FI74250C - Varningssystem foer negativ stigning efter start. - Google Patents

Description

1 74250

Lentoonlähdön jälkeisen vajoamisen varoitusjärjestelmä

Esillä oleva keksintö kohdistuu patenttivaatimuksen 1 johdanto-osan mukaisiin lentokoneen maanläheisyyden varoi-5 tusjärjestelmiin ja erityisesti järjestelmiin, jotka varoittavat liiallisista lentokoneen vajoamisnopeuksista lentoonlähdön jälkeen tai epäonnistuneen lähestymisen jälkeisen kiertelyn aikana, ja vielä erityisemmin järjestelmiin, jotka on optimoitu suorituskykyisille lentokoneelle kuten hä-10 vittäjä- tai maataistelulentokoneelle.

Ennestään on tunnettu maanläheisyyden varoitusjärjestelmiä, jotka varoittavat lentokoneen vajoamisesta lentoonlähdön jälkeen tai epäonnistuneen lähestymisen jälkeisen kiertelyn aikana. Esimerkkejä kyseisistä järjestelmistä on 15 esitetty amerikkalaisessa patenttijulkaisuissa US 3 946 358, US 3 947 808, US 3 947 810 ja US 4 319 218, joiden hakijana on esillä olevan keksinnön hakija. Patenttijulkaisuissa US 3 946 358 ja US 3 947 808 esitetyissä järjestelmissä aikaansaadaan varoitus, jos lentokoneen vajoamisnopeus ylit-20 tää ennalta määrätyn nopeuden tietyn korkeuden alapuolella, ja patenttijulkaisuissa US 3 947 810 ja US 4 319 218 kehitetään varoitus, jos korkeuden menetys ylittää ennalta määrätyn arvon ennen kuin ennalta määrätty korkeus on saavutettu.

25 Vaikka nämä järjestelmät varoittavat lentokoneen oh jaajaa vaaratilanteesta, joka aiheutuu liiallisesta vajoa-misnopeudesta tai liiallisesta korkeuden menetyksestä lentoonlähdön tai epäonnistuneen lähestymisvaiheen aikana, on nämä järjestelmät suunniteltu käytettäväksi liikennelento-30 koneessa eikä erittäin liikehtimiskykyisessä suorituskykyisessä lentokoneessa, kuten hävittäjä- tai maataistelulento-koneessa, jonka lento- ja toimintaominaisuudet ovat täysin erilaisia liikennekoneeseen verrattuna. Siten liikernokonee-seen suunnitellut järjestelmät voivat aikaansaada vääriä 35 varoituksia suorituskykyisen lentokoneen tiettyjen normaalien toimintatilanteiden aikana ja olla antamatta mitään 74250 varoitusta tai antaa riittämättömän varoituksen muiden lentotilanteiden aikana.

Esillä olevan keksinnön tavoitteena on siten aikaansaada lentoonlähdön jälkeisen vajoamisen varoitusjärjestel-5 mä, joka on erittäin sopiva käytettäväksi erittäin liikeh-timiskykyisessä suorituskykyisessä lentokoneessa kuten hävittäjä- tai maataistelulentokoneessa.

Esillä olevan keksinnön toisena tavoitteena on aikaansaada liiallisen vajoamisnopeuden varoitusjärjestelmä, joka 10 sopii käytettäväksi suorituskykyisessä lentokoneessa, jonka järjestelmän varoituskuvio on sovitettu kyseisen lentokoneen toiminta- ja suorituskykyominaisuuksien mukaan.

Esillä olevan keksinnön tavoitteena on edelleen aikaansaada liiallisen vajoamisen varoitusjärjestelmä hävit-15 täjä— tai maataistelulentokonetta varten, jolla järjestelmällä on sallinta- ja estologiikka, joka sallii varoitustoimin-nan korkeuden, ilmanopeuden, moottorin tehon ja laskutelineen asennon funktiona lentoonlähdön ja epäonnistuneen lä-hestymisvaiheen aikana, ja estää varoitustoiminnan muissa 20 lentovaiheissa väärien hälytysten minimoimiseksi.

