DE69220354T2

DE69220354T2 - Bodennäherungswarninstrument mit Fluglagemodulation einer Hangfunkpeilungsalarmfunktion.

Info

Publication number: DE69220354T2
Application number: DE69220354T
Authority: DE
Inventors: Charles Bateman
Original assignee: AlliedSignal Inc
Current assignee: Honeywell International Inc
Priority date: 1991-09-18
Filing date: 1992-09-16
Publication date: 1997-10-16
Anticipated expiration: 2012-09-17
Also published as: DE69220354D1; WO1993006574A1; CA2096538A1; JPH06502948A; EP0565660A1; EP0565660A4; US5196847A; EP0565660B1

Description

Hintergrund der Erfindung

1. Technisches Gebiet der Erfindung

Die vorliegende Erfindung betrifft im allgemeinen Bodennäherungswarnsysteme und Systeme, die die Warnhüllkurve des Systems entsprechend verschiedener Parameter modulieren, um unnötig störende Warnungen zu verringern, ohne die Empfindlichkeit preiszugeben. Insbesondere betrifft das erfindungsgemäße System das Modulieren der Warnungshüllkurve "Anflug Niedrig", damit das Flugzeug unter Flugbedingungen, bei denen das Flugzeug nicht zu steil sinkt, zum Beispiel bei Bedingungen eines Fluges auf gleichmäßiger Höhe oder eines Steigfluges und sogar bestimmter flacher Sinkflüge, unter dem Gleitweg fliegen kann. Als Alternative kann die Wiederholungsrate der Gleitwegwarnung verändert werden, um die Häufigkeit der Warnung während des Flugs auf gleichmäßiger Höhe oder des Steigflugs zu verringern, damit der Pilot eine Andeutung von der Dringlichkeit der Warnung bekommt.

2. Beschreibung des Standes der Technik

Die am 7. März 1991 eingereichte U.S.- Patentanmeldung mit der Seriennummer 07/666.904 offenbart ein System, das eine Hüllkurve für zu steile Sinkfluggeschwindigkeit als Funktion der Gleitwegabweichung moduliert. Die oben genannte Anmeldung offenbart jedoch nicht die Modulation einer Hüllkurve "Anflug Niedrig" als Funktion des Flugweges des Flugzeugs, wie sie in der vorliegenden Erfindung in Betracht gezogen wird.
Systeme, die die Wiederholungsrate einer Vorwarnung oder einer Warnung verändern, sind ebenfalls bekannt. Zum Beispiel offenbart ein System, das im U.S.-Patent Nr. 3 925 751 offenbart wird, einen Hinweiswarnungsgenerator mit veränderlicher Wiederholungsrate, der eine periodische Gleitwegwarnung erzeugt, wenn das Flugzeug um einen vorbestimmten Betrag unter den Gleitweg sinkt. Die Wiederholungsrate der Hinweiswarnung wird von ihm als Funktion der Abweichung des Flugzeuges unter den Gleitweg verändert, wobei die Rate gesteigert wird, wenn die Abweichung unter den Gleitweg zunimmt. Es wird jedoch nicht vorgeschlagen, die Wiederholungsrate der Warnung "Anflug Niedrig" als Funktion des Flugweges des Flugzeugs zu verändern.

