eines Hubschraubers bei bevorstehender Bodenberührung des Flugzeughecks gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1. Eine solche Vorrichtung ist aus der DE-OS 25 49 884 bekannt. Weitere herkömmliche Vor­ richtungen sind in den US-Patentschriften 39 79 717 und 40 27 838 offenbart.

Ein senkrecht startenden und landenden Drehflüglern wie Hubschraubern eigenes Problem besteht darin, daß sie ins­ besondere bei der Landung oder bei kurzen Flügen nahe des Erdbodens verhältnismäßig hohe Anstellwinkel erreichen können, so daß die Gefahr besteht, daß das Heck des Flug­ zeugs den Boden berührt. Diese Bodenberührung ist gefähr­ lich und kann insbesondere bei solchen Hubschraubern eine Zerstörung bewirken, die am Heck einen Heckrotor haben, dessen Rotorblätter das Heck nach unten überragen.

Dabei wird üblicherweise die Flughöhe über Grund und der Anstellwinkel des Flugzeugs überwacht und ein Warnsignal erzeugt, falls bei der Ist-Flughöhe der Anstellwinkel des Flugzeugs zu groß wird. Ebenfalls wird eine Überwachung der Sinkgeschwindigkeit durchgeführt und die Höhe, bei der das Warnsignal erzeugt wird, als Funktion der Sinkge­ schwindigkeit angehoben, so daß das Warnsignal früh genug erzeugt werden kann, damit der Pilot genügend Zeit für ausgleichende Maßnahmen hat.

Bei anderen bekannten Vorrichtungen wird die Höhe, bei der das Warnsignal erzeugt wird, als Funktion der Vertikalbe­ wegung des Hecks variiert. Die Vertikalbewegung des Hecks ist eine Funktions sowohl der Sinkgeschwindigkeit als auch des Anstellwinkels.

Die zum Oberbegriff des Anspruchs 1 genannte DE-OS 25 49 884 offenbart eine Warnvorrichtung für einen Hub­ schrauber mit einem Heckrotor, die zur Ermittlung der Flughöhe über Grund ein Funkhöhensignal und ein Signal über den Anstellwinkel des Flugzeugs von einem Ausgangs­ signal eines Vertikalanstellwinkelgyroskops erzeugt. Zwar wird die in Fig. 2 der genannten DE-OS 25 49 884 darge­ stellte Warneinhüllende (B, B′, B′′) abhängig von der Flug­ höhe und der Sinkgeschwindigkeit variiert, nicht jedoch abhängig von der Änderungsgeschwindigkeit des Anstellwin­ kels. Deshalb neigt auch die aus der genannten DE-OS 25 49 884 bekannte Vorrichtung zur Erzeugung von falschen Warnsignalen.

Alle bekannten Vorrichtungen neigen also nachteiligerweise dazu, falsche oder unnötige Warnsignale bei normalen Flug­ situationen zu erzeugen, bei denen tatsächlich keine Ge­ fahr der Bodenberührung des Flugzeughecks besteht. Dadurch büßen die Warnsignale ihre Wirkung ein und der Pilot neigt dazu, sie zu ignorieren.

Es ist deshalb Aufgabe der Erfindung, die genanntenNach­ teile des Standes der Technik zu vermeiden und eine Vor­ richtung zu ermöglichen, die ein Warnsignal erzeugt, falls eine Bodenberührung des Flugzeughecks droht, bei der die Anzahl der falschen oder unnötigen Warnsignale verringert ist. Der kritische Anstellwinkel soll als Funktion der Flughöhe über Grund einstellbar und den Leistungs- und Be­ triebscharakteristiken eines Hubschraubers angepaßt sein.

Obige Aufgabe wird bei einer Vorrichtung gemäß dem Oberbe­ griff des Anspruchs 1 erfindungsgemäß durch die in dessen kennzeichnenden Teil angegebenen Merkmale gelöst. Die An­ sprüche 3 bis 17 kennzeichnen jeweils vorteilhafte Weiter­ bildungen davon.

