DE3850835T2

DE3850835T2 - Bodennachbarkeitsnäherungswarnsystem ohne landungsklappeneingang.

Info

Publication number: DE3850835T2
Application number: DE3850835T
Authority: DE
Inventors: Charles Bateman; Michael Grove
Original assignee: AlliedSignal Inc
Current assignee: Honeywell International Inc
Priority date: 1987-04-06
Filing date: 1988-04-05
Publication date: 1995-02-16
Anticipated expiration: 2008-04-06
Also published as: WO1988008182A1; EP0309578A1; EP0309578A4; IL85898A0; EP0309578B1; JPH01503014A; DE3850835D1; CN88101955A; US4914436A; CA1317010C

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNG

1. Bereich der Erfindung

Diese Erfindung betrifft im allgemeinen ein System, um ein Bodenannäherungs-Warnsystem eines Flugzeugs freizugeben, wenn sich ein Flugzeug in einem Landeendanflug (final approach) befindet, und insbesondere ein System, um eine das Freigeben auslösende Hüllkurve bereitzustellen, wenn sich das Flugzeug auf einem Landeendanflug auf einen Flughafen befindet, ohne daß ein Landeklappenstellungs-Eingangssignal verwendet wird.

2. Beschreibung des Stands der Technik

Es sind verschiedene Systeme bekannt, die Warnanzeigen oder beratende Anzeigen im Falle gefährlicher Flugzustände bereitstellen. Unter derartigen Systemen befinden sich Systeme, die allgemein als Bodenannäherungs-Warnsysteme für Flugzeuge bekannt sind, die dazu dienen, die Flugzustände eines Flugzeugs zu überwachen und eine Warnung auszugeben, wenn die Flugzustände so sind, daß eine unbeabsichtigte Bodenberührung droht. Zu den von derartigen Systemen überwachten Flugzuständen gehören die über Funk bestimmte Höhe und Höhenänderungsrate, die barometrische Höhe und Höhenänderungsrate, die Luftgeschwindigkeit und die Landeklappen- und Fahrwerksstellungen. Die vorgenannten Parameter werden überwacht und eine beratende oder eine Warnanzeige erzeugt, wenn die Beziehungen zwischen den vorgenannten Zuständen oder Parametern so sind, daß wahrscheinlich einen Bodenberührung erfolgt. Typische Beispiele derartiger Systeme sind in den U.S. Patenten Nr. 3,715,718; 3,936,796; 3,958,218; 3,944,968; 3,947,808; 3,947,810; 3,934,221; 3,958,219; 3,925,751; 3,934,222; 4,060,793; 4,030,065; 4,215,334; 4,319,218 offenbart, die alle demselben Patentinhaber, wie dem der vorliegenden Erfindung erteilt wurden.
Die vorgenannten Systeme liefern eine beratende Warnung im Falle eines gefährlichen Flugzustands. Bei der Optimierung der Auslegung der Warnkriterien ist es jedoch schwierig, zu Warnkriterien zu kommen, die für alle Flugphasen geeignet sind. Insbesondere ist es wünschenswert, die Warnkriterien in bestimmten Situationen, wie z. B. bei einer Landeendanflugphase zu ändern, um lästige Warnungen zu verhindern. Verschiedene Systeme nach dem Stand der Technik verwenden Signale, die für die Konfiguration des Flugzeugs repräsentativ sind, um die Änderung der Warnkriterien zu steuern, wenn sich das Flugzeug in einem Landeendanflug befindet.
In derartigen auf die Konfiguration reagierenden Systemen werden Signale wie die Landeklappenstellung oder Fahrwerksstellung dazu verwendet, um darzustellen, daß sich ein Flugzeug in einem Landeendanflug auf einen Flughafen befindet. In derartigen Systemen wurde eine 40º-Landeklappenstellung dazu verwendet anzuzeigen, daß sich das Flugzeug in einem Landeendanflug auf einen Flughafen befand. Die 40º-Landeklappenstellung wurde deshalb verwendet, da es eine einzigartige Landeklappenstellung war, die nur verwendet wurde, wenn sich ein Flugzeug in einem Landeendanflug befand. Einige neuere Flugzeuge verwenden jedoch jetzt eine 20º- Landeklappenstellung während des Landeendanflugs, eine Stellung, die während verschiedener Flugphasen und nicht nur für den Landeendanflug verwendet werden kann. Das schließt die Verwendung der Landeklappenstellung als Anzeige dafür aus, daß sich das Flugzeug in einem Landeendanflug befindet, da es kein Mittel gibt, eine für den Landeendanflug verwendete 20º-Landeklappenstellung von der 20º-Landeklappenstellung zu unterscheiden, die in einer anderen Flugphase verwendet wird.

