FI70472C - Varningssystem foer foer stor nedstigningshastighet foer flygplan - Google Patents
Varningssystem foer foer stor nedstigningshastighet foer flygplan Download PDFInfo
- Publication number
- FI70472C FI70472C FI790242A FI790242A FI70472C FI 70472 C FI70472 C FI 70472C FI 790242 A FI790242 A FI 790242A FI 790242 A FI790242 A FI 790242A FI 70472 C FI70472 C FI 70472C
- Authority
- FI
- Finland
- Prior art keywords
- signal
- altitude
- conversion
- descent
- adder
- Prior art date
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C5/00—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels
- G01C5/005—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels altimeters for aircraft
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01D—MEASURING NOT SPECIALLY ADAPTED FOR A SPECIFIC VARIABLE; ARRANGEMENTS FOR MEASURING TWO OR MORE VARIABLES NOT COVERED IN A SINGLE OTHER SUBCLASS; TARIFF METERING APPARATUS; MEASURING OR TESTING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01D1/00—Measuring arrangements giving results other than momentary value of variable, of general application
- G01D1/10—Measuring arrangements giving results other than momentary value of variable, of general application giving differentiated values
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Navigation (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Description
[77^71 rgi υ KUULUTUSIULKAISU η η Λ n n LÖJ ' ' UTLÄGG Nl NGSSKRIFT ' V ί έ
C (45) P-tcntti myör.uLtty ^Sjl Pn tent λ e- i-Tr.- li t I'J CO 10 DG
^ ^ ^ (51) Kv.lk.*/lnt.CI.4 G 01 c 5/00, B W D 45/0^+ ^ U q |y| | FINLAND (21) Patenttihakemus — Patentansökning 790242 (22) Hakemispäivä — Ansökningsdag 25.01 .79 (Fl) (23) Alkupäivä — Giltighetsdag 25.01 .79 (41) Tullut julkiseksi — Blivit offentlig 1 0.08.79
Patentti* ja rekisterihallitus /44* Nähtäväksi panon ja kuul.julkaisun pvm.— 27 03 86
Patent* och registerstyrelsen Ansökan utlagd och utl.skriften publicerad (86) Kv. hakemus — Int. ansökan (32)(33)(31) Pyydetty etuoikeus—Begärd prioritet 09-02.78 USA(US) 876305 Toteennäytetty-Styrkt (71) Sundstrand Data Control, Inc., Industrial Park, Redmond, Washington 98052, USA(US) (72) Charles Donald Bateman, Bellevue, Washington, USA(US) (7*0 Oy Kolster Ab (5*0 Lentokoneen liian suuren 1askeutumisnopeuden varoitusjärjestelmä -Va rn i ngssystern för för stor neds t ign i ngshast i ghet för flygplan
Keksinnön kohteena on lentokoneen liiallisesta vajoamis-nopeudesta varoittava järjestelmä, joka käsittää - ensimmäisen laitteen lentokoneen vajoamisnopeussignaalin kehittämiseksi ja toisen laitteen lentokoneen korkeutta maasta esittävän korkeussignaalin kehittämiseksi ja vertailulaitteen vajoamisnopeussignaalin vertaamiseksi korkeussignaaliin liiallisesta vajoamisnopeudesta varoittavan signaalin synnyttämiseksi silloin, kun näillä signaaleilla on ennalta määrätty suhde.
Tekniikan tason järjestelmissä, sellaisina kuin ne esitetään Batemanin US-patentissa 3 946 358, Batemanin US-patentissa 3 947 808 ja Batemanin US-patentissa 4 060 793, jotka kaikki on siirretty tämän patentin siirronsaajalle, käytetään lentokoneen korkeuden ja lentokoneen vajoamisnopeuden välistä suhdetta aikaansaamaan varoitus, jos lentokoneen vajoamisnopeus on liian suuri verrattuna lento- 2 70472 koneen korkeuteen maanpinnasta. Esimerkiksi US-patentissa 3 946 358 esitetään liikavajoamisnopeuden varalle järjestelmää, jossa käytetään hyväksi lentokoneen korkeuden ja lentokoneen va-joamisnopeuden lineaarista suhdetta, niin että mitä korkeamalla maastosta lentokone on sitä, suurempi vajoamisnopeus tarvitaan varoituksen aktivoimiseen. US-patentissa 3 947 808 esitetään liikava joamisnopeudesta varoittava järjestelmä, jossa vajoamisnopeuden ollessa ennaltamäärättyä arvoa suurempi, syntyy varoitus, joka tarkoittaa tiettyä maahantörmäysaikaa, edellyttäen, että lentokone jatkaa vajoamistaan sillä nimenomaisella nopeudella. US-patentissa 4 060 793 esitetään vajoamisnopeusvaroitusjärjestelmä, jossa kuuluu neuvoa-antava varoitusääni, kun tietyn ensimmäisen vajoamisnopeuden ja korkeuden välillä vallitsee määrätty suhde, ja toisentyyppinen käskevä varoitusääni kuuluu, jos vajoamisnopeus pienemmissä korkeuksissa on suurempi ja vaara lentokoneen törmäämisestä maahan on merkittävämpi.