Die Erfindung wird im folgenden anhand der Zeichnung näher beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 ein Funktionsblockschaltbild eines Ausfüh­ rungsbeispiels der vorgeschlagenen Warnvor­ richtung; und

Fig. 2 graphisch die Beziehung zwischen Funkhöhe und Anstellwinkel, die das Flugzeug anneh­ men muß, damit ein Warnsignal erzeugt wird.

In Fig. 1 ist ein Ausführungsbeispiel der vorgeschlagenen Vorrichtung zur Erläuterung ihrer Funktion als Logikblock­ schaltbild dargestellt, das aus einer Reihe von Gattern, Vergleichern und ähnlichen Bauteilen besteht, wobei die vorgeschlagene Vor­ richtung selbstverständlich auch anders als in Fig. 1 realisiert sein kann. Insbesondere sind ver­ schiedene digitale und analoge Ausführungsformen möglich. Die von der Vorrichtung in Fig. 1 erfaßten Signale sind die Funkhöhe, die Höhenrate, der Anstellwinkel und ein Signal, das die Änderungsrate des Anstellwinkels des Flugzeugs an­ gibt und verschiedene Gültigkeitssignale. Abhängig vom Flugzeugtyp werden die in Fig. 1 dargestellten Signale von einzelnen Instrumenten wie einem Funkhöhenmesser 12, einem barometrischen Höhenmesser 13, einer barometrischen Höhenraten­ schaltung 14, die beispielsweise eine Differenzierschaltung enthält, die Signale über die Änderungsrate des vom barometri­ schen Höhenmesser 13 erzeugten Signals erzeugt, einem Anstell­ winkelgyroskop 16, einer Anstellwinkelratenschaltung 18, die ebenfalls ein Differenzierglied enthalten kann mit verschie­ dene Gültigkeitssignalen, die zu einemHauptsperrsignal kombi­ niert werden können, erzeugt oder von einem digitalen Datenbus zugeführt, wie bei gewissen neueren Flugzeugen.

Bei dem in Fig. 1 dargestellten Ausführungsbeispiel werden zur Bestimmung, ob der Anstellwinkel des Flugzeugs übergroß ist, Signale über den Anstellwinkel und die Flughöhe über Grund jeweils vom Anstellwinkelgyroskop 16 und vom Funkhöhenmesser 12 einem Modusvergleicher 20 zugeführt. Das Signal vom Funk­ höhenmesser 12 wird über eine Verknüpfungsschaltung 22 zuvor in einer unten zu beschreibenden Funktion verknüpft. Zur Er­ läuterung soll unter einer übermäßigen Anstellwinkelsituation ein positiver Anstellwinkel definiert werden, bei dem der Bug des Flugzeugs aufwärts und das Heck abwärts gestellt sind, so daß letzteres den Boden beim zu schnellen Abstieg und bei diesem positiven Anstellwinkel berühren kann.

Zusätzlich erhält der Modusvergleicher 20 ein Signal über die barometrische Höhenrate über eine Verknüpfungsschaltung 24 und die Verknüpfungsschaltung 22. Die Ratenschaltung 18 ist ebenfalls mit dem Modusvergleicher 20 über eine Skalierungs­ schaltung 26 und die Verknüpfungsschaltungen 22 und 24 ver­ bunden. Ein 8°-Vergleicher 28 ist mit dem Anstellwinkel­ gyroskop 16 verbunden und ein 25 m (80 ft)-Vergleicher 30 ist mit dem Funkhöhenmesser 22 verbunden. Die Ausgangssignale der Vergleicher 20, 28 und 30 sind mit einem UND-Glied 32 ver­ bunden, das einen Sprachwarngenerator 34 ansteuert. Der Sprach­ warngenerator 34 erzeugt ein Sprachwarnsignal "Heck zu niedrig" ("TAIL TOO LOW") oder eine ähnliche Sprachwarnung, die einem Wandler 36, wie einem Lautsprecher oder einem Kopfhörer zu­ geführt wird. Der Wandler 36 kann das Sprachwarnsignal ent­ weder direkt vom Sprachwarngenerator erhalten oder über das Bordkommunikationsnetz des Flugzeugs. Das UND-Glied 32 kann ebenfalls zur Steuerung eines Warnlichttreibers 38 dienen, der ein Warnlicht 40 betreibt.