Suorituskykyisen lentokoneen kuten hävittäjä- tai maataistelulentokoneen toiminta- ja lento-ominaisuudet ovat huomattavasti erilaisia liikennelentokoneeseen verrattuna. Lentoonlähdössä on hävittäjä- tai maataistelulentokone ras-25 kaasti lastattu polttoaineella ja aseistuksella, ja koska sen aerodynamiikka on suunniteltu suurinopeuksista toimintaa varten, on kyseisen lentokoneen nousunopeus aluksi pieni. Siksi lentoonlähdön jälkeen on lentokoneella suhteellisen vaakasuora lentorata kunnes riittävä nopeus suuremman 30 nousunopeuden mahdollistamiseksi on saavutettu. Lentoonlähdön vaakasuora lento-osuus on erityisen vaarallinen tila, koska se tapahtuu matalalla korkeudella, ja jos ohjaaja häiriintyy tai poikkeaa oikeasta suunnasta, voi hän epähuomiossa sallia lentokoneen vajoamisen maahan. Kyseinen suun-35 nasta poikkeaminen on erityisen todennäköistä lentoonlähdön aikana yöllä, erityiset! veden yläpuolella, kuten lähdet- 3 74250 täessä lentokoneen tukialuksesta, jolloin ohjaaja voi menettää näköreferenssin ja sallia lentokoneen vajoamisen veteen. Siten on toivottavaa aikaansaada ohjaajalle erityinen äänivaroitus, kuten "DON'T SINK", ohjaajan hälyttämiseksi 5 uhkaavasta maahan törmäyksestä riittävällä varoitusajalla, jotta hänen olisi mahdollista suorittaa korjausliike. Varoitus tulisi kuitenkin antaa vain silloin, kun todellinen maahantörmäys uhkaa, eikä muiden lentovaiheiden aikana, jolloin suuret vajoamisnopeudet aikaansaadaan tarkoitukselle lisesti, kuten lennon laskeutumisvaiheissa ja tiettyjen taktisten liikkeiden aikana.

Kaikki edellä kuvatut tavoitteet saavutetaan keksinnön mukaisella järjestelmällä, jolle on tunnusomaista se, mitä on esitetty patenttivaatimuksen 1 tunnusmerkkiosassa.

15 Lyhyesti esitettynä tulee esillä olevan keksinnön mukainen järjestelmä aktiiviseksi noin 20 jalan (6,1 m) korkeudessa eli käytännöllisesti katsoen niin pian kuin lentokone on noussut maasta ja eri mittalaitteista saatavat signaalit ovat päteviä, ja pysyy aktiivisena niin kauan 20 kuin lentokone pysyy alle 100 jalan (30,5 m) korkeudella maan pinnan yläpuolella. Järjestelmä on vasteellinen suhteellisen pienille vajoamisnopeuksille varoituksen aikaansaamiseksi vajoamisnopeuden ylittäessä 25 jalkaa (7,6 m) minuutissa 20 jalan (6,1 m) radiokorkeudessa, ja lisää as-25 teittäin varoituksen kehittämiseksi tarvittavaa vajoamis-nopeutta kunnes 100 jalan (30,5 m) korkeudessa vaaditaan 125 jalan (38,1 m) vajoamisnopeus minuutissa. Yli 100 jalan (30,5 m) korkeudella maasta mitään varoitusta ei kehitetä. Erityinen äänivaroitus, kuten "DON'T SINK", kehitetään sen 30 osoittamiseksi, että lentokone vajoaa liian nopeasti.

Väärien varoitusten edelleen estämiseksi muiden lento-vaiheiden kuin lentoonlähtö ja kiertelyvaiheiden aikana aikaansaadaan looginen piiri järjestelmän sellimiseksi vain lentoonlähtö- ja kiertelyvaiheiden aikana. Piiri valvoo 35 lentokoneen ilmanopeutta, laskutelineen asentoa ja moottorin kierrosnopeutta, joka osoittaa moottorin tehoa, sen 4 74250 määrittämiseksi onko lentokone todella lentoonlähtö- tai epäonnsituneessa lähestymis/kiertelyvaiheessa. Kun on varmistettu, että lentokone todella on lentoonlähtö- tai epäonnistuneessa lähestymis/kiertelyvaiheessa, valvoo järjes-5 telmä painekorkeuden muutosnopeutta ja radiokorkeutta, ja antaa äänivaroituksen, kuten "DON'T SINK", vaarallisen va-joamistilan esiintyessä.

