DE69633451T2

DE69633451T2 - Bodennähe-warnsystem

Info

Publication number: DE69633451T2
Application number: DE69633451T
Authority: DE
Inventors: R. Hans MULLER; J. Kevin CONNER; C. Steven JOHNSON
Original assignee: Honeywell International Inc
Current assignee: Honeywell International Inc
Priority date: 1995-07-31
Filing date: 1996-07-31
Publication date: 2005-10-13
Anticipated expiration: 2016-08-01
Also published as: EP0842396B1; EP0842396A1; US6219592B1; US5839080A; US5839080B1; DE69633451D1; WO1997005450A1; US6122570A; US6088634A

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNG
1. Erfindungsgebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Geländewahrnehmungssystem (TAS – terrain awareness system) und insbesondere ein System zum Aufmerksammachen eines Piloten eines Flugzeuges auf einen gefährlichen Flugzustand, das die Position wie auch die Flugbahn eines Flugzeuges auf Grundlage eines auf Satellit basierenden Navigationssystems wie beispielsweise einem globalen Ortungssystems (GPS – global positioning system) zur Bereitstellung von LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN-(Vorausschau-/Herabschau-) wie auch LOOK-UP-(Hinaufschau-)Geländehinweis- und Warnungsanzeigen auf Grundlage gespeicherter Geländedaten überwacht, das verhältnismäßig längere Warnungszeiten als bekannte Bodennähe-Warnsysteme bietet und dabei störende Warnungen minimiert.
2. Stand der Technik
In der Technik sind verschiedene Systeme bekannt, die Warnungen und Hinweisanzeigen von gefährlichen Flugzuständen bieten. Zu diesen Systemen gehören allgemein als Bodennähe-Warnsysteme (GPWS – ground proximity warning systems) bekannte Systeme, die die Flugzustände eines Flugzeuges überwachen und eine Warnung bieten, wenn Flugzustände derart sind, daß unbeabsichtigter Kontakt mit dem Boden unmittelbar bevorsteht. Zu den normalerweise durch solche Systeme überwachten Flugzuständen gehören Funkhöhe und Änderungsgeschwindigkeit, Druckhöhe und Änderungsgeschwindigkeit, Fluggeschwindigkeit, Flügelklappen- und Fahrwerkstellungen. Diese Parameter werden überwacht, und ein Hinweissignal und/oder Warnsignal wird erzeugt, wenn das Verhältnis zwischen den Parametern derart ist, daß wahrscheinlich ein Aufprall auf den Boden eintreten wird. Typische Beispiele derartiger Systeme sind in US-Patent-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 und 4,319,218 offenbart, die alle dem gleichen Rechtsnachfolger wie dem Rechtsnachfolger der vorliegenden Erfindung zugewiesen sind und hiermit durch Bezugnahme aufgenommen werden.
Während die oben eingeführten Systeme Hinweis- und Warnsignale bei Bodennähe bereitstellen, beruhen die durch diese Systeme erzeugten Warnungen allein auf Flugzuständen des Flugzeuges und nutzen keine Navigationsinformationen. Infolgedessen muß die Empfindlichkeit solcher Systeme eingestellt werden, um bei Bestehen eines gefährlichen Flugzustandes hinreichende Warnungen zu bieten, ohne falsche oder störende Warnungen zu erzeugen. Solch eine Einstellung kann jedoch einen Kompromiß ergeben, der trotzdem über für gewisse geographische Gebiete charakteristischem Gelände störende Warnungen bewirken und in noch anderen geographischen Gebieten kürzere Warnungszeiten als gewünscht ergeben kann.
Es sind mehrere Versuche angestellt worden, um solche Bodennähe-Warnsysteme durch Verwendung von bodenbasierten Navigationsinformationen zu verbessern. Beispielsweise offenbaren US-Patent-Nr. 4,567,483; 4,646,244; 4,675,823 und 4,914,436 alle Bodennähe-Warnsysteme, die die Position des Flugzeuges im Verhältnis zu gespeicherten Geländedaten überwachen, um abgeänderte Bodennähewarnungen bereitzustellen. Die Nützlichkeit solcher Systeme ist jedoch begrenzt. Beispielsweise offenbaren die in US-Patent-Nr. 4,567,483 und 4,914,436 offenbarten Systeme Bodennähe-Warnsysteme, die Navigationsdaten benutzen, um vorbestimmte Warnungshüllkurven abzuändern, die gewisse bestimmte Flugplätze umgeben.
In US-Patent-Nr. 4,646,244 und 4,675,823 sind Geländehinweissysteme offenbart, die verschiedene bodenbasierte Navigationsseingaben und gespeicherte Geländedaten benutzen, um verschiedene Bodennähe-Warnsysteme bereitzustellen, die auf der Position des Flugzeuges beruhen. Um Speicher zu sparen, sind die Geländedaten in verschiedenen geometrischen Formen als Funktion der Höhe des Bodens innerhalb des durch die geometrische Form definierten Gebiets modelliert. Die Warnsignale werden als Funktion der Position des Flugzeuges im Verhältnis zum Modell erzeugt. Während solche Systeme hinreichende Hinderniswarnungen bieten, können solche Systeme unter gewissen Umständen störende Warnungen verursachen, da die vorhergesagte Flugbahn des Flugzeuges nicht berücksichtigt wird.
Ein weiteres Problem bei derartigen Systemen besteht darin, daß sie auf bodenbasierten Navigationssystemen wie beispielsweise VOR/DME und LORAN beruhen. Solche bodenbasierten Navigationssysteme werden durch verhältnismäßig genauere Satellitensysteme wie beispielsweise das globale Ortungssystem (GPS global positioning system) ersetzt. Darüber hinaus sind solche bodenbasierten Systeme nur in der Lage, zweidimensionale Positionsdaten bereitzustellen. So muß bei solchen Systemen die Höhe des Flugzeuges durch eine Hilfsvorrichtung wie beispielsweise einem Höhenmesser geliefert werden, wodurch die Komplexität des Systems wie auch die Kosten gesteigert werden.
In DE-A-43 04 561 ist ein Warnsystem zum Anzeigen der Bodennähe zum Flugzeug offenbart, mit Mitteln zum Bestimmen der gegenwärtigen Position des Flugzeuges, zum Speichern von Geländedaten und zum Messen von Höhe.
KURZE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, verschiedene Probleme zu lösen, die mit dem Stand der Technik verbunden sind.
Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Geländewahrnehmungssystem bereitzustellen, das dem Pilot eines Flugzeuges längere Warnzeiten für einen gefährlichen Flugzustand bietet und dabei störende Warnungen minimiert.
Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein System bereitzustellen, das dem Piloten eines Flugzeuges LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN- wie auch LOOK-UP-Geländehinweis- und Warnungsanzeigen für einen gefährlichen Flugzustand auf Grundlage der vorhergesagten Flugbahn des Flugzeuges bietet.
Es ist eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Geländewahrnehmungssystem bereitzustellen, das Eingaben von einem auf Satellit basierenden Navigationssystem wie beispielsweise dem globalen Ortungssystem GPS (global positioning system) benutzt.
Kurz zusammengefaßt betrifft die vorliegende Erfindung ein Geländewahrnehmungssystem (TAS – terrain awareness system), das dem Piloten eines Flugzeuges LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN- wie auch LOOK-UP-Geländehinweis- und Warnungsanzeigen für einen gefährlichen Flugzustand bereitstellt. Das TAS enthält eine Flugplatz-Datenbank wie auch eine Gelände-Datenbank, die so strukturiert ist, daß sie in Abhängigkeit von der Topographie des besonderen interessierenden geographischen Gebiets verschiedene Auflösungen bereitstellt. Zur Bereitstellung von LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN- und LOOK-UP-Geländehinweis- und Geländewarnungsanzeigen auf Grundlage der gegenwärtigen Position und des projizierten Flugweges des Flugzeuges werden Navigationsdaten von einem auf Satellit basierenden Navigationssystem wie beispielsweise einem globalen Ortungssystem GPS (global positioning system) benutzt. Da der Geländehinweis und die Warnsignale eine Funktion des Flugweges des Flugzeuges sind, sind störende Warnungen minimiert.
Gemäß einem Aspekt der vorliegenden Erfindung wird eine Vorrichtung zum Aufmerksammachen eines Piloten eines Flugzeuges auf den Abstand vom Boden bereitgestellt, mit folgendem: einem Eingang zum Empfangen von eine Position des Flugzeuges, einen Flugwegwinkel des Flugzeuges und eine Geschwindigkeit des Flugzeuges darstellenden Signalen, und angekoppelt an eine Datenbank (26, 24) von gespeicherten Geländeinformationen mit Bodenhöhen; einem Ausgang; einer an den Eingang angekoppelten und an den Ausgang angekoppelten Signalverarbeitungsvorrichtung (29) zum: (a) Definieren einer Vorausschauentfernung als Funktion der Geschwindigkeit des Flugzeuges und einer Gesamt-Vorausschauzeit; (b) Definieren einer ersten Warnungshüllkurve, die eine erste Stärke der Hindernisgefahr anzeigt, wobei Grenzen der ersten Warnungshüllkurve als erste Funktion des Flugwegwinkels, der Vorrausschauentfernung und einer Geländebodengrenze bestimmt werden; (c) Definieren einer zweiten Warnungshüllkurve, die eine zweite Stärke von Hindernisgefahr anzeigt, wobei Grenzen der zweiten Warnungshüllkurve als zweite Funktion des Flugwegwinkels, der Vorrausschauentfernung und der Geländebodengrenze bestimmt werden; und (d) Ausgeben eines Warnungssignals, wenn eine Teilmenge der gespeicherten Bodeninformationen sich innerhalb der Grenzen von mindestens einer der ersten und zweiten Warnungshüllkurve befindet.
Gemäß einem Aspekt der vorliegenden Erfindung wird ein Verfahren zum Warnen eines Piloten über die gefährliche Nähe von Boden bereitgestellt, mit folgenden Schritten: Zugreifen auf eine Datenbank (24, 26) mit Geländeinformationen mit Bodenhöhen; Empfangen von eine Position des Flugzeuges, einen Flugwegwinkel des Flugzeuges und eine Geschwindigkeit des Flugzeuges darstellenden Signalen; Definieren einer Vorrausschauentfernung als Funktion der Geschwindigkeit des Flugzeuges und einer Gesamt-Vorausschauzeit; Definieren einer eine erste Stärke von Hindernisgefahr anzeigenden Warnungshüllkurve, wobei Grenzen der ersten Warnungshüllkurve als eine erste Funktion des Flugwegwinkels, der Vorrausschauentfernung und einer Geländebodengrenze bestimmt werden; Definieren einer eine zweite Stärke von Hindernisgefahr anzeigenden zweiten Warnungshüllkurve, wobei Grenzen dieser zweiten Warnungshüllkurve als eine zweite Funktion des Flugwegwinkels, der Vorausschauentfernung und der Geländebodengrenze bestimmt werden; und Ausgeben eines Warnungssignals, wenn eine Teilmenge der gespeicherten Geländeinformationen sich innerhalb der Grenzen von mindestens einer der ersten und zweiten Warnungshüllkurve befindet.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNG
Diese und andere Aufgaben der vorliegenden Erfindung werden unter Bezugnahme auf die nachfolgende Beschreibung und die beiliegenden Zeichnungen schnell offenbar sein; wobei:
1A und 1B ein Blockschaltbild eines Geländewahrnehmungssystem (TAS – terrain awareness system) gemäß der vorliegenden Erfindung darstellen;
2 ein Diagramm der Welt ist, das in verschiedene Breitensegmente und Längensegmente gemäß der vorliegenden Erfindung aufgeteilt ist;
3 eine graphische Darstellung der verschiedenen Speicherabbildungs- und Auflösungs-Folgesteuerung gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
4A eine beispielhafte Darstellung des digitalen Kopfteils und Teilquadrat-Maskenworts zum Identifizieren geographischer Gebiete gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
4B eine alternative Geländekarte zur 3 ist;
5 eine graphische Darstellung der LOOK-AHEAD-Entfernung (Vorrausschauentfernung) ist, angenommen, daß sich das Flugzeug mit einem Winkel von 30° gemäß der vorliegenden Erfindung dreht;
6 eine graphische Darstellung einer ΔH-Geländebodengrenze ist, die die Basis für ein Geländehinweissignal und ein Hinderniswarnungssignal gemäß der vorliegenden Erfindung bildet;
7 eine graphische Darstellung eines Geländehinweissignals für ein Flugzeug im Verhältnis zum Gelände und einem Flugplatz für einen Zustand ist, wenn der Flugzeug-Flugwegwinkel geringer als eine erste vorbestimmte Bezugsebene oder eine erste vorbestimmte Bezugsgröße gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
8 ähnlich der 7 ist, abgesehen von einem Zustand, wenn der Flugzeug-Flugwegwinkel größer als die erste vorbestimmte Bezugsebene ist;
9 eine graphische Darstellung eines Hinderniswarnsignals für ein Flugzeug im Verhältnis zum Gelände und einem Flugplatz für einen Zustand ist, wenn der Flugzeug-Flugwegwinkel größer als eine zweite Bezugsebene oder eine zweite Bezugsgröße gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
10 ähnlich der 9 ist, abgesehen davon, wo der Flugwegwinkel des Flugzeuges geringer als die zweite Bezugsebene oder die zweite Bezugsgröße ist;
11 eine graphische Darstellung einer Grenzwinkelkorrekturgrenze für einen Horizontalflugzustand gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
12 ähnlich der 11 ist, abgesehen von einem Zustand, wo der Flugwegwinkel des Flugzeuges größer als eine vorbestimmte Bezugsebene oder eine vorbestimmte Bezugsgröße ist;
13 ähnlich der 11 ist, abgesehen von einem Zustand, wo der Flugwegwinkel des Flugzeuges geringer als eine vorbestimmte Bezugsebene oder eine vorbestimmte Bezugsgröße ist und auch eine BETA-Sinkgeschwindigkeits-Verbesserungsgrenze gemäß der vorliegenden Erfindung darstellt;
14 eine graphische Darstellung der Geländehinweis- und überlagerten Hinderniswarnsignale für ein Flugzeug im Verhältnis zu dem Gelände für einen Zustand ist, wo der Flugzeug-Flugwegwinkel geringer als eine erste Bezugsebene oder eine erste Bezugsgröße ist;
15 ähnlich der 14 ist, abgesehen von einem Zustand, wo der Flugwegwinkel zwischen einer ersten Bezugsgröße und einer zweiten Bezugsgröße liegt;
16 ähnlich der 14 ist, abgesehen von einem Zustand, wo der Flugwegwinkel geringer als die zweite Bezugsgröße ist;
17 eine graphische Darstellung von LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN-Geländehinweis- und Warnungsgrenzen gemäß der vorliegenden Erfindung für einen Zustand ist, wo das Flugzeug sinkt;
18 ähnlich der 17 ist, abgesehen von einem Zustand, wo ein Flugzeug steigt;
19 eine graphische Darstellung von LOOK-UP-Geländehinweis- und Warnungsgrenzen gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
20 eine graphische Darstellung eines Flugzeuges während eines Hochziehmanövers ist;
21 ein beispielhaftes Blockschaltbild für ein System zum Erzeugen eines Signals ist, das für den Höhenverlust aufgrund von Pilotenreaktionszeit ALPT (altitude loss due to pilot reaction time) wie auch den Höhenverlust aufgrund eines Hochziehmanövers ALPU (altitude loss due to pull-up) gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
22 eine graphische Darstellung einer alternativen Methodik zum Erzeugen einer Grenz-Höhengrenze gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
23 ein Blockschaltbild des Anzeigesystems gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
24 ein Funktionsdiagramm des Anzeigedatenformats gemäß des Standards ARINC 708/453 für eine Wetterradaranzeige ist;
25 eine Draufsicht einer Hintergrund-Geländeanzeige ist, die das Punktmuster veränderlicher Dichte gemäß der vorliegenden Erfindung darstellt;
26 ähnlich der 25 ist, aber zusätzlich die Hindernisgefahranzeigen darstellt;
27 ein Blockschaltbild ist, das die Konfiguration eines Flash-ROM für eine Geländedatenbank und ein RAM darstellt, die bei der vorliegenden Erfindung benutzt werden;
28 einen Hochzeitskuchenaufbau für einen bei der vorliegenden Erfindung benutzten RAM darstellt;
29 ein Diagramm des Dateiformats der Dateien in der Gelände-Datenbank gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
30 eine Geländekarte der Geländedatenbank gemäß der vorliegenden Erfindung darstellt, die die höchste Höhe in jeder der Zellen in der Karte darstellt;
31 ähnlich der 30 ist und ein Verfahren zum Korrigieren verschiedener Zellen in der Nähe einer Piste darstellt;
32 ein vereinfachter Aufriß gewisser Daten ist, die in 31 dargestellt sind;
33 ein Diagramm einer Anzeige ist, die die Wetterradar-Abtastspeichen und die Bestimmung der Bereichsschritte darstellt;
34 ein Blockschaltbild des Anzeigesystems gemäß der vorliegenden Erfindung ist, das den Speicheraufbau und den Datenfluß darstellt;
34A ein Blockschaltbild einer alternativen Konfiguration zu der in 34 dargestellten ist;
35 ein Diagramm einer Geländekarte ist, das die Bestimmung der Vorausschauvektorgruppe gemäß der vorliegenden Erfindung darstellt;
36 ein Diagramm einer Anzeige ist, das eine Radarabtastspeiche und ein Verfahren zum Bestimmen der Bereichsschritte der Radarabtastspeiche darstellt;
37 eine Geländekarte ist, die die Berechnung des gefährlichen Geländes gemäß der vorliegenden Erfindung darstellt;
38 ein Diagramm einer einem Anzeigeschirm überlagerten Geländekarte ist, die den Abtastbereich und die Bestimmung der schrittweisen Bereichsschritte darstellt;
39 ein Diagramm eines Pixelmusters der Anzeige gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
40 ein Diagramm der verschiedenen Fraktal-Muster zur Bereitstellung der Anzeige mit veränderlicher Dichte von nichtgefährlichen Anzeigen auf der Anzeige gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
41 ein Diagramm ist, das die Bestimmung der X- und Y-Schritte des Anzeigeschirms ist;
42 ein Diagramm des Verfahrens zum Überlagern des angezeigten Pixelmusters mit den Fraktal-Mustern gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
43 eine Darstellung eines Geländedatenformats gemäß der vorliegenden Erfindung ist;
44 Schritte zum Aufbauen der Geländedatenbank aus den ursprünglichen Daten gemäß der vorliegenden Erfindung darstellt; und
45 Schritte zum Aufbauen der Geländedatenbank aus den ursprünglichen Daten gemäß der vorliegenden Erfindung darstellt.
AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORM
Bezug nehmend auf 1 ist ein allgemein mit der Bezugsnummer 20 gekennzeichnetes Geländewahrnehmungssystem (TAS – terrain awareness system) dargestellt. Wie ausführlicher unten besprochen wird benutzt das TAS 20 Eingaben von einem auf Satellit basierenden Navigationssystem wie beispielsweise im globalen Ortungssystem (GPS – global positioning system) 22 (Längengrad, Breitengrad, Höhe, Kurs über Boden, Geschwindigkeit über Boden) und/oder einem FMS/IRS-Navigationssystem, das durch das GPS und/oder DME/DME eine Geländedatenbank 24, eine Flugplatzdatenbank 26 und korrigierte Druckhöhe beispielsweise von einem Druckhöhenmesser 28 aktualisiert werden kann, um ein LOOK-AHEAD-Warnsystem bereitzustellen, das verhältnismäßig längere Warnzeiten bietet und dabei störende Warnungen minimiert. Da das TAS 20 keine Funkhöhenmessereingabe erfordert, kann das System bei gewissen Flugzeugen wie beispielsweise Pendelverkehrsflugzeugen zur Anwendung kommen, die normalerweise nicht mit einem Funkhöhenmesser ausgestattet sind.
Der gegenwärtige Längen- und Breitengrad des Flugzeuges von GPS 22 werden an einen durch einen Block 29 angezeigten Flugplatz- und Geländesuchalgorithmus (Airport and Terrain Search Algorithm) angelegt, der Ortssuchlogik zur Bestimmung der Geländedaten wie auch die das Flugzeug umgebenden Flugplatzdaten umfaßt. Eine solche Suchlogik ist ausführlich im US-Patent Nr. 4,675,823 und 4,914,436 beschrieben, die dem gleichen Rechtsnachfolger wie die gegenwärtige Erfindung zugewiesen sind und hiermit durch Bezugnahme aufgenommen werden. Die GPS-Eingaben zusammen mit das Flugzeug umgebenden Gelände- und Flugplatzdaten aus dem Suchalgorithmus, der durch den Block 29 angezeigt ist, werden an den LOOK-AHEAD-Warnungsgenerator 30 angelegt, der auf Grundlage der Position und des projizierten Flugweges des Flugzeuges sowohl Geländehinweis- als auch Hinderniswarnsignale bereitstellt. Der LOOK-AHEAD-Warnungsgenerator 30 kann sowohl eine hörbare Warnung mittels eines Sprachwarnungsgenerators 32 und Lautsprechers 34 als auch/oder eine sichtbare Warnung mittels einer Karte oder einer Anzeige 36 wie unten besprochen bereitstellen.