Während des Betriebs vergleicht der Modusvergleicher 20 das Signal über den Anstellwinkel, das vom Anstellwinkelgyroskop 16 geliefert wird, mit dem Signal über die Flughöhe über Grund, das vom Funkhöhenmesser 12 zugeführt wird. Unter der Annahme, daß Anstellwinkel und Flughöhe konstant bleiben, initiiert der Modusvergleicher 20, die Erzeugung des Warnsi­ gnals, wenn bei der Ist-Flughöhe der Anstellwinkel zu groß wird. In typischen Flugsituationen jedoch sind Anstellwinkel und Flughöhe nicht konstant, weshalb für die Bestimmung, ob eine Bodenberührung des Hecks bevorsteht, dessen vertikale Ge­ schwindigkeit berücksichtigt werden muß. Die Vertikalge­ schwindigkeit des Hecks ist eine Funktion zweier Größen. Eine Größe ist die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs, die direkt proportional der Geschwindigkeit des Hecks ist. Die andere Größe, die auf die Vertikalgeschwindigkeit des Hecks einwirkt, ist eine Funktion des Anstellwinkels des Flugzeugs und des durch den Abstand zwischen dem Massenmittelpunkt und dem Heck definierten Hebelarms. Folglich ist die Vertikal­ geschwindigkeit des Hecks als Funktion des Anstellwinkels durch Skalierung des Anstellwinkelratensignals, das von der Anstellwinkelratenschaltung 18 empfangen ist, durch die Skalierungsschaltung 26 bestimmbar. Die Skalierungsschaltung 26 skaliert das Ratensignal als Funktion des Hebelarms oder der Länge des Hecks des Flugzeugs und liefert ein Signal über die Vertikalgeschwindigkeit des Hecks. Bei großen Hubschraubern wie beispielsweise beim Sikorsky CH53 ist das Anstellwinkel­ moment so, daß sich das Heck etwa 30 cm (1 ft) vertikal pro Anstellwinkelgrad bewegt.

Die Signale von der barometrischen Höhenratenschaltung 14 und der Skalierungsschaltung 26 werden durch die Verknüpfungs­ schaltung 24 verknüpft, die ein Signal über die Vertikalbewe­ gung des Hecks durch Verknüpfung der Sinkgeschwindigkeit und der Anstellwinkelrate des Flugzeugs erzeugt. Die Verknüpfungs­ schaltung 24 ist so ausgeführt, daß nur Sinkgeschwindigkeiten und positive Anstellwinkelraten verknüpft werden und daß Steig­ geschwindigkeiten und Anstellwinkelraten, die das Heck heben, ignoriert werden. Das verknüpfte Signal wird dann mit dem Funkhöhensignal vom Funkhöhenmesser 12 durch die Verknüpfungs­ schaltung 22 so verknüpft, daß das dem Eingang des Modusver­ gleichers 20 zugeführte Funkhöhensignal reduziert wird. Somit wird bereits bei größerer Höhe ein Warnsignal erzeugt, falls die Sinkgeschwindigkeit und die Anstellwinkelrate zur Abwärts­ bewegung des Hecks führen. Im dargestellten Ausführungsbeispiel werden die Verknüpfungsschaltungen 22 und 24 zur Verknüpfung der skalierten Anstellwinkelrate mit dem Sinkgeschwindigkeits­ signal und zum Einstellen der Größe des Funkhöhenmessersignals, das dem Modusvergleicher 20 zugeführt wird, verwendet, um die Warnhöhe zu erhöhen, wenn eine positive Anstellwinkelrate und eine Sinkgeschwindigkeit vorhanden sind. Alternativ können die Anstellwinkelrate am Ausgang der Ratenschaltung 18 und die Sinkgeschwindigkeit am Ausgang der Ratenschaltung 14 direkt dem Modusvergleicher 20 eingegeben werden, der dann die zur Kompension nötige digitale oder analoge Schaltung aufweist. Es kann auch ein Funkhöhenratensignal statt dem barometrischen Höhensignal zur Höhenkompensation dienen.