Zusammenfassung

Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Warnsystem "Anflug Niedrig" bereitzustellen, das viele der Nachteile überwindet, mit denen die Warnsysteme "Anflug Niedrig" im Stand der Technik behaftet sind.
Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Warnsystem "Anflug Niedrig" bereitzustellen, das weniger unnötig störende Warnungen erzeugt, als die Systeme im Stand der Technik, ohne dabei die Empfindlichkeit des Systems zu verringern, wenn ein Zustand angezeigt wird, die eine Warnung erfordert.
Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Warnsystem "Anflug Niedrig" bereitzustellen, bei dem die Kriterien für das Erzeugen der Warnung als Funktion des Flugwegs des Flugzeuges verändert werden.
Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Warnsystem "Anflug Niedrig" bereitzustellen, bei dem die Warnkriterien "Anflug Niedrig" als Funktion von Flugbahnwinkel oder Sinkgeschwindigkeit verändert werden, die durch Inertialbestimmung oder aus einem barometrischen Sinkfluggeschwindigkeitssignal bestimmt wird.
Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Warnsystem "Anflug Niedrig" bereitzustellen, bei dem die Wiederholungsrate der Warnung "Anflug Niedrig" als Funktion des Flugweges verändert wird, der aus dem Flugbahnwinkel oder aus der inertial oder barometrisch abgeleiteten Sinkgeschwindigkeit bestimmt wird.
Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, die Wiederholungsrate der Warnung "Anflug Niedrig" als eine Funktion des Steigfluges oder des Sinkfluges des Flugzeugs zu verändern, damit der Pilot eine Anderung von der relativen Dringlichkeit der Warnung bekommt.
Die Erfindung stellt somit ein Gleitwegwarnsystem für ein Flugzeug bereit, das auf ein die Abweichung eines Flugzeugs von einem Gleitwegleitstrahl darstellendes Signal und auf ein den Flugbahnwinkel oder die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs darstellendes Signal reagiert und folgendes umfaßt:
auf das besagte Gleitwegabweichungssignal (G/S) reagierende Mittel zum Erzeugen einer Gleitwegwarnung, wenn das Flugzeug entsprechend einer vorbestimmten Menge von Kriterien um einen vorbestimmten Betrag unter den Gleitweg sinkt; und
auf das besagte, den Flugbahnwinkel darstellende Signal oder das besagte, die Sinkgeschwindigkeit darstellende Signal reagierende Mittel zum Ändern der besagten vorbestimmten Kriterien als Funktion des Flugbahnwinkels oder der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs.
Entsprechend einer alternativen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung kann die Wiederholungsrate der Warnung "Anflug Niedrig" als eine Funktion des Flugbahnwinkels oder der Sinkgeschwindigkeit geändert werden, so daß die Wiederholungsrate während des Fluges auf gleicher Höhe oder des Steigflugs verringert wird, um dem Piloten anzuzeigen, daß die Warnung nicht dringlich ist. Der Zeitraum zwischen Warnungen kann sogar so sehr verlängert werden, daß überhaupt keine Warnung erzeugt wird.

Kurze Beschreibung der Zeichnung

Diese und andere Aufgaben und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden bei Betrachtung der folgenden ausführlichen Beschreibung und beiliegenden Zeichnung Gleicht ersichtlich. Es ist:
FIG. 1 ein Graph, der im Stand der Technik eingesetzte Hüllkurven der Vorwarnung und Warnung "Anflug Niedrig" darstellt;
FIG. 2 eine Darstellung des sich durch die Warnhüllkurve der FIG. 1 ergebenden Warngebiets "Anflug Niedrig" über dem Gelände;
FIG. 3 ein Blockschaltbild eines erfindungsgemäßen Warnsystems "Anflug Niedrig", in dem die Warnhüllkurve "Anflug Niedrig" als Funktion des Flugweges des Flugzeuges verändert wird; und
FIG. 4 ein Blockschaltbild des erfindungsgemäßen Warnsystems "Anflug Niedrig", in dem die Wiederholungsrate der Warnung als Funktion des Flugweges des Flugzeugs verändert wird.