Kun tutkittiin maanpinnan läheisyydestä varoittavia järjestelmiä todellisessa lentoliikenteessä, todettiin, että arvioitaessa näitä järjestelmiä lentoturvallisuuden kannalta, on olennaista, että lentäjä hyväksyy sen ja luottaa siihen. Arvioitaessa maanpinnan läheisyydestä varoittavia järjestelmiä, on yksi tärkeimmistä arviointiperusteista järjestelmän aikaansaamien aiheettomien varoitusten määrä. Aiheettomaksi varoitukseksi määritellään yleensä varoitus, jonka järjestelmä synnyttää, kun lentokone olennaisesti toimii virallisten toimintaohjeiden, kuten FAA:n määräysten mukaan, eikä ole välittömässä vaarassa törmätä maahan. Eräs syy aiheettomiin varoituksiin liikavajoamisnopeuteen perustuvissa maanpinnan läheisyydestä varoittavissa järjestelmissä esiintyy joskus laskuun valmistauduttaessa, jos maasto on alaspäin kaltevaa kiitotien suuntaan ja lentokoneen on ylläpidettävä kohtalaisen suurta vajoamis-nopeutta voidakseen suorittaa normaalin lähestymisen. Kiitotie 27 San Diegossa, Kaliforniassa, on eräs esimerkki sellaisesta lähestymisestä, jossa maasto kallistuu alaspäin kohti kiitotietä ja lentokoneen on suoritettava suhteellisen jyrkkä lähestyminen matalla, joka joskus voi kestää yli 30 sekuntia. Nämä lähestymiset aiheuttavat joskus sen että lentokone joutuu ylläolevissa viittauksissa mainittujen varoitustapausten piiriin, ja erityisesti US-patentin 3 70472 4 060 793 vajoamisnopeusvaroituksen alueelle. Näissä olosuhteissa esiintyviä varoituksia voidaan pitää aiheettomina, koska lentokone toimii virallisesti hyväksyttyjen lentomääräysten puitteissa, eikä ole vaarassa syöksyä maahan.
Pelkästään varoitusjärjestelmän herkkyyden vähentäminen lisäämällä varoituksen antamisen edellyttämää vajoamisnopeutta tai vähentämällä varoituksen aiheuttavaa korkeutta olisivat omiaan eliminoimaan varoituksia olosuhteissa, tosiperäinen analyysi on osoittanut, että onnettomuuksia todella on sattunut, jolloin järjestelmän tehokkuus huononisi vaaranalaisista lentoprofiileista varoitettaessa.
Sen vuoksi on, pyrittäessä lisäämään lentäjien halukkuutta hyväksyä järjestelmä, todettu tarkoituksenmukaiseksi poistaa tämäntyyppiset aiheettomat varoitukset, jotka esiintyvät kentillä, joissa lentokoneen reitti kulkee poikki maaston, joka viettää kiitotietä kohti, ilman että samanaikaisesti heikennettäisiin järjestelmän tehokkuutta varoittaa vaarallisissa lento-olosuhteissa.
Tämän keksinnön päämääränä on sen vuoksi pienentää alussa mainitun kaltaisen varoitusjärjestelmän vasteherkkyyttä, kun lentokone on lähestymislennossa alaspäin kiitoratoja kohti viettävän maaston yläpuolella, jotta tällaisilla lentokentillä voitaisiin vähentää vääriä varoitussignaaleja.
Tämä tehtävä ratkaistaan siten, että järjestelmä käsittää kolmannen laitteen korkeudenmuutossignaalin synnyttämiseksi, joka signaali esittää lentokoneen korkeuden muutosnopeutta maan suhteen ja neljännen laitteen, joka reagoi korkeudenmuutossignaaliin vajoamisnopeussignaalin ja korkeussignaalin välisen sen ennalta määrätyn suhteen muuttamiseksi, joka tarvitaan varoitussignaalin laukaisemiseksi, niin, että sitä vajoamisnopeutta, jolla varoitus-signaali laukaistaan, suurennetaan korkeudenmuutossignaalin pienenemisestä riippuvaisesti.
Tekniikan tason liikavaroitusnopeusvaroitusjärjestelmille on luonteenomaista, että niissä verrataan lentokoneen barometristä vajoamisnopeutta lentokoneen maalentokorkeuteen, joka luonteenomaisesti mitataan radiokorkeusmittarilla ja synnytetään vajoamisnopeus-varoituksia funktiona ennaltamäärätystä, barometrisen vajoamisno-peuden ja lentokoneen maakorkeuden välisestä suhteesta. Jotta väl- * 70472 tyttäisiin edellä mainituilta aiheettomilta varoituksilta, muunnetaan joko radiokorkeussignaalia tai barometrisen vajoamisnopeu-den signaalia radiokorkeuden muutossignaalin funktiona, niin että voidaan tehokkaasti lisätä sitä vajoamisnopeutta, jolle vajoamis-nopeusvaroitus syntyy.