Nämä ja muut esillä olevan keksinnön tavoitteet ja edut käyvät helposti ilmi seuraavaa yksityiskohtaista se-10 lostusta ja mukana seuraavia piirustuksia tarkasteltaessa, joissa: kuvio 1 esittää keksinnön mukaisen varoitusjärjestelmän erään suoritusmuodon toiminnallista lohkokaaviota; ja kuvio 2 esittää graafisesti radiokorkeuden ja paine-15 korkeuden vajoamisnopeuden välistä suhdetta, jonka lentokoneen täytyy saavuttaa varoituksen kehittämiseksi.

Keksinnön mukainen järjestelmä, joka kykenee aikaansaamaan edellä selostetun varoituksen ilman ylimääräisten väärien varoitusten kehittämistä on esitetty kuviossa 1, 20 ja merkitty yleisesti viitenumerolla 10. Keksinnön mukainen järjestlemä 10 on esitetty kuviossa 1 toiminnallisessa tai loogisessa lohkokaaviomuodossa sarjana veräjiä, vertaili-joita, kiikkuja ja vastaavia havainnollistamistarkoitusta varten; tulee kuitenkin ymmärtää, että logiikan todellinen 25 toteutus voi olla muu kuin kuviossa 1 esitetty, lukuisten digitaalisten ja analogisten toteutusten ollessa mahdollisia. Selostetun varoitusjärjestelmän käyttämät signaalit sisältävät radiokorkeuden, painekorkeuden, painekorkeuden muutosnopeuden, ilmanopeuden, moottorin tehoa edustavan 30 signaalin kuten moottorin kierrosnopeuden, lentokoneen laskutelineen asennon osoittavan signaalin ja useita kelpoi-suussignaaleja. Riippuen lentokoneen tyypistä, johon varoitusjärjestelmä on asennettu, voidaan kuviossa 1 esitetyt signaalit saada yksittäisistä mittalaitteista, kuten paine-35 korkeusmittarista 12, painekorkeuden muutosnopeuden piiristä 14, radiokorkeusmittarista 16 ja diskreetistä piiriele- 5 74250 mentistä, joka osoittaa laskutelineen asennon, tai digitaaliselta dataväylästä tietyissä uudemmissa lentokoneissa.

Sen määrittämiseksi onko lentokone liiallisessa va-joamistilassa, esimerkiksi menettämässä korkeutta liian 5 nopeasti, syötetään painekorkeuden muutosnopeuden signaali vertailijaan 18. Painekorkeuden muutosnopeuden signaali voidaan saada painekorkeuden muutosnopeuden piiristä 14, joka derivoi signaalin painekorkeusmittarista 12 tai muusta sopivasta lähteestä. Painekorkeuden muutosnopeuden signaa-10 lia verrataan signaaliin, joka osoittaa lentokoneen korkeuden maan pinnasta, kuten radiokorkeusmittarista 16 saatavaan signaaliin. Esillä olevan keksinnön selostuksessa käytetyllä termillä "maanpinta" ei tarkoiteta vain tasaista kuivaa maata, vaan sen on tarkoitus käsittää myös muita 15 maan topografisia muodostumia kuten vettä, suota ja epätasaista maastoa. Myöskin, vaikka liiallinen vajoamisnopeus on annettu esimerkkinä liiallisesta vajoamistilasta, ei tässä yhteydessä käytettyä termiä "liiallinen vajoamista" ole tarkoitettu rajoitettavaksi liialliseen vajoamisnopeu-20 teen, vaan sen tarkoitus on kattaa myös muut korkeuteen liittyvät vaaralliset lentotilanteet mukaanlukien esimerkiksi liiallinen korkeuden menetys ja riittämätön korkeuden saavuttaminen.