Ausführliche Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform

Nunmehr auf FIG. 1 bezugnehmend ist dort eine typische Warnhüllkurve "Anflug Niedrig" dargestellt, die in entsprechenden Warnsystemen von Verkehrsflugzeugen eingesetzt wird. Wie in FIG. 1 gezeigt weist die Hüllkurve einen Hinweiswarnungsteil 12 auf, der die Erzeugung einer Warnung verursacht, wenn das Flugzeug unter 1000 Fuß absinkt und die Abweichung vom Gleitweg 1 Punkt Abweichung unter den Gleitweg überschreitet. Um unnötig störende Warnungen zu verringern wird die für die Erzeugung einer Warnung erforderliche Abweichung vom Gleitweg auf Höhen zwischen 150 und 50 Fuß allmählich auf 2 Punkte vergrößert. Ein zweiter Befehlswarnungsbereich erzeugt eine Warnung, auf die hin der Pilot handeln muß, wenn das Flugzeug sich unter 300 Fuß befindet und wenn die Abweichung vom Gleitweg 2 Punkte unter dem Gleitweg überschreitet.
FIG. 2 stellt das Warngebiet "Anflug Niedrig" dar, das sich über einem Gelände durch die Hinweiswarnhüllkurve 12 ergeben würde. FIG. 2 zeigt welliges Gelände 20, einen Gleitwegleitstrahl 22, und um den Gleitweg 22 herum die oberen und unteren 3 Punkte-Abweichungsgrenzen 24 bzw. 26. Zusätzlich zeigt FIG. 2 das Warnungsgebiet "Anflug Niedrig", das sich von 50 Fuß über dem Gelände 20 bis 1000 Fuß über dem Gelände 20 und in einen Bereich hinein erstreckt, der 1 Punkt unter dem Gleitweg 22 liegt. Zusätzlich zeigt FIG. 2 ein Flugzeug 30, das horizontal auf einer Nennhöhe von ungefähr 1000 Fuß über dem Boden fliegt. Unter solchen Bedingungen würde ein an Bord des Flugzeugs mitgeführtes Warnsystem "Anflug Niedrig" an den Punkten 32, 34 und 36 Gleitwegwarnungen ausgeben, an denen der Flugweg des Flugzeugs das Warnungsgebiet von 1000 Fuß über dem Boden "Anflug Niedrig" schneidet. Solche Warnungen wären unnötig störende Warnungen, weil sich der Pilot technisch zwar unter dem Gleitweg befand, aber noch nicht in das Gleitwegkontrollgebiet eingeflogen war und sich tatsächlich im horizontalen Anflug zum Gleitwegleitstrahl befand. Radarführung in ungefähr 1000 Fuß Höhe über dem Feld vor dem Einfliegen in den Gleitweg ist nicht ungewöhnlich, und es kann Eindringung in das Gleitwegwarnungsgebiet erfolgen und eine unnotig störende Warnung erzeugt werden.
Eine Art und Weise, solche unnötig störenden Warnungen zu vermeiden, wäre es, einfach die obere Grenze auf dem Warnungsgebiet "Anflug Niedrig" auf weniger als 1000 Fuß über dem Boden zu verringern. Solch eine Verringerung würde jedoch eine benötigte Warnung für einen tatsächlichen unbeabsichtigten niedrigen Anflugverzögern. Außerdem müssen jegliche Verbesserungen zur Verringerung unerwünschter Warnungen auch die Norm RTCA DO-161A "Minimum Performance Standards - Airborne Ground Proximity Warning Equipment" (Mindestleistungsnormen - Bodennäherungswarnungsgerät im Flugzeug) der U.S.- Regierung erfüllen, die nominal in FIG. 1 dargestellt sind.
Nunmehr auf FIG. 3 bezugnehmend ist dort ein Blockschaltbild einer erfindungsgemäßen Verbesserung an einem Warnsystem "Anflug Niedrig" gezeigt, die die Gleitwegwarnhüllkurve so verändert, daß die oben beschriebenen unnötig störenden Warnungen vermieden werden. Die erfindungsgemäße Verbesserung wird hier als auf ein Warnsystem "Anflug Niedrig" angewandt besprochen, das dem im an den Autor der vorliegenden Erfindung erteilten U.S.-Patent Nr. 3 988 713, das hier durch Bezugnahme eingeschlossen wird, beschriebenen ähnlich ist. Es versteht sich jedoch, daß die Prinzipien der vorliegenden Erfindung in Verbindung mit anderen Warnsystemen "Anflug Niedrig" verwendet werden können.
Das Warnsystem 40 erhält die Flughöhe des Flugzeugs über dem Boden darstellende Signale von einem Funkhöhenmesser 42. Das Signal hR von dem Funkhöhenmesser wird an den negativen Eingang eines Summiergliedes 44 angelegt und wird mit einem -150- Fuß - Bezugssignal kombiniert, um einem Begrenzer 46 ein Signal mit einer negativen Polarität zur Verfügung zu stellen, das auf null Volt und 150 Fuß geklemmt ist. Das Summierglied 44 und der Begrenzer 46 wirken zusammen, um die Empfindlichkeit der in FIG. 2 gezeigten Warnhüllkurve zwischen 150 und 50 Fuß zu verringern, und die Funktion des Summierglieds 44 und des Begrenzers 46 wird ausführlich in dem obengenannten U.S.-Patent Nr. 3 988 713 besprochen.
Das Ausgangssignal des Begrenzers 46 wird an einen Skalierungsverstärker 48 und dann an ein Summierglied 50 angelegt. Das Summierglied 50 erhält auch die Gleitwegabweichungssignale G/S von einem Gleitwegempfänger 52 über einen Skalierungsverstärker 54, dessen Funktion in einem nachfolgenden Teil der Spezifikation beschrieben wird.