Ein weiteres wesentliches Merkmal der vorgeschlagenen Vorrichtung besteht im Vergleich des vom Anstellwinkelgyroskop 16 erzeugten Signals mit einem Bezugssignal, das den positiven Anstellwinkel 8° angibt. Dieser Vergleich wird im Vergleicher 28 durchge­ führt, der den Anstellwinkel des Flugzeugs erfaßt und das UND-Glied 32 nur dann freigibt, wenn der erfaßte Anstellwinkel positiv und größer als 8° ist. Diese Funktion ist insbesondere bei bestimmten Flugbewegungen in niedriger Höhe wichtig, da beispielsweise beim Standortwechsel in sehr niedriger Höhe über dem Boden (air taxiing) der Anstellwinkel leicht 8° er­ reichen kann. Dies ist insbesondere dann der Fall, wenn solche Flüge mit dem Wind erfolgen und die Bugnase zur Verringerung der Horizontalgeschwindigkeit des Flugzeugs angehoben werden muß. Folglich sperrt der Vergleicher 28 das Warnsystem, solange der Anstellwinkel unter 8° liegt, um falsche oder unnötige Warnsignale bei solchen Fugsituationen zu vermeiden.

Der 25 m (80 ft)-Vergleicher 30 vergleicht das Signal vom Funkhöhenmesser 12 mit einem Bezugssignal, das eine vorgegebene maximale Betriebshöhe beispielsweise 25 m (80 ft) angibt und gibt das UND-Glied 32 nur frei, wenn das Flugzeug unter dieser maximalen Betriebshöhe fliegt. Dies geschieht, weil keine Warn­ signale mehr erzeugt werden müssen, wenn das Flugzeug genügend hoch fliegt, weil dann eine Bodenberührung des Hecks nicht mehr möglich ist und dann nur unnötige Warnsignale erzeugt würden. Schließlich wird das UND-Glied 32 durch ein Hauptsperrsignal gesperrt, falls eines der Instrumente, die dem Warnsystem Signale zuführen, ausfällt.

Wenn alle dem UND-Glied 32 zugeführten Bedingungen wahr sind, das heißt, das Hauptsperrsignal nicht vorhanden, der Anstell­ winkel größer als 8° ist und das Flugzeug tiefer als 25 m (80 ft) über Grund fliegt, wird das UND-Glied 32 vom Modusvergleicher 20 gesteuert, der die Erzeugung eines Warnsignals initiiert, falls das Flugzeug in einer gefährlichen Flugsituation ist. Dabei ist es wünschenswert, den Piloten durch ein spezifisches Sprachwarnsignal, wie beispielsweise "Heck zu niedrig" ("TAIL TOO LOW") die spezifische gefährliche Situation mitzu­ teilen, da das Warnsystem üblicherweise zusammen mit anderen Warnsystemen eingesetzt wird. Zusätzlich kann auch eine Sicht­ anzeige mittels eines Warnlichts 40 erzeugt werden, das durch einen Warnlichttreiber 38 angesteuert ist.

Die genaue Beziehung zwischen der Flughöhe über Grund oder der Funkhöhe und dem Betrag des positiven Anstellwinkels, die zur Erzeugung eines Warnsignals nötig ist, wird durch den schraffierten Bereich in Fig. 2 dargestellt. Die innerste Kurve stellt die zur Erzeugung eines Warnsignals nötigen Bedingungen dar, wenn die Kombination aus Sinkgeschwindigkeit und Anstellwinkelrate keine Vertikalbewegung des Hecks an­ gibt. Dabei ergab eine umfangreiche Analyse, daß die in Fig. 2 dargestellte Kurve mit zwei verschiedenen Steigungen einen optimalen Ausgleich zwischen genügend großer Warnzeit und Falschwarnsignalen ermöglicht.