Painekorkeuden muutosnopeuden signaalia verrataan 25 radiokorkeusmittarista 16 saatavaan signaaliin vertailijal-la 18, ja vertailija 18 antaa varoituksen aloittamissignaa-lin jos painekorkeuden muutosnopeuden signaalin arvo osoittaa liiallista vajoamisnopeutta tietyllä radiokorkeussignaa-lin arvolla. Vertailijasta 18 saatava varoituksen aloitus-30 signaali syötetään JA-veräjän 20 yhteen ottoon, joka aiheuttaa varoituksen kehittämisen jos varoituksen aloitussignaa-li sekä muut tietyt sallintasignaalit syötetään siihen.

Nämä muut signaalit liittyvät lentokoneen lentoasuun ja sallivat varoituksen kehittämisen vain jos lentokone on 35 lennon lentoonlähtö- tai kiertelyvaiheessa.

6 74250 JA-veräjään 20 syötettyjen ottojen joukossa on WEIGHT OFF WHEELS -signaali, joka voidaan saada esimerkiksi laskutelineessä olevalta diskreetiltä piiriltä sen osoittamiseksi järjestelmälle, että lentokone ei ole maassa. Tämä sig-5 naali myös kytkee pois järjestelmän lentokoneen ollessa maassa. Toinen veräjään 20 syötetty signaali on enemmän kuin 20 jalkaa -signaali, joka kytkee pois järjestelmän lentokoneen ollessa 20 jalan (6,1 m) radiokorkeuden alapuolella, jossa tarkkoja painekorkeuden muutosnopeuden signaa-10 leja ei voida saada.

Toinen veräjään 20 syötetty signaali on vähemmän kuin 100 jalkaa -signaali, joka sallii järjestelmän vain silloin kun lentokone lentää 100 jalan (30,5 m) radiokorkeudessa tai sen alapuolella. Tämän signaalin tarkoituksena on estää 15 järjestelmä 100 jalan (30,5 m) yläpuolella, koska tyypillisen hävittäjä- tai maataistelulentokoneen toiminnassa ei varoitus ole tarpeen lentokoneen ylitettyä 100 jalan (30,5 m) radiokorkeuden, ja järjestelmän ylläpitäminen aktiivisena 100 jalan (30,5 m) korkeuden yläpuolella voi aiheuttaa vää-20 riä hälytyksiä muissa lentovaiheissa. Sekä vähemmän kuin 100 jalkaa että enemmän kuin 20 jalkaa -signaalit voidaan saada helposti esimerkiksi yhdestä tai useammasta vertaili-jasta (ei esitetty), jotka vastaanottavat korkeusignaalin radiokorkeusmittarista 16 ja aikaansaavat erillisiä anto-25 signaaleja useilla ennalta määrätyillä radiokorkeuksilla.

Kuten edellä on selostettu, on toivottavaa, että varoitusjärjestelmä on sallittu vain lennon lentoonlähtö- ja epäonnistuneen lähestymisen/kiertelyvaiheiden aikana. Siten logiikan tulee pystyä määrittämään milloin kyseiset lento-30 tilanteet todella esiintyvät. Esitetyssä suoritusmuodossa on logiikassa, jonka tulee määrittää esiintyykö lentoonlähtö- tai epäonnistuneen lähestymisen/kiertelytilannetta, logiikkapiiri 22 joka sisältää TAI-veräjän 24, JA-veräjän 26, TAI-veräjän 28, JA-veräjän 30, asetus/palautuskiikun 35 32, siirtymäilmaisimen 34 ja asetus/palautuskiikun 36.