Das Summierglied 50 vergleicht das Signal mit negativer Polarität aus dem Verstärker 48 mit dem Signal mit positiver Polarität aus dem Skalierungsverstärker 54 und stellt ein die Abweichung des Flugzeuges von dem Gleitweg mit der Veränderung durch das Signal des Funkhöhenmessers unterhalb von 150 Fuß darstellendes Signal bereit. Das Ausgangssignal des Summiergliedes 50 wird an ein bistabiles Bauelement angelegt, das in einen hohen Zustand übergeht, wenn das daran angelegte Abweichungssignal andeutet, daß die Abweichung unter den Gleitweg 1,0 Punkte überschreitet. Das Ausgangssignal des bistabilen Bauelements 56 wird über eine Eingangsleitung 60 an ein UND-Gatter 58 angelegt. Das UND-Gatter 58 erhält auch über die Eingangsleitungen 62, 64, 66 und 68 Signale von verschiedenen diskreten Vorrichtungen des Flugzeugs. Zum Beispiel muß zur, Freigabe des UND-Gatters 58 das Fahrwerk ausgefahren sein, was durch die Anwesenheit eines entsprechenden Signals GD ("gear down") auf der Leitung 62 nachgewiesen wird, das Flugzeug muß sich auf einer Höhe von zwischen 50 und 1000 Fuß über dem Boden befinden, wie es durch die Warnhüllkurve von FIG. 2 verlangt und durch das Signal "Unter1000Fuß" auf der Leitung 64 und das Signal "Übersºouß" auf der Leitung 66 nachgewiesen wird, und das Gleitwegsignal muß gültig sein, was durch das Signal "G/Sgültig" auf der Leitung 68 nachgewiesen wird. Bei der Erfüllung dieser Bedingungen wird das UND-Gatter 58 immer dann ein Ausgangssignal an den Sprachwarnungsgenerator 70 ausgeben, wenn die Abweichung unter den Gleitweg 1,0 Punkte überschreitet. Die Funktion von Bauteilen, die dem Summierglied 50, der bistabilen Vorrichtung 56 und dem UND-Gatter 58 gleichen, werden in dem obengenannten U.S.-Patent Nr. 3 988 713 besprochen.
Das Ausgangssignal des UND-Gatters 58 wird an einen Sprachgenerator 70 angelegt und bewirkt, daß dieser in periodischen Abständen eine angemessene Warnung erzeugt, wie zum Beispiel "GLIDE SLOPE" ("Gleitweg"). Die Sprachwarnung aus dem Sprachgenerator 70 wird dann an einen angemessenen Wandler 72 oder an das (nicht gezeigte) Cockpit-Kommunikationssystem angelegt, so daß die Warnung von dem Piloten gehört werden kann.
Gemäß eines wichtigen Aspekts der vorliegenden Erfindung wird der Verstärkungsfaktor des Skalierungsverstärkers 54 als Funktion des Flugwegs des Flugzeugs verändert, um die oben erwähnten unnötig störenden Warnungen zu verringern oder zu eliminieren.
Verschiedene Signale können eingesetzt werden, um den Flugweg des Flugzeugs zu definieren, und in der in FIG. 3 dargestellten Ausführungsform wird der Flugbahnwinkel γ eingesetzt. Der Flugbahnwinkel γ wird in der dargestellten Ausführungsform aus einem Sinkgeschwindigkeitssignal, das aus einer Sinkgeschwindigkeitssignalquelle 74 erhalten wird, und aus einem Signal der wahren Fluggeschwindigkeit, das aus einer Signalquelle 76 für die wahre Fluggeschwindigkeit erhalten wird, bestimmt. Das Sinkgeschwindigkeitssignal aus der Sinkgeschwindigkeitssignalquelle 74 kann barometrisch als ein barometrisches Änderungsgeschwindigkeitssignal oder inertial aus einem Trägheitsnavigationssystem abgeleitet werden. Die wahre Fluggeschwindigkeit kann zum Beispiel aus einem Flugwerterechner oder aus einem Fahrtmesser, der hinsichtlich Temperatur und Flughöhe korrigiert wurde, abgeleitet werden.
Das Sinkgeschwindigkeitssignal aus der Sinkgeschwindigkeitssignalquelle 74 wird von einem Teiler 78 durch das Fluggeschwindigkeitssignal aus der Fluggeschwindigkeitssignalquelle 76 dividiert, um den Flugbahnwinkel γ bereitzustellen, der zur Regelung des Verstärkungsfaktors K des Regelverstärkers 54 eingesetzt wird. Wenn es sich zum Beispiel bei dem Flugbahnwinkel γ um einen Sinkflugwinkel von 2,5º oder mehr handelt, wird der Verstärkungsfaktor des Verstärkers wieder auf den vollen Wert gesetzt, wobei der Verstärkungsfaktor K zur Bereitstellung der vollen Empfindlichkeit für das System gleich 1 ist. Wenn der Flugbahnwinkel größer oder gleich 0 ist und dadurch einen horizontalen Flug oder einen Steigflug anzeigt, wird der Wert von K auf 0 verringert und somit effektiv die Erzeugung einer Warnung "Anflug Niedrig" gesperrt. Für Werte des Flugbahnwinkels γ zwischen 0º und 2,5º Sinkflugwinkel wird der Wert des Verstärkungsfaktors K linear von 0 bei horizontalen Flug auf 1 bei einem Flugbahnwinkel von 2,5º Sinkflug erhöht.