Das in Fig. 2 dargestellte, die Warngrenze unterhalb 5 m (15 ft) Funkhöhe bildende Ratensegment wird durch folgende Gleichung gegeben:

H WARN = -7 + Anstellwinkel
(H WARN = -21 + 3 × PITCH)

worin H WARN die Funkhöhe, bei der das Warnsignal erzeugt wird, in m (ft) und der Anstellwinkel (pitch) in Grad gegeben sind. Dieses Geradensegment schneidet die vertikale 8°-Schnittlinie etwa bei 1 m (3 ft) Funkhöhe.

Oberhalb der Funkhöhe 5 m (15 ft) werden die Warnkriterien abgeschwächt und erlauben größere Anstellwinkel.

Der Geradenabschnitt, der die Warngrenze definiert, ist dann durch die Gleichung:

H WARN = 0,516 + 0,373 × Anstellwinkel
(H WARN = 1,55 + 1,12 × PITCH)

gegeben, worin H WARN die Funkhöhe, bei der das Warnsignale erzeugt wird, in m (ft) und der Anstellwinkel (pitch) in Grad gegeben sind. Dieser Geradenabschnitt schneidet den unteren Geraden­ abschnitt bei etwa 12° Anstellwinkel und die waag­ rechte 26,6 m (80 ft) Schnittlinie bei einem Anstellwinkel von etwa 70°. Der untere Geradenabschnitt ist steiler als der obere Geradenabschnitt, da die vertikale Versetzung des Hecks pro Grad Anstellwinkel größer bei geringeren Anstell­ winkel als bei größeren Anstellwinkeln ist.

Wie oben schon gesagt, wird die Höhe, bei der ein Warnsignal erzeugt wird, als Funktion der Sinkgeschwindigkeit und der Anstellwinkelrate des Flugzeugs erhöht, um die Vertikalbe­ wegung des Hecks zu kompensieren, die durch das Absinken und das Anstellen des Flugzeugs verursacht wird. Im vorliegenden Ausführungsbeispiel wird die Höhe, bei der das Warnsignal er­ zeugt wird, jeweils um 30 cm (1 ft) für eine Vertikalbewegung um 30 cm/s (1 ft/s) des Hecks über die Kombination der Sinkge­ schwindigkeit und der Anstellwinkelrate erhöht, wobei Steig­ geschwindigkeiten und Anstellwinkelraten, die das Heck an­ heben, ignoriert werden. Falls beispielsweise nur eine Sinkge­ schwindigkeit auftritt, jedoch keine Anstellwinkelrate, würde die Warnkurve 50 um 30 cm (1 ft) pro 30 cm/s (1 ft/s) Sinkge­ schwindigkeit angehoben werden, wodurch dem Piloten eine zu­ sätzliche Sekunde Warnzeit zur Verfügung steht. Gleichermaßen wird die Warnkurve 50 um 30 cm (1 ft) pro Grad pro Sekunde Anstellwinkelrate angehoben (unter der Annahme, daß ein Hebelarm vorliegt, der eine Vertikalbewegung des Hecks um ein Fuß pro Grad verursacht), falls nur eine Anstellwinkelrate auftritt und keine Sinkgeschwindigkeit. Auch diese Maßnahme gibt dem Piloten eine zusätzliche Sekunde Warnzeit. Falls sowohl eine Sinkgeschwindigkeit als auch eine Anstellwinkel­ rate vorhanden sind, wird die Warneinhüllende aufgrund der kombinierten Wirkung beider Größen eingestellt. Wenn An­ stellwinkelrate und Singgeschwindigkeit zusammen auftreten, wird die Warneinhüllende auf der Basis der Kombination beider Größen eingestellt. Beispielsweise wenn, wie beim vorigen Beispiel, die Sinkgeschwindigkeit 30 cm/s (1 ft/s) und die positive Anstellwinkelrate 1°/s betragen, bewirkt die kombi­ nation beider Größen die Vertikalbewegung des Hecks um 0,6 m/s (2 ft/s) und folglich wird die Warneinhüllende um 0,6 m (2 ft) erhöht, damit der Pilot eine zusätzliche Warnzeit von 1 s erhält. Falls jedoch eine Steiggeschwindigkeit um 30 cm/s (1 ft/s) und eine positive Anstellwinkelrate um 1°/s auftreten, wird die Steiggeschwindigkeit ignoriert und die Kurve 50 nur um 30 cm (1 ft) versetzt, um die Anstellwinkelrate zu kompen­ sieren. Genauso wird eine negative Anstellwinkelrate, die das Heck anhebt, ignoriert. Diese Wirkung wird durch die Kurven 52 und 54 in Fig. 2 verdeutlicht, die jeweils eine Anhebung der Warnhöhe um 3,3 m (10 ft) bzw. 6,6 m (20 ft) darstellen, die jeweils durch eine Vertikalbewegung des Hecks um 3,3 m/s (10 ft/s) bzw. 6,6 m/s (20 ft/s) bewirkt wird. Dabei ist zu bemerken, daß die 26,6 m (80 ft)-Grenzlinie konstant bleibt.