Seuraavassa keksintöä selitetään tarkemmin viitaten oheisiin piirustuksiin, joissa kuvio 1 on graafinen esitys niistä lentokoneen barometrisen vajoamisnopeuden ja maakorkeuden välisistä varoitusalueista tai -suhteista, jotka aiheuttavat vajoamisnopeusvaroituksen, kuvio 2 kuvaa samanlaisia varoitusalueita kuin kuvio 1, kuitenkin sillä erotuksella, että pystyakselia on siirretty vasemmalle suurentamalla varoituksen edellyttämää vajoamisnopeutta, kuvio 3 esittää samanlaisia varoitusalueita kuin kuvio 1, kuitenkin sillä erotuksella, että vaaka-akselia on siirretty ylöspäin pienentämällä varoituksen edellyttämää maanopeussignaalia, kuvio 4 on toiminnallinen lohkokaavio keksinnön erään suoritusmuodon logiikkavirtapiiristä ja kuvio 5 on keksinnön toisen suoritusmuodon lohkokaavio. Kuviossa 1 esitetään graafisesti sekä vajoamisnopeusvarotus-alue että nostovaroitusalueliikavajoamisnopeusvaroitusjärjestelmässä. Nämä ovat samoja varoitusalueita jotka kehitettiin edellä mainitun US-patentin 4 060 793 yhteydessä lentokoneiden vajoamis-nopeusvaroitusjärjestelmää varten. Muita varoitusalueita on kehitetty järjestelmissä, joita esitetään US-patenteissa 3 946 358 ja 3 947 808. Vinoviivattu alue 10, viivojen 12 ja 14 välillä, kuviossa 1, määrittelee ne radiokorkeuden ja vajoamisnopeuden yhdistelmät, jotka aiheuttavat "vajoamisnopeus"-varoituksen. Viivan 14 alapuolella oleva, edellisen kanssa ristiin vinoviivattu, alue esittävät niitä radiokorkeuden ja vajoamisnopeuden yhdistelmiä, jotka aiheuttavat "nosto"-varoituksen. Esimerkin sellaisesta virtapiiristä, joka kehittää kuviossa 1 esitetyt varoitusalueet, tarjoaa US-patentti 4 060 973.
Kuten yllä on todettu, ovat lentokoneet joskus tulleet, tiettyjen laskulähestymisolosuhteiden vallitessa, silloin kun lentokone lähestyy kiitotietä, maaston kallistuessa alaspäin kohti kiitotietä 5 70472 olennaisesti kiitotien suunnassa kuvio 1 yleisnumerolla 18 merkittyyn varoitusalueiden alaosaan. Nimenomaisena esimerkkinä ovat lentokoneet joskus, lähestyessään San Diegon lentokentän kiitoteitä 27 Kaliforniassa, jonka lentokentän maaston on yleisesti samansuuntainen suunnitellun liukukaltevuuden tai lähestymisradan kanssa, saaneet vajoamisnopeusvaroituksia vajoamisnopeuksien ollessa 336 m/min korkeudessa 37 m. Näiden korkeuksien ja vajoamisnopeuksien katsotaan olevan virallisten ja turvallisten rajojen sisäpuolella, niin että varoituksia voidaan pitää aiheettomina.
Jotta voitaisiin eliminoida tämänkaltaiset aiheettomat varoitukset, ilman että koko varoitusjärjestelmän tehokkuus heikke-nisi, on kehitetty kuvion 4 lohkokaavion kaltaisia muunnoksia lii-kavajoamisvaroitusjärjestelmiin. Kuten kuvion 2 varoitusalueista näkyy, voidaan varoitusalueita siirtää oikealle, verrattuna kuvion 1 varoituspiireihin ja nostaa siten merkittävästi varoituksen edellyttämää vajoamisnopeutta millä tahansa annetulla korkeudella, lentokoneen lentäessä yleisesti maaston suuntaisesti. Kuvion 4, lohkokaavion avulla esitetty tämän keksinnön suosittu suoritusmuoto voi tietyissä olosuhteissa saada aikaan kuviossa 2 näkyvät varoitusalueet. Radiokorkeusmittari 20 antaa johdossa 22 signaalin h , joka esittää lentokoneen korkeutta maanpinnasta. Radiokorkeus-signaali h , johdossa 22, syötetään muutosvirtapiiriin 24, joka kehittää johtoon 26 radiokorkeuden muutossignaalin h , joka esittää lentokoneen korkeuden muutosastetta maastoon verrattuna. Radiokor-keuden muutossignaali h , johdossa 26 syötetään sitten suodatinvir-tapiiriin 28, jonka tehtävänä on viivyttää signaalia h , mieluimmin c ^ kolmella sekunnilla. Johdon 30 viivytettyä signaalia h syötetään sum-mausliitännän 32 negatiiviseen summausnapaan.
Barometrinen korkeusmittari 34 syöttää johtoon 36 signaalia
h_., jotka esittävät lentokoneen barometristä korkeutta. Muutosvir-B
tapiiria 38 käytetään vuorostaan kehittämään barometrisen korkeuden * f muutossignaali h johtoon 40. Signaali h_., jonka negatiivista arvoa pidetään vajoamisnopeussignaalina, syötetään summausliitännän 32 positiiviseen napaan.
Johtoon 42 tuleva summausliitännän 32 tulosta, jota voidaan kutsua vajoamisnopeuden muuntosignaaliksi, syötetään rajoitinvir-tapiiriin 44. Rajoitinvirtapiirin 44 tehtävänä on rajoittaa vajoa- 6 70472 misnopeuden muuntosignaali arvojen 0 ja miinus 122/m/min välille. Rajoitettu vajoamisnopeuden muuntosignaali syötetään sitten johtoa 46 myöten toisen summausliitännän 48 negatiiviseen napaan. Rajoitetun vajoamisnopeuden muuntosignaalin lisäksi johdossa 46, tulee summausliitäntään 48 myös sen positiiviseen napaan, vajoamisnopeus-signaali hD, johdossa 40.