GLOBAL POSITIONING SYSTEM
Die primären Positionsinformationen für das Flugzeug werden wie in US-Patent Nr. 4,894,655; 4,903,212; 4,912,645; 4,954,959; 5,155,688; 5,257,195; 5,265,025; 5,293,163; 5,293,318 und 5,337,242 offenbart, die alle hiermit durch Bezugnahme aufgenommen werden, durch das GPS 22 bereitgestellt. Das GPS 22 enthält einen GPS-Empfänger 37 und einen kombinierten GPS-Empfänger und Monitor 38. Die Positionseingaben von GPS 22 werden durch einen durch den Block 40 angezeigten Koppelnavigationsalgorithmus verarbeitet, wie beispielsweise ausführlich im US-Patent Nr. 5,257,195 besprochen, um zeitweilige Ausfälle des GPS 22 wie beispielsweise durch Verlust oder Maskierung von Satelliten zu kompensieren. Der Koppelnavigationsalgorithmus kann durch ein zusätzliches Navigationssystem wie beispielsweise ein FMS oder ein IRS ersetzt werden, das während GPS-Ausfällen benutzt werden kann.
Auch kann zur Bereitstellung einer Anzeige einer GPS-Höhe ein Differential-GPS-Empfänger 42 benutzt werden. Solange wie die Differential-GPS-Informationen empfangen werden und vier weitere Satelliten sichtbar sind, sind die Differential-GPS-Informationen vom Differential-GPS-Empfänger 42 genau genug für das TAS 20. Wenn der Differential-GPS-Empfänger 42 nicht zur Verfügung steht, kann durch den Block 44 ein zusammengesetztes Höhensignal erzeugt werden und mittels eines einpoligen Umschalters 46 unter Steuerung eines Signals „DIFF GPS AVAILABLE", das anzeigt, wann der Differential-GPS-Empfänger 42 verfügbar ist, an den LOOK-AHEAD-Warnungsgenerator 30 angeschaltet werden. In einer ersten Betriebsart, wenn Differential-GPS-Information verfügbar ist, schaltet der Schalter 46 das GPS-Höhensignal vom GPS 22 an den LOOK-AHEAD-Warnungsgenerator 30 an. In dieser Stellung wird das GPS-Höhensignal wie oben besprochen entweder vom GPS 22 oder vom Differential-GPS-Empfänger 42 erzeugt. Wenn ein Differential-GPS-Empfänger 42 nicht verfügbar ist, wird durch den Block 44 ein zusammengesetztes Höhensignal für den LOOK-AHEAD-Warnungsgenerator 30 bereitgestellt. Während dieses Zustands verbindet der Schalter 46 unter Steuerung eines Signals „DIFF GPS AVAILABLE" den Block 44 mit dem LOOK-AHEAD-Warnungsgenerator 30, damit das zusammengesetzte Höhensignal für den LOOK-AHEAD-Warnungsgenerator 30 bereitgestellt werden kann. Im Differential-GPS-Empfänger 42 wird die Druckhöhe mit der GPS-Höhe verglichen, um ein zusammengesetztes Höhensignal zu erzeugen, das zum Begrenzen der maximalen Differenz zwischen dem GPS-Ausgangs-Höhensignal und der Druckhöhe auf den maximal erwarteten GPS-Höhenfehler benutzt werden könnte. Eine derartige Konfiguration würde die Auswirkung von fehlerhaften Druckkorrektureinstellungen auf den Druckhöhenmesser 28 verringern.
GELÄNDE- UND FLUGPLATZDATENBANKEN
Wie oben erwähnt sind die Flugplatzdaten und Geländedaten in zwei verschiedene Datenbanken 26 bzw. 24 aufgeteilt. Durch einen solchen Aufbau kann jede der Datenbanken 24 oder 26 aktualisiert werden, ohne die andere aktualisieren zu müssen.
Die Flugplatzdatenbank 26 enthält verschiedene Arten von Informationen bezüglich Flugplätzen wie beispielsweise Pistenmitte-Koordinaten, Pistenlänge, Pistenorientierung, Pistenhöhe und Flugplatz-/Pisten-Bezeichnungsdaten. Zusätzliche Daten bezüglich Hindernissen entlang des Anflugweges (d. h. Hochbau-Hotels in der Nähe von Heathrow Airport in England) und ein nomineller Endanflug-Gleitweg könnten ebenfalls in der Flugplatz-Datenbank 26 enthalten sein. Auch kann eine getrennte Hindernis-Datenbank mit ähnlichem Aufbau wie die Flugplatz-Datenbank bereitgestellt werden.
Damit das TAS 20 nützlich ist, müßten alle Flugplätze, auf denen beispielsweise Pendelverkehrsflugzeuge ohne Funkhöhenmesser landen können, in der Flugplatz-Datenbank 26 enthalten sein. In Gebieten, wo die Flugplatz-Datenbank 26 nicht vollständig ist, würde der Suchalgorithmus 29 NO DATA anzeigen. Da die Flugplatz-Datenbank 26 auf ähnliche Weise wie die unten beschriebene Gelände-Datenbank 24 organisiert ist, könnten stückweise zusätzliche Flugplatzdaten hinzugefügt werden, wenn sie verfügbar werden. Es wird erwartet, daß die geschätzte Größe der Flugplatz-Datenbank 26 im Verhältnis zu der Gelände-Datenbank 24 verhältnismäßig klein ist, beispielsweise weniger als 200 Kilobyte in Abhängigkeit von der pro Flugplatz gespeicherten Datenmenge.
Die Gelände-Datenbank 24 könnte bis zu 40 Megabyte Speicherraum erfordern, wodurch sie mit den verfügbaren Flash-EEPROMS (flash erasable programmable read only memory) oder Mini-Festplattenlaufwerken kompatibel wird, die bekannte Datenkomprimierungsverfahren zum Verringern des erforderlichen Speicherraums nutzen könnten und mit denen auch eine leichte Datenwiedergewinnung durch den Suchalgorithmus 29 gefördert würde.
Ein wichtiger Aspekt der Erfindung besteht darin, daß die Gelände-Datenbank 24 zur Bereitstellung veränderlicher Auflösungen von Geländedaten als Funktion der Topographie des Geländes wie auch der Entfernung von Flugplätzen strukturiert ist. Beispielsweise kann in der Nähe des Flugplatzes eine verhältnismäßig hohe Auflösung von der Größenordnung von 1/4 bis 1/8 Seemeilen und in einem Radius von 30 Meilen vom Flugplatz eine mittlere Auflösung, beispielsweise 1/2 bis 1 Seemeile bereitgestellt werden. Außerhalb des 30-Meilen-Radius vom Flugplatz genügt eine gröbere Auflösung, wie unten beschrieben wird.
2 bis 4 zeigen die Organisation der Gelände-Datenbank. Zuerst auf 2 Bezug nehmend ist die Welt in mehrere Breitengradbänder 50, beispielsweise jeweils rund 4° breit, aufgeteilt. Jedes Breitengradband 50 ist dann in mehrere Längssegmente 52 aufgeteilt, die um den Äquator herum rund 4° breit sind, so daß jedes Längssegment 52 rund 256 × 256 Seemeilen beträgt. Um eine relativ konstante Segmentgröße zu bewahren, wird die Anzahl von Längssegmenten 52 pro Breitengradband 50 näher an den Polen verringert.
Da die Anzahl von Breitengradbändern 50 und die Anzahl von Längssegmenten 52 pro Breitengradband 50 festliegt, wird die Bestimmung des bestimmten, der gegenwärtigen Flugzeugposition entsprechenden Segments leicht bestimmt. Beispielsweise wird der gegenwärtige Breitengrad X des Flugzeuges zur Bestimmung der Breitengradbandnummer benutzt. Als nächstes wird die Anzahl von diesem Band 50 zugeordneten Längssegmenten 52 entweder mittels einer Nachschlagetabelle oder durch Berechnung bestimmt. Sobald die Anzahl von Längssegmenten 52 in dem bestimmten, interessierenden Breitengradband 50 bestimmt ist, kann die gegenwärtige Längsposition Y des Flugzeuges zur leichten Bestimmung der Längssegmentnummer benutzt werden.
Die jedem Längssegment 52 zugeordneten Mindestdaten entsprechen der höchsten Höhe in diesem Segment. Wie oben erwähnt beträgt jedes der Segmente 52 annähernd 256 × 256 Seemeilen. Wie in 3 dargestellt, können diese Längssegmente 52 in verschiedene Teilquadrate aufgeteilt werden, um veränderliche Auflösungsstufen bereitzustellen. Beispielsweise kann jedes Segment 52 in mehrere Teilquadrate 54 aufgeteilt werden, wobei jedes Teilquadrat 54 64 × 64 Seemeilen beträgt, um eine sehr grobe Auflösung zu bieten. Die Teilquadrate 54 können wiederum weiter in eine Anzahl von Teilquadraten 56 jeweils beispielsweise von 16 × 16 Seemeilen unterteilt werden, um eine grobe Auflösung bereitzustellen. Diese Teilquadrate 56 können wiederum in mehrere Teilquadrate 58, beispielsweise jeweils mit 4 × 4 Seemeilen unterteilt werden, um eine mittlere Auflösung zu bieten. Die Teilquadrate 58 können ebenfalls in mehrere Teilquadrate 60, beispielsweise mit 1 × 1 Seemeilen unterteilt werden, um eine Feinauflösung zu bieten. In der Nähe um Flugplätze herum könnte es sogar wünschenswert sein, die Teilquadrate 60 in kleinere Teilquadrate 62 aufzuteilen, um noch feinere Auflösung, beispielsweise 1/4 × 1/4 Seemeilen zu bieten.
Wie in 4A gezeigt, bestehen die jedem Längssegment 52 zugeordneten Mindestdaten aus einem Kopfteil 65, der ein mehrfaches Datenbyte 66 enthält, das die Bezugshöhe umfaßt, die der höchsten Höhe für alle Teilquadrate im Segment entspricht, in der Annahme, daß die höchste Erhebung in einem Quadrat repräsentativ für die Quadrat-Gesamthöhe ist. Auch kann das mehrfache Datenbyte 66 eine Markierung enthalten, um anzuzeigen, wenn für gewisse geographische Gebiete keine weitere Unterteilung erforderlich ist. Beispielsweise würden für den Ozean darstellende Segmente alle Teilquadrate die gleiche maximale Höhe aufweisen, und keine weitere Unterteilung wäre daher erforderlich. Damit die Datenbank stückweise erstellt und aktualisiert werden kann, könnte das mehrfache Datenbyte 66 auch ein Markierungsbit oder einen Code enthalten, der anzeigt, daß für ein gewisses Segment 52, das einen Code enthält, der anzeigt, daß im Segment keine Kartendaten vorliegen, keine weiteren Unterteilungen entsprechende Daten existieren.
Für geographische Gebiete wie beispielsweise gebirgige Gebiete und Gebiete in der Nähe eines Flugplatzes werden die Längssegmente 52 wie oben besprochen unterteilt. In einer derartigen Situation würden die gespeicherten Daten ein 2-Byte-Maskenwort 68 enthalten, das auf die Teilquadrate mit unterschiedlichen Höhen zeigt. Wie beispielsweise in der 4 dargestellt ist das 2-Byte-Maskenwort 68 mit einem Zeiger im Kasten 15 innerhalb des Teilquadrats 54 innerhalb des Längssegments 52 dargestellt, das eine andere Höhe darstellt, die wie oben besprochen auf die nächstfeinere Auflösungsschicht zeigt. Die Teilquadrate enthalten jeweils einen Kopfteil 70 mit einer Maske wie oben beschrieben, damit ein Zeiger für jedes Teilquadrat mit einer unterschiedlichen Höhe auf die nächstfeinere Schicht zeigen kann, bis die feinste Auflösungsstufe, die gewünscht wird, wie gezeigt erreicht wird.
Die Datenbankstruktur bietet hinsichtlich der erforderlichen Auflösung Flexibilität und kann zu unterschiedlichen Zeiten stückweise aufgebaut werden. Als solche enthält die Struktur den gesamten Rahmen, der zum Zufügen von neuen Daten oder Abändern bestehender Daten notwendig ist, ohne irgendwelche der Software zu ändern.
Die Größe der Datenbank steht im Verhältnis zur Auflösung und der Größe des abzudeckenden Bereichs. Um die gesamte Erdoberfläche abzudecken, rund 149 Millionen Quadratseemeilen, sind nur rund 2500 bis 3500 Längssegmente 52 erforderlich. So ist das Overhead für die Mindest-Kopfteilgröße relativ klein.
Als Alternative kann die Welt wie in 4B gezeigt in eine Mehrzahl von Kartendateien oder Zellen 51 von 1° × 1° aufgeteilt werden. Die verschiedenen Kartendateien 51 können mit veränderlicher Auflösung gebildet werden. Insbesondere kann jede der Kartendateien in mehrere Teilzellen 53 mit angezeigter höchster Geländehöhe in jeder Teilzelle unterteilt werden, wobei die Auflösung aller Teilzellen in einer bestimmten Kartendatei die gleiche Auflösung aufweist. Wie oben angezeigt betragen die Karten allgemein 1° × 1°, die für eine gröbere Auflösung (d. h. 2° × 2° oder 10° × 10°) kombiniert werden können.
Die Größe der Teilzellen 53 wird verändert, um veränderliche Auflösungsgrade bereitzustellen. Beispielsweise kann für eine verhältnismäßig hohe Auflösung die Größe der Teilzellen 53 als entweder 15 × 15 Bogensekunden oder 30 × 30 Bogensekunden ausgewählt werden. Auch kann die Größe der Teilzellen 53 als Funktion des Geländes in bestimmten geographischen Gebieten verändert werden. Beispielsweise kann die Größe der Teilzellen 53 als 30 × 60 Bogensekunden in relativ hohen nördlichen Längengraden und als 30 × 120 Bogensekunden in noch nördlicheren Längengraden ausgewählt werden. Auch kann die Größe der Teilzellen 53 als Funktion der Entfernung vom nächsten Flugplatz verändert werden. Beispielsweise kann die Größe der Teilzellen für größere Entfernungen als 64 Meilen von einem Flugplatz als 60 × 60 Bogensekunden ausgewählt werden, während die Größe der Teilzellen 53 in größeren Entfernungen als beispielsweise 128 Meilen vom Flugplatz als 120 × 120 Bogensekunden ausgewählt werden kann. Für eine grobe Auflösung, beispielsweise zur Verwendung während einer Reiseflug-Betriebsart wie unten besprochen kann die Größe von Teilzellen als 5 × 5 Bogenminuten ausgewählt werden.
Wie unten besprochen und wie in 27 dargestellt kann die Datenbank durch einen Komprimierungsalgorithmus komprimiert werden und in einem wie in 28 dargestellt als Hochzeitskuchen aufgebauten Flash-ROM (read only memory) gespeichert werden. Es sind für diese Anwendung verschiedene Komprimierungsalgorithmen bekannt und geeignet. Der Komprimierungs algorithmus bildet keinen Teil der vorliegenden Erfindung.
Um die Berechnung zu vereinfachen, enthält jede der Kartendateien einen Kopfteil 55, der unter anderem die Auflösung der bestimmten Kartendatei 51 wie auch den Ort von einer oder mehreren Ecken, beispielsweise der nordwestlichen und südöstlichen Ecken enthält. Die Kopfteile 55 wie auch die Kartendateien 51 werden ausführlicher unten besprochen und ausführlicher in 29 dargestellt.
Für gewisses Gelände, beispielsweise Gelände neben einer Piste kann die Auflösung der Kartendateien 51 (d. h. relativ große Größe der Teilzelle 53) Fehler der Pistenhöhe ergeben. Insbesondere können, da jede Teilzelle 53 die höchste Höhe in der Teilzelle 53 enthält, in Abhängigkeit von der Auflösung der Kartendatei 51 gewisse Fehler bezüglich Pistenhöhen auftreten. Korrektur der Höhen neben Pisten wird ausführlicher unten in Verbindung mit 30–33 besprochen. Auch können durch die Karten, die beispielsweise durch die Defense Mapping Agency unter Verwendung von Mittelungsalgorithmen digitalisiert werden, von denen bekannt ist, daß sie Täler auffüllen und die Spitzen scharfer Bergspitzen des Geländes abschneiden, systematische Fehler eingeführt werden.
LOOK-AHEAD-WARNUNGSGENERATOR
Wie oben erwähnt erzeugt der LOOK-AHEAD-Warnungsgenerator 30 sowohl ein Geländehinweissignal als auch ein Hinderniswarnsignal auf Grundlage der Position und Flugbahn des Flugzeuges bezüglich gespeicherter Geländedaten. Es gibt zwei Aspekte der Geländehinweis- und Hinderniswarnsignale: LOOK-AHEAD-Entfernung/Richtung; und Hindernisgefahrgrenzen.
LOOK-AHEAD-ENTFERNUNG/RICHTUNG
Die LOOK-AHEAD-Richtung zum Erkennen von gefährlichem Gelände ist entlang dem Kurs über Boden des Flugzeuges. Um störende Warnungen zu verhindern, ist die LOOK-AHEAD-Entfernung begrenzt, wie unten besprochen wird. Sonst könnte möglicherweise gefährliches Gelände entlang dem gegenwärtigen Flugweg des Flugzeuges relativ fern von seiner gegenwärtigen Position störende Warnungen erzeugen.
Es werden zwei verschiedene LOOK-AHEAD-Entfernungen (LAD – LOOK AHEAD distances) benutzt. Die erste LAD wird für ein (auch als LAD mittlerer Warnungsstufe (yellow alert LAD) bezeichnetes) Geländehinweissignal benutzt. Für Hinderniswarnsignale, die sofortige Ausweichhandlung erfordern, wird eine zweite (auch als LAD hoher Warnungsstufe (red alert LAD) bezeichnete) LAD benutzt.
Die LAD für einen Geländehinweiszustand wird bei der Bestimmung der LAD zuerst in Betracht gezogen, da angenommen wird, daß der Pilot zu jeder Zeit eine schräge 30°-Kurve mit einem Kurvenradius R durchführen könnte. Die LAD ist gleich dem Produkt der Flugzeuggeschwindigkeit und der gesamten LOOK-AHEAD-Zeit. Nach der Darstellung in 5 ist die gesamte LOOK-AHEAD-Zeit gleich der Summe der LOOK-AHEAD-Zeit T₁ für einen einzigen Kurvenradius R; der LOOK-AHEAD-Zeit T₂ für Bodenfreiheit am höchsten Punkt der Kurve (d. h. Punkt 73) zuzüglich einer vorbestimmten Reaktionszeit T₃.
Die Bodenfreiheit am höchsten Punkt 73 der Kurve wird geliefert, um als Ergebnis der Kurve einen ungewollten Kontakt mit dem Hoden zu verhindern. Diese Bodenfreiheit kann als feste Entfernung ausgewählt oder gleich dem Kurvenradius R gemacht werden.
Wie in Gleichung (1) gezeigt, ist der Kurvenradius R proportional zum Quadrat der Geschwindigkeit des Flugzeuges und umgekehrt proportional zum Querneigungswinkel TG (ROLL). R = V2/G × TG (Roll) (1)
Für einen Querneigungswinkel von 30° ist der Kurvenradius R in Seemeilen (nM – nautical miles) als Funktion der Geschwindigkeit in Knoten gegeben durch Gleichung (2): R = 0,000025284*V2 (2)
Die LOOK-AHEAD-Zeit T₁ für einen einzelnen Kurvenradius ist gegeben durch Gleichung (3): T1 = R/V (3)
Einsetzen von R aus Gleichung (1) in Gleichung (3) ergibt die LOOK-AHEAD-Zeit T₁ für einen einzigen Kurvenradius wie in Gleichung (4) gezeigt als Funktion der Geschwindigkeit des Flugzeugs und des Querneigungswinkels. T = V/G × TG (Roll) (4)
Tabelle 1 bietet verschiedene LOOK-AHEAD-Zeiten T₁ bei verschiedenen Kurvenradien und Bodengeschwindigkeiten.
TABELLE 1
Angenommen, daß die feste Bodenfreiheit am höchsten Punkt 73 der Kurve gleich einem Kurvenradius R ist, beträgt die gesamte LOOK-AHEAD-Zeit für zwei Kurvenradien (d. h. T₁ + T₂) einfach zweimal die Zeit eines einzelnen Kurvenradius. So beträgt die gesamte LOOK-AHEAD-Zeit 2*T₁ zuzüglich der vorbestimmten Reaktionszeit T₃, beispielsweise 10 Sekunden, entsprechend der Gleichung (5): TGESAMT = 2*T1 + T3 (5)
Durch Einsetzen von R aus Gleichung (2) in die Gleichung (4) wird die LOOK-AHEAD-Zeit für einen Einzelkurvenradius gegeben durch Gleichung (6): T1 = 0,000025284*V (6)
Wenn daher angenommen wird, daß die feste Bodenfreiheit X am höchsten Punkt der Kurve 73 ebenfalls gleich dem Kurvenradius R ist, dann ist die gesamte LOOK-AHEAD-Zeit für zwei Kurvenradien gegeben durch Gleichung (7) unten, einfach zweimal der in Gleichung (6) bestimmte Wert: T1 + T2 = 2*0,000025284*V (7)
Für eine vorbestimmte Reaktionszeit T₃, beispielsweise 10 Sekunden, kann die LOOK-AHEAD-Entfernung (LAD – LOOK-AHEAD distance) in Seemeilen für ein Geländehinweissignal einfach durch Multiplizieren der Geschwindigkeit des Flugzeugs (V) mit der Gesamtzeit T_GESAMT nach Gleichung (8) bestimmt werden: LAD = V*(0,0000278 + 2*0,000252854*V) + feste Entfernung*K (8) wobei K eine Konstante ist, beispielsweise 0.
Um jedoch optimale Zustände während eines Geländehinweiszustands zu bieten, wird die LAD mit einer Obergrenze und einer Untergrenze begrenzt. Die Untergrenze kann ein konfigurierbarer Betrag, beispielsweise entweder 0,75, 1 oder 1,5 Seemeilen bei relativ geringen Geschwindigkeiten (d. h. Geschwindigkeiten unter 150 Knoten) und beispielsweise auf 4 Seemeilen bei größeren Geschwindigkeiten als beispielsweise 250 Knoten begrenzt sein. Die LAD kann auch ungeachtet der Geschwindigkeit auf einen festen Betrag begrenzt sein, wenn die Geschwindigkeit zur Piste unter einem vorbestimmten Betrag, beispielsweise 2 Seemeilen, liegt, außer wenn die Flugzeughöhe in bezug zur Piste größer als 3000 Fuß (1000 Meter) ist.
Die Hinderniswarnungs-LAD ist durch Gleichung (9) unten gegeben: LAD = k1*LAD (Gelände für LOOK-DOWN/LOOK-AHEAD-Hinweisanzeige), k2*LAD (Hinderniswarnung für LOOK-DOWN/LOOK-AHEAD), k3*LAD (Geländehinweis LOOK-UP) (9)wobei k₁ = 1,5, außer, wenn die LAD an ihrer Untergrenze begrenzt ist, in welchem Fall k₁ = 1, k₃ = 1 und wobei k₂ = 0,5, k₃ = 2.