74250

Edellä mainitun loogisen piirin 22 tehtävänä on pohjimmiltaan erottaa lennon lentoonlähtö- ja laskeutumisen lähestymisvaiheet. Vaadittava kriteeri lentoonlähtövaiheen määrittämiseksi on se, että lentokoneen laskutelineet ovat 5 ylhäällä tai se, että lentokone on 20 jalan (6,1 m) radio-korkeuden alapuolella ja että moottori tai moottorit kehittävät lentoonlähtötehon. Edellä olevan kriteerin määrittää JA-veräjä 30, joka vastaanottaa signaalin, joka osoittaa moottorin kehittävän lentoonlähtötehon. Kyseinen signaali 10 voidaan saada esimerkiksi lentoonlähtötehon vertailijasta 29, joka vastaanottaa kierroslukumittarista 31 moottorin kierrosnopeutta edustavan signaalin ja aikaansaa lentoonlähtötehon signaalin JA-veräjään 30 kun moottorin nopeus ylittää ennalta määrätyn lentoonlähtöön vaadittavan kierros-15 nopeuden, esimerkiksi kun suihkumoottorin ykkösvyöhykkeen ahtimen kierrosnopeus ylittää 90 % maksimikierrosnopeudes-ta. Vaihtoehtoisesti voidaan lentoonlähtötehoa osoittava signaali saada muista lähteistä, esimerkiksi tehonsäätövi-vun asennosta. JA-veräjä 30 vastaanottaa myös toisen signaa-20 lien TAI-veräjästä 28, joka aikaansaa sallintasignaalin JA-veräjälle 30 jos joko laskuteline on ylhäällä tai lentokoneen korkeus on vähemmän kuin 20 jalkaa (6,1 m). Laskuteline ylhäällä -signaali veräjää 28 varten voidaan saada laskutelineellä olevalta diskreetiltä piiriltä tai laskutelineen 25 ohjausvivussa olevalta diskreetiltä piiriltä, ja vähemmän kuin 20 jalkaa -signaali voidaan saada vertailijalta, joka valvoo radiokorkeusmittarin signaalia. Vähemmän kuin 20 jalkaa -kriteeri on erityisen hyödyllinen lentoonlähtöti-lanteen ilmaisemiseksi välittömästi lentokoneen jättäessä 30 maan ja ennen kuin ohjaajalla on ollut tilaisuus nostaa laskuteline. Kun JA-veräjän 30 molemmat otot on saatu tulee asetus/palautuskiikku 32 palautustilaansa. Tämä taas merkitsee lentoonlähtötilannetta.

Kun lentokone on lentonsa lähestymisvaiheessa tulee 35 varoitusjärjestelmä kytkeä pois. Estotoiminto aikaansaadaan TAI-veräjällä 24 ja JA-veräjällä 26, jotka toimivat yhdessä 8 74250 asetus/palautuskiikun 32 asettamiseksi lennon lähestymis-vaiheessa. Lähestymisvaihe osoitetaan laskutelineen ollessa alhaalla tai lentokoneen radiokorkeuden ollessa vähemmän kuin 100 jalkaa (30,5 m) ja lentokoneen nopeuden ollessa 5 vähemmän kuin 200 solmua (375 kg/h) ja kun moottori ei kehitä lentoonlähtötehoa. Näitä tilanteita edustavat signaalit syötetään JA-veräjään 26. Lisäksi radiokorkeusmittari ja painekorkeusmittari eivät saa olla estettyjä, sillä muutoin järjestelmän kehittämät varoitukset olisivat haital-10 lisiä.

Sen lisäksi että kyetään erottamaan onko lentokone lentonsa lentoonlähtö- tai lähestymisvaiheessaan, on myös tarpeen määrittää onko lentokone jossain muussa lentovai-heessa kuin lentoonlähtö- tai lähestymisvaiheessa. Tämän 15 määrityksen tekee/tekevät JA-veräjä 38 ja TAI-veräjä 40, jotka palauttavat kiikun 36 lentokoneen toimiessa muussa lennon vaiheessa kuin lentoonlähtö- tai lähestymisvaiheessa. Tämä toteutetaan valvomalla ilmanopeutta ja lentokoneen korkeutta maanpinnan yläpuolella ja osoittamalla muu lennon 20 vaihe kuin lentoonlähtö tai lähestyminen lentokoneen nopeuden ollessa yli 200 solmua (375 km/h) ja korkeuden ollessa enemmän kuin 100 jalkaa (30,5 m), tai korkeuden ylittäessä 1000 jalkaa (305 m), kuten tapahtuu suljetussa muodostelmassa. Näissä tilanteissa aikaansaa JA-veräjä 38 signaalin 25 TAI-veräjään 40 TAI-veräjän 40 saamiseksi palautumaan ase-tus/palautuskiikku 36 varoitusjärjestelmän estämiseksi.