DIE ERFINDUNG

Die Erfindung stellt ein Warnsystem zum Warnen des Piloten eines Flugzeuges vor einem gefährlichen Flugzustand bereit, das eine oder mehrere Warneinrichtungen aufweist, von denen jede beinhaltet: eine Warnhüllkurve zum Erzeugen einer Warnung als Funktion vorgegebener Kriterien;
eine Signalquelle, die erdräumliche Parameter bestimmt, die erreichbare Zielflughäfen betreffen; und
eine Einrichtung zum Bestimmen der Position des Flugzeugs in Bezug zu den Parametern eines ausgewählten Zielflughafens;
dadurch gekennzeichnet, daß
die erdräumlichen Parameter, die den erreichbaren Zielflughafen betreffen, für jeden Flughafen eine Ortskurve aller Punkte auf der Oberfläche einer vorgegebenen dreidimensionalen geometrischen Form beinhalten, wobei die Form von der Geometrie des Flughafens und einem Parameter einer gewählten Warnhüllkurve abhängt; und
das Warnsystem eine Freigabeeinrichtung beinhaltet zum Freigeben einer Warneinrichtung in Abhängigkeit davon, ob die Position des Flugzeugs in einen durch die vorgegebene dreidimensionale Form definierten Raum fällt oder nicht fällt.
In Übereinstimmung mit einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird ein System für die Erzeugung einer freigebenden Hüllkurve offenbart, um verschiedene Warnsysteme zu verändern, wenn sich ein Flugzeug in einem Landeendanflug auf einen Flughafen befindet. Insbesondere werden die einzelnen Flughäfen zusammen mit der benachbarten Geländetopographie durch eine einfache geometrische Form, wie z. B. durch einen abgeschnitten umgedrehten Kegel modelliert, der durch die geographische Breite und geographische Länge seines Mittelpunkts, einen Radius R&sub1;, welcher der Radius des kleinsten kreisförmigen Querschnitts des Kegels ist, und einen Radius R&sub2; definiert ist, welcher der Radius des größten kreisförmigen Querschnitts des Kegels ist. Die aktuellen Koordinaten des Flugzeugs werden mit den Koordinaten für jeden als Kegelmodell vorliegenden Flughafen verglichen. Das System lokalisiert den nächstgelegenen Flughafen und bestimmt dann den Abstand zwischen dem Flugzeug und dem Flughafen. Wenn das Flugzeug in den durch den Kegel modellierten Bereich eintritt, erzeugt das System eine Freigabehüllkurve, welche anzeigt, daß sich das Flugzeug in einem Landeendanflug auf einen Flughafen befindet. Dieses wird ohne wesentlichen Speicherbedarf an Bord des Flugzeugs erreicht. Das System ist ebenfalls in der Lage, die Ausrichtung des Flugzeugs in Bezug auf eine spezifischen Start- und Landebahn zu bestimmen und die Freigabehüllkurve dementsprechend zu ändern.

BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

Diese und andere Vorteile der Erfindung werden bei Betrachtung der nachstehenden detaillierten Beschreibung und der beigefügten Zeichnungen ohne weiteres ersichtlich.
Es stellen dar:
Fig. 1 einen Höhenschnitt eines typischen Flughafens, der die umgebende Geländetopographie darstellt;
Fig. 2 eine perspektivische Ansicht einen umgedrehten abgeschnittenen Kegels, der dazu dient, einen Flughafen und die umgebende Geländetopographie der vorliegenden Erfindung gemäß zu modellieren;
Fig. 3 eine Freigabehüllkurve für eine Modus-2-Warnung gemäß der vorliegenden Erfindung;
Fig. 4 ein Funktionsblockschaltbild eines Systems zum Erzeugen einer Freigabehüllkurve für ein Bodenannäherungs- Warnsystem gemäß der vorliegenden Erfindung; und
Fig. 5 ein Funktionsblockschaltbild eines Systems zum Bestimmen der Ausrichtung des Flugzeugs in Bezug auf eine spezifische Start- und Landebahn gemäß der vorliegenden Erfindung.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