HINDERNISGEFAHR-GRENZEN
Die Hindernisgefahr-Grenzen umfassen eine Geländebodengrenze, Geländehinweisgrenzen (gelbe Alarmstufe), wie auch Hinderniswarnungsgrenzen (rote Alarmstufe) und werden entlang dem Kurs über Boden des Flugzeuges bereitgestellt.
GELÄNDEBODENGRENZE
Die Geländebodengrenze ist die Basis für die Hindernisgefahrgrenzen und ist ähnlich dem für das GPWS entwickelten Geländeboden. Der Geländeboden steht im Verhältnis zu einer Entfernung ΔH unter dem Flugzeug und ist proportional zur Entfernung zu der nächstgelegenen Piste, um störende Warnungen zu verhindern, wenn das Flugzeug startet und landet, während er hinreichenden Schutz in anderen Betriebsarten bietet. Wie in Gleichung (10) dargestellt, beruht die Geländebodengrenze unter dem Flugzeug im wesentlichen auf der Bereitstellung von 100 Fuß (30 Meter) Bodenfreiheit pro Seemeile von der Piste begrenzt auf 800 Fuß (260 Meter). ΔH = 100 (ft/nM)*(Entfernung zur Pistenschwelle – einem Versatz) + 100 (ft/nM)*(Entfernung zur Pistenmitte – 12 Seemeilen) (10)
Gleichung (10) ist graphisch in 6 dargestellt. Bezug nehmend auf 6 stellt die horizontale Achse die Entfernung von der Piste dar, während die senkrechte Achse die ΔH-Geländebodengrenze unter dem Flugzeug darstellt. Das erste Segment 71 stellt die Pistenlänge dar, während der Punkt 72 die Pistenmitte darstellt. Nach einem geringen Versatz 74 neigt sich das nächste Segment 78, das bei 0 Fuß beginnt, mit 100 Fuß pro Seemeile Entfernung von der durch den Punkt 80 identifizierten Pistenschwelle bis zu maximal 500 Fuß. Das 500-Fuß-Maximum läuft entlang einem Segment 82 weiter, bis die Entfernung von der Pistenmitte 72 eine vorbestimmte Entfernung D, beispielsweise 12 Seemeilen, beträgt. Das nächste Segment 84 ist mit einer 100 Fuß pro Seemeile Entfernung nach oben geneigt, bis die Entfernung 300 Fuß vom Segment 82 für insgesamt 800 Fuß ansteigt.
Die ΔH-Geländebodengrenze unter dem Flugzeug ist so begrenzt, daß das Segment 78 bei 0 beginnt und das Segment 82 niemals ein vorbestimmtes Maximum übersteigt, beispielsweise 500 Fuß. Zusätzlich ist auch die ΔH-Geländebodengrenze so begrenzt, daß das Segment 84 niemals die senkrechte Höhe des Segments 82 unterschreitet und um nicht mehr als 300 Fuß bezüglich des Segments 82 ansteigt. In Zuständen, wenn sich das Flugzeug 3000 Fuß (1000 Meter) über dem Gelände befindet, wird die ΔH-Geländebodengrenze an der Obergrenze von 800 Fuß aufrechterhalten.
GELÄNDEHINWEISGRENZEN
In 7 und 8 sind graphisch zwei Geländehinweisgrenzen dargestellt. 7 zeigt einen Zustand, wenn das Flugzeug sinkt, während die 8 einen Zustand zeigt, wenn das Flugzeug steigt. Wie ausführlicher unten besprochen wird, beruhen die Geländehinweisgrenzen auf dem Verhältnis zwischen dem Flugwegwinkel γ und einer ersten konfigurierbaren Bezugsgröße THETA1.
Zuerst auf 7 Bezug nehmend sind die Geländehinweisgrenzen (gelbe Alarmstufe) dargestellt. Das erste Segment der Geländehinweisgrenze, identifiziert mit der Bezugsziffer 92, entspricht der ΔH-Geländebodengrenze. Wie oben erwähnt, ist die ΔH-Geländebodengrenze eine Funktion der Entfernung von der Piste 94. Um das untere Segment 100 der Geländehinweisgrenze zu bestimmen, ist es notwendig, zu bestimmen, ob der Flugwegwinkel γ mehr oder weniger als eine als THETA1 identifizierte konfigurierbare Bezugsgröße ist. Wie hier dargestellt und beschrieben ist THETA1 auf 0° eingestellt. Es sollte jedoch klar sein, daß andere Winkel für THETA1 im weiten Rahmen der vorliegenden Erfindung liegen. Für den in 7 dargestellten Zustand beträgt der Flugwegwinkel γ weniger als THETA1. So erstreckt sich das Segment 100 von der ΔH-Geländebodengrenze im Winkel THETA1 zur LOOK-AHEAD-Entfernung für einen Geländehinweis. Das Endsegment 102 liegt allgemein parallel zum Segment 92 und erstreckt sich senkrecht entlang der LAD für die Geländehinweisgrenze.
Wenn der Flugwegwinkel γ, wie in 8 dargestellt, größer als THETA1 ist, dann werden andere Geländehinweisgrenzen bereitgestellt. Das Segment 92 wird das gleiche, wie in 7 gezeigt und oben beschrieben, sein. Wenn jedoch der Flugwegwinkel γ, wie in 8 gezeigt, größer als THETA1 ist, wird durch Ziehen eines Liniensegments von der Unterseite des Segments 92, das den ΔH-Geländeboden darstellt, entlang einer Richtung parallel zum Flugwegwinkel γ nach oben zur LAD, ein unteres Segment 106 gebildet. Ein senkrechtes Segment 108 erstreckt sich vom unteren Segment 106 entlang der LAD, um die Geländehinweisgrenzen zu bilden.
Wenn daher wie dargestellt das Flugzeug steigt, wird nur solches Gelände, das die nach oben geneigten Geländehinweisgrenzen durchdringt, ein Hinweissignal veranlassen, so daß, wenn das Flugzeug das Gelände mit einer Sicherheitsreserve überfliegt, kein Hinweissignal abgegeben wird, selbst wenn das vorausliegende Gelände auf oder über der gegenwärtigen Flugzeughöhe liegt. Wenn jedoch Gelände die Geländehinweisgrenzen durchdringt, kann eine akustische Warnung wie beispielsweise „CAUTION, TERRAIN" als Ton-Hinweissignal abgegeben werden. Zusätzlich können sichtbare Warnungen bereitgestellt werden.
HINDERNISWARNUNGSGRENZEN
Die Hinderniswarnungsgrenzen sind in 9 und 10 dargestellt und zeigen allgemein dem Piloten eines Flugzeuges Zustände an, wenn Ausweichhandlung erforderlich ist, um Bodenkontakt zu vermeiden. Gibt die Hinderniswarnungsgrenzen beruhen auf dem Verhältnis des Flugwegwinkels des Flugzeuges relativ zu einer zweiten konfigurierbaren Bezugsgröße THETA2. Die Bezugsgröße THETA2 kann mit einer Steigung von beispielsweise 6° ausgewählt werden, was der durchschnittlichen Steigflugfähigkeit von Verkehrsflugzeugen gleich ist. Die Bezugsgröße THETA2 könnte unter Berücksichtigung von Flugzeugtyp, Konfiguration, Höhe und Startzeit abgeändert werden. Aufgrund der oben für die Hinderniswarnungsgrenzen besprochenen längeren LOOK-AHEAD-Entfernung könnte jedoch für extreme Geländezustände eine Hinderniswarnung vor einer Geländehinweisanzeige auftreten.
Bezug nehmend auf 9 und 10 sind zwei verschiedene Hinderniswarnungsgrenzen dargestellt. Insbesondere zeigt die 9 einen Zustand, wo der Flugwegwinkel γ größer als die zweite Bezugsgröße THETA2 ist. 10 zeigt einen Zustand, wo der Flugwegwinkel γ unter der zweiten Bezugsgröße THETA2 liegt. In beiden Zuständen wird das erste Segment 114 der Hinderniswarnungsgrenze unter dem Flugzeug für eine Entfernung der Hälfte des ΔH-Geländebodens verlängert, der wie oben erwähnt eine Funktion der Entfernung des Flugzeuges von einer Piste ist. Wie oben erwähnt sind die Hinderniswarnungsgrenzen von dem Verhältnis zwischen dem Flugwegwinkel γ des Flugzeuges und der Bezugsgröße THETA2 abhängig.
Zuerst auf 9 Bezug nehmend, da der Flugwegwinkel γ weniger als die zweite Bezugsgröße THETA2 ist, wird das untere Segment 118 der Hinderniswarnungsgrenze durch Ziehen einer Linie vom Segment 114 mit einem Winkel gleich dem Flugwegwinkel γ bis zur LOOK-AHEAD-Entfernung für eine Hinderniswarnung wie oben besprochen gebildet. Ein senkrechtes Segment 120 erstreckt sich vom unteren Segment 118 entlang der LAD für eine Hinderniswarnung, und bildet die wie in 9 dargestellten Hinderniswarnungsgrenzen.
Wenn der Flugwegwinkel des Flugzeuges weniger als die Steigung der zweiten Bezugsgrößes THETA2 wie in 10 dargestellt ist, erstreckt sich ein unteres Segment 122 vom Segment 114 bis zur LOOK-AHEAD-Entfernung mit einem Winkel gleich dem Flugwegwinkel γ. Ein Segment 124 erstreckt sich nach oben entlang der LAD vom Segment 122. Wenn Gelände entlang dem Kurs über Boden des Flugzeuges bis zur LAD für die Hinderniswarnung die Hüllkurve durchdringt, können akustische und/oder optische Warnungen „Gelände voraus" abgegeben werden.
ABBRUCHGRENZEN
Um störende Warnungen zu vermeiden, wenn das Flugzeug eine Hügelkette mit verhältnismäßig geringer Höhe überfliegt, können die Warnungsgrenzen Abbruchgrenzen, wie beispielsweise in 11, 12 und 13 dargestellt, enthalten. Ohne die Abbruchgrenzen würden Warnungen abgegeben werden, obwohl das Gelände praktisch unter dem Flugzeug liegt und nach vorne kein Gelände sichtbar ist. Zuerst auf 11 Bezug nehmend beginnt die Abbruchgrenze 126 mit einem vorbestimmten Abbruchversatz 128 unter dem Flugzeug und erstreckt sich in einer Richtung vor dem Flugzeug in einem vorbestimmten Hüllkurven-Abbruchwinkel 130. Der Hüllkurven-Abbruchwinkel 130 ist gleich dem Flugwegwinkel γ zuzüglich eines konfigurierbaren vorbestimmten Abbruchwinkels, der als –6° beschrieben und dargestellt ist. Für Horizontalflug, wie in 11 dargestellt, erstreckt sich die Abbruchgrenze 126 vom Abbruchversatz 128 in Richtung des Hüllkurven-Abbruchwinkels 130 nach vorne vor dem Flugzeug zu einem Punkt 132, wo sie eine mit der Bezugsziffer 134 identifizierte Geländehinweisgrenze oder Hinderniswarnungsgrenze schneidet. Für Horizontalflug, wie in 11 dargestellt, beträgt der Flugwegwinkel γ Null. So erstreckt sich die in 11 dargestellte Abbruchgrenze 126 vom Abbruchversatz 128 aus entlang einem Winkel gleich dem Abbruchwinkel, der wie oben erwähnt für Darstellungszwecke als –6° ausgewählt ist. Wie oben erwähnt, erstreckt sich die Abbruchgrenze 126 vom Abbruchversatz 128 zum Punkt 132, wo sie die oben besprochene Geländehinweisgrenze 134 schneidet. Die Warnungsgrenze wird dann als die höchste von der Geländehinweisgrenze 134 und der Hüllkurven-Abbruchgrenze 126 ausgewählt. So würde für das in 11 dargestellte Beispiel die Geländehinweisgrenze aus der Abbruchgrenze 126 bis zum Punkt 132 bestehen, wo die Hüllkurven-Abbruchgrenze 124 die Warnungshüllkurve 126 schneidet. Vom Punkt 132 aus nach vorne wird die normale Geländehinweisgrenze 134 entsprechend beispielsweise einer THETA1-Neigung benutzt. Wenn daher entweder eine Geländehinweisgrenze oder eine Hinderniswarnungsgrenze unter der Abbruchgrenze 126 liegt, wird die Abbruchgrenze 126 zur neuen Grenze für das Hinweis- oder Warnungssignal.
Der Abbruchwinkel 130 ist so begrenzt, daß, wenn der Flugwegwinkel γ ein relativ hoher Steigflugwinkel ist, der Abbruchwinkel 130 nicht eine vorbestimmte Grenze überschreitet, beispielsweise eine konfigurierbare Grenze zwischen 0 bis 6°, wie in 12 dargestellt wird. Bezug nehmend auf 12 ist insbesondere der Flugwegwinkel γ mit einer relativ hohen Steigfluggeschwindigkeit (d. h. γ = 9°) dargestellt. Durch das Teilsegment 136 wird ein unbegrenzter Abbruch-Hüllkurvenwinkel 130 dargestellt. Nach der Darstellung liegt dieses Segment 132 6° unter dem Flugwegwinkel γ. Um jedoch die Empfindlichkeit des Systems 20 in Zuständen zu verringern, wenn der Flugwegwinkel relativ groß ist, beispielsweise 9°, was einen ziemlich steilen Steigflug anzeigt, ist der Abbruch-Hüllkurvenwinkel 130 begrenzt. In dem in 12 dargestellten Beispiel wird die Abbruchwinkelgrenze beispielsweise als 1,4° ausgewählt. So wird der Abbruchwinkel bei Flugwegwinkeln γ größer als 7,4° eine Hüllkurven-Abbruchgrenze 140 ergeben, die mehr als 6° unter dem Flugwegwinkel γ liegt. Nach der Darstellung wird, da die Abbruchwinkelgrenze als 1,4° ausgewählt wurde, der Abbruchwinkel jedesmal, wenn der Flugwegwinkel größer als 7,4° ist auf 1,4° begrenzt sein, selbst wenn der Abbruchwinkel den Flugwegwinkel γ um 6° oder mehr unterschreitet. Für die in 12 dargestellten Zustände beginnt daher das Segment 140 mit dem Abbruchversatz 128 und verläuft entlang einer Linie, die 1,4° vom Horizont abliegt, bis sie die Geländehinweis- oder Hinderniswarnungsgrenze 142 am Punkt 144 schneidet. Die eigentliche Hinweis- und Warnungsgrenze wird durch die begrenzte Abbruchgrenze 140 bis zum Punkt 144 gebildet und verläuft jenseits des Punkts 144 mit der normalen Warnungsgrenze 142 weiter.
13 zeigt eine Situation, wo das Flugzeug sinkt und der Flugwegwinkel γ daher weniger als 0 ist. In Zuständen, wo der Flugwegwinkel γ weniger als der normale Sinkflugwinkel ist, wird die Warnungsgrenze für Situationen mit einer hohen Sinkfluggeschwindigkeit an der Abbruchgrenze vorbei erniedrigt, um störende Warnungen während Anflügen im Stufensinkflug zu vermeiden. Insbesondere wird eine BETA-Sinkfluggeschwindigkeitserweiterung bereitgestellt und ist jedesmal dann wirksam, wenn der Flugwegwinkel γ unter einer vorbestimmten konfigurierbaren Sinkflugabweichung GBBIAS beispielsweise –4° liegt. In solchen Zuständen wird wie unten angezeigt ein Winkel BETA zur Geländehinweisbezugsgröße (THETA1) hinzugefügt. Insbesondere wird, wenn der Flugwegwinkel γ größer als der Sinkflugabweichungswinkel GBBIAS ist oder der Flugwegwinkel γ weniger als Null ist, BETA als 0 ausgewählt. Wenn der Flugwegwinkel γ größer als Null ist, ist BETA durch Gleichung (11) gegeben: BETA = γ – THETA1; für γ > 0 (11)
Wenn der Flugwegwinkel γ weniger als GBBIAS ist, wird der Wert für BETA entsprechend der Gleichung (12) unten ausgewählt. BETA = K*(γ – GBBIAS) (12)wobei k = 0,5, γ = Flugwegwinkel und GBBIAS als –4° ausgewählt wird.
13 zeigt einen Zustand, wo der Flugwegwinkel γ –8° beträgt. Während dieses Zustands wird der Abbruchwinkel 130 als 6° unter dem Flugwegwinkel γ ausgewählt und definiert damit eine Hüllkurven-Abbruchgrenze 150, die sich vom Abbruchversatz 128 entlang einer Linie erstreckt, die –14° von der horizontalen Achse liegt. Da der Flugwegwinkel γ weniger als GBBIAS ist, wird der Winkel BETA zu der normalen Warnungsgrenze nach Gleichung (12) oben hinzugefügt. So ist für einen Flugwegwinkel von –8° der BETA-Winkel 2°. So erstreckt sich die durch die Grenze 151 angedeutete Geländehinweis- oder Warnungsgrenze, anstatt sich entlang der THETA1-Steigung zu erstrecken, entlang einem Winkel, der 2° unter der THETA1-Steigung liegt, um die erweiterte Grenze 152 zu definieren. Die Warnungs-Abbruchgrenze 152 erstreckt sich daher zum Punkt 156, wo sie die normale Geländehinweis- oder Hinderniswarnungsgrenze 152 schneidet. Da die Abbruchwinkelgrenze 150 bis zum Punkt 156 höher als die Grenze 152 liegt, wird die Abbruchgrenze 150 bis zum Punkt 156 als die Warnungsgrenze benutzt. Jenseits des Punktes 156 definiert die BETA-erweiterte Warnungsgrenze 152 die Warnungshüllkurve.
14, 15 und 16 zeigen die zusammengesetzten Geländehinweis- und Hinderniswarnungsgrenzen für verschiedene Zustände. Der schraffierte Bereich zeigt Gelände in der Nähe des Flugzeuges. Es sind drei Zustände dargestellt. Insbesondere stellt die 14 einen Zustand dar, wo der Flugwegwinkel γ des Flugzeuges unter der ersten Bezugsgröße THETA1 liegt. 15 stellt einen Zustand dar, wo der Flugwegwinkel γ zwischen der ersten Bezugsgröße THETA1 und der zweiten Bezugsgröße THETA2 liegt. 16 stellt einen Zustand dar, wo der Flugwegwinkel γ größer als die zweite Bezugsgröße THETA2 ist. Die Geländehinweisgrenzen werden durchgezogen angedeutet, während die Hinderniswarnungsgrenzen gestrichelt dargestellt sind.
Zuerst auf 14 Bezug nehmend umfassen die Geländehinweisgrenzen eine Grenze 155, die sich vom Flugzeug zum ΔH-Geländeboden erstreckt. Normalerweise würde sich die untere Geländehinweisgrenze 157 vom Segment 155 aus entlang einem Winkel gleich der THETA1-Steigung erstrecken. In der vorliegenden Situation ist jedoch der Flugwegwinkel γ als größer als der GBBIAS-Winkel dargestellt, weshalb eine BETA-erweiterte Grenze 159 wie oben besprochen benutzt wird, die sich entlang einem Winkel erstreckt, der bis zur LOOK-AHEAD-Entfernung für einen Geländehinweis gleich dem THETA1-Winkel zuzüglich des BETA-Winkels ist. Eine senkrechte Grenze 158 erstreckt sich von der ersten Bezugsgröße THETA1 aus senkrecht nach oben entlang der LOOK-AHEAD-Entfernung für einen Geländehinweis. Da die Abbruchgrenze 157 bis zum Punkt 169, wo sich die beiden Grenzen schneiden, höher als die Geländehinweisgrenze 157 liegt, wird die Abbruchgrenze 157 bis zum Punkt 169 zur Geländehinweisgrenze. Jenseits des Punkts 169 wird die Grenze 159 als die Warnungsgrenze benutzt.
Die Hinderniswarnungsgrenze umfaßt eine Grenze 162, die sich zu einem Punkt gleich der Hälfte des Geländebodens wie oben besprochen erstreckt. Eine Grenze 165 erstreckt sich von der Grenze 162 an der THETA2-Steigung. Eine senkrechte Grenze 167 erstreckt sich von der Grenze 165 entlang der LOOK-AHEAD-Entfernung für eine Hinderniswarnung wie oben besprochen.
15 zeigt eine Situation, wo der Flugwegwinkel γ größer als der THETA1-Winkel und weniger oder gleich dem THETA2-Winkel ist. Während dieses Zustandes erstreckt sich die Grenze für die Hinderniswarnung entlang eines Segments 180, das an der Hälfte des ΔH-Geländebodens liegt. Eine steigende Grenze 184 erstreckt sich vom Segment 180 zur LOOK-AHEAD-Entfernung für eine Hinderniswarnung (Punkt 186). Von dort erstreckt sich eine senkrechte Grenze 188 senkrecht nach oben, um die Hinderniswarnungsgrenzen zu definieren.
Die Geländehinweisgrenze umfaßt eine Grenze 185, die sich nach unten zum Geländeboden erstreckt, d. h. dem Punkt 187. Vom Punkt 187 aus erstreckt sich die Geländehinweisgrenze entlang einem Segment 189 im Flugwegwinkel γ bis zu einem Punkt 191, der LOOK-AHEAD-Entfernung für einen Geländehinweis. Ein senkrechtes Segment 194 erstreckt sich entlang der LAD von der Grenze 189 am Punkt 191.
In dieser Darstellung wird durch eine Hüllkurven-Abbruchgrenze 193 ein Teil der Geländehinweisanzeigegrenze abgeschnitten, da der Flugwegwinkel γ des Flugzeuges größer als eine vorbestimmte Grenze ist. So werden die Teile der Warnungsgrenze 189 unterhalb der Abbruchwinkelgrenze 193 außer Acht gelassen, und das Segment 193 wird bis zum Punkt 195 zur effektiven Geländehinweisanzeige, wo die Abbruchgrenze 193 die Geländehinweisanzeigegrenze 189 schneidet. Nach dem Punkt 195 wird die Grenze 189 zur effektiven Warnungsgrenze.
16 zeigt eine Situation, wo der Flugwegwinkel γ größer als THETA2 ist. In dieser Situation erstreckt sich eine Geländehinweisgrenze 200 vom Flugzeug zur Geländebodengrenze. Eine untere Grenze 202 erstreckt sich im Flugwegwinkel γ von der Grenze 200 bis zur LOOK-AHEAD-Entfernung für einen Geländehinweis. Eine senkrechte Geländehinweisgrenze 204 erstreckt sich nach oben entlang der LOOK-AHEAD-Entfernung für den Geländehinweis. Da der Flugwegwinkel γ als größer als GBBIAS dargestellt ist, definiert ein Segment 211, die Abbruchgrenze, die effektive Warnungsgrenze bis zu einem Punkt 213, wo die Geländehinweisgrenze die Abbruchwarnungsgrenze schneidet. Nach diesem Punkt wird das Segment 202, das höher liegt, zur Warnungsgrenze.
Die Geländewarnungsgrenze erstreckt sich entlang einem Segment 208 bis herab zu einem Punkt der Hälfte des Geländebodens. Eine untere Grenze 210 erstreckt sich entlang einem Winkel gleich dem Flugwegwinkel γ, da er größer als die THETA2-Steigung ist. Eine senkrechte Hinderniswarnungsgrenze 212 erstreckt sich nach oben von der Grenze 210 entlang der LOOK-AHEAD-Entfernung für eine Hinderniswarnung.
Um zusätzliche Empfindlichkeit des Warnungssystems bereitzustellen, können Geländehinweissignale innerhalb eines vorbestimmten Teils der LAD für einen Geländehinweis, beispielsweise 1/2-LAD, als Hinderniswarnungen behandelt werden. So sind, wie in 14, 15 und 16 dargestellt, senkrechte Grenzen 161, 181 bzw. 201 beispielsweise bei 1/2-LAD dargestellt. Auf Grundlage der gezeigten Flugwegwinkel definieren die Segmente effektive Geländehinweishüllkurven 166, 182 und 203.
ALTERNATIVE HINDERNISGEFAHRGRENZEN