Muut otot, jotka estävät varoitusjärjestelmän, syötetään myös veräjään 40. Nämä otot kytkevät pois järjestelmän pai-nekorkeusmittarin tai radiokorkeusmittarin ollessa estet-30 tyjä tai kun ei-kelpaavaa nopeudenmuutossignaalia osoittava liiallisen nopeudenmuutossignaali esiintyy.

Kun lentokone lähtee nousuun ja lentoonlähtöteho kehitetään, palauttaa veräjä 30 kiikun 32 lentokoneen kohotessa maasta tai nostaessa laskutelineensä. Tämä aiheuttaa 35 kiikun 32 Q-annon kytkeytymisen korkeasta tilastaan matalaan tilaan. Tämä siirtyminen ilmaistaan siirtymäilmaisi- 9 74250 mella 34, joka aikaansaa antopulssin korkeasta matalaan tapahtuvan siirtymän esiintyessä sen otossa. Siirtymäilmai-simesta 34 saatava antopulssi asettaa asetus/palautuskiikun 36, aiheuttaen siten kiikun 36 Q-annon siirtymisen korkeaan 5 tilaansa, ja sallii JA-veräjän 20. Tämä asettaa järjestelmän lentoonlähtötilaan, ja sallii JA-veräjän 20 vastaavan vertailijasta 18 saatavaan liiallisen vajoamisnopeuden signaaliin. JA-veräjä vastaa liiallisen vajoamisnopeuden signaaliin aikaansaamalla signaalin varoitusgeneraattoriin 10 42, siten varoitusgeneraattorin syöttämään äänisignaalin joko suoraan tai epäsuorasti kovaääniseen 44 tai muuhun muuttajaan. Generaattori 42 sisältää edullisesti digitaalisen äänisyntetisaattorin, joka kykenee kehittämään synteri-soidun sanoman kuten "DON'T SINK", joka neuvoo ohjaajaa 15 tietystä vaarasta niin, että hän voi välittömästi suorittaa korjausliikkeen. Esimerkkejä digitaalisista varoitusgene-raattoreista ja siitä kuinka niitä käytetään lentokoneen varoitusjärjestelmissä on esitetty amerikkalaisissa patenttijulkaisuissa US 3 925 751, US 4 030 065 ja US 4 060 793. 20 Lentokoneen jatkaessa nousemistaan ja korkeuden ylit täessä 100 jalkaa (30,5 m) ja ilmanopeuden ylittäessä 200 solmua (375 km/h), tai kun korkeus ylittää 1000 jalkaa (305 m), kuten tapahtuu suljetussa muodostelmassa, palauttavat veräjät 38 ja 40 asetus/palautuskiikun 36 siten es-25 täen veräjän 20. Veräjä 20 pysyy estotilassa lennon muun osan aikana; kuitenkin lentokoneen vajotessa lähestymisvai-heessa laskeutumista varten asetetaan kiikku 32 laskutelineen ollessa alhaalla tai lentokoneen saavuttaessa vähemmän kuin 100 jalan (30,5 m) korkeuden ja ilmanopeuden ollessa 30 vähemmän kuin 200 solmua (375 km/h) ja kun lentoonlähtöte-hoa ei kehitetä. Kiikku 32 asetetaan niin, että jos epäonnistunut lähestyminen tapahtuu ja tehoasetus on lentoonläh-tötehoilla kun laskuteline on ylhäällä tai kun lentokone vajoaa alle 20 jalan (6,1 m) korkeuden, voidaan asetus/pa-35 lautuskiikku 32 jälleenpalauttaa asetus-palautus-siirtymän kehittämiseksi. Asetus-palautus-siirtymä aiheuttaa sen, et- _ _r______ ____ ______ -- 10 74250 tä siirtymäilmaisin 34 jälleen asettaa asetus/palautuskii-kun 36 veräjän 20 sallimiseksi varoitusjärjestelmän siten jälleen sallimiseksi epäonnistuneen lähestymisen kiertely-vaiheen aikana.