Komparaattorivirtapiiriin 52 tulee radiokorkeussignaali h , johdolla 22 ja summausliitännän 48 tulostesignaali johdolla 50. Komparaattorivirtapiirin 52 tehtävänä on kehittää kuviossa 1 esitetyt varoitusalueet, jotka perustuvat radiokorkeuden muutoksen • φ
h ja lentokoneen vajoamisnopeuden h_ vertailuun. Komparaatiovir-K B
tapiiri 52 voidaan toteuttaa käyttämällä mitä tahansa edellä mainittujen US-patenttien n:o 3 946 358, 3 957 808 ja 4 060 793 virtapiirejä. Erityisesti voi US-patentissa 4 060 793 esitetty virtapiiri saada aikaan kuvion 1 varoitusalueet. Kuten tämän pa-tetin yhteydessä on todettu, voi komparaattorivirtapiiristä 52 tulla signaali vajoamisnopeusvaroittimeen 54 tai nostovaroittimeen 56, riippuen lentokoneen vajoamisnopeudesta verrattuna lentokoneen korkeuteen maanpinnasta.
Kuten yllä on osoitettu, on kuviossa 4 lohkokaavion muodossa esitetyn järjestelmän tehtävänä siirtää kuvion 1 varoitusalueita oikealle, jos radiokorkeuden muutossignaali h osoittaa, että lento- kone lähestyy maata nopeudella, joka on alle annetun arvon. Jos radiokorkeuden muutossignaali h_ on nolla, mikä osoittaa, että lentokone lentää yhdensuuntaisesti maastoon nähden, siirretään signaali h_, summausliitännän 32 kautta, rajoitetaan rajoittimessa 44, maksimiarvon ollessa 122 m/min ja vähennetään johdon 40 sig-# naalista hB summausliitännän 48 avulla. Tällöin siirtyvät kuvion 1 varoitusalueet 122 m/min oikealle, kuten kuviossa 2 näkyy, niin että vajoamisnopeusvaroituksen edellyttämä vajoamisnopeus kasvaa.
Jos radiokorkeuden muutossignaali kasvaa negatiiviseen arvoon, osoittaen, että lentokone lähestyy maata, pienentää summausliitäntä 32 johdon 42 vajoamisnopeuden muuntosignaalia johdon 30 radiokorkeuden muutossignaalin funktiona. Jos radiokorkeuden muutossignaali » t h on sama kuin va joamisnopeussignaali h_,, mikä osoittaa, että baro-metrinen vajoamisnopeus on sama kuin lähestymisnopeus maahan, tulee vajoamisnopeuden muuntosignaali nollaksi, niin että varoitusalue on kuvion 1 mukainen.
7 70472
Keksinnön eräs toinen suoritusmuoto esitetään kuvion 5 lohkokaaviossa ja sitä kuvaavat kuvion 3 varoitusalueet. Tässä tapauksessa muunnetaan johdon 22 radiokorkeussignaali hQ radio- korkeuden muutossignaalin funktiona, sen sijaan että muunnettaisiin 6 vajoamisnopeussignaali hD, kuten aikaisemman, kuviossa 4 esitetyn järjestelmän yhteydessä on todettu. Kuvion 5 järjestelmässä syö- c tetään signaali h asteikkovahvistimeen 60, jonka tehtävänä on kor-keudenmuutoksen asteikkosignaali johdossa 62, joka signaali sopii yksikköinä johdon 22 radiokorkeussignaaliin h . Tässä suoritusmuo-dossa on sopiva asteikkokertoimen arvo K=0,6, mikä muuttaa jokaisen radiokorkeusmuutoksen metrin 0,6 metriksi. Asteikkovahvistimen 60 tuloste johdossa 62 syötetään sitten summausliitännän 64 positiiviseen napaan ja radiokorkeussignaali johdossa 22 syötetään summausliitännän 64 toiseen positiiviseen napaan. Summausliitännän 64 tuloste tulee johdon 68 kautta rajoitinvirtapiiriin 66 ja se rajoittaa tehokkaasti johdon 68, radiokorkeuden muunnossignaaliksi määritellyn signaalin maksimiarvoa, mieluimmin 73 metriin. Täten rajoittaa rajoitin 66 korkeuden muunnossignaalit välille 0-73. Toiseen summausliitäntään tulee rajoittimen 66 tuloste johdon 72 kautta ja lisää rajoitetun radiokorkeuden muunnossignaalin radiokorkeussignaaliin hR. Summausliitännän 70 tuloste syötetään sitten komparaattorivirtapiiriin 52, niin että se yhdessä johdon 40 vajoamisnopeussignaalin kanssa saa aikaan vajoamisnopeusvaroituksia, kuten edellä on esitetty.
Kuviossa 5 esitetyllä järjestelmällä on se yleinen vaikutus, että kuvion 1 varoitusalueet siirtyvät oikealle radiokorkeuden muutossignaalin funktioina. Kuvion 5 järjestelmä siirtää kuitenkin nimenomaisesti kuvion 1 vaaka-akselia ylöspäin, niin että syntyy kuvion 3 esittämät varoitusalueet, kun radiokorkeuden muutossignaa-li on nolla. Jos radiokorkeuden muutossignaali on nolla tai arvoltaan positiivinen, lisätään johdon 22 radiokorkeussignaaliin sum-mausliitäntien 64 ja 70 avulla enintään 73 m radiokorkeutta ja syötetään sen jälkeen johdon 74 kautta komparaattoriin 52. Kun radio- r korkeuden muutossignaali h kasvaa negatiiviseen arvoon, mikä osoit-taa, että lentokone lähestyy maata, pienentää summausliitäntä 64 johdon 68 korkeusmuunnossignaalia vastaavasti, kunnes johdon 62 asteikkosignaali on sama kuin johdon 22 radiokorkeussignaali.