Alternative Hindernisgefahrgrenzen sind in 17–22 dargestellt. Ähnlich der oben besprochenen und in 5–16 dargestellten Hindernisgefahrgrenze umfassen die alternativen Hindernisgefahrgrenzen eine Geländebodengrenze, Geländehinweisgrenzen (mittlere Alarmstufe) und Hinderniswarnungsgrenzen (hohe Alarmstufe). Bei der alternativen Ausführungsform sind die Hinweis- und Warnungsgrenzen weiter in zwei Teile eingeteilt, einer LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN-Grenze zum Erkennen von Gelände vor oder unter dem Flugzeug (17 und 18) und eine LOOK-UP-Grenze zum Erkennen von steilem hohem Gelände vor dem Flugzeug, das schwer zu überfliegen sein könnte (19).
LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN-GELÄNDEHINWEIS- UND WARNUNGSGRENZEN
Wie oben erwähnt sind die LOOK-AHERD/LOOK-DOWN-Grenzen in 17 und 18 dargestellt. Zuerst auf 17 Bezug nehmend sind die LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN-Hinweis- und Warnungsgrenzen für einen Zustand dargestellt, wenn sich das Flugzeug im Sinkflug befindet, d. h. γ < 0. In einer solchen Konfiguration entspricht das erste Segment der mit der Bezugsziffer 300 gekennzeichneten LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN-Geländehinweisgrenze der ΔH-Geländebodengrenze. Wie oben besprochen ist die ΔH-Geländebodengrenze eine Funktion des Flugzeugs von der Piste aus. Um das untere Segment 302 der LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN-Geländehinweisgrenze zu bestimmen, wird der Flugwegwinkel γ mit einer konfigurierbaren Bezugsgröße THETA1, beispielsweise 0°, verglichen. In Sinkflugzuständen wird der Flugwegwinkel γ daher kleiner als THETA1 sein. Das LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN-Geländehinweisgrenzsegment wird sich daher vom ΔH-Geländebodengrenzsegment 300 entlang dem Winkel THETA1 zur LOOK-AHEAD-Entfernung für einen Geländehinweis (LAD) erstrecken. Das Endsegment 304 erstreckt sich senkrecht nach oben vom Segment 302 aus entlang der LAD.
Die LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN-Geländehinweisgrenze kann auch wie oben besprochen durch die BETA-Sinkfluggeschwindigkeitserweiterung abgeändert werden. Bei dieser Ausführungsform wird durch die BETA-Sinkfluggeschwindigkeitserweiterung sichergestellt, daß eine Hinweisanzeige immer einer Warnungsanzeige vorangeht, wenn das Flugzeug in oder auf Gelände absinkt. Die BETA-Sinkfluggeschwindigkeitserweiterung wird als Funktion des Flugwegwinkels γ und von zwei (2) konfigurierbaren Konstanten KBETA und GBIAS bestimmt. Die BETA-Sinkfluggeschwindigkeitserweiterung BETA1 für einen LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN-Geländehinweis wird in Gleichung (13) unten für einen Zustand bereitgestellt, wenn sich das Flugzeug im Sinkflug befindet. BETA1 = KBETA*(γ – GBIAS) (13)wobei GBIAS eine konfigurierbare Konstante ist, die beispielsweise als Null (0) ausgewählt wird, und KBETA ebenfalls eine konfigurierbare Konstante ist, die beispielsweise als 0,5 ausgewählt wird.
Bezug nehmend auf 17 bietet die BETA-Sinkfluggeschwindigkeitserweiterung BETA1 für die LOOK-AHEAD/LOOK-DOWN-Geländehinweisgrenze eine Hinweiswarnung in einer Entfernung von weniger als 1/2-LAD (ungleich der oben beschriebenen Geländehinweisgrenze). Insbesondere ergibt die BETA-Sinkfluggeschwindigkeitserweiterung BETA1 für die oben für die konfigurierbaren Konstanten KBETA und GBIAS definierten Werte ein Segment 306, das sich von dem ΔH-Geländebodensegment 300 in einem Winkel gleich γ/2 zur Hälfte der LAD hoch erstreckt. Jenseits der 1/2-LAD erstreckt sich ein Segment 308 im Winkel THETA1 zu einer Entfernung gleich der LAD. Ein senkrechtes Segment 310 erstreckt sich entlang der LAD, um die Segmente 308 mit dem Segment 304 zu verbinden.
Wie oben besprochen kann eine Abbruchgrenze bereitgestellt werden, um störende Warnungen zu verringern. Bezug nehmend auf 17 wird die Abbruchgrenze mit der Bezugsziffer 312 gekennzeichnet. Die Abbruchgrenze 312 erstreckt sich von einer senkrechten Entfernung 314 unter dem Flugzeug entlang einem Abbruchwinkel bis zum Schnittpunkt 316 mit der Geländehinweisgrenze. Für kleinere Entfernungen als der Schnittpunkt 316 bildet die Abbruchgrenze 312 die Geländehinweisgrenze. Für Entfernungen jenseits des Schnittpunkts 316 bilden die Grenzen 306 und 308 die Geländehinweisgrenzen.
Die Geländewarnungsgrenze enthält das sich vom Flugzeug entlang dem ΔH-Geländeboden erstreckende Segment 300. Ein unteres Segment 318 ist mit dem Segment 300 verbunden und erstreckt sich entlang einem BETA-Sinkfluggeschwindigkeitserweiterungswinkel BETA2. Der BETA-Sinkfluggeschwindigkeitserweiterungswinkel wird als Funktion des Flugwegwinkels γ und einer konfigurierbaren Konstanten KBETA2 wie auch der oben besprochenen und in Gleichung (14) unten gebotenen Konstante GBIAS bestimmt. BETA2 = KBETA2*(GAMMA – GBIAS) (14)wobei GBIAS eine konfigurierbare Konstante ist, die beispielsweise als 0 ausgewählt wird, und KBETA2 ebenfalls eine konfigurierbare Konstante ist, die beispielsweise als 0,25 ausgewählt wird.
Für solche Werte der Konstanten KBETA2 und GBIAS wird der BETA-Erweiterungswinkel KBETA2 1/4*γ betragen. So erstreckt sich das Segment 318 von Segment 300 in einem Winkel gleich 1/4*γ bis zur Hälfte der LAD. Ein senkrechtes Segment 320 erstreckt sich entlang einer Entfernung gleich 1/2*LAD vom Segment 318, um die Hinderniswarnungsgrenze zu definieren.
Ähnlich dem obigen sind die Hinderniswarnungsgrenzen ebenfalls durch die Abbruchgrenze 312 begrenzt. So bildet die Abbruchgrenze 312 die Hinderniswarnungsgrenze bis zu einem Punkt 322, wo die Abbruchgrenze 312 die untere Hinderniswarnungsgrenze 318 schneidet. In Entfernungen jenseits des Schnittpunkts 322 bildet das Segment 318 die untere Hinderniswarnungsgrenze bis zu einer Entfernung gleich der Hälfte der LAD.
In 18 sind die Geländehinweis- und Hinderniswarnungsgrenzen für einen Zustand dargestellt, wenn das Flugzeug steigt (d. h. γ > 0). In einem solchen Zustand sind die BETA-Sinkfluggeschwindigkeitserweiterungs winkel BETA1 und BETA2 auf eine konfigurierbare Konstante, beispielsweise Null (0) eingestellt.
Die Geländehinweisgrenze in einem Steigflugzustand wird durch Ziehen eines senkrechten Segments 324 vom Flugzeug für eine Entfernung unter dem Flugzeug gleich dem ΔH-Geländeboden gebildet. Während eines Steigflugzustands wird ein Segment 326 vom Segment 324 zur LAD in einem Winkel gleich dem Flugwegwinkel γ gezogen. An einem Punkt 328, wo das Segment 326 eine Position gleich der Hälfte der LAD schneidet wird ein senkrechtes Segment 330 vom Segment 326 hochgezogen und bildet eine erste senkrechte Grenze für den Geländehinweiszustand. Das Liniensegment 326 vom Punkt 328 zur LAD bildet die untere Geländehinweisgrenze, während ein Liniensegment 332, das sich senkrecht vom Liniensegment 326 entlang der LAD nach oben erstreckt, eine zweite senkrechte Grenze bildet.
Für den dargestellten beispielhaften Zustand schneidet eine Abbruchgrenze 334 nicht die Geländehinweisgrenzen. So werden die Geländehinweisgrenzen für den dargestellten beispielhaften Zustand durch die Segmente 330 und 332 und den Teil des Liniensegments 326 zwischen den Liniensegmenten 330 und 332 gebildet.
Die Hinderniswarnungsgrenzen für einen Zustand, wenn sich das Flugzeug im Steigflug befindet, umfassen das senkrechte Segment 324 (18), das sich vom Flugzeug in einer senkrechten Entfernung gleich dem ΔH-Geländeboden unter dem Flugzeug erstreckt und eine erste senkrechte Grenze bildet. Für einen Zustand, wenn sich das Flugzeug im Steigflug befindet, erstreckt sich das Liniensegment 326 vom Segment 324 im Flugwegwinkel γ, um die untere Hinderniswarnungsgrenze zu bilden. Das senkrechte Segment 330 in einer Entfernung gleich der Hälfte der LAD bildet die zweite senkrechte Hinderniswarnungsgrenze.
Durch die Abbruchgrenze 334 wird ein Teil der Hinderniswarnungsgrenze begrenzt. Insbesondere bildet die Abbruchgrenze 334 die untere Hinderniswarnungsgrenze bis zu einem Punkt 340, wo die Abbruchgrenze 334 das Liniensegment 326 schneidet. Jenseits des Punkts 340 bildet ein Teil 342 des Liniensegments 340 den Rest der unteren Hinderniswarnungsgrenze bis zu einer Entfernung gleich der Hälft der LAD.
LOOK-UP-GELÄNDEHINWEIS- UND WARNUNGSGRENZEN
Die LOOK-UP-Geländehinweis- und Warnungsgrenzen sind in 19 dargestellt. Wie ausführlicher unten besprochen wird, beginnen die LOOK-UP-Geländehinweis- und Warnungsgrenzen in Höhen DHYEL2 bzw. DHRED2 unter dem Flugzeug. Diese Höhen DHYEL2 und DHRED2 werden durch die momentane Sinkfluggeschwindigkeit (d. h. senkrechte Geschwindigkeit HDOT des Flugzeuges) moduliert. Der Modulationsbetrag ist gleich dem geschätzten Höhenverlust für ein Hochziehmanöver, beispielsweise mit 1/4 G (d. h. 8 ft/s²) bei der gegenwärtigen Sinkfluggeschwindigkeit. Die Höhen DHRED2 und DHYEL2 sind von dem Höhenverlust während eines Hochziehmanövers (ALPU) und dem unten besprochenen Höhenverlust aufgrund von Reaktionszeit (ALRT) abhängig.
Der geschätzte Höhenverlust aufgrund eines Hochziehmanövers ALPU (altitude loss due to pull-up) läßt sich am besten unter Bezugnahme auf 20 verstehen, wobei sich die senkrechte Achse auf Höhe in Fuß und die horizontale Achse auf Zeit in Sekunden bezieht. Die Flugbahn des Flugzeuges von einer Zeit kurz vor Einleitung des Hochziehens bis zu einer Zeit, wenn das Flugzeug wieder horizontal fliegt, ist dargestellt und mit Bezugsziffer 344 gekennzeichnet.
Angenommen, daß zur Zeit T₁ an einem Punkt 346 entlang der Flugbahn 344 eine Hinweis- oder Warnungsanzeige erzeugt wird, ist der Höhenverlust aufgrund der Reaktionszeit des Piloten (ALRT – altitude loss due to reaction time) durch Gleichung (15) unten gegeben: ALRT = HDOT*TR (15)wobei HDOT die senkrechte Beschleunigung des Flugzeuges in Fuß/s und T_R die gesamte Reaktionszeit des Piloten in Sekunden ist.
Angenommen es wird zur Zeit T₂ ein Hochziehmanöver eingeleitet, dann kann der Höhenverlust aufgrund des Hochziehmanövers ALPU durch Integrieren der senkrechten Geschwindigkeit HDOT in bezug auf Zeit nach Gleichung (16) unten bestimmt werden. HDOT(t) = a*t + HDOT0 (16)wobei „a" die Hochziehbeschleunigung und HDOT₀ eine Konstante ist.
Integrieren beider Seiten der Gleichung (16) ergibt den Höhenverlust als Funktion der Zeit H(t) nach Gleichung (17) unten: H(t) = 1/2*a*t2 + HDOT0t (17)
Bei Annahme einer konstanten Beschleunigung während des Hochziehmanövers ist die Zeit t, bis die senkrechte Geschwindigkeit Null erreicht (Punkt 348), durch Gleichung (18) gegeben: t = –HDOT0/a (18)
Einsetzen von Gleichung (18) in Gleichung (17) ergibt Gleichung (19): ALPU = –(HDOT0)2/2*a) (19)
Gleichung (19) stellt daher den Höhenverlust während des Hochziehmanövers dar.
In 21 ist ein beispielhaftes Blockschaltbild zum Erzeugen der Signale ALTR und ALPU dargestellt. Insbesondere wird ein für die senkrechte Geschwindigkeit des Flugzeuges HDOT repräsentatives Signal, das beispielsweise von einer (nicht gezeigten) Druckhöhenmesser-Geschwindigkeitsschaltung verfügbar ist, an ein Filter 350 angelegt, um störende Warnungen aufgrund von Turbolenz zu verringern. Das Filter 350 kann mit einer Übertragungsfunktion von 1/(TAHDOT*S + 1) ausgewählt werden, wobei TAHDOT gleich einer Sekunde ist. Die Ausgabe des Filters 350 ist ein Signal HDOTf, das die gefilterte momentane senkrechte Geschwindigkeit darstellt; positiv im Steigflug und negativ im Sinkflug.
Um das Signal Höhenverlust aufgrund von Reaktionszeit ALRT zu erzeugen, wird das Signal HDOTf an einen Multiplizierer 352 angelegt. Bei Annahme einer Pilotenreaktionszeit Tr von beispielsweise 5 Sekunden wird eine Konstante 354 gleich 5 Sekunden an einen anderen Eingang des Multiplizierers 352 angelegt. Die Ausgabe des Multiplizierers 352 stellt das Signal ALRT dar, das positiv ist, wenn HDOTf negativ ist und auf Null eingestellt wird, wenn das Signal HDOTf positiv ist, das einen Steigflugzustand darstellt. Insbesondere wird das Signal HDOTf an einen Vergleicher 356 angelegt und mit einem Bezugsgröße, beispielsweise Null, verglichen. Wenn der Vergleicher 356 anzeigt, daß das Signal HDOTf negativ ist, wird das Signal HDOTf an den Multiplizierer 352 angelegt. Bei Steigflugzuständen wird das Signal HDOTf positiv sein. In solchen Zuständen wird der Vergleicher 356 eine Null an den Multiplizierer 352 anlegen.
Der Höhenverlust aufgrund des Hochziehmanöversignals ALPU wird durch eine Quadratvorrichtung 358, einen Teiler 360 und einen Multiplizierer 362 entwickelt. Das gefilterte momentane Senkrechtgeschwindigkeitssignal HDOTf wird an die Quadratvorrichtung 358 angelegt. Bei Annahme einer konstanten Beschleunigung während des Hochziehmanövers von beispielsweise 8 Fuß/s² (0,25 G) wird eine Konstante an den Multiplizierer 362 angelegt, um das Signal 2a zu erzeugen. Dieses Signal 2a wird zusammen mit der Ausgabe der Quadratvorrichtung 350 an den Teiler 360 angelegt. Die Ausgabe des Teilers 360 ist ein Signal (HDOTf)²/2a, das das Signal Höhenverlust während eines Hochziehmanövers ALPU darstellt.
Diese Signale ALRT und ALPU werden bei einer LOOK-UP-Betriebsweise zum Modulieren der Entfernung unter dem Flugzeug, wo Geländehinweis- und Hinderniswarnungsgrenzen beginnen, benutzt.
Insbesondere wird bei einer solchen Betriebsweise das ΔH-Geländebodensegment der Geländehinweisgrenze DHYEL2 durch die Signale ALRT und ALPU moduliert, während das ΔH-Geländebodensegment der Hinderniswarnungsgrenze DHRED2 durch das Signal ALPU moduliert wird, wie in Gleichungen (20) bzw. (21) angezeigt: DHYEL2 = 3/4*ΔH + ALRT + ALPU (20) DHRED2 = 1/2*Δ + ALPU (21)wobei ΔH wie oben besprochen den Geländeboden darstellt.
Bezug nehmend auf 19 beginnt daher die LOOK-UP-Geländehinweiswarnung an einem Punkt 364 unter dem Flugzeug; gleich DHYEL2. Wenn der Flugwegwinkel γ kleiner als eine konfigurierbare Bezugsgröße THETA2 ist, erstreckt sich eine Geländehinweisgrenze 366 vom Punkt 364 zur Hinweis-LAD in einem Winkel gleich THETA2. Sollte der Flugwegwinkel γ größer als THETA2 sein, erstreckt sich die mit der Bezugsziffer 368 gekennzeichnete untere Hinweisgrenze vom Punkt 364 in einem Winkel gleich dem Flugwegwinkel γ.
Auf ähnliche Weise beginnt die LOOK-UP-Hinderniswarnungsgrenze am Punkt 370 unter dem Flugzeug; gleich DHRED2. Wenn der Flugwegwinkel γ kleiner als der Winkel THETA2 ist, erstreckt sich eine Warnungsgrenze 372 vom Punkt 370 im Winkel THETA2 zur Warnungs-LAD. Sollte der Flugwegwinkel γ größer als THETA2 sein, erstreckt sich eine Warnungsgrenze 374 in einem Winkel gleich dem Flugwegwinkel γ zwischen dem Punkt 370 und der Warnungs-LAD.
ABBRUCHHÖHE
Die Abbruchhöhe ist eine Höhe in bezug auf am nächsten gelegene Pistenhöhe; beispielsweise eingestellt auf 500 Fuß. Höhen unter der Abbruchhöhe werden nicht angezeigt und werden durch die Geländehinweis- und Hinderniswarnungsberechnungen außer Acht gelassen.
Durch die Verwendung einer Abbruchhöhe wird die unten besprochene Anzeige um Flugplätze herum bereinigt, besonders während eines Endanfluges, wenn das Flugzeug sich dem Boden nähert. Ein zweiter Vorteil besteht darin, daß störende Warnungen bei einem Endanflug aufgrund von Höhenfehlern Geländedatenbankauflösung und Genauigkeitsfehlern minimiert werden.
Durch die Verwendung einer Abbruchhöhe in gewissen Zuständen, wie beispielsweise einem Anflug eines Flugplatzes auf einem Felsenplateau (d. h. Paine Field) in verhältnismäßig geringer Höhe oder sogar in einer Höhe unter der Flugplatzhöhe, so könnte jedoch die Systemleistung kompromittiert werden. Insbesondere könnte in derartigen Zuständen die Verwendung einer Abbruchhöhe die Erzeugung einer Hinderniswarnung verhindern, da das bedrohliche Gelände unter der Abbruchhöhe liegen könnte. Um solche Situationen zu berücksichtigen, wird vom System die niedrigere von zwei Abbruchhöhen ausgewählt: eine nächstgelegene Pistenabbruchhöhe (NRCA – nearest runway cut-off altitude) und eine Abbruchhöhe bezüglich des Flugzeuges (CARA – cut-off altitude relative to aircraft). Die NRCA ist eine feste Abbruchhöhe in bezug auf die nächstgelegene Piste. Die CARA ist eine Höhe unter der momentanen Flugzeughöhe (ACA – aircraft altitude) um einen Betrag, der im wesentlichen der ΔH-Geländebodengrenze für einen Hinweiszustand gleich ist, die wie oben besprochen eine Funktion der Flugzeugentfernung von der nächstgelegenen Piste ist.
Die NRCA und CARA sind durch Gleichungen (22) bzw. (23) erhältlich. Wie oben erwähnt ist die absolute Abbruchhöhe (ACOA – absolute cut-off altitude) die niedrigere von NRCA und CARA nach Gleichung (24). NRCA = COH + RE (22)wobei COH auf die Abbruchhöhe bezogen ist und ein fester konfigurierbarer Wert ist, der anfänglich zwischen 400 Fuß und 500 Fuß eingestellt ist; und RE die Pistenhöhe ist. CARA = ACA – ΔH – DHO (23)wobei ACA die momentane Flugzeughöhe, ΔH der Geländeboden, der wie oben besprochen proportional zur Entfernung zur Piste ist, und DHO eine konfigurierbare Abweichung ist, die beispielsweise auf 50 Fuß eingestellt ist. ACOA = niedrigere von CARA, NRCA (24)außer, wenn ΔH DH1, wenn ACOA stets gleich NRCA ist.
DH1 ist ein Punkt, an dem die ACOA unabhängig von der Flugzeughöhe gleich NRCA sein muß. Der Punkt DH1 ist so auf COH, ΔH und DHO bezogen, daß auf einem Anfluggleitweg von nominell drei (3) Grad CARA gleich NRCA ist, wenn sich das Flugzeug in einer Entfernung gleich einer Entfernung DH1 vom Flugplatz befindet, wie in Tabelle 2 unten dargestellt.
TABELLE 2
Der Punkt DH1 erzwingt die Abbruchhöhe (COH – cut-off altitude) über der Piste jedesmal dann, wenn sich das Flugzeug in der Nähe der Piste befindet, um Robustheit gegen störende Warnungen sicherzustellen, die durch Höhenfehler und Geländedatenbankauflösungstoleranzen verursacht werden, um die Geländehinweis- und Warnungsanzeigen zu deaktivieren, wenn sich das Flugzeug innerhalb der Flugplatzumgrenzung befindet. Es gibt Kompromisse zwischen störenden Warnungen und legitimen Warnungen. Insbesondere gilt: je niedriger die COH, desto näher werden die Hinweis- und Warnungsanzeigen abgegeben, wodurch das System mehr störungsanfällig wird. Wie oben angedeutet werden die Geländehinweis- und Warnungsanzeigen für eine COH von 400 effektiv deaktiviert, wenn das Flugzeug mehr als 1,5 n Meilen von der Flugplatzpiste entfernt ist.
22 zeigt die Funktionsweise der alternativen Abbruch-Höhengrenzen. Insbesondere zeigt die 22 einen Zustand, wenn die COH auf 300 Fuß eingestellt ist, mit DH1 gleich 50 Fuß. Für einen Bereich von der Piste von im wesentlichen beispielsweise größer als 4 Seemeilen beträgt die Abbruchhöhe 300 Fuß wie durch das Segment 378 angezeigt, wenn der Gleitwegwinkel weniger als ein vorbestimmter Winkel, beispielsweise 3° beträgt. Sowie sich das Flugzeug der Piste nähert, wird die COH, wie durch das Segment 388 dargestellt, erniedrigt, bis das Flugzeug innerhalb von einer (1) Seemeile von der Piste entfernt ist, an welchem Punkt die COH auf 300 Fuß gezwungen wird, wodurch alle Geländehinweis- und Warnungsanzeigen effektiv deaktiviert werden, wenn das Flugzeug näher als eine (1) Seemeile von der Piste entfernt ist, wie durch das Segment 382 dargestellt.
In einem Zustand, wenn sich das Flugzeug auf einem Gleitwegwinkel von beispielsweise 3° befindet, wird die ACOA gezwungen, die NRCA zu sein. Wie gezeigt ist die NRCA durch das Segment 382 dargestellt.
ANZEIGESYSTEM