Bezugnehmend auf die Zeichnungen und insbesondere auf Fig. 1, ist ein Höhenschnitt eines typischen Flughafens mit der Topographie des umgebenden Geländes dargestellt. Für verschiedene Flughäfen rund um die Welt ändert sich die Topographie des den Flughafen umgebenden Geländes erheblich. Es kann jedoch, wie es nachstehend detaillierter beschrieben wird, jeder Flughafen und seine ihn umgebende Topographie durch eine einfache geometrische Form, wie z. B. durch einen umgedrehten abgeschnittenen Kegel modelliert werden. Das erfindungsgemäße System bestimmt den Abstand des Flugzeugs von der geometrischen Form, um eine Anzeige zu erzeugen, wenn sich das Flugzeug in einem Landeendanflug befindet.
Der Kegel ist durch die geographische Breite und geographische Länge seines Mittelpunkts und die Radien R&sub1; und R&sub2; bestimmt. Nach Fig. 2 entspricht der Radius R&sub1; dem Radius des kleinsten kreisförmigen Querschnitts des Kegels, der dazu verwendet wird, das den Flughafen umgebende Gelände darzustellen. Der Radius R&sub2; entspricht dem Radius des größten kreisförmigen Querschnitts des Kegels, der dazu verwendet wird, die Umgebung des Flughafen darzustellen, die gefährliche Hindernisse enthalten kann. Die in Fig. 2 dargestellten konzentrischen Kreise stellen ein wichtiges Merkmal der Erfindung dar. Sie stellen dar, daß die Radien R&sub1; und R&sub2; wählbar sind. Im allgemeinen kann die Kontur der Freigabehüllkurve durch das Skalieren der Radien R&sub1; und R&sub2; verändert werden. Dieser Aspekt der Erfindung wird nachstehend detaillierter beschrieben. Es könnten auch andere geometrische Formen verwendet werden.
Fig. 3 stellt eine Freigabehüllkurve für ein Modus-2- Warnsystem (Terrain Closure, Bodenannäherung) dar. Modus-2- Warnsysteme sind im Fachgebiet bekannt und stellen eine Anzeige für den Piloten eines Flugzeugs bereit, wenn sich der Abstand zwischen dem Gelände und dem Flugzeug mit einer relativ hohen Rate als Funktion der Flugzeughöhe über Grund verändert. Ein Beispiel für ein konventionelles Modus-2- Warnsystem ist in dem U.S.-Patent 3,958,219 für Bateman et al. offenbart, das demselben Patentinhaber wie dem der vorliegenden Erfindung erteilt wurde.
In konventionellen Warnsystemen können die Warnkriterien während bestimmter Flugphasen, wie z. B. bei einer Landeendanflugphase geändert werden, um lästige Warnungen zu reduzieren oder zu vermeiden. Bestimmte Warnsysteme nach dem Stand der Technik verwendeten ein Landeklappenstellungssignal, um anzuzeigen, daß sich ein Flugzeug in einem Landeendanflug auf einen Flughafen befand. Da jedoch die Landeklappenstellung für neuere Flugzeuge nicht mehr für eine spezielle Flugphase einzigartig ist, stellt das erfindungsgemäße System eine Hüllkurve für das Freigeben verschiedener Warnsysteme bereit, wenn sich das Flugzeug in einer Landeendanflugphase befindet, ohne daß die Landeklappen- oder Fahrwerkstellungssignale verwendet werden. Sobald sich das Flugzeug innerhalb der Grenzen der Hüllkurve befindet, können verschiedene Bodenannäherungs-Warnsysteme wie z. B. Modus-2- und Modus-4-Warnsysteme freigegeben werden.
Nur die Modus-2-Warnhüllkurve wird als Beispiel dargestellt. Das erfindungsgemäße System kann auch zum Freigeben anderer Warnsysteme und sogar in Steuersystemen verwendet werden. In Fig. 3 stellt die Linie 6 die untere Begrenzung einer Freigabehüllkurve dar. Darstellungsgemäß ist eine Grenze von 400 FT (121,9 m) zur Illustration angegeben; aber es könnten auch andere Grenzwerte verwendet werden. Der untere Grenzwert wird verwendet, wenn sich das Flugzeug innerhalb eines durch den Radius R1 definierten Kreises befindet. Die Linien 2 stellen die obere Begrenzung der Warnhüllkurve dar, die beispielsweise bei 1650 FT (502,9 m) dargestellt ist. Die obere Begrenzung ist anwendbar, wenn sich das Flugzeug in einem Abstand vom Flughafen befindet, der gleich oder größer als der Radius R&sub2; ist. Wenn sich das Flugzeug in einem Abstand zum Flughafen befindet, der gleich oder kleiner als R&sub2; ist, wird eine Freigabehüllkurve erzeugt, die angibt, daß sich das Flugzeug in seinem Landeendanflug befindet. Wenn sich das Flugzeug innerhalb der Kreisfläche zwischen dem Radius R&sub2; und R&sub1; befindet, neigt sich die Freigabehüllkurve wie in Fig. 3 dargestellt und ist eine Funktion des Abstands zum R&sub1;. Dieses ist durch die Linien 4 dargestellt. Durch die Skalierung der Radien R&sub1; und R&sub2; kann die Steigung geändert werden.