8 70472
Rajoitin 66 rajoittaa myös johdon 72 korkeudenmuunnossignaalia olennaisesti positiivisiin arvoihin, jotta korkeussignaali ei pienenisi, kun johdon 62 negatiivinen signaali ylittää johdon 22 korkeussignaalin. Tuloksena voidaan todeta, että kuvion 5 järjestelmä suurentaa varoituksen edellyttämää vajoamisnopeutta, kun radiokorkeuden muutos ilmoittaa että lentokone ei lähesty maata.
Vaikka keksintöä kuvattiin kuvioiden 4 ja 5 tietojenkäsit-telyvirtapiirien analogialogiikan muodossa, on ilmeistä, että nämä toiminnat voi suorittaa digitaalitietokone, jolla on samat syötöt ja joka syöttää varoittimia 54 ja 56. Yksikköjen 28-32 ja 40-52 toiminnat kuvioissa 4 ja 5 voisi hoitaa digitaalitietokone, jossa syöttönä käytetään digitaalisignaaleita, jotka liittyvät toiminnallisesti vajoamisnopeuteen h , radiokorkeuteen h ja radiokorkeuden muutokseen hD.
K
Claims (24)
1. Lentokoneen liiallisesta vajoamisnopeudesta varoittava järjestelmä, joka käsittää - ensimmäisen laitteen lentokoneen vajoamisnopeussignaalin e (ηβ) kehittämiseksi - toisen laitteen lentokoneen korkeutta maasta esittävän korkeussignaalin (h ) kehittämiseksi K. t - vertailulaitteen vajoamisnopeussignaalin (h ) vertaami-seksi korkeussignaaliin (h ) liiallisesta vajoamisnopeudesta va-roittavan signaalin synnyttämiseksi silloin, kun näillä signaaleilla on ennalta määrätty suhde, tunnettu siitä, että se käsittää * - kolmannen laitteen (24) korkeudenmuutossignaalin (h_) syn- K. nyttämiseksi, joka signaali esittää lentokoneen korkeuden muutosnopeutta maan suhteen - neljännen laitteen, joka reagoi korkeudenmuutossignaaliin (h ) vajoamisnopeussignaalin (h ) ja korkeussignaalin (h ) välisen K B R sen ennalta määrätyn suhteen muuttamiseksi, joka tarvitaan varoitus-signaalin laukaisemiseksi, niin, että sitä vajoamisnopeutta, jolla varoitussignaali laukaistaan, suurennetaan korkeudenmuutossignaalin pienenemisestä riippuvaisesti.
2. Patenttivaatimuksen 1 mukainen järjestelmä, tunnet- t u siitä, että neljäs laite käsittää vajoamisnopeussignaalin muun- * tolaitteen (32,44,48) vajoamisnopeussignaalin (h ) pienentämiseksi B funktiona pienenevistä korkeudenmuutossignaaleista.
3. Patenttivaatimuksen 2 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että vajoamisnopeussignaalin muuntolaite (32,44,48) käsittää ensimmäisen rajoitinlaitteen (44), sen määrän rajoittamiseksi maksimiarvoon, jolla vajoamisnopeussignaalia (hD) voidaan pienentää.
4. Patenttivaatimuksen 3 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että vajoamisnopeussignaalin (hD) maksimiarvon raja on noin 120 m/min.
5. Patenttivaatimuksen 3 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että vajoamisnopeussignaalin muuntolaite (32,44,48) käsittää toisen rajoitinlaitteen, muuntolaitteen (32,44,48) toiminnan «· rajoittamiseksi, niin ettei vajoamisnopeussignaali (hn) voi kasvaa. B 10 7C472
6. Patenttivaatimuksen 2 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että muuntolaite (32,44,48) käsittää summaimen (32,48) vajoamisnopeussignaalin (hR) laskemiseksi yhteen korkeudenmuutos-singaalin (h ) kanssa, jotta saataisiin aikaan vajoamisnopeuden muuntosignaali, sekä muuntosignaalin vähentämiseksi vajoamisnopeus- c signaalista (h ). B
7. Patenttivaatimuksen 6 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että summain (32,48) käsittää rajoittimen (44) vajoamis-nopeuden muuntosignaalin rajoittamiseksi ennaltamäärättyyn maksimiarvoon .
8. Patenttivaatimuksen 7 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että ennaltamäärätty maksimiarvo on 120 m/min.
9. Patenttivaatimuksen 8 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että summain (32,48) käsittää lisäksi rajoittimen (44) muuntosignaalien rajoittamiseksi olennaisesti positiivisiin arvoi-hin, niin ettei vajoamisnopeussignaali (hn) voi suureta. 13
9 70472
10. Patenttivaatimuksen 6 mukainen järjestelmä, tunnet- t u siitä, että summain (32,48) käsittää ensimmäisen summausliitän- ♦ nän (32), joka laskee yhteen korkeudenmuutossignaalin (hD) ja va- t ^ joamisnopeussignaalin (h ), vajoamisnopeuden muuntosignaalin kehit-tämiseksi, sekä toiseen summainliitännän (48), joka vähentää muun- tosignaalin vajoamisnopeussignaalista (h ).
11. Patenttivaatimuksen 7 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että summain (32,48) käsittää rajoittimen (44) , joka on sijoitettu toiminnallisesti ensimmäisen ja toisen summausliitännän (32;48) väliin muuntosignaalin arvon rajoittamiseksi ennaltamäärä-tylle alueelle.
12. Patenttivaatimuksen 11 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että ennaltamäärätty arvo on 0-120 m/min.
13. Patenttivaatimuksen 1 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että neljäs laite käsittää korkeussignaalin muuntolait-teen, korkeussignaalin arvon suurentamiseksi pienenevien korkeuden-muutossignaalien funktiona, joka korkeussignaali esittää lentokoneen korkeutta maanpinnasta.