In 23–42 ist ein allgemein mit der Bezugsziffer 400 gekennzeichnetes Anzeigesystem dargestellt. Das Anzeigesystem 400 wird zur Bereitstellung einer Sichtanzeige der oben besprochenen Geländehinweis- und Hinweiswarnungsanzeigen als Funktion der gegenwärtigen Position des Flugzeuges bereitzustellen. Auch werden Hintergrund-Geländeinformationen bereitgestellt, die eine Anzeige von bedeutsamem Gelände bezüglich der gegenwärtigen Position des Flugzeuges bieten.
Um die Anzeige von Störungen zu befreien, können Hintergrundinformationen als vorbestimmte Punktmuster angezeigt werden, deren Dichte als Funktion der Höhe des Geländes bezüglich der Höhe des Flugzeuges variiert. Geländehinweis- und Hinderniswarnungsanzeigen können in soliden Farben wie beispielsweise Gelb und Rot bezüglich des Kurses über Boden des Flugzeuges angezeigt werden.
Ein bedeutsamer Aspekt der Erfindung besteht darin, daß sowohl die Geländehintergrundinformationen als auch die Geländehinweis- und Warnungsanzeigen auf einer normal in einem Flugzeug vorhandenen Navigations- oder Wetteranzeige angezeigt werden können, wodurch die Kosten des Systems verringert werden und sich die Notwendigkeit ausgedehnter Modifikationen bestehender Anzeigen wie beispielsweise an einer Navigations- und Wetterradaranzeige erübrigt. Insbesondere werden die Geländedaten in ein Wetterradarformat gemäß dem Standard ARINC 708/453 für Digitalbusse auf Verkehrsflugzeugen umgewandelt. Die als Wetterdaten maskierten Geländedaten können dann leicht auf einer vorhandenen Navigations- oder fest zugeordneten Wetterradaranzeige angezeigt werden, die dem seriellen Schnittstellenstandard ARINC 708/453 entspricht.
Bezug nehmend auf 23 umfaßt das Anzeigesystem 400 eine Wetterradaranzeige bzw. Navigationsanzeige 36, die mit einem Steuerbus 404 entsprechend einem Standard ARINC 429 und einem Geländedatenbusschalter 406 verbunden ist. Durch den Geländedatenbusschalter 406 wird eine Auswahl zwischen Geländedaten und Wetterdaten zur Anzeige ermöglicht. Insbesondere umfaßt der Datenbusschalter 406 einen gemeinsamen Pol 408, der über einen seriellen Anzeigebus 410 mit der Anzeige 36 verbunden ist. Ein Kontakt 412 am Datenbusschalter 406 ist mit einem seriellen Wetterdatenbus 414 und weiterhin mit einer Wetterradar-R/T-Einheit 416 verbunden, die Wetterradardaten über den Wetterdatenbus 414 gemäß dem Standard ARINC 708/453 überträgt.
Eine Antenne 418 liefert Wetterradardaten zur Wetterradar-R/T-Einheit 416. Die Wetterradar-R/T-Einheit 416 ist auch mit dem Steuerbus 404 verbunden, der für Bereichs- und Betriebsarten benutzt wird.
Gemäß einem wichtigen Aspekt der Erfindung werden die Geländehinweis- und Hinderniswarnungsanzeigen sowie die oben besprochenen Hintergrundinformationen in das Format „RHO/THETA" umgewandelt. Die umgewandelten Geländedaten werden dann an einen seriellen Geländedatenbus 420 angelegt, der dem Standard ARINC 453 entspricht, und mit einem Kontakt 422 am Datenbusschalter 406 verbunden, um eine selektive Anzeige von entweder Wetterradar- oder Geländedaten auf der Anzeige 36 zu ermöglichen.
Das System zum Umwandeln der Geländehinweis- und Warnungsanzeigen wie auch der Hintergrundgeländedaten in ein serielles Format nach dem Standard des ARINC 708/453 ist in der 23 als ein Funktionsblock 424 angezeigt und wird ausführlicher unten beschrieben. Durch Umwandeln dieser Daten in ein serielles Format nach dem Standard ARINC 708/453 können die Daten ohne Notwendigkeit relativ aufwendiger und teurer Modifikationen des Symbolgenerators der Anzeige auf einer vorhandenen Anzeige 36 angezeigt werden, die dem Standard ARINC 453 entspricht.
Bezug nehmend auf 24 ist jedes Wort 425 gemäß dem Standard ARINC 453/708 1600 Bit lang und stellt eine Speiche bzw. einen Strahl 426 der Anzeige 36 dar.
Normalerweise werden für jedes vollständige Überstreichen der Anzeige 36 512 Speichen bzw. Strahlen 426 übertragen. Mit einer Übertragungsrate von beispielsweise 1 Megahertz (MHz) erfordert die Übertragung jedes Worts 425 rund 1,6 Millisekunden (ms). Für 512 Speichen erfordert eine vollständige Überstreichung daher rund 4 Sekunden.
Die 1600-Bit-Worte 425 umfassen einen Kopfteil 428 und 512 Entfernungstore 430. Der Kopfteil 428 enthält die Steuerdaten auf dem Steuerbus 404 und enthält auch einen 12-Bit-Code, der den Antennen-Abtastwinkel darstellt; der Winkel der Speiche in bezug auf den Flugzeugkurs entsprechend einer Anzeigerichtung UP. Die Entfernungstore 430 überdecken die Entfernung von der Antenne 418 zu dem ausgewählten Maximum. Jedes der 512 Entfernungstore enthält drei wie in Tabelle 3 unten angezeigt in Farben codierte Intensitätsbit.
TABELLE 3
Wie ausführlicher unten besprochen wird, besitzt das Anzeigesystem 400 die Fähigkeit, Hintergrund-Geländeinformationen wie auch Hindernisgefahrenanzeigen als Funktion der gegenwärtigen Position des Flugzeuges anzuzeigen. Der Gefahrenerkennungsalgorithmus wird entlang dem Kurs über Boden des Flugzeuges gefahren. So werden Hindernisgefahrenanzeigen typischerweise entlang dem Kurs über Boden angezeigt, während Hintergrundgelände in bezug auf den Steuerkurs des Flugzeuges angezeigt wird.
Bezug nehmend auf 25 werden die Geländehintergrundinformationen auf der Anzeige 36 dargestellt. Wie ausführlicher unten besprochen wird, wird die Höhe des höchsten Geländes im Verhältnis zur Höhe des Flugzeuges als eine Reihe von Punktmustern dargestellt, deren Dichte sich als eine Funktion der Entfernung zwischen dem Flugzeug und dem Gelände verändert. Beispielsweise könnte ein verhältnismäßig dichtes Punktmuster 432 dazu benutzt werden, Gelände anzuzeigen, das für beispielsweise 500 Fuß oder weniger unter dem Flugzeug liegt. Ein mitteldichtes Punktmuster 434 kann dazu benutzt werden, Gelände darzustellen, das 1000 Fuß oder weniger unter dem Flugzeug liegt, während ein leicht gepunktetes Muster 436 zur Anzeige von Gelände 2000 Fuß oder weniger unter dem Flugzeug benutzt werden kann. Um die Anzeige 402 von Störungen zu befreien, wird Gelände von beispielsweise mehr als 2000 Fuß unter dem Flugzeug nicht dargestellt. Die Punkte könnten in einer der in der Tabelle 3 oben angezeigten Farben, beispielsweise gelb (orange Farben) angezeigt werden. Zusätzlich könnte in der Nähe eines Flugplatzes eine graphische Pistendarstellung 438, beispielsweise in grün, ebenfalls geboten werden. Die scheinbare Anzeigenauflösung kann durch Verwendung von mehr als einer Farbe zusammen mit den Punktmustern veränderlicher Dichte wie beispielsweise in der Tabelle 4 unten gezeigt erhöht werden.
TABELLE 4
In der 26 ist die Anzeige einer Hinderniswarnungsanzeige dargestellt. Nach der Darstellung könnte die Hinderniswarnungsanzeige gleichzeitig mit den Hintergrund-Geländeinformationen angezeigt werden. Geländehinweis- und Hinderniswarnungsanzeigen werden in festen Formen 440 bzw. 442, beispielsweise „Quadraten" angezeigt; wobei die angezeigten Geländekartenzellen, die eine Gefahr darstellen, voll gelb oder rot gemalt sind. Insbesondere erscheinen die Geländezellen mit einem Seitenverhältnis von beispielsweise 3 × 4 (senkrecht zu horizontal) für die Anzeige als „quadratisch", besonders mit Einstellungen relativ geringer Entfernungen. Farben werden zur Unterscheidung zwischen Geländehinweis- und Hinderniswarnungsanzeigen benutzt. Beispielsweise kann Rot dazu benutzt werden, eine Hinderniswarnungsanzeige 442 darzustellen, während Gelb oder Orange zur Darstellung einer Geländehinweisanzeige 440 benutzt wird. Durch Verwenden von farbigen Formen für Hinderniswarnungsanzeigen und Punktmustern veränderlicher Dichte für Geländehintergrundsinformationen werden Störzeichen auf der Anzeige 402 minimiert.
Die Geländedaten aus der Geländedatenbank 24, wie beispielsweise in 4B dargestellt, werden zur Berechnung der Hinderniswarnungsanzeigen wie auch der Hintergrundinformationen für die Anzeige 36 benutzt. Wie oben besprochen kann die Geländedatenbank 24 zwecks leichter Aktualisierungen in einem Flash-ROM 444 (27) gespeichert sein. Um Aktualisierung der Anzeige 36 als Funktion der Position des Flugzeuges zu erleichtern, werden Geländedaten aus dem Flash-ROM 444 in einen mit der Bezugsziffer 446 bezeichneten Direktzugriffsspeicher (RAM) A übertragen. Wie ausführlicher unten besprochen wird, wird der RAM A mit Geländedaten aus dem Flash-ROM 444 beschrieben, die um die gegenwärtige Position des Flugzeuges wie in 27 dargestellt, zentriert sind.
Um einen verhältnismäßig großen Anzeigenbereich, beispielsweise 160 Seemeilen bereitzustellen und dabei die Verarbeitungszeit wie auch die Größe des RAM A zu minimieren, ist der RAM A wie allgemein in der 28 dargestellt als ein „Hochzeitskuchen" konfiguriert und so konfiguriert, daß die höchste Geländeauflösung in der Nähe der Position des Flugzeuges liegt und das am weitesten von der Flugzeugposition entfernte Gelände die niedrigste Auflösung aufweist. Beispielsweise kann der RAM A mit vier (4) Schichten versehen sein. Nach der Darstellung ist die momentane Flugzeugposition allgemein in der Schicht 1 mit der höchsten Auflösung zentriert dargestellt. Die Auflösung der Schicht 2 liegt zwischen der Auflösungsschicht 3 und der Schicht 1. Die (nicht gezeigte) Schicht 4 ist mit einer relativ groben Auflösung zur Verwendung in einer Reiseflugbetriebsart versehen.
Durch eine solche Anzeige mit veränderlicher Auflösung, die als Schicht-Hochzeitskuchen konfiguriert ist, wird die Speichergröße von RAM A wie auch die Verarbeitungszeit minimiert. Um die Leistung des Systems zu verbessern, könnte der Flash-ROM 444 ebenfalls einem „Hochzeitskuchen" ähnlich konfiguriert sein, wie allgemein in der 27 dargestellt.
Wie oben besprochen, kann die Geländedatenbank 24 mit veränderlicher Auflösung mit einer relativ feinen Auflösung von beispielsweise 30 × 20 Bogensekunden (d. h. 1/2 × 1/2 Bogenminuten) versehen sein. Die relativ grobe Auflösung der Schichten 2 und 3 kann durch Kombinieren von Karten mit feinerer Auflösung gebildet werden. Mit einer derartigen Auflösung kann der Aufbau des RAM A entsprechend der Tabelle 5 ausgewählt werden.
TABELLE 5
Jede Schicht ist zur Zeit der Aktualisierung des RAM A allgemein in bezug auf die Flugzeugposition wie in 28 gezeigt zentriert. Jede Schicht des „Hochzeitskuchens" besitzt ihre eigene Aktualisierungsgrenze. Beispielsweise enthält die Schicht 1 des RAM A eine Aktualisierungsgrenze 448.
Wenn das Flugzeug die Aktualisierungsgrenze 448 durchfliegt, wird der RAM A mit neuen Geländedaten aus dem Flash-ROM 444 (27) aktualisiert, wie ausführlicher unten besprochen wird.
Aufgrund der für die Anzeige 36 erforderlichen Bildwiederholfrequenzen können die Geländedaten in anderen Dateien als dem in 4A dargestellten Format gespeichert sein. Beispielsweise könnte das Dateiformat der Geländedaten eine in einem oder mehreren 128-K-Byte-Speicherplatten gespeicherte Indexdatei bzw. Kopfteil 55 und mehrere Dateien 51, wie allgemein in 29 dargestellt, umfassen.
Nach der Darstellung könnte jede Indexdatei 55 Zeiger auf bestimmte Datei 51, die Länge der Kartendatei wie auch die Position von einer oder mehreren der Eckgrenzen der Datei 51, beispielsweise nordwestliche und südöstliche Ecken jeder Kartendatei 51 enthalten, was Aktualisierungen der Anzeige 36 als Funktion der gegenwärtigen Flugzeugposition erleichtert. Die Indexdatei 55 könnte Informationen hinsichtlich der Länge der Kartendatei 51, einen Dateibeginn oder einen Höhenversatz, die Auflösung der Kartendatei 51 und ob und wie die Datei 51 komprimiert ist, um die Verwendung verschiedener Komprimierungsalgorithmen zu ermöglichen, enthalten.
Die Dateien 51 können einen Dateikopf 454 wie auch Datenblöcke 456 umfassen, die wie dargestellt nach Auflösungsgröße gruppiert sein können. Der Dateikopf 454 zeigt verschiedene Informationen über die Datei an. Das Format des Kopfteils 454 kann wie folgt strukturiert sein:
<MAJOR VERSION BYTE><MINOR VERSION BYTE><FILE STATUS BYTE><ATTRIB BYTE>
<FILE NAME (8 CHARACTERS)><EXTENSIOH (4 CHARACTERS)>
<FILE LENGTH LONGWORD>
<TIME STAMP LONGWORD>
<CRC LONGWORD>
<SPME LONGWORD>
Die Byte Major Version and Minor Version beziehen sich auf den Revisionszustand der Daten in den Dateien 51. Die Minor Version ist als der Kehrwert des Byte-Werts der Major Version gesetzt, so daß eine Vorgabelöschung eine Version Null anzeigt. Das Dateizustandsbyte 457 (file status byte) liefert verschiedene Informationen hinsichtlich des Zustandes der Datei wie unten besprochen, während das Merkmalsbyte (attribute byte) reserviert ist. Der Dateiname, die Dateierweiterungslänge und die Reservedaten sind unmittelbar verständlich. Der Zeitstempel bezieht sich auf die Betriebszeit des Systems (d. h. Gebrauchszeitdauer), während die CRC-Daten auf die Dateien 51 bezogen sind.
Das Zustandsbyte kann zur Bereitstellung der folgenden Informationen hinsichtlich der Datenblöcke 456, wie beispielsweise in der Tabelle 6 unten aufgeführt, benutzt werden.
TABELLE 6
Der Zustand EMPTY (FF) (leer) wird durch Löschen der Datenblöcke 456 gesetzt, während der Zustand DOWNLOADING (FE) (Übertragung) als Teil des Bildes gesetzt wird. Der Zustand VALID (FO) wird gesetzt, wenn die Datei eingeladen ist. Letztlich wird READY TO ERASE (EO) (löschungsbereit) durch das Dateisystem für veraltete Blöcke gesetzt. Die Dateistruktur kann auch wie in Anhang 1 beschrieben sein.
Wie unten angedeutet, könnten in Bereichen in Pistennähe verschiedene Korrekturen der Dateien 51 erforderlich sein. 30 zeigt einen Teil der Geländedatenbank 24 um einen bestimmten Flugplatz, Boeing Field, herum mit einer Auflösung von beispielsweise 1/2 × 1/2-Minuten-Teilzellen 455, dargestellt mit einer eingezeichneten Piste 456. Wie oben besprochen, sind die Höhen als die höchsten Höhen in den Zellen 455 aufgerundet zum nächst höheren Auflösungsschritt, beispielsweise 100 Fuß, ausgewählt. Während ein solches System nützliche und konservative Geländedaten zur Verwendung mit der Geländedatenbank 24 bietet, kann ein solches System in der Nähe eines Flugplatzes bewirken, daß die Höhen der Piste 456 zu hoch oder zu niedrig sind. Beispielsweise ist bekannt, daß die Höhe der Piste 456 auf Boeing Field 17/15 Fuß beträgt, abgerundet auf Null (0) Fuß. 30 zeigt die Höhe der Piste 456 als beispielsweise 200/300 Fuß durch den oben besprochenen Mittelungsalgorithmus. Solche Fehler der Pistenhöhe können die Systemleistung verschlechtern und insbesondere unangebrachtes Leistungsverhalten der Geländehinweis- und Hinderniswarnungs-Abbruchgrenzen beispielsweise unter 500 Fuß wie in 22 dargestellt verursachen.
Um dieses Problem zu lösen, wird für Zellen 455 um eine Umgrenzung der Piste der 456 herum, wie allgemein in 31 dargestellt, die wirkliche Höhe der Piste 456 aufgerundet auf die nächste Auflösungsstufe benutzt. Insbesondere wird eine erste, durch den gestrichelten Kasten 458 dargestellte Umgrenzung als rund ±1 Zelle (d. h. 1/2 Minute) von der Mittellinie der Piste 456 ausgewählt. Die Höhen in allen Zellen 455, die vom gestrichelten Kasten 458 geschnitten werden, sind auf die wirkliche Pistenhöhe eingestellt und auf die nächste Auflösungsstufe aufgerundet. Für Boeing Field ist die Höhe solcher Zellen 0 Fuß.
Auch wird ein enger Anflugweg und ein weiter Anflugweg in Betracht gezogen. Der gestrichelte Kasten 460 stellt einen weiteren Anflug während der gestrichelte Kasten 462 einen engen Anflug darstellt. Die durch den Kasten 460 für den weiten Anflug geschnittenen Zellen 464 und 466 sind auf die eigentliche Pistenhöhe, angerundet auf 0 Fuß, eingestellt. Innerhalb der Anflugumgrenzung, wie durch den Bogen 467 angezeigt, wird die Höhe für die Zellen als entweder die Pistenhöhe oder der ΔH-Geländeboden (wie oben besprochen) ausgewählt. Wenn beispielsweise die Ecke der der Piste 456 am nächsten gelegenen Zelle 468 1,386 Seemeilen von der Piste 456 entfernt ist, wird der ΔH-Geländeboden 86 Fuß, aufgerundet auf die nächsten 100 Fuß = 100 Fuß, betragen. So wird die Höhe der Zelle 468 als 100 Fuß ausgewählt.
32 zeigt die Unterschiede zwischen den Höhen in ausgewählten Zellen 468, 470 und 472 vor und nach der Korrektur. Vor der Korrektur war die Höhe der Zellen 468, 470 und 472 300 Fuß. Nach der Korrektur wird die Höhe der Zellen 470 und 472 auf die Pistenhöhe korrigiert und auf die nächste Auflösungsstufe (d. h. 0 Fuß) angerundet. Die Zelle 468 wird auf die ΔH-Geländebodenhöhe von 100 Fuß korrigiert.
33 zeigt eine weitere Situation, wo die Höhe von Zellen aufgrund des oben besprochenen Abrundungsverfahrens eine Situation ergeben kann, wo die Zellenhöhen in Nähe einer Piste, dargestellt als Treppenstufen 474, unter der Pistenhöhe liegen. Das oben besprochene Korrekturverfahren kann auch zum Korrigieren der verschiedenen Zellen um die Piste 456 herum auf die Pistenhöhe auf eine allgemein oben besprochene Weise benutzt werden.
34 stellt ein vereinfachtes Blockschaltbild zur Implementierung des Anzeigesystems 400 gemäß der vorliegenden Erfindung dar. Das Anzeigesystem 400 kann einen Mikroprozessor, beispielsweise des Typs Intel 80486, 25 MHz Mikroprozessor („486") und einen Digitalprozessor (DSP) der Art von Analog Devices. Der DSP wird hauptsächlich zum Berechnen der RHO/THETA-Umwandlungen zum Entlasten des 486 benutzt.
Das Anzeigesystem 400 kann eine normale Betriebsart und eine Reiseflugbetriebsart aufweisen. Bei einer normalen Betriebsart zeigt das Anzeigesystem 400 Gelände bis beispielsweise 100 Seemeilen hinaus, während es in einer Reiseflugbetriebsart bis zu rund 320 Seemeilen hinaus anzeigt. Bei Reiseflugbetriebsart wird in Betracht gezogen, daß die Hintergrundgeländeanzeigestufen vom Piloten so herabgesetzt werden können, daß Gelände beispielsweise 10000 oder 20000 Fuß unter dem Flugzeug angezeigt werden kann. Als Alternative könnte die Anzeigestufe automatisch auf das höchste Gelände innerhalb des ausgewählten Anzeigebereichs eingestellt werden; wobei der Wert dieser Stufe beispielsweise in orange ausgeprägt ist.
Vom 486 wird eine „Dateiwähler"-Routine (file picker) gefahren, die die Geländedatenbank 24 nach Geländedaten durchsucht, die den Bereich bezüglich der gegenwärtigen Position des Flugzeuges abdecken. Beispielsweise durchsucht die Dateiwählerroutine in einer normalen Betriebsart die Geländedatenbank 24 nach Geländedaten, die einen Bereich annähernd 256 × 256 Minuten bezüglich der gegenwärtigen Position des Flugzeuges abdecken. Wie oben angedeutet enthält die Geländedatenbank 24 Indexdateien 55 (4B und 29), die die nordwestlichen und südöstlichen Ecken jeder Kartendatei 51 enthalten können, um die Suche zu erleichtern. Es wird eine Liste von das Gebiet abdeckenden Dateien zusammengestellt und unterhalten.
Wie oben angedeutet enthält die Indexdatei 55 auch Informationen darüber, ob und wie die Dateien 51 komprimiert sind. Die Dateien können durch einen abgeänderten Hoffmann-Code wie beispielsweise den von PKWARE, INC. hergestellten PKZIP komprimiert/dekomprimiert werden.
Wenn die Dateien 51 komprimiert sind, werden die Dateien wegen der verhältnismäßig langen Dekomprimierungszeit im Hintergrund dekomprimiert und in einem RAM für dekomprimierte Dateien (DFR – decompressed file RAM) 476 von beispielsweise 256 K Byte gespeichert. Die dekomprimierten Dateien werden dann zu dem mit der Bezugsziffer 446 gekennzeichneten RAM übertragen. Beim Einschalten werden eine oder zwei Dateien um das Flugzeug herum dekomprimiert und angezeigt, um eine sofortige Anzeige einer begrenzten Entfernung bezüglich der Position des Flugzeuges zu erlauben. Mit Dekomprimierung von mehr Geländedateien wird zusätzliche Entfernung angezeigt.