Fig. 4 ist ein Funktionsblockschaltbild eines erfindungsgemäßen Systems zum Bestimmen, ob sich ein Flugzeug in einem Landeendanflug auf einen Flughafen befindet, ohne daß ein Landeklappenstellungssignal verwendet wird. Das System bestimmt den Abstand eines Flugzeugs von einem Flughafen, der durch eine geometrische Form, wie z. B. durch einen umgedrehten abgeschnittenen Kegel für den Zweck modelliert wird, um eine Anzeige zu erzeugen, daß sich ein Flugzeug in einem Landeendanflug auf einen Flughafen befindet, ohne daß ein Landeklappenstellungssignal verwendet wird. Das erfindungsgemäße System ist aus Gründen der Klarheit durch eine Reihenschaltung von Funktionsblöcken dargestellt. Es ist selbstverständlich, daß die Implementation des Systems über verschiedene Mittel durchgeführt werden kann.
Ein Signal, das die augenblickliche geographische Breite und die geographische Länge des Flugzeugs darstellt, kann von dem (nicht dargestellten) Bordnavigationssystem des Flugzeugs erhalten werden. Diese Signale werden auf den Leitungen 12 und 14 in einen Block 16 für die Ausführung einer Suchroutine nach dem nächsten Flughafen und ebenfalls auf Summenknoten 18 bzw. 20 eingespeist. Die Funktion des Blocks 16 für die Ausführung einer Suchroutine nach dem nächsten Flughafen ist das Bereitstellen der Koordinaten des dem Flugzeug nächstgelegenen Flughafens und das Erzeugen ein Signals, das die Kreise mit den Radien R1 und R2 für diesen Flughafen darstellt. Im allgemeinen erfolgt dieses durch Vergleichen der aktuellen geographischen Breite und geographischen Länge des Flugzeugs mit den Koordinaten für die verschiedenen Flughäfen, die an Bord des Flugzeugs gespeichert sind. Ein derartiges System ist im Detail in dem U.S. Patent mit der Anmeldungs-Nr. 06/560,073 beschrieben, das am 9. Dezember 1983 eingereicht und demselben Patentinhaber wie dem der vorliegenden Erfindung erteilt wurde, und das hiermit durch Bezugnahme mit beinhaltet ist.
Signale, die der geographischen Breite und geographischen Länge des nächstgelegenen Flughafens entsprechen, werden in die negativen Eingänge der Summenknoten 18 bzw. 20 eingespeist. Das Ausgangssignal des Summenknotens 18 ist ein Signal Y, welches den Abstand zwischen der augenblicklichen geographischen Breite des Flugzeugs und der geographischen Breite des Mittelpunktes des nächstgelegenen Flughafens darstellt. Das Ausgangssignal des Summenknotens 20 ist ein Signal X, welches den Abstand zwischen der augenblicklichen geographischen Länge des Flugzeugs und der geographischen Länge des Mittelpunktes des nächstgelegenen Flughafens darstellt. Dieser Abstand könnte bezüglich der Fehler, die durch die Konvergenz der geographischen Länge bei Annäherung des Flugzeugs an den Nord- oder Südpol verursacht wird, korrigiert werden. Dieses wird dadurch erreicht, indem eine Kugel/Ebenen-Transformation 23 eingesetzt wird, welche Unterschiede in der geographischen Länge zu einem ebenen Abstand als eine Funktion der geographischen Breite umsetzt. Die Signale X und Y werden einzeln durch Einrichtungen quadriert, die durch die Funktionsblöcke 22 und 24 dargestellt werden, und in dem Summenknoten 26 addiert. Das Ausgangssignal des Summenknotens 26 ist ein Signal D², welches die Summe der Abstandsquadrate zwischen der augenblicklichen geographischen Länge und der geographischen Breite des Flugzeugs und der geographischen Länge und geographischen Breite des nächstgelegenen Flughafens