Die Sinkgeschwindigkeit kann auch als eine Anzeige des Flugweges verwendet werden. In einem solchen Fall würden die Fluggeschwindigkeitssignalquelle 76 und der Flug Teiler 78 eliminiert, und das Sinkgeschwindigkeitssignal aus der Sinkgeschwindigkeitssignalquelle 74 würde direkt an den Skalierungsverstärker 54 mit variablem Verstärkungsfaktor angelegt. Wenn in einem solchen Fall die Sinkgeschwindigkeit 0 oder positiv wäre und dadurch einen horizontalen Flug oder einen Steigflug anzeigen würde, würde der Verstärkungsfaktor K auf 0 verringert. Ähnlich würde, wenn die Sinkgeschwindigkeit negativ wäre, zum Beispiel -500 Fuß pro Minute oder mehr, der Wert des Verstärkungsfaktors K auf 1 erhöht werden. Zwischen null und -500 Fuß pro Minute würde der Verstärkungsfaktor K linear von 0 auf 1 erhöht werden.
Nunmehr auf FIG. 4 bezugnehmend ist ein System gezeigt, das die Wiederholungsrate der Sprachwarnung als Funktion des Flugwegs des Flugzeugs verändert. FIG. 4 ist einem System ähnlich, das im an den Autor der vorliegenden Erfindung erteilten U.S.-Patent Nr. 3 925 751, das hier durch Bezugnahme eingeschlossen wird, offenbart wird. Das System der FIG. 4 setzt einen Warnsignalgenerator 80 ein, der Funkhöhenmessersignale hR aus einem Funkhöhenmesser erhält, wie etwa dem Funkhöhenmesser 42 der FIG. 3, und ein Gleitwegabweichungssignal G/S aus einem Gleitwegabweichungsempfänger, wie etwa dem Gleitwegempfänger 52 von FIG. 1, und die Funkhöhen- und Gleitwegsignale vergleicht, um entweder eine Sollflugwarnung oder eine Hinweiswarnung gemäß den Kriterien der FIG. 1 zu erzeugen. Die Funktion des Warnsignalgenerators 80 wird ausführlicher in dem obengenannten U.S.-Patent Nr. 3 925 751 besprochen.
Das System enthält außerdem einen Sprachgenerator 70', der dem Sprachgenerator 70 ähnlich ist, ausgenommen, daß der Sprachgenerator 70' zwei separate und unterschiedliche Warnungen enthält, die als die Sollflugwarnung und die Hinweiswarnung dienen. Zum Beispiel kann die Hinweiswarnung einfach wie im Fall des Sprachgenerators 70 "GLIDE SLOPE" sein, und die Sollflugwarnung kann eine dringlichere Warnung, wie etwa "GLIDE SLOPE, PULL UP" ("Gleitweg, hochziehen") sein. Die Warnung "GLIDE SLOPE, PULL UP" wird durch den Warnsignalgenerator 80 ausgelöst, der ein Sollflugwarnungsauslösesignal an eine Leitung 82 anlegt, um die Sollflugwarnung immer dann einzuleiten, wenn eine Eindringung in die Sollflugwarnungshüllkurve (FIG. 1) erfolgt. Das Hinweiswarnungssignal aktiviert immer dann über eine Leitung 84 eine Steuerschaltung 86 für variable Wiederholungsrate, wenn eine Eindringung in die Grenzlinie 12 für die Hinweiswarnung erfolgt. Immer wenn eine Eindringung in die Grenzlinie 12 erfolgt, erhält die Steuerschaltung 86 für variable Wiederholungsrate das auf der Leitung 84 erscheinende Aktivierungssignal und legt periodische Auslösesignale an den Sprachwarnungsgenerator 70' an, um zu verursachen, daß dieser die Hinweiswarnung erzeugt. Das entsprechende Ausgangssignal des Sprachgenerators 70' wird dann an einen Wandler, wie etwa den Wandler 72', angelegt. Die Funktion der Steuerschaltung für variable Wiederholungsrate wird ausführlicher in dem U.S.-Patent Nr. 3 925 751 besprochen.
Gemäß einem weiteren wichtigen Aspekt der vorliegenden Erfindung wird die Steuerschaltung für variable Wiederholungsrate 86 entweder durch das Flugbahnwinkelsignal aus dem Teiler 78 (FIG. 3) oder durch das aus der Sinkgeschwindigkeitssignalquelle 74 empfangene Sinkgeschwindigkeitssignal gesteuert. Wenn sich das Flugzeug im horizontalen Flug befindet und einen positiven Flugbahnwinkel oder positive Sinkgeschwindigkeit anzeigt, kann die Pause zwischen Sprachwarnungen sehr lang gemacht werden und sich sogar Unendlich nähern, so daß unter Bedingungen des horizontalen Flugs oder des Steigflugs der Sprachwarnungsgenerator 70' im wesentlichen gesperrt ist. Für Sinkflugbedingungen, die einem Flugbahnwinkel von -2,5º oder mehr oder einer Sinkgeschwindigkeit von 500 Fuß pro Minute oder mehr entsprechen, würde die Pause zwischen Sprachwarnungen eine normale Pause sein, zum Beispiel 1-2 Sekunden. Zwischen -2,5º und 0º Flugbahnwinkel, oder zwischen -5000 Fuß pro Minute und 0 Fuß pro Minute Sinkgeschwindigkeit würde sich die Länge der Pause exponentiell zwischen 1-2 Sekunden und Unendlich erhöhen.
Offensichtlich sind im Licht der obigen Ausführungen viele Modifikationen und Variationen der vorliegenden Erfindung möglich. Es versteht sich also, daß die Erfindung innerhalb des Schutzbereichs der angefügten Ansprüche anderweitig als ausdrücklich oben beschrieben ausgeübt werden kann.