Claims (7)

1. Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals für den Piloten eines Hubschraubers, falls eine Bodenberührung des Flugzeughecks bevorsteht, mit
einer Höhenmeßeinrichtung (12), die ein Signal über die Flughöhe über Grund erzeugt, und
einer Neigungswinkelmeßeinrichtung (16), die ein Signal über die Fluglage des Rumpfes gegenüber der Horizon­ talen (Anstellwinkel) erzeugt,
gekennzeichnet durch
eine erste Einrichtung (13, 14), die ein Signal über die barometrische Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs erzeugt,
eine weitere Einrichtung (18), die ein Signal über die Änderungsrate des Anstellwinkels erzeugt, und
eine Warnsignalerzeugungseinrichtung (20, 28, 30, 32, 34, 36, 38, 40), die das Warnsignal erzeugt, wenn der Anstellwinkel größer als etwa 8° ist und eine Beziehung zwischen der Flughöhe, dem Anstellwinkel, der barome­ trischen Sinkgeschwindigkeit und der Änderungsrate des Anstellwinkels eine bevorstehende Bodenberührung des Flugzeughecks angibt.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Höhenmeßeinrichtung einen Funkhöhenmesser (12) aufweist.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Warnsignalerzeugungseinrichtung das Warn­ signal bei folgenden Kombinationen von Flughöhe über Grund und Anstellwinkel erzeugt:

• - 1 m (3 ft) Höhe beim Anstellwinkel 8°,
• - 5 m (15 ft) Höhe beim Anstellwinkel 12°; und
• - 26,6 m (80 ft) Höhe beim Anstellwinkel 70°.

4. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Warnsignalerzeugungseinrichtung die Warnhöhe (H WARN) linear als Funktion des Anstellwinkels je­ weils zwischen 8° und 12° Anstellwinkel und zwischen 12° und 70° Anstellwinkel erhöht.

5. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Warnsignalerzeugungseinrichtung die Warnhöhe (H WARN) jeweils um 30 cm (1 ft) pro Steigerung der Sinkgeschwindigkeit um 30 cm/s (1 ft/s) anhebt.

6. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Warnsignalerzeugungseinrichtung die Warnhöhe (H WARN) jeweils um 30 cm (1 ft) pro wachsender Anstellwinkelrate von 1°/s anhebt.

7. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, gekennzeichnet durch eine Verknüpfungseinrichtung (22, 24), die das Sink­ geschwindigkeitssignal und das Anstellwinkeländerungs­ ratensignal verknüpft, ein Signal über die Verti­ kalgeschwindigkeit des Flugzeughecks erzeugt und die Warnsignalerzeugungseinrichtung (20) so steuert, daß die Warnhöhe (H WARN) jeweils um 30 cm (1 ft) pro 30 cm/s (1 ft/s) abwärts gerichteter Geschwindig­ keit des Flugzeughecks erhöht wird.