darstellt. Das Signal D² wird an eine Einrichtung 28 zum Wurzelziehen angelegt. Das Ausgangssignal der Einrichtung 28 zum Wurzel ziehen ist ein Signal D, welches die Quadratwurzel der Summe der Abstandsquadrate zwischen dem augenblicklichen Koordinaten des Flugzeugs und den Koordinaten des nächstgelegenen Flughafens darstellt. Das Signal D wird an einen positiven Eingang eines Summenknotens 30 angelegt. Ein Signal von dem Funktionsblock 16 für die Suchroutine nach dem nächsten Flughafen, welches einen Kreis mit dem Radius R&sub1; des umgedrehten abgeschnittenen Kegels darstellt, der zum Modellieren des Flughafen und des benachbarten Geländes dient, wird an einen negativen Eingang des Summenknotens 30 angelegt. Das Ausgangssignal aus dem Summenknoten ist ein als D-R&sub1; bezeichnetes Signal, welches den Abstand zwischen dem Flugzeug und dem Kreis mit dem Radius R&sub1; darstellt. Das Signal D-R&sub1; wird an die Divisionsschaltung 36 angelegt. Das Signal R&sub1; wird auch an einen negativen Eingang des Summenknotens 32 zusammen mit einem Signal angelegt, das einen Kreis mit dem Radius R&sub2; darstellt, welches ebenfalls von dem Funktionsblock 16 für die Suchroutine nach dem nächsten Flughafen erhalten wird. Das Ausgangssignal des Summenknotens 32 ist ein Signal R&sub2;-R&sub1;, welches den Abstand zwischen den Radien R&sub1; und R&sub2; darstellt. Das Signal R&sub2;-R&sub1; wird an die Teilerschaltung 36 angelegt und in das Signal D- R&sub1; dividiert. Somit erzeugt die Teilerschaltung 36 beim Annähern des Flugzeugs an den Flughafen ein Signal, das sich konstant als eine Funktion des Flugzeugabstandes vom Flughafen ändert. Der Ausgang der Teilerschaltung 36 gibt das nachstehende Signal aus
D-R&sub1;/R&sub2;-R&sub1;
wobei:
D = der Abstand zwischen dem Flugzeug und den Mittelpunktskoordinaten des nächstgelegenen Flughafens ist,
R&sub1; = der Radius des kleinsten kreisförmigen Querschnitts des Kegels in unmittelbarer Umgebung des Flughafens ist, und
R&sub2; = der Radius des größten kreisförmigen Querschnitts des Kegels in unmittelbarer Umgebung des Flughafens ist.
Wenn dementsprechend D kleiner oder gleich R&sub2; ist, wird angenommen, daß sich das Flugzeug in einem Landeendanflug befindet. Dieses Signal kann zum Freigeben verschiedener Warnkriterien verwendet werden. Die Hüllkurve kann, wenn ein Flugzeug einen Flughafen überfliegt, dazu verwendet werden darzustellen, daß sich das Flugzeug in einer Fehlanflugsphase befindet. Darüber hinaus löst das erfindungsgemäße System ein in Verbindung mit einigen herkömmlichen Systemen auftretendes Problem, welche ein Signal für die Fahrwerkslandestellung als Anzeige dafür verwenden, daß sich ein Flugzeug im Landeendanflug befindet. In bestimmten Flugzeugen, insbesondere bei taktischen Flugzeugen- ändert sich die Fahrwerkslandestellung bei einer Fehlanflug/Durchstart-Phase nicht. Demzufolge gibt es bei es bei derartigen Flugzeugen keine Möglichkeit, zwischen einem Landeendanflug und einer Fehlanflug/Durchstart-Phase zu unterscheiden. Das erfindungsgemäße System vermeidet dieses Problem, da es sich nicht auf Signale für die Landeklappenstellung oder die Landestellung des Fahrwerks bezieht.
Das Ausgangssignal der Teilerschaltung 36 kann mit verschiedenen Bodenannäherungs-Warnsystemen als Signal dafür verwendet werden, um anzuzeigen, wenn sich ein Flugzeug in einer Endanflugs- oder Fehlanflugsphase befindet. Gemäß Fig. 3 und 4 ist das Ausgangssignal von der Teilerschaltung als ein Eingangssignal für ein Modus-2- (Terrain Closure, Bodenannäherung) und ein Modus-4- (Terrain Clearence, Bodenabstand)- Warnsystem dargestellt. Die Erfindung ist jedoch nicht auf eine derartige Verwendung eingeschränkt. Das System zur Bestimmung, ob sich ein Flugzeug in einem Landeendanflug oder einem Fehlanflug befindet, kann praktisch in jedem Warn- oder Steuersystem verwendet werden, bei dem ein derartiges Signal erforderlich ist. Wenn es wie dargestellt in Verbindung mit