5 Vajoamisnopeus verrattu radiokorkeuteen-kriteeri, joka on tarpeen varoituksen aikaansaamiseksi, on esitetty kuvion 2 kaaviossa. Kuten kuvion 2 kaavion varjostetulla alueella on esitetty, on järjestelmä sallittu vain lentokoneen radiokorkeuden ollessa 20 jalan (6,1 m) ja 100 jalan 10 (30,5 m) välillä. Vaikka sallinta tällä korkeusalueella voi daan toteuttaa monella tavalla, se aikaansaadaan kuviossa 1 esitetyssä suoritusmuodossa VÄHEMMÄN KUIN 100 JALKAA ja ENEMMÄN KUIN 20 JALKAA -otoilla JA-veräjään 20. Poikittais-viiva 20 jalan ja 100 jalan korkeuksien välillä on valittu 15 sopimaan tyypillisen suorituskykyisen hävittäjän/maatais-telulentokoneen kuten "Fairchild A10"-lentokoneen toiminta-ominaisuuksiin. Poikittaisviivan kaltevuus ja päätepisteet voidaan toteuttaa monella tavalla, sekä analogisella että digitaalisella, mutta kuviossa 1 esitetyssä suoritusmuodos-20 sa ne kehitetään vertailijalla 18, joka vastaanottaa sopivasti skaalattuja signaaleja muutosnopeuden piiristä 14 ja radiokorkeusmittarista 16. Kuviossa 2 olevan poikittaisviivan kaltevuus valitaan aikaansaamaan vakiovaroitusaika ohjaajalle, riippumatta poikittaisviivan kohdasta jonka va-25 roitusmalli rikkoo. Esitetyssä suoritusmuodossa aikaansaa järjestelmä 0,8 minuutin (48 sekuntia) suuruisen vakion varoitusajan ennen törmäystä. Äänivaroitus "DON'T SINK" kehitetään muutosnopeuden piiristä 14 saatavan negatiivisen nopeussignaalin ylittäessä radiokorkeusmittarista 16 saata-30 van signaalin.

Jos ohjaaja esimerkiksi lentää 100 jalan (30,5 m) korkeudessa ja hänen vajoamisnopeutensa ylittää 125 jalkaa (38,1 m) minuutissa, varoitus kuuluu, ja ohjaajalla on 0,8 minuuttia aikaa korjaukseen eli 100 jalkaa jaettuna 125 ja-35 lalla minuuttia kohden. Vastaavasti, jos lentokone lentää 20 jalan (6,1 m) korkeudella maasta, varoitus kehitetään 11 74250 jos vajoamisnopeus ylittää 25 jalkaa {7,6 m) minuutissa, mikä myös antaa ohjaajalle 0,8 minuuttia aikaa korjaukseen. Siten ohjaajalla on 0,8 minuuttia varoitusaikaa sen hetken, jolloin "DON'T SINK"-varoitus kehitetään ja sen hetken vä-5 Iillä, jolloin ennustettu törmäys maahan tapahtuu, millä tahansa korkeudella 20 jalan ja 100 jalan välillä maanpinnan yläpuolella jos laskeutumisnopeus ylittää kuvan 2 va-roituskuvion poikittaisviivan määrittämän vajoamisnopeuden.

Kuviossa 2 esitetyssä kaaviossa kehitetään "DON'T 10 SINK" -signaali vain negatiivisilla painekorkeuden nousu-nopeuksilla, eli vain vajoamisnopeuksilla, koska raskaasti kuormatun suurisuorituskykyisen lentokoneen tyypillisessä toiminnassa tapahtuu vain vähän jos mitään nousua lennon alkuvaiheen aikana. Tulee kuitenkin ymmärtää, että käyrää 15 voidaan muuttaa niin, että se sisältää positiivisen paine-korkeudenmuutosnopeuden jos sitä käytetään lentokoneessa, jolla normaalisti on jonkinasteista nousua lennon alkuvaiheiden aikana. Siten tulee ymmärtää, että tässä käytetyllä termillä "liiallinen vajoamisnopeus" on tarkoitettu sisäl-20 tävän riittämättömän nousunopeuden järjestelmillä, joita käytetään lentokoneessa, jotka normaalisti nousevat välittömästi lentoonlähdön jälkeen.