14. Patenttivaatimuksen 13 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että korkeussignaalin muuntolaite käsittää ensimmäisen U 70472 rajoittimen (66) sen maksimiarvon rajoittamiseksi, johon korkeus-signaali voidaan suurentaa.
15. Patenttivaatimuksen 14 mukainen järjestelmä, tunnettu siitä, että maksimiarvo on noin 72 metriä.
16. Patenttivaatimuksen 14 mukainen järjestelmä, tunnettu siitä, että korkeussignaalin muuntolaite käsittää toisen rajoittimen (66) , rajoittamaan muuntolaitteen toimintaa, niin ettei korkeussignaali voi pienetä.
17. Patenttivaatimuksen 13 mukainen järjestelmä, tunnettu siitä, että korkeussignaalin muuntolaite käsittää asteik-kolaitteen (60) joka reagoi korkeudenmuutossignaaliin asteikkokor-keussignaalin kehittämiseksi funktiona korkeudenmuutossignaalista, sekä summaimen (64,70), asteikkokorkeussignaalin laskemiseksi yhteen korkeussignaalin kanssa, jotta syntyisi korkeuden muutossig-naali, ja korkeuden muuntosignaalin laskemiseksi yhteen korkeus-signaalin kanssa.
18. Patenttivaatimuksen 17 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että summain (64,70) käsittää rajoittimen (66) korkeuden-muutossignaalin rajoittamiseksi ennaltamäärättyyn maksimiarvoon.
19. Patenttivaatimuksen 18 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että ennaltamäärätty maksimiarvo on noin 72 metriä.
20. Patenttivaatimuksen 17 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että summain (64,70) käsittää rajoittimen (66) korkeuden-muutossignaalien rajoittamiseksi olennaisesti positiivisiin arvoihin, jotta korkeussignaali ei voisi pienentyä.
21. Patenttivaatimuksen 13 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että asteikkotoiminta on noin 0,2 metriä kutakin korkeu-denmuutossignaalin metriä/sekuntia kohti.
22. Patenttivaatimuksen 17 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että summain (64,70) käsittää ensimmäisen summausliitän-nän (64) , joka laskee korkeudenmuutoksen asteikkosignaalin yhteen korkeussignaalin (hD) kanssa, niin että syntyy korkeuden muuntosig-naali, sekä toisen summausliitännän (70), joka laskee korkeudenmuun-tossignaalin yhteen korkeussignaalin (h^) kanssa.
23. Patenttivaatimuksen 22 mukainen järjestelmä, tunnet-t u siitä, että summain (64,70) käsittää rajoittimen (66), joka on i2 704 7 2 sijoitettu toiminnallisesti ensimmäisen ja toisen summausliitän-nän (64;70) väliin korkeudenmuuntosignaalin arvon rajoittamiseksi ennaltamäärätylle alueelle.
24. Patenttivaatimuksen 23 mukainen järjestelmä, tunnettu siitä, että ennaltamäärätty arvoalue on noin 0-72 m. 13 70472
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US87630578 | 1978-02-09 | ||
| US05/876,305 US4215334A (en) | 1978-02-09 | 1978-02-09 | Aircraft excessive descent rate warning system |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FI790242A FI790242A (fi) | 1979-08-10 |
| FI70472B FI70472B (fi) | 1986-03-27 |
| FI70472C true FI70472C (fi) | 1986-09-19 |
Family
ID=25367393
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FI790242A FI70472C (fi) | 1978-02-09 | 1979-01-25 | Varningssystem foer foer stor nedstigningshastighet foer flygplan |
Country Status (14)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4215334A (fi) |
| JP (1) | JPS6047966B2 (fi) |
| AU (1) | AU522632B2 (fi) |
| CA (1) | CA1133098A (fi) |
| DE (1) | DE2904800C2 (fi) |
| FI (1) | FI70472C (fi) |
| FR (1) | FR2416837B1 (fi) |
| GB (1) | GB2014394B (fi) |
| GR (1) | GR78381B (fi) |
| IL (1) | IL56564A (fi) |
| IT (1) | IT1114524B (fi) |
| NL (1) | NL181268C (fi) |
| NZ (1) | NZ189559A (fi) |
| SE (1) | SE427825B (fi) |
Families Citing this family (37)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4495483A (en) * | 1981-04-30 | 1985-01-22 | Sundstrand Corporation | Ground proximity warning system with time based mode switching |
| US4538230A (en) * | 1982-10-29 | 1985-08-27 | Conoco Inc. | Method and apparatus for controlling altitude |
| US4567483A (en) * | 1982-12-10 | 1986-01-28 | Sundstrand Data Control, Inc. | Position based ground proximity warning system for aircraft |
| US4939513A (en) * | 1983-05-13 | 1990-07-03 | Sundstrand Data Control, Inc. | System for alerting a pilot of a dangerous flight profile during low level maneuvering |
| US4639730A (en) * | 1983-05-13 | 1987-01-27 | Sundstrand Data Control, Inc. | Excessive terrain closure warning system |
| US4551723A (en) * | 1983-06-10 | 1985-11-05 | Sundstrand Data Control, Inc. | Excessive descent rate warning system for rotary wing aircraft |
| CA1243405A (en) * | 1985-02-22 | 1988-10-18 | Michael M. Grove | Configuration responsive descent rate warning system for aircraft |
| US5187478A (en) * | 1985-02-22 | 1993-02-16 | Sundstrand Corporation | Configuration responsive descent rate warning system for aircraft |
| CA1243118A (en) * | 1985-02-22 | 1988-10-11 | Michael M. Grove | Aircraft terrain closure warning system with descent rate based envelope modification |