einem Modus-2- oder Modus-4-Warnsystem eingesetzt wird, wird das Ausgangssignal der Teilerschaltung in einen Begrenzer 38 eingespeist, der einen Wertebereich zwischen Null und Eins aufweist. Das Ausgangssignal von dem Begrenzer 38 wird für die Verwendung in einem Modus-2-Warnsystem an die Multiplikationsschaltung 40 angelegt. Die Multiplikationsschaltung 40 multipliziert das Signal aus dem Begrenzer 38 mit einem Signal, das einer Funkhöhe von 1250 FT (381 m) entspricht. Dieses Signal wird zusammen mit einem Vorspannungssignal, das 400 FT (121,9 m) entspricht und an einen weiteren positiven Eingang des Summenknotens 44 angelegt wird, an einen positiven Eingang eines Summenknotens 44 angelegt, um eine Hüllkurve zu erzeugen, in welcher ein Modus-2-Warnsystem freigegeben wird. Da sich das Ausgangssignal aus dem Begrenzer zwischen Null und Eins als Funktion des Abstands des Flugzeugs vom Flughafen verändern kann, ändert sich die Begrenzung der Freigabehüllkurve, wie es durch die Linien 4 und 6 in Fig. 3 dargestellt ist, zwischen 400 FT (121,9 m) und 1650 FT (502,9 m).
In ähnlicher Weise kann das Ausgangssignal des Begrenzers 38 an eine Multiplikationsschaltung 42 angelegt werden, welche das Signal von dem Begrenzer 38 mit einem Signal multipliziert, das 500 FT (152,4 m) Funkhöhe entspricht, wenn es in Verbindung mit einem Modus-4-Warnsystem verwendet wird. Damit sollte es offensichtlich sein, daß eine Vorrichtung offenbart wurde, welche den Abstand eines Flugzeugs von dem nächstgelegenen Flugplatz bestimmt und ein Signal liefert, das darstellt, daß sich ein Flugzeug in einem Landeendanflug befindet, ohne das Signale für die Landeklappenstellung oder Landestellung des Fahrwerks verwendet werden. Dieses Signal kann als ein Eingangssignal für verschiedene Warn- und Steuersysteme, die ein derartiges Signal benötigen, verwendet werden.
Gemäß einem weiteren wichtigen Merkmal der vorliegenden Erfindung wird ein System zum Bestimmen der Ausrichtung des Flugzeugs zu einer spezifischen Start- und Landebahn und zum Ändern der Freigabehüllkurve hierfür als eine Funktion der Ausrichtung des Flugzeugs zu einer Start- und Landebahn offenbart. Dieses Merkmal ist in Fig. 5 dargestellt. Die Signale X, Y, welche geographische Längen- bzw. geographische Breitenkomponenten sind, stellen den Abstand des Flugzeugs vom Flughafen dar. Diese Signale x und Y werden an eine Teilerschaltung 46 (Fig. 5) angelegt. Die Signale X und Y werden von den Ausgängen der Summenknoten 18 und 20 (Fig. 4) erhalten. Das Ausgangsquotientensignal aus der Teilerschaltung 46 wird wiederum an eine Absolutwerteinrichtung 47 angelegt. Die Absolutwerteinrichtung 47 erzeugt ein Ausgangssignal, das immer positiv ist. Das Ausgangssignal der Absolutwerteinrichtung 47 wird an eine Einrichtung 48 zur Bildung des Arcustangens angelegt, welche ein Signal erzeugt, das den Winkel zwischen einem Linienabschnitt, welcher die augenblickliche Flugzeugposition mit den Mittelpunktskoordinaten des nächstgelegenen Flughafen verbindet, und einer Bezugsgröße darstellt. Das Ausgangssignal von der Arcustangens-Einrichtung 48 wird an einen positiven Eingang eines Summenknotens 50 angelegt. Ein Signal, welches den Winkel darstellt, den die interessierende Start- und Landebahn mit einer Bezugsgröße aufweist, wird über eine Leitung 52 an einen negativen Eingang des Summenknoten 50 angelegt. Das Ausgangssignal des Summenknotens 50 ist ein Signal, das die Winkeldifferenz zwischen der aktuellen relativen Position des Flugzeugs und der Start- und Landebahn darstellt. Der Summenknoten 50 erzeugt mit anderen Worten ein Signal, welches die Ausrichtung des Flugzeugs zur spezifischen Start- und Landebahn darstellt. Dieses Signal kann wiederum dazu verwendet werden, um die Verlängerung der Radien R&sub1; und R&sub2; als Funktion der Ausrichtung des Flugzeugs zu einer spezifischen Landebahn zu ermöglichen.