Der RAM A kann in mehreren Zellen 479 konfiguriert sein (34), die einen Geländebereich von 1/2 × 1/2 Minuten darstellen, wobei der geographische Norden wie gezeigt oben in RAM A erscheint. Jede Zelle 479 ist zwei Byte breit und enthält Daten hinsichtlich der höchsten Höhe in der Zelle wie auch die Identität jeder Zelle 479. Als solches ist der RAM A mit X- und Y-Koordinaten adressierbar und stellt daher eine Karte mit einer Höhe in jeder Zelle 479 dar. Die Identität der Zelle kann zum Unterscheiden zwischen Geländedaten beispielsweise aus der Geländedatenbank 24 und Hindernisdaten benutzt werden. Wie oben besprochen kann in einigen Anwendungen eine Hindernisdatenbank benutzt werden.
Wie oben angezeigt kann der RAM A als ein Hochzeitskuchen mit verschiedenen Schichten wie allgemein in 28 gezeigt konfiguriert sein, wobei die obere Schicht (d. h. Schicht 1) die höchste Auflösung (d. h. 1/2 × 1/2-Minuten-Zellen) aufweist. Die Geländedaten werden in den RAM A eingeladen, so daß das Flugzeug grob in der oberen Schicht zentriert ist, wo die Geländehinweis- und Warnungserkennungsalgorithmen gefahren werden. Sobald sich das Flugzeug über die Aktualisierungsgrenze 448 (28) nach außen bewegt, wird die obere Schicht des RAM A wieder mit Geländedaten mit zentriertem Flugzeug beladen. Die unteren Schichten können ebenfalls mit Aktualisierungsgrenzen versehen sein, wodurch die unteren Schichten unabhängig und weniger häufig als die obere Schicht aktualisiert werden können.
Wie oben besprochen und in 27 dargestellt, kann der Flash-ROM 444 für die Geländedatenbank 24 ebenfalls wie in 28 als Hochzeitskuchen aufgebaut sein. Bei einer derartigen Implementierung ist die höchste Auflösung in der Nähe der Flugplätze bereitgestellt, während die gröbere Auflösung von den Flugplätzen entfernt, wie allgemein in 27 gezeigt, bereitgestellt wird. Beispielsweise kann die Geländedatenbank 24, wie in 34A dargestellt, mit Kartendateien von 1° × 1°, 2° × 2° oder 10° × 10° konfiguriert sein. Einige der Kartendateien können sich ähnlich einem „Hochzeitskuchen" überlappen. Nach der Darstellung sind die Flugplätzen am nächsten gelegenen Geländekarten mit der höchsten Auflösung versehen, beispielsweise 15 × 15 Bogensekunden. Karten, die weiter entfernt vom Flugplatz sind, können mit Auflösungen von beispielsweise 1 × 1 Minute oder 2 × 2 Minuten versehen werden, während noch weiter vom Flugplatz entfernt eine grobe Auflösung (d. h. 2° × 2° oder 10° × 10°) bereitgestellt werden kann.
Zur Über- oder Unterabtastung von Gelände- oder Hindernisdaten in den RAM A aus dem DFR-RAM 476, wie in 34 gezeigt, kann eine Hochladeroutine benutzt werden. Eine solche Routine liegt wohl im gewöhnlichen Stand der Technik. Die oberen drei Schichten (d. h. Schichten 1, 2 und 3) des RAM A (28) werden aus der Kartendateiquelle vom Flash-ROM 444 für die Geländedatenbank 24 mit der höchsten Auflösung aktualisiert, abgesehen von der 5 × 5-Minuten-Schicht, die nur aus einer 5 × 5-Minuten-Dateiquelle aktualisiert wird, um Verarbeitungszeit zu verringern.
Als Alternative kann wie in 34A gezeigt ein zusätzlicher, mit der Bezugsziffer 477 gekennzeichneter RAM A* bereitgestellt und ähnlich dem RAM A 446 strukturiert sein, wodurch eine „Ping-Pong-"Speicheranordnung gebildet wird. Bei dieser Ausführungsform wird eine Geländedatei 51 dateiweise dekomprimiert und in den DFR-RAM 476 eingeladen und dann entweder in den RAM A oder RAM A* überabgetastet. Beispielsweise werden, während der RAM A mit zusätzlichen dekomprimierten Dateien beladen wird, die Hinderniswarnungs- und Anzeigealgorithmen vom RAM A* aus ausgeführt. Sobald der RAM A aktualisiert ist, wird der RAM A für die Berechnungen benutzt, während der andere RAM A* mit neuen Daten aus dem DFR-RAM 476 aktualisiert wird, um Änderungen der Flugzeugposition zu berücksichtigen.
Die Schicht mit einer Auflösung von 5 × 5 Minuten ist hauptsächlich für die Verwendung in einer Reiseflugbetriebsart bestimmt, um eine Vorausschauentfernung von rund 320 Seemeilen bereitzustellen. Wie oben besprochen und in 29 dargestellt enthält jede Datei eine Indexdatei 55, die Daten bezüglich Auflösung der Geländedaten in einer bestimmten Kartendatei 51 enthält. Solche Informationen können zum Verändern der Auflösung der Kartendateien als Funktion der Längengrad- und Breitengrad-Lage benutzt werden. Beispielsweise können die Breitengradauflösungen der Kartendateien auf höheren Breitengraden in einer nördlichen Richtung verringert werden. Darüber hinaus kann die Längengradauflösung im RAM A verändert und beispielsweise mit einer Hysterese von einem Grad Breitengrad versehen werden, um eine Hin- und Her-Bewegung zu verhindern, wenn sich ein Flugzeug auf nördlichem Reiseflug befindet. Sobald die Geländedaten aus der Geländedatenbank 24 in den RAM A eingeladen sind, werden die Geländehinweis- und Warnungsalgorithmen („Erkennungsalgorithmen") wie unten besprochen einmal pro Sekunde gefahren.
Die oben besprochenen Hinderniswarnungsalgorithmen beruhen auf einem einzigen Vektor entlang dem Kurs über Boden. Der einzelne Vektor bietet annehmbare Ergebnisse, da die verhältnismäßig grobe Auflösung der Geländedatenbank 24 auf der höchsten Höhe pro Zelle und der natürlichen Verrauschtheit der Winkel- und Positionsinformationen des Kurses über Boden beruht. Bei dem Einzelvektorverfahren werden jedoch nicht verschiedene Fehler berücksichtigt, die beispielsweise auf der Geländedatenbank 24, GPS-Längengrad- und Breitengradfehlern wie auch der Genauigkeit des veröffentlichten Kurswinkels beruhen. Als solches kann der einzelne Vektor entlang dem Kurs über Boden durch eine Gruppe von Vektoren wie allgemein in 35 gezeigt ersetzt werden, die solche Fehler berücksichtigt. Insbesondere wird der Kurs-über-Boden-Vektor mit der Bezugsziffer 482 gekennzeichnet und hat seinen Ursprung an der momentanen Flugzeugposition X₀, Y₀. Ein Paar Vektoren 484 und 486 sind in einer konfigurierbaren Entfernung D_OFF beispielsweise 0,2 Seemeilen entlang einem Segment 488 senkrecht zum Vektor 482 an Punkten X₁, Y₁ und X_r, Y_r angeordnet. Ein Paar Außenvektoren 490 und 492 mit Ursprung an Punkten X₁, Y₁ bzw. X_r, Y_r sind in einem konfigurierbaren Winkel D_ALPHA bezüglich den Vektoren 484 und 486 gerichtet. Der konfigurierbare Winkel D_ALPHA kann als 3 Grad, gleich der Kurs-über-Boden-Genauigkeit des GPS ausgewählt werden.
Es werden die Koordinaten X₁, Y₁ und X_r, Y_r für die Vektoren 490 bzw. 492 bestimmt. Insbesondere werden die schrittweisen X- und Y-Vektoren DX_OFF und DY_OFF nach Gleichungen (25) und (26) wie unten bestimmt: DXOFF = {DOFF/COS(LAT)}*COS(KURS ÜBER BODEN) (25)wobei D_OFF eine konfigurierbare Entfernung zwischen X₀, Y₀ und X₁, Y₁, beispielsweise 0,2 Seemeilen ist und der Faktor 1/COS(LAT) zum Umwandeln von DX_OFF in Seemeilen benutzt wird, wenn DX_OFF, DY_OFF in Minuten und D_OFF in Seemeilen ist. DXOFF = DOFF*SIN(KURS ÜBER BODEN) (26)
Die Koordinaten X_r, Y_r können auf ähnliche Weise bestimmt werden.
Die Hinderniserkennungsalgorithmen werden durch Berechnen der Entfernungsschritte DELTA X_NS und DELTA Y_NS entlang einem Nord-Süd-Koordinatensystem entlang dem Kurs über Boden eingeleitet. Bezug nehmend auf 36 besitzt jeder Strahl 426 512 Entfernungstore wie oben besprochen bzw. 256 Doppelentfernungstore. Zur Umwandlung aus einem X-Y-Koordinatensystem in das Nord-Süd-Koordinatensystem werden die Entfernungsschritte DELTA X_NS, DELTA Y_NS nach Gleichungen (27) und (28) bestimmt. (Das Glied 1/COS(BREITENGRAD) wird zur Umwandlung von Bogenminuten in Seemeilen benutzt): DELTA XNS = DETECTION STEP SIZE*SIN(KURS ÜBER BODEN)*1/COS(BREITENGRAD) (27) DELTA YNS = DETECTION STEP SIZE*COS(BREITENGRAD) (28)
Nach Bestimmung der Entfernungsschritte DELTA X_NS und DELTA Y_NS wird die Berechnung des Hinderniserkennungs algorithmus an der momentanen Position X₀, Y₀ des Flugzeuges (37) eingeleitet. Die Position wird dann mit den Entfernungsschritten DELTA X_NS und DELTA Y_NS schrittweise geändert, und die Entfernung wird um eine konfigurierbare Schrittgröße, beispielsweise 1/8 Einheit wie oben besprochen schrittweise erhöht. Nach Bestimmung der neuen Koordinaten wird die gegenwärtige Geländehöhe an der neuen Koordinate bestimmt. Die Geländeerkennungsalgorithmen werden wie oben besprochen für die gegenwärtige Hinweis-LAD wie durch den Bogen 494 angezeigt berechnet und definieren einen gelben Hinderniserkennungsvektor 496. Um zusätzliche Warnungszeit für eine Geländewarnung bereitzustellen, kann die Geländewarnungsanzeige bis zu einer Entfernung gleich 1,5*LAD hinaus wie durch den Bogen 498 angezeigt berechnet werden, um einen roten Hinderniserkennungsvektor 500 zu definieren. Die obigen Schritte werden für die Vorausschau-Vektorgruppen 490 und 492 wiederholt (35). Die gesamte Berechnung wird einmal pro Sekunde durchgeführt.
Jedesmal, wenn der Hinderniserkennungsalgorithmus Gelände entlang den Vorausschau-Vektorgruppen 490 und 492 erkennt (35), wird das anstoßerregende Gelände in einem erweiterten Kegel um den Kurs über Boden wie in 37 dargestellt gemalt. Insbesondere enthält der erweiterte Kegel mehrere Vektoren, die beispielsweise um 4° (konfigurierbarer Wert) für ±90° (konfigurierbarer Wert) beidseitig des Kurses über Boden beabstandet sind. Für eine erweiterte Geländewarnung kann der Kegel Entfernungen hinaus erweitert werden, wie beispielsweise in der Tabelle 7 unten aufgeführt.
TABELLE 7 Für einen Erweiterungsfaktor von 2
Die Hinderniswarnung wird auf der Anzeige 36 durch Berechnen des Startvektorwinkels DISPA nach Gleichung (29) gemalt, wenn eine Hindernisgefahr entlang dem Kurs über Boden erkannt worden ist. DISPA = KURS ÜBER BODEN + 30 Grad (29)
Die Entfernungsschritte werden dann nach Gleichungen (30) und (31) bestimmt. DELTA XNS = ANZEIGESCHRITTGRÖSSE*SIN(DISPA)*1/COS(BREITENGRAD) (30) DELTA YNS = ANZEIGESCHRITTGRÖSSE*COS(DISPA) (31)wobei die Anzeigeschrittgröße eine konfigurierbare Konstante, beispielsweise 1/2 Einheit ist.
Nach Bestimmung der Entfernungsschritte DELTA X_NS und DELTA Y_NS wird die momentane Position des Flugzeuges X₀, Y₀ um das gleiche erhöht, und die Entfernung wird um die Schrittgröße erhöht. Die Höhe wird dann für die gegenwärtige Position auf der Geländekarte bestimmt. Danach werden die Hinderniserkennungsalgorithmen für die Entfernungen wie oben besprochen gefahren. Sollte eine Gefahr erkannt werden, wird eine Farbe in einen mit der Bezugsziffer 504 gekennzeichneten RAM B eingeladen (34). Am Ende der gelben und roten Hindernisvektoren 496 und 500 wird der Vektorwinkel DISPA um 4 Grad erhöht, wobei die obigen Schritte solange wiederholt werden, bis alle Vektoren bearbeitet worden sind.
Zusätzlich zu den Geländeerkennungs- und Anzeigealgorithmen wird auch ein Hintergrund-Geländealgorithmus bezüglich der Geländedaten im RAM A (34) einmal je Bildschirmauffrischung, rund 4 Sekunden, ausgeführt. Der Hintergrund-Geländealgorithmus vergleicht einfach die gegenwärtige Höhe des Flugzeuges mit den verschiedenen Geländehöhendaten im RAM A. Jedes der sich aus der Berechnung ergebenden Punktmuster 432, 434 und 436 (25) wird im RAM B (34) gespeichert, der in einem Hochzeitskuchen-Aufbau (28) ähnlich dem RAM A (34) organisiert ist. Zusätzlich ist der RAM B in einzelnen Bytezellen mit den Farb-/Punktmustern wie oben besprochen organisiert. Auch kann die am nächsten gelegene Piste im RAM B als entweder ein kreisförmiges oder quadratisches Muster in beispielsweise grüner Farbe gespeichert sein.
Das Farb-/Punktmuster im RAM B (34) wird zu dem mit der Bezugsziffer 506 gekennzeichneten DSP-Speicher RAM B* einmal pro Schirmbildaktualisierung (d. h. 4 Sekunden) übertragen und mit der DSP-Schirmbildauspinselungsperiode synchronisiert. Wenn wie oben besprochen eine Gefahr erkannt wird, wird sofort ein neues Bild aus dem RAM B zur DSP-RAM B* übertragen. Die Bildübertragungszeit paßt typischerweise zwischen zwei Strahlen. Wenn nicht, dann sendet der DSP zweimal einen alten, in seinem Strahlspeicher 508, 510 gespeicherten Strahl.
Der DSP führt dann unter Verwendung der aktualisierten Flugzeugposition, ausgewählten Entfernung und Kursdaten aus dem 486 wie unten besprochen die RHO/THETA- Umwandlung an den Daten im RAM B* 506 durch. Änderungen der ausgewählten Entfernung werden fliegend implementiert (d. h. auf dem nächsten Strahl), ohne die Abtastung neu zu beginnen.
Wie oben besprochen besteht das Wetterradarformat nach ARINC 708/453 aus 512 Strahlen, die einen konfigurierbaren Abtastbereich von typischerweise ±90 Grad und einen beispielsweise an einem Wetterdatensteuerfeld ausgewählten Bereich abdecken. Für ARINC-Systeme wird jeder Strahl, berechnet, einmal für die linke ausgewählte Entfernung und einmal für die rechte ausgewählte Entfernung. Die Strahlen werden dann mittels eines seriellen Anschlusses 512 mit verschachteltem linken Strahl und rechten Strahl über ein Paar Treiber 514 und 516 (34) zum Busschalter 406 (23) übertragen.
Die Auflösung der Abtastungsumwandlung ist 256 Entfernungstore; wobei jedes Entfernungstor nach dem Format des Standards ARINC 708/453 eigentlich ein doppeltes Entfernungstor ist. Eine solche Auflösung genügt für die in 25 und 26 dargestellten Punktmuster 518.
Die RHO/THETA-Umwandlung ist am besten unter Bezugnahme auf 38 verständlich. Insbesondere wird einmal pro Abtastung (d. h. alle 4 Sekunden) der Entfernungsschritt R1 bestimmt. Der Entfernungsschritt ist die ausgewählte Entfernung geteilt durch 256. Nach Bestimmung des Entfernungsschritts wird der Startstrahlwinkel bestimmt (d. h. der rechtweisende Steuerkurs des Flugzeuges plus 90 Grad).
Letztens wird der schrittweise Strahlwinkel DELTA ALPHA bestimmt. Der schrittweise Strahlwinkel DELTA ALPHA ist die Abtastentfernung geteilt durch 512; die Gesamtzahl von Strahlen pro Abtastung.
Einmal pro Strahl (d. h. 512 mal pro 4-Sekunden-Abtastung) werden die schrittweisen Entfernungskoordinaten DELTA X_ns, DELTA Y_ns berechnet und der Strahlwinkel wird wie oben besprochen um DELTA ALPHA erhöht. Die schrittweisen Entfernungsschrittkoordinaten X_ns und Y_ns werden nach Gleichungen (32) bzw. (33) berechnet. DELTA Xns = RI*SIN(STRAHLWINKEL)*1/COS(BREITENGRAD) (32) DELTA Yns = RI*COS(STRAHLWINKEL) (33)
Einmal pro Entfernungsschritt (d. h. 512 × 256 mal pro 4-Sekunden-Abtastung) wird die momentane Flugzeugposition X₀, Y₀ um DELTA X_ns und DELTA Y_ns erhöht. Es wird die Farbe/das Muster für die neue Position gesucht und zur Anzeige 36 ausgegeben. Diese Schritte werden für den Rest des Strahls wiederholt.
Bei Verwendung des DSP können zwei Berechnungen parallel durchgeführt werden. Insbesondere die Farbe/das Muster jedes Entfernungstores einschließlich der Umwandlung des Längengrads in Seemeilen (d. h. Multiplikation mit 1/COS(LAT)). Bezug nehmend auf 38 wird diese Berechnung in bezug auf das Kartenkoordinatensystem mit geographischem Norden durchgeführt, wobei der rechtweisende Steuerkurs des Flugzeuges nach oben zeigt und die Strahlwinkel damit in bezug gebracht werden. Mit der zweiten Berechnung wird jedes Anzeige-Anzeigerpixel adressiert, um das gewünschte Punktmuster relativ zu dem Koordinatensystem des Anzeigeschirms zu pinseln.
Die Erzeugung von Punktmustern ist in 39–42 dargestellt. Im allgemeinen wird die Rasterwandlung durch Überlagern eines berechneten Anzeiger-Pixelmusters, das Korrekturen für das Anzeigeseitenverhältnis unter Verwendung von 8 × 8 Fraktal- Punktmustern enthält, mit jedem RHO-/THETA-Entfernungstor simuliert.
Die den Punktmustern veränderlicher Dichte 432, 434 und 436 (25) entsprechenden Fraktalmuster sind in 40 dargestellt. Die Fraktalmustergröße wird als 8 × 8 Pixel ausgewählt. Das dichteste Muster 432 enthält 1/2 bzw. 32 der gefüllten 64 Pixel. Im mitteldichten Muster 434 sind 16 bzw. 1/4 der Pixel ausgefüllt. In dem Muster mit der geringsten Dichte sind 4 von 64 bzw. 1/16 der Pixel ausgefüllt.
Bezug nehmend auf 39 ist der Anzeigeschirm in ein Pixelmuster bestehend aus beispielsweise 256 × 256 Pixel 520 eingeteilt. Wie oben erwähnt sind dem Pixelmuster die 8 × 8 Fraktalmuster überlagert, um die in 25 dargestellten Punktmuster 432, 434 und 436 mit veränderlicher Dichte bereitzustellen.
Die Berechnung der Punktmuster ist am besten unter Bezugnahme auf 39, 41 und 42 verständlich. Bei Verwendung eines X-Y-Koordinatensystems wird jeder Strahl an der unteren Mitte der Anzeige 36 bestimmt. Für eine Anzeige mit 256 × 256 Pixeln entspricht der Startpunkt 120,0. Als nächstes werden die schrittweisen X-Y-Koordinaten bezüglich des Abtastwinkels ALPHA nach Gleichungen (34) und (35) bestimmt. DELTA X = RI*SIN(ALPHA) (34) DELTA Y = RI*COS(ALPHA) (35)wobei RI ein doppelter Entfernungsschritt und ALPHA der Abtastwinkel ist. Diese Schritte werden dem Startpunkt 128,0 zugefügt. Nach jedem Schritt wird das ausgewählte Fraktalmuster im RAM B* gesucht, um zu bestimmen, ob der letzte Entfernungsschritt entweder als Block oder farbig zu senden ist.
Bezug nehmend auf 42 werden die Schritte DELTA X und DELTA Y an ein Paar Addierer 522 und 524 angelegt, die wiederum an einen X-Zähler 526 und einen Y-Zähler 528 angelegt werden. Wie oben besprochen startet der X-Zähler 526 mit 128 und zählt hoch, wenn DELTA X > 0. Wenn DELTA X < 0, zählt der X-Zähler abwärts und zeigt ein Pixel zur Linken (39) der Startposition an. Da das Startpixel in der Anzeige unten ist, beginnt der Y-Zähler 528 mit Null und zählt immer hoch. Ein Entfernungszähler 528 zählt bis 256 hoch, der Höchstzahl an doppelten Entfernungstoren. Der Entfernungszähler 528 wird durch einen Taktschritt angesteuert, so daß das Muster/die Farbe einmal pro Entfernungsschritt gepinselt wird. Die Ausgabe zeigt an, ob das Pixel links schwarz zu pinseln ist.
Wie oben besprochen bestimmt der Hintergrund-Geländealgorithmus das bestimmte zu benutzende Fraktalmuster. Diese Daten werden an den DSP angelegt, damit die Pixel auf dem Pixelmuster (29) gepinselt oder leer gelassen werden können. Insbesondere werden die drei geringstwertigen Bit vom X-Zähler 526 und Y-Zähler 528 zur Auswahl des Fraktalmusters gezeigt benutzt.
Die Rasterwandlungsmodulation wird parallel zu der RHO/THETA-Umwandlung durchgeführt, die das Farb-/Punktmuster des zu übertragenden Entfernungstors bestimmt. Dem durch die RHO/THETA-Wandlung bereitgestellten Farb-/Punktmuster wird dann das Fraktal-Punktmuster überlagert, um zu bestimmen, ob die Entfernungstorfarbe schwarz oder gepinselt sein sollte, um das richtige Punktmuster auf der Anzeige bereitzustellen.
Eindeutig sind angesichts der obigen Lehre viele Abänderungen und Veränderungen der vorliegenden Erfindung möglich. So versteht es sich, daß innerhalb des Rahmens der beiliegenden Ansprüche die Erfindung anders als oben spezifisch beschrieben ausgeübt werden kann.
ANHANG 1
GELÄNDEDATENSTRUKTUR
Das Geländedatenformat besteht aus vier getrennten Teilen, der Dateianzeigetabelle, dem Gruppenindex, dem Datenindex und den komprimierten Höhendaten selbst. Siehe 43.
Anmerkungen: Alle Mehrbyte-Nummern sind in Little Endian Byte-Ordnung (LSB ... MSB) gespeichert.
Dateianzeigetabelle