| DE3621052A1 (de) * | 1986-06-24 | 1988-01-07 | Aerodata Flugmesstechnik Gmbh | Vorrichtung zur automatischen flugbahnfuehrung von flugzeugen laengs eines leitstrahls |
| US4857923A (en) * | 1986-07-15 | 1989-08-15 | Sundstrand Data Control, Inc. | Ground proximity warning system for an excessive descent rate over undulating terrain |
| US5136512A (en) * | 1988-06-26 | 1992-08-04 | Cubic Defense Systems, Inc. | Ground collision avoidance system |
| US5166682A (en) * | 1991-03-07 | 1992-11-24 | Sundstrand Corporation | Ground proximity warning instrument utilizing glideslope modulation of excessive descent rate envelope |
| US6092009A (en) * | 1995-07-31 | 2000-07-18 | Alliedsignal | Aircraft terrain information system |
| US6292721B1 (en) | 1995-07-31 | 2001-09-18 | Allied Signal Inc. | Premature descent into terrain visual awareness enhancement to EGPWS |
| US6691004B2 (en) | 1995-07-31 | 2004-02-10 | Honeywell International, Inc. | Method for determining a currently obtainable climb gradient of an aircraft |
| US6138060A (en) * | 1995-07-31 | 2000-10-24 | Alliedsignal Inc. | Terrain awareness system |
| US5839080B1 (en) | 1995-07-31 | 2000-10-17 | Allied Signal Inc | Terrain awareness system |
| US6606034B1 (en) | 1995-07-31 | 2003-08-12 | Honeywell International Inc. | Terrain awareness system |
| US6043759A (en) * | 1996-07-29 | 2000-03-28 | Alliedsignal | Air-ground logic system and method for rotary wing aircraft |
| US5781126A (en) * | 1996-07-29 | 1998-07-14 | Alliedsignal Inc. | Ground proximity warning system and methods for rotary wing aircraft |
| JP3628711B2 (ja) * | 1997-03-20 | 2005-03-16 | イノヴァティヴ ソルーションズ アンド サポート インコーポレーテッド | 圧力変換器出力を線形化する回路を備えたエアデータ測定システム |
| US6643580B1 (en) | 1998-10-16 | 2003-11-04 | Universal Avionics Systems Corporation | Flight plan intent alert system and method |
| US6445310B1 (en) | 1999-02-01 | 2002-09-03 | Honeywell International, Inc. | Apparatus, methods, computer program products for generating a runway field clearance floor envelope about a selected runway |
| DE60041810D1 (de) | 1999-02-01 | 2009-04-30 | Honeywell Int Inc | Bodennähe-warnsystem |
| WO2000048050A2 (en) | 1999-02-01 | 2000-08-17 | Honeywell International Inc. | Ground proximity warning system, method and computer program product for controllably altering the base width of an alert envelope |
| EP1151359B1 (en) | 1999-02-01 | 2006-08-30 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus and computer program products for determining a corrected distance between an aircraft and a selected runway |
| WO2000047948A1 (en) | 1999-02-01 | 2000-08-17 | Honeywell International Inc. | Apparatus, method, and computer program product for generating terrain clearance floor envelopes about a selected runway |
| US6734808B1 (en) | 1999-10-05 | 2004-05-11 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus and computer program products for alerting submersible vessels to hazardous conditions |
| US6469664B1 (en) | 1999-10-05 | 2002-10-22 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus, and computer program products for alerting surface vessels to hazardous conditions |
| US6833797B2 (en) | 2000-05-26 | 2004-12-21 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus and computer program product for displaying terrain in rotary wing aircraft |
| US6583733B2 (en) | 2000-05-26 | 2003-06-24 | Honeywell International Inc. | Apparatus, method and computer program product for helicopter ground proximity warning system |
| ATE487923T1 (de) | 2000-09-14 | 2010-11-15 | Honeywell Int Inc | Verfahren, vorrichtung und computerprogrammprodukt zur warnung vor einer hubschrauberheckbodenberührung |
| EP1407226A1 (en) * | 2001-07-17 | 2004-04-14 | Honeywell International Inc. | Pitch angle alerting device for ground proximity warning systems (gpws) |
| FR2956512B1 (fr) * | 2010-02-16 | 2012-03-09 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif de protection automatique d'un aeronef contre un taux de descente excessif. |
| FR2986876B1 (fr) * | 2012-02-15 | 2014-12-05 | Airbus | Detection d'anomalie de descente d'un aeronef |
| US20150307203A1 (en) * | 2014-04-23 | 2015-10-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Vertical axis soft landing control |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3715718A (en) * | 1970-08-11 | 1973-02-06 | Sundstrand Data Control | Ground proximity warning system utilizing radio and barometric altimeter combination |
| US3946358A (en) * | 1974-06-19 | 1976-03-23 | Sundstrand Data Control, Inc. | Aircraft ground proximity warning instrument |
| US3958218A (en) * | 1974-10-03 | 1976-05-18 | Sundstrand Data Control, Inc. | Aircraft ground proximity warning system with speed compensation |
| US3947808A (en) * | 1975-01-13 | 1976-03-30 | Sundstrand Data Control, Inc. | Excessive descent rate warning system for aircraft |