Die Verlängerungsfunktion wird durch die Multiplikationsschaltungen 56, 60 und 62, den Summenknoten 58 und die Einrichtung 54 zur Bildung des Absolutwertes erreicht. Wenn dieses Merkmal beispielsweise in Verbindung mit einem Modus- 2-Warnsystem verwendet wird, wie es in Fig. 3 dargestellt ist, besteht die Wirkung in der Veränderung der Steigung der Linie 4 in der Darstellung von Fig. 3. Im allgemeinen wird die Steigung der Linien 4 verringert, wenn das Flugzeug zu einer Start- und Landebahn ausgerichtet ist, und vergrößert, wenn das Flugzeug zur Start- und Landebahn nicht ausgerichtet ist.
Insbesondere wird das Ausgangssignal des Summenknoten 50 an die Einrichtung 54 für die Absolutwertbildung angelegt, welche vorstehend als Einrichtung beschrieben wurde, die immer ein positives Ausgangssignal ausgibt. Das Ausgangssignal der Einrichtung 54 für die Absolutwertbildung wird an eine Multiplikationsschaltung 56 angelegt. Für die Multiplikationsschaltung 56 wird ein Skalierungsfaktor von 1/180 verwendet. Es könnten jedoch auch andere Skalierungsfaktoren verwendet werden. Das Ausgangssignal von der Multiplikationsschaltung 56 wird an den negativen Eingang eines Summenknotens 58 angelegt. Ein Vorspannungssignal mit einem Wert von Eins wird an einen positiven Eingang des Summenknoten 58 angelegt. Da der Einrichtung 48 für die Arcustangens-Bildung eine Einrichtung 41 zur Absolutwertbildung vorgeschaltet ist, stellt der Ausgangsbereich der Signale von der Einrichtung 48 für die Arcustangens-Bildung Winkel zwischen 0º und 90º dar. Demzufolge wird das Ausgangssignal von der Multiplikationsschaltung 56 ein Signal sein, das sich zwischen 0 und 1/2 ändert. Das Ausgangssignal aus dem Summenknoten 58 wird somit ein Signal mit einem Wertebereich von 1/2 bis 1 ergeben. Das Ausgangssignal von dem Summenknoten 58 wird wiederum an die Multiplikationsschaltungen 60 und 62 für die Skalierung des Anfangswertes der Radien R&sub1; und R&sub2; angelegt.
Wenn das Flugzeug zu einer speziellen Start- und Landebahn ausgerichtet ist oder kurz vor der Ausrichtung steht, wird das an den Summenknoten 58 angelegte Signal zu Null oder nahezu Null. In diesem Falle ist das Ausgangssignal des Summenknotens 58 ein Signal mit einem Wert von Eins. Demzufolge erfolgt keine Skalierung der Radien. Wenn sich das Flugzeug andererseits in 90º zu der Ausrichtung zu einer Start- und Landebahn befindet, wird das Ausgangssignal der Multiplikationsschaltung 56 zu einem Signal mit einem Wert von 1/2. Dieses ergibt ein Ausgangssignal an dem Summenknoten 58 mit einem Wert von 1/2. Somit werden, wenn sich das Flugzeug außerhalb der Ausrichtung zur Start- und Landebahn befindet, die Längen der Radien R1 und R2 reduziert, was eine größere Steigung der Linie 4 (Fig. 3) ergibt. Die größere Steigung ergibt sich aus dem geringeren Abstand zwischen den Punkten mit 400 FT (121,9 m) und 1650 FT (502,9 m) auf der in Fig. 3 dargestellten Warnkurve.
Das vorstehend beschriebene System kann mit einer relativ kleinen Menge an zusätzlichem Bordspeicher genutzt werden. Der umgedrehte abgeschnittene Kegel ist durch die geographischen Breiten- und Längenkoordinaten seines Mittelpunktes und durch die Radien R&sub1; und R2 definiert. Jede geographische Längen- und Breitenkoordinate für den Kegel kann jeweils mit 16 Bits bei einer Gesamtzahl von 32 Bits gespeichert werden. Zusätzliche 8 Bits können dafür verwendet werden, um die Möglichkeit zu schaffen, die Radien R&sub1; und R&sub2; frei wählen zu können. Somit würde eine Gesamtmenge von 40 Bits Speicherbedarf pro Flughafen benötigt. Zur Speicherung der Information für 4300 Flughäfen sind für das vorstehend beschriebene System 21,5 Kilobytes zusätzlichen Bordspeichers für das vorstehend beschriebene System erforderlich. Die Größe des Speichers kann abhängig von der Anzahl der an Bord des Flugzeugs zu speichernden Flughäfen vergrößert oder verkleinert werden. Insofern erfordert das erfindungsgemäße System keine belastende und unzumutbare Menge zusätzlichen Bordspeichers.