Oben im Indexdateiblock ist eine Dateianzeigetabelle vorgesehen. Das Dateiindexfeld in jedem Datenindex wird zum Indexieren in diese Tabelle benutzt, um den ASCII-Dateinamen zur Dateisystemnutzung zu erhalten. Dieser Dateiname wird dann vom Dateisystem auf den richtigen physikalischen 128-K-Byte-Speicherblock abgebildet. Für jede Datei wird ein Zeitstempel vorgesehen, der zur Anpassung an den Zeitstempel im Dateikopf für jede Datei benutzt werden kann. Das hilft bei der Überprüfung auf Konsistenz zwischen den Indexdateien und den Datendateien.

GRÖSSE:	16 Bit – vorzeichenlos Anzahl von definierten Dateinamen: Wiederholt für jeden Dateinamen
DATEINAME:	16 Byte – ASCII ASCII-Dateiname mit Erweiterungen enthalten <Drive>:<File 8>.<Ext 3>
ZEITSTEMPEL:	32 Bit – vorzeichenlos Die Anzahl von Sekunden seit dem 1. Januar 1980 (Zeitbasis des DOS).

Gruppenindex
Der Gruppenindex wird zum Verringern der Anzahl von Datenindizes benutzt, die durchsucht werden müssen, um den interessierenden Bereich zu finden. Die Gruppenindizes werden durch Teilen der Erde in TBD-Bänder oder geographische Gebiete aufgebaut, wobei gegenwärtig 10-Grad-Bänder in Betracht gezogen werden. Diese Bänder müssen nicht gleicher Größe sein. Der Gruppenindex zeigt auf den entsprechenden, für dieses Gebiet zu benutzenden Datenindexblock. Das durch die Gruppe abgedeckte Gebiet muß ein Rechteck sein.
Anmerkung: Der Gruppenindex und Datenindex belegen dieselbe Datei. Definitionen