Claims

1. Gleitwegwarnsystem für Flugzeuge, das auf ein die Abweichung eines Flugzeuges von einem Gleitwegfunkleitstrahl darstellendes Signal und auf ein den Flugbahnwinkel (78) oder die Sinkgeschwindigkeit (74) des Flugzeuges darstellendes Signal reagiert, mit folgendem:

auf das besagte Gleitwegabweichungssignal (G/S) reagierenden Mitteln zum Erzeugen einer Gleitwegwarnung, wenn das Flugzeug um einen vorbestimmten Betrag nach einer vorbestimmten Menge von Kriterien unter den Gleitweg sinkt; und

auf das besagte, den Flugbahnwinkel darstellende Signal (78) oder das besagte die Sinkgeschwindigkeit darstellende Signal (74) reagierenden Mitteln zum Andern der besagten vorbestimmten Kriterien als Funktion des Flugbahnwinkels oder der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges.

2. Gleitwegwarnsystem nach Anspruch 1, wobei die besagte Warnung gesperrt wird, wenn das Flugzeug nicht sinkt.

3. Gleitwegwarnsystem für Flugzeuge, das auf ein die Abweichung eines Flugzeuges von einem Gleitwegfunkleitstrahl darstellendes Signal und auf ein den Flugbahnwinkel (78) oder die Sinkgeschwindigkeit (74) des Flugzeuges darstellendes Signal reagiert, mit folgendem:

auf das besagte Gleitwegabweichungssignal (G/S) reagierenden Mitteln zum Erzeugen einer periodischen Gleitwegwarnung mit einer vorbestimmten Wiederholungsrate, wenn das Flugzeug um einen vorbestimmten Betrag unter den Gleitweg sinkt; und

auf das besagte, den Flugbahnwinkel darstellende Signal (78) oder das besagte, die Sinkgeschwindigkeit darstellende Signal (74) reagierenden Mitteln zum Ändern der besagten vorbestimmten Wiederholungsrate als Funktion des Flugbahnwinkels oder der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges.

4. Gleitwegwarnsystem nach Anspruch 3, wobei die besagte Wiederholungsrate relativ höher ist, wenn das Flugzeug sinkt, als wenn es nicht sinkt.

5. Gleitwegwarnsystem nach Anspruch 4, wobei die besagte Warnung gesperrt wird, wenn das Flugzeug nicht sinkt.