Claims (9)

74250

1. Järjestelmä varoituksen aikaansaamiseksi lentäjälle, jonka ohjaaman taktisen, sisäänvedettävällä laskute- 5 lineellä varustetun lentokoneen lähestyminen epäonnistuu, johon järjestelmään kuuluu: ensimmäinen signaalilaite (16), joka tuottaa signaaleja, jotka edustavat lentokoneen korkeutta maanpinnan yläpuolella ; 10 toinen signaalilaite (31), joka tuottaa signaaleja, jotka edustavat moottorin antotehoa; kolmas signaalilaite, joka tuottaa signaaleja, jotka edustavat laskutelineen asentoa; ensimmäinen ilmaisin (36), joka ilmaisee lennon len-15 toonlähtö- ja kiertelyvaiheen ja tuottaa ehtosignaalin, joka ilmaisee lentoonlähtö- tai kiertelyehdon; neljäs signaalilaite (12,14), joka tuottaa signaaleja, jotka edustavat korkeuden muutosnopeutta; ja toinen ilmaisin (18), joka toimii vasteena korkeus-20 signaaleihin ja korkeuden muutosnopeuden ilmaiseviin signaaleihin liian suuren vajoamisnopeuden ilmaisemiseksi ja liian suuren vajoamisnopeuden ilmaisevan varoitussignaalin aikaansaamiseksi sitä korkeutta varten, jolla lentokone lentää, tunnettu siitä, että siinä lisäksi on 25 kolmas ilmaisin, johon kuuluu logiikkalaite (28, 30, 32), joka tuottaa ehtosignaalin, kun molemmat ehdot esiintyvät samanaikaisesti: (1) laskuteline on ylhäällä tai lentokone on ennalta-määrätyn korkeuden yläpuolella, ja 30 (2) moottori toimii lentoonlähtöteholla; ja laite (20), joka reagoi ehtosignaalin ja varoitus-signaalin varoituksen aikaansaamiseksi, kun lennon lentoonlähtö- tai kiertelyvaiheen aikana havaitaan liian suuri nopeus.

2. Patenttivaatimuksen 1 mukainen järjestelmä, t u n -35 n e t t u siitä, että mainittu ennaltamäärätty korkeus on noin 6,1 m. 13 7425 0

3. Patenttivaatimuksen 1 mukainen järjestelmä, tunnettu siitä, että siihen kuuluu laite (38), joka estää varoituksen, kun lentokone on toisen ennaltamäärätyn korkeuden yläpuolella.

4. Patenttivaatimuksen 3 mukainen järjestelmä, tun nettu siitä, että mainittu toinen korkeus on noin 30,5 m.

5. Patenttivaatimuksen 1 mukainen järjestelmä, tunnettu siitä, että siinä on laite (38), joka estää varoituksen, kun lentokoneen nopeus on ennaltamäärättyä no- 10 peutta suurempi.

6. Patenttivaatimuksen 1 mukainen järjestelmä, tunnettu siitä, että ilmaisin tuottaa varoitussignaalin, jos maahantörmäys on odotettavissa 0,8 minuutin kuluessa.

7. Patenttivaatimuksen 1 mukainen järjestelmä, t u n -15 n e t t u siitä, että toinen ilmaisin (18) tuottaa varoitussignaalin, kun vajoamisnopeus on suurempi kuin 38,1 metriä minuutissa ja korkeus on 30,5 metriä, ja kun vajoamisnopeus on suurempi kuin 7,6 metriä minuutissa ja korkeus on 6,1 metriä.

8. Patenttivaatimuksen 6 mukainen järjestelmä, tun nettu siitä, että varoitus annetaan, kun varoitusig-naali esiintyy ja lentokone lentää 6,1 - 30,5 metrin korkeudessa maanpinnan yläpuolella.

9. Patenttivaatimuksen 1 mukainen järjestelmä, t u n -25 n e t t u siitä, että varoitus annetaan, kun (1) lentokone lentää 6,1 - 30,5 metrin korkeudessa maanpinnan yläpuolella; ja (2a) kun vajoamisnopeus on suurempi kuin 38,1 metriä minuutissa 30,5 metrin korkeudessa, tai 30 (2b) kun vajoamisnopeus on suurempi kuin 7,6 metriä minuutissa 6,1 metrin korkeudessa. 74250