GRÖSSE: 16 Bit – vorzeichenlos Anzahl von Gruppen
Das Folgende wiederholt sich für jede definierte Gruppe:

Dateiindex: immer 0 für Gruppenindex
Versatz: Versatz in Byte zum Beginn der Indexdatei für diese Gruppe

LAT MAX:	24 Bit – mit Vorzeichen NW-Ecken-Breitengrad Maßstab: LSB = 180/2^23 Vorzeichen: (+) = Norden, (–) = Süden
LAT MIN:	24 Bit – mit Vorzeichen SO-Ecken-Breitengrad Maßstab: LSB = 180/2^23 Vorzeichen: (+) = Norden, (–) = Süden
LON MIN:	24 Bit – mit Vorzeichen NW-Ecken-Längengrad Maßstab: LSB = 180/2^23 Vorzeichen: (+) = Osten, (–) = Westen

LON MAX:	24 Bit – mit Vorzeichen SO-Ecken-Längengrad Maßstab: LSB = 180/2^23 Vorzeichen: (+) = Osten, (–) = Westen
Speichernutzung:	16 Byte pro Gruppe Angenommen 60 Gruppen im schlimmsten Fall = 9600 Byte

Datenindex
Der Datenindex enthält Informationen, die die Abdeckung, Auflösung und Speicherstelle jeder einzelnen Geländedatendatei definieren. Die Datenindizes sind pro oben definiertem Gruppenindex zusammengruppiert (d. h. Datenindizes der Gruppe 2 folgen direkt auf Datenindizes der Gruppe 1). Definitionen

GRÖSSE: 16 Bit – vorzeichenlos Anzahl von Gruppen
Das Folgende wiederholt sich für jeden definierten Index:

Dateiindex: Dateinamenindex für Daten
Versatz: Versatz in Byte zum Beginn der Indexdatei für diese Gruppe

LAT MAX:	24 Bit – mit Vorzeichen NW-Ecken-Breitengrad Maßstab: LSB = 180/2^23 Vorzeichen: (+) = Norden, (–) = Süden
LAT RES:	8 Bit – vorzeichenlos Anzahl von Zeilen pro 1 Grad
LAT MIN:	24 Bit – mit Vorzeichen SO-Ecken-Breitengrad Maßstab: LSB = 180/2^23 Vorzeichen: (+) = Norden, (–) = Süden

LON MIN:	24 Bit – mit Vorzeichen NW-Ecken-Längengrad Maßstab: LSB = 180/2^23 Vorzeichen: (+) = Osten, (–) = Westen
LON RES:	8 Bit – vorzeichenlos Anzahl von Spalten pro 1 Grad
LON MAX:	24 Bit – mit Vorzeichen SO-Ecken-Längengrad Maßstab: LSB = 180/2^23
Speichernutzung:	18 Byte Index (Geländedatei) Angenommen 8000 Dateien = 144 K Byte

Daten
Im Folgenden wird das Format für die eigentlichen Höhendaten definiert. Die obigen Indexdateien werden zum Orten der gewünschten Höhendatei benutzt und enthalten auch Informationen über den Ort, die Auflösung usw.
Anmerkung: Für alle Datentypen unten ist die zurückgegebene Höhe mit 16 Bit Werten mit Vorzeichen bewertet.
Der erste Wert ist immer die Komprimierungsart wie unten definiert:

KOMPRIMIERUNGSART: 8 Bit – vorzeichenlos
Komprimierung

0 = keine Komprimierung
1 = HUFFCODE – Typ 1
2 = HUFFCODE – Typ 2 (gegenwärtig nicht benutzt)
3 = Lauflänge (gegenwärtig nicht benutzt)
4 = Wasser oder konstante Höhe

Für Typ 0, keine Komprimierung, werden die unkomprimierten Höhenwerte direkt gespeichert.
Die folgende Definition gilt für das HUFFCODE komprimierte Datenformat:
Das obere Ende der Daten enthält die zum Dekomprimieren der Geländedaten benötigten Decodierungstabellen.

Anmerkung: Dekomprimierung benötigt die Anzahl von X- und Y-Werten der decodierten Datei (aus der Indexdatei). Decodierungstabellen

FIRSTCODE SIZE:	1 Byte – vorzeichenlos Größe in Byte des Firstcode und Symbolzeigertabellen (max. 32 Byte)
FIRSTCODE TAB:	n Byte – vorzeichenlos FIRSTCODE-Tabelle
SYMBOLZEIGERTABELLE:	n Worte – vorzeichenlos Benutzung mit FIRSTCODE-Tabelle zum Indexieren in die Symboltabelle.
SYMBOLGRÖSSE:	1 Wort – vorzeichenlos Größe in Byte der Symboltabelle (max. 256 Worte)
SYMBOLTABELLE:	n Worte – mit Vorzeichen Symboltabelle. Enthält decodiertes Symbol
FIRSTVALUE:	1 Wort – mit Vorzeichen Erster Höhenwert. Benutzt durch linearen Prädiktor Anmerkung: Typische Wörterdecodierungstabellengröße ist kleiner als 150 Byte.
HÖHEN:	Komprimierte binäre Höhenwerte Anmerkung: aufgefüllt zum Ausrichten zu der gegenwärtigen Bytegrenze.

Für Komprimierungstyp 4 (Wasser/gleicher Höhenwert) werden nur 3 Byte benötigt: das oben definierte Komprimierungstyp-Byte und der 16-Bit-Höhenwert. Dies wird für Dateien benutzt, die nur einen Höhenwert enthalten. Dies wird typischerweise für Wasser und Bereiche „keine Höhe" benutzt.
Datenbank-Aufbausystem
44 und 45 zeigen einen ersten Blick auf die Schritte zum Aufbauen der Geländedatenbank aus den ursprünglichen Quellendaten.
Einige Schlüsselpunkte

1. Gegenwärtig ist die Grund-Eingangsdatei 1 Grad mit 30 Bogensekunden. Dies paßt zu den NOAA-Daten. Das System sollte so aufgebaut werden, daß es jede Dateigröße handhaben kann.
2. Das Aufbausystem benutzt eine automatisch aus der Pistendatenbank und einer von NOAA bereitgestellten weltweiten 1-Grad-Geländedatei erzeugte Steuerdatei. Die Steuerdatei enthält eine Liste von jedem 1-Grad-Vierer, der benötigt wird (d. h. an Land) und was die gewünschte Auflösung dieser 1-Grad-Datei sein sollte. Die Auflösung wird durch Nähe zu einem Flugplatz und den höchsten Höhenwert dieser 1-Grad-Datei bestimmt. Gegenwärtig werden 1 von 3 Auflösungen ausgegeben: 30, 60 und 120 Bogensekunden. Zusätzlich zeigt die Steuerdatei an, welche 1-Grad-Vierer in eine Datei kombiniert werden können. Dies geschieht für Vierer niedrigerer Auflösung in einem Versuch, um die Dateigrößen gleich zu halten und die Anzahl von Dateien zu verringern.
3. Reiseflugdaten haben eine Auflösung von 5 Minuten. Reiseflugdaten sind getrennt von Hochauflösungsdaten oben (Überlappungen) und sind in Blöcken von 10 Grad mal 10 Grad gruppiert.
4. Für alle Dateien wird der Pistenverlängerungsalgorithmus gefahren. Pistenverlängerung sollte mit der Auflösung gefahren werden, mit der die Daten im System benutzt werden, sie muß nicht für die Reiseflugdaten gefahren werden.
5. Für einige Dateien wird ein besonderer Verlängerungslauf gefahren werden müssen. Dies wird in einer getrennten Steuerdatei definiert.

Gruppierungs- und Verpackungs-Steuerdateien werden benötigt, um sicherzustellen, daß das Aufbausystem die Dateien in die richtige Struktur gruppiert.
Anmerkungen über „Geländedaten in eingebettetem Format"
Karten werden aus dem Dateisystem ausgelesen, dekomprimiert und dann zum Aktualisieren von „RAM A" benutzt, wenn das Flugzeug dieses überfliegt. Aufgrund der langsamen Geschwindigkeit der Komprimierung werden zwei RAM A benutzt. Vom Erkennungs- und Anzeigealgorithmus wird ein RAM A benutzt, während der Dateiwähler den anderen RAM A mit den neuesten Karten aktualisiert. Nachdem der Dateiwähler seinen RAM A aktualisiert hat, werden die RAM ausgetauscht und das Verfahren beginnt von neuem.
Das Dateiwählverfahren beginnt damit, daß die TAD das Dateisystem auffordert, eine Datei mit einem bekannten festen Namen („TERRAIN.IDX"?) zu öffnen. Diese Datei enthält die Datei-Indirektionstabelle, die Gruppenindextabelle und die Datenindextabellen. Die TAD durchsucht dann periodisch die Gruppenindextabelle, um Kartengruppen zu finden, die die allgemeine Umgebung des Flugzeuges abdecken. Diese Abfrage geschieht einmal für jede Quellenmenge von Karten (gegenwärtig zwei: Hochauflösung und Reiseflug). Durch diesen Schritt wird schnell die Anzahl von Karten, die für Dekomprimierung in Betracht gezogen werden müssen, von mehreren Tausend auf wenige Hundert verringert. Er identifiziert in Frage kommende Gruppen durch Vergleichen des im Gruppenindextabelleneintrag gespeicherten Gruppenbegrenzungskasten mit der gegenwärtigen Position des Flugzeugs. Die Anzahl von Gruppenindextabelleneinträgen ist oben in der Tabelle gespeichert und alle Einträge folgen unmittelbar.
Wenn eine in Frage kommende Gruppe gefunden wird, benutzt die TAD den <fileindex> in dem Gruppenindextabelleneintrag zum Orten der die Dateinindextabellen enthaltenden Datei. Wenn die Anzahl Null ist (der gewöhnliche Fall), zeigt sie an, daß sich die Daten in der Hauptindexdatei befinden (derjenigen, die bereits gelesen wird). Eine zukünftige Option wäre es, die Zahl nicht Null zu machen. Sie würde dann eine in der Datei-Indirektionstabelle genannte sekundäre Indexdatei kennzeichnen. Sobald die die Datenindextabelle enthaltende Datei geöffnet wird, sucht die TAD nach dem <offset> in dem Gruppenindextabelleneintrag und beginnt mit dem Lesen der Datenindextabelle für diese Gruppe.
Jede Datenindextabelle beginnt mit ihrer Anzahl von Einträgen. Von der TAD wird jeder der Datenindextabelleneinträge nach irgendeiner der für die gegenwärtige Flugzeugposition benötigten Karten gesucht.
Wenn ein Datenindextabelleneintrag gefunden wird, um eine der von uns benötigten Karten zu beschreiben, benutzt die TAD den <fileindex> um den Namen der Kartenpaketdatei aus der Datei-Indirektionstabelle zu erhalten. Eine Kartenpaketdatei ist eine Verkettung von ein paar hundert komprimierten Karten. Von dort liest sie den Komprimierungstyp und ruft den richtigen Komprimierungsalgorithmus zum Dekomprimieren der Datei auf. Die dekomprimierten Daten werden dann in die entsprechenden Lagen des RAM A über- oder unterabgetastet. Beim Überabtasten (Anfüllen von Lagen höherer Auflösung mit Daten niedrigerer Auflösung) werden die Daten mit der höchsten Auflösung benutzt. Um dies zu unterstützen, muß die TAD die gegenwärtige Auflösung verfolgen, die zum Anfüllen jeder Zelle des RAM A benutzt wird. Zum Unterabtasten wird stets die höchste Höhe benutzt. Die Reisefluglage des RAM A wird stets nur mit Reiseflugdaten angefüllt. Nach Verarbeitung aller Kartendateien im Bereich des Flugzeuges wird der RAM A freigegeben.

Claims

Vorrichtung zum Aufmerksammachen eines Piloten eines Flugzeuges auf den Abstand vom Boden, mit folgendem: einem Eingang zum Empfangen von eine Position des Flugzeuges, einen Flugwegwinkel des Flugzeuges und eine Geschwindigkeit des Flugzeuges darstellenden Signalen, und angekoppelt an eine Datenbank (26, 24) von gespeicherten Geländeinformationen mit Bodenhöhen; einem Ausgang; einer an den Eingang angekoppelten und an den Ausgang angekoppelten Signalverarbeitungsvorrichtung (29) zum (a) Definieren einer Vorausschauentfernung als Funktion der Geschwindigkeit des Flugzeuges und einer Gesamt-Vorausschauzeit; (b) Definieren einer ersten Warnungshüllkurve, die eine erste Stärke der Hindernisgefahr anzeigt, wobei Grenzen der ersten Warnungshüllkurve als erste Funktion des Flugwegwinkels, der Vorausschauentfernung und einer Geländebodengrenze bestimmt werden; (c) Definieren einer zweiten Warnungshüllkurve, die eine zweite Stärke von Hindernisgefahr anzeigt, wobei Grenzen der zweiten Warnungshüllkurve als zweite Funktion des Flugwegwinkels, der Vorausschauentfernung und der Geländebodengrenze bestimmt werden; und (d) Ausgeben eines die Stärke der Hindernisgefahr anzeigenden Warnungssignals, wenn eine Teilmenge der gespeicherten Bodeninformationen sich innerhalb der Grenzen von mindestens einer der ersten und zweiten Warnungshüllkurven befindet.
Vorrichtung nach Anspruch 1, wobei mindestens eine der ersten und zweiten Warnungshüllkurven weiterhin durch eine Grenzhüllkurve begrenzt ist.
Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, wobei die die Position eines Flugzeuges darstellenden Signale ein von einem Satellitennavigationssystem (22) empfangenes erstes Signal, das eine Flugzeughöhe anzeigt, und ein von einer anderen Quelle (28) als dem Satellitennavigationssystem (22) empfangenes zweites Signal, das die Flugzeughöhe darstellt, umfassen und dabei die Signalverarbeitungsvorrichtung ein Mittel (44) zum Bestimmen eines zusammengesetzten Höhensignals umfaßt.
Vorrichtung nach Anspruch 1, 2 oder 3, wobei die Grenzen von mindestens einer der ersten und zweiten Warnungshüllkurven weiterhin als eine Funktion einer konfigurierbaren Bezugsgröße bestimmt wird.
Vorrichtung nach Anspruch 1, 2, 3 oder 4, wobei mindestens eine der ersten und zweiten Warnungshüllkurven weiterhin eine Teilmenge von Warnungshüllkurven umfaßt, die verschiedene Stärken von Gefahr für das Flugzeug darstellen.
Vorrichtung nach Anspruch 1, 2, 3, 4 oder 5, wobei die Signalverarbeitungsvorrichtung einen Mikroprozessor umfaßt.
Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei die Signalvorrichtung (30) ein Mittel zum Ausgeben des Warnungssignals als ein Video-Steuersignal umfaßt, wobei das Video-Steuersignal zum Steuern der Darstellung von Gelände auf einer Videoanzeige (36) in verschiedenen Farben entsprechend einem Grad von Hindernisgefahr nützlich ist.
Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, weiterhin mit einem an den Signalprozessor angekoppelten Sprachwarnungsgenerator (32), wobei das von der Signalvorrichtung ausgegebene Warnungssignal ein Ton-Steuerungssignal zum Anweisen des Sprachwarnungsgenerators (32) zum Ausgeben einer hörbaren Warnung umfaßt.
Verfahren zum Warnen eines Piloten über die gefährliche Nähe von Boden, mit folgenden Schritten: Zugreifen auf eine Datenbank (24, 26) mit Geländeinformationen mit Bodenhöhen; Empfangen von eine Position des Flugzeuges, einen Flugwegwinkel des Flugzeuges und eine Geschwindigkeit des Flugzeuges darstellenden Signalen; Definieren einer Vorausschauentfernung als Funktion der Geschwindigkeit des Flugzeuges und einer Gesamt-Vorausschauzeit; Definieren einer eine erste Stärke von Hindernisgefahr anzeigenden Warnungshüllkurve, wobei Grenzen der ersten Warnungshüllkurve als eine erste Funktion des Flugwegwinkels, der Vorausschauentfernung und einer Geländebodengrenze bestimmt werden; Definieren einer eine zweite Stärke von Hindernisgefahr anzeigenden zweiten Warnungshüllkurve, wobei Grenzen dieser zweiten Warnungshüllkurve als eine zweite Funktion des Flugwegwinkels, der Vorausschauentfernung und der Geländebodengrenze bestimmt werden; und Ausgeben eines die Stärke der Hindernisgefahr anzeigenden Warnungssignals, wenn eine Teilmenge der gespeicherten Geländeinformationen sich innerhalb der Grenzen von mindestens einer der ersten und zweiten Warnungshüllkurven befindet.
Verfahren nach Anspruch 9, wobei der Schritt des Ausgebens eines Warnungssignals weiterhin den Schritt des Ausgebens eines Video-Steuersignals zum Steuern der Anzeige von Gelände auf einer Anzeigevorrichtung (36) umfaßt.
Verfahren nach Anspruch 9 oder 10, weiterhin mit dem Schritt des Definierens einer Grenzhüllkurve zum Bilden einer Grenze von mindestens einer der ersten und zweiten Warnungshüllkurven.
Verfahren nach Anspruch 9, 10 oder 11, weiterhin mit dem Schritt des Empfangens eines ersten und zweiten Höhensignals von einer verschiedenen ersten bzw. zweiten Quelle zum Erhalten eines zusammengesetzten Höhensignals, das die Flugzeughöhe darstellt.
Verfahren nach Anspruch 9, 10, 11 oder 12, wobei der Schritt des Ausgebens eines Warnungssignals das Ausgeben eines Ton-Steuersignals zum Erzeugen einer hörbaren Warnung umfaßt.