| US3958219A (en) * | 1975-03-06 | 1976-05-18 | Sundstrand Data Control, Inc. | Terrain closure warning system with altitude rate signal conditioning |
| US3934221A (en) * | 1975-03-06 | 1976-01-20 | Sundstrand Data Control, Inc. | Terrain closure warning system with altitude rate signal conditioning |
| US4016565A (en) * | 1975-09-15 | 1977-04-05 | Rockwell International Corporation | Aircraft ground closure rate filtering method and means |
| US4071894A (en) * | 1976-06-28 | 1978-01-31 | Rockwell International Corporation | Profile warning generator with anticipation of warning condition |
| US4060793A (en) * | 1976-07-19 | 1977-11-29 | Sundstrand Data Control, Inc. | Excessive sink rate warning system for aircraft |
-
1978
- 1978-02-09 US US05/876,305 patent/US4215334A/en not_active Expired - Lifetime
-
1979
- 1979-01-25 FI FI790242A patent/FI70472C/fi not_active IP Right Cessation
- 1979-02-01 IL IL56564A patent/IL56564A/xx unknown
- 1979-02-02 NZ NZ189559A patent/NZ189559A/xx unknown
- 1979-02-05 SE SE7900973A patent/SE427825B/sv not_active IP Right Cessation
- 1979-02-06 CA CA320,902A patent/CA1133098A/en not_active Expired
- 1979-02-07 AU AU44021/79A patent/AU522632B2/en not_active Ceased
- 1979-02-07 IT IT47916/79A patent/IT1114524B/it active
- 1979-02-08 GB GB7904545A patent/GB2014394B/en not_active Expired
- 1979-02-08 FR FR7903234A patent/FR2416837B1/fr not_active Expired
- 1979-02-08 DE DE2904800A patent/DE2904800C2/de not_active Expired
- 1979-02-08 GR GR58305A patent/GR78381B/el unknown
- 1979-02-09 NL NLAANVRAGE7901037,A patent/NL181268C/xx not_active IP Right Cessation
- 1979-02-09 JP JP54013458A patent/JPS6047966B2/ja not_active Expired
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6047966B2 (ja) | 1985-10-24 |
| IT7947916A0 (it) | 1979-02-07 |
| DE2904800C2 (de) | 1981-12-10 |
| SE7900973L (sv) | 1979-08-10 |
| CA1133098A (en) | 1982-10-05 |
| JPS54115179A (en) | 1979-09-07 |
| IT1114524B (it) | 1986-01-27 |
| DE2904800A1 (de) | 1979-08-16 |
| IL56564A (en) | 1982-02-28 |
| GB2014394B (en) | 1982-05-19 |
| US4215334A (en) | 1980-07-29 |
| GB2014394A (en) | 1979-08-22 |
| NL7901037A (nl) | 1979-08-13 |
| FR2416837A1 (fr) | 1979-09-07 |
| FI70472B (fi) | 1986-03-27 |
| FI790242A (fi) | 1979-08-10 |
| NZ189559A (en) | 1982-05-25 |
| AU4402179A (en) | 1979-08-16 |
| FR2416837B1 (fr) | 1985-03-08 |
| SE427825B (sv) | 1983-05-09 |
| NL181268C (nl) | 1987-07-16 |
| AU522632B2 (en) | 1982-06-17 |
| GR78381B (fi) | 1984-09-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FI70472C (fi) | Varningssystem foer foer stor nedstigningshastighet foer flygplan | |
| GB2066759A (en) | Nagative climb after take-off warning system | |
| EP0214272B1 (en) | Altitude loss after take-off warning system utilizing time and altitude | |
| US5666110A (en) | Helicopter enhanced descent after take-off warning for GPWS | |
| US3947809A (en) | Below glide slope advisory warning system for aircraft | |
| US4939513A (en) | System for alerting a pilot of a dangerous flight profile during low level maneuvering | |
| US5153588A (en) | Warning system having low intensity wind shear enhancements | |
| US5781126A (en) | Ground proximity warning system and methods for rotary wing aircraft | |
| CA1205167A (en) | Ground proximity warning system with time and altitude based mode switching | |
| EP1317652B1 (en) | Method, apparatus and computer program product for helicopter tail strike warning | |
| US5187478A (en) | Configuration responsive descent rate warning system for aircraft | |
| JPS5934560B2 (ja) | 航空機の対地近接警報装置 | |
| US6188330B1 (en) | Windshear detection system | |
| US5038141A (en) | Configuration responsive descent rate warning system for aircraft | |
| NL8402135A (nl) | Grondnadering-waarschuwingssysteem met een aangepaste terrein-naderingssnelheidwaarschuwing voor een glijvlucht-helling-nadering. | |
| CA1243118A (en) | Aircraft terrain closure warning system with descent rate based envelope modification | |
| EP1950718B1 (en) | Methods and systems for monitoring approach of rotary wing aircraft | |
| CA1234417A (en) | System for alerting a pilot of a dangerous flight profile during low level maneuvering | |
| EP0281576B1 (en) | Ground proximity warning system for an excessive descent rate over undulating terrain | |
| CA1241082A (en) | Warning system for tactical aircraft | |
| AU567260B2 (en) | Excessive descent rate warning system for tactical aircraft | |
| CA1079385A (en) | Below glide slope advisory warning system for aircraft | |
| EP0400691A1 (en) | Wind shear detection and alerting system | |
| NL8401532A (nl) | Waarschuwingssysteem voor een te grote daalsnelheid in tactische vliegtuigen. | |
| Richardson et al. | The integration of area navigation and the microwave landing system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM | Patent lapsed |
Owner name: SUNDSTRAND DATA CONTROL, INC. |