Claims

1. Warnsystem zum Warnen des Piloten eines Flugzeuges vor einem gefährlichen Flugzustand, das eine oder mehrere Warneinrichtungen aufweist, von denen jede beinhaltet:

eine Warnhüllkurve zum Erzeugen einer Warnung als Funktion vorgegebener Kriterien;

eine Signalquelle, die erdräumliche Parameter bestimmt, die erreichbare Zielflughäfen betreffen; und

eine Einrichtung zum Bestimmen der Position des Flugzeugs in Bezug zu den Parametern eines ausgewählten Zielflughafens;

dadurch gekennzeichnet, daß

die erdräumlichen Parameter, die den erreichbaren Zielflughafen betreffen, für jeden Flughafen eine Ortskurve aller Punkte auf der Oberfläche einer vorgegebenen dreidimensionalen geometrischen Form mit beinhalten, wobei die Form von der Geometrie des Flughafens und einem Parameter einer gewählten Warnhüllkurve abhängt, und

das Warnsystem eine Freigabeeinrichtung beinhaltet zum Freigeben einer Warneinrichtung in Abhängigkeit davon, ob die Position des Flugzeugs in einen durch die vorgegebene dreidimensionale Form definierten Raum fällt oder nicht fällt.

2. Warnsystem nach Anspruch 1, das ferner eine automatische Schaltungseinrichtung aufweist, um automatisch den Flughafen als den gewählten Zielflughafen auszuwählen, der dem Flugzeug augenblicklich am nächsten liegt.

3. Warnsystem nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, wobei die erdräumlichen Parameter, welche die erreichbaren Zielflughäfen betreffen, ferner für jeden Flughafen die geographische Breite und geographische Länge eines Mittelpunktes des Flughafens mit beinhalten.

4. Warnsystem nach Anspruch 3, wobei die funktionalen Kriterien der Freigabeeinrichtung eine Berechnung des Abstandes des Flugzeugs von dem Mittelpunkt des Flughafens mit beinhalten.

5. Warnsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die geometrische Form ein umgedrehter abgeschnittener Kegel ist, der einen kleineren Radius aufweist, welcher der Peripherie des Flughafens auf Bodenhöhe entspricht, und einen größeren Radius, der einem Endanflugspunkt für den Flugzeuglandeanflug zu diesem Flughafen entspricht.

6. Warnsystem nach Anspruch 5, wobei der Kegelwinkel gewählt wird, um sicherzustellen, daß die Kegeloberfläche von allen gefährlichen Hindernissen in dem Gelände um den Flughafen herum frei ist.

7. Warnsystem nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die erdräumlichen Parameter, welche die erreichbaren Zielflughäfen betreffen, ferner Signale mit beinhalten, welche die Anflugwinkel der Start- und Landebahnen der Flughäfen darstellen, und das ferner eine Einrichtung zum Ändern der funktionalen Kriterien der Warneinrichtung als Reaktion auf die Ausrichtung der Flugzeugkurses auf eine Start- und Landebahn des gewählten Flughafen enthält.