FI74253C - Varningssystem foer taktiskt flygplan. - Google Patents

Description

1 74253

Varoitusjärjestelmä taktista lentokonetta varten

Esillä oleva keksintö kohdistuu järjestelmään, jonka avulla taktisessa lentovaiheessa olevan lentokoneen ohjaa-5 jalle osoitetaan korkeus, jossa on aloitettava korjaustoimenpide vajoamisen estämiseksi ennalta määrätyn korkeuden alapuolelle, joka on valittu MDA- tai radiokorkeuden "häly-tys"-asetuksella. Järjestelmä aikaansaa myös vaarallisten lentotilanteiden varoituksen lennon ei-taktisten tai taval-10 listen rutiininomaisten osien, kuten lentoonlähdön, laskeutumisen ja matkalennon aikana.

Ennestään on tunnettu maanläheisyyden varoitusjärjestelmiä, jotka aikaansaavat erilaisten vaarallisten lento-profiilien varoituksia. Kyseiset järjestelmät on kuitenkin 15 yleensä suunniteltu liikennelentokonetta varten ja ne on suunniteltu antamaan varoituksia ensisijaisesti lennon lentoonlähtö- ja laskeutumisvaiheissa epähuomiossa tapahtuvan, ohjatun maastoon lennon estämiseksi. Kyseiset järjestelmät eivät ole suunniteltu aikaansaamaan varoituksia taktisten 20 liikkeiden, kuten syöksyjen aikana, jolloin lentokoneella harkitusti lennetään kohti maanpintaa suurella nopeudella ja jyrkässä kulmassa, ja ne aikaansaavat siten riittämättömiä tai vääriä varoituksia kyseisissä tilanteissa.

Siten esillä olevan keksinnön tavoitteena on aikaan-25 saada varoitusjärjestelmä, joka voittaa monet ennestään tunnetun tekniikan mukaisten varoitusjärjestelmien epäkohdista.

Esillä olevan keksinnön tarkoituksena on edelleen aikaansaada vaarallisen lentotilanteen varoitus taktisten liikkeiden aikana sekä tavallisten rutiininomaisten lennon 30 osien, kuten lentoonlähdön, laskeutumisen ja matkalennon aikana.

Esillä olevan keksinnön tavoitteena on edelleen aikaansaada syöksyssä olevan lentokoneen ohjaajalle varoitus korjaustoimenpiteestä, joka tulee välittömästi aloittaa len-35 tokoneen estämiseksi menemästä halutun minimikorkeuden alapuolelle .

2 74253

Taktiset lentokoneet tuovat mukanaan erityisongelmia maanläheisyyden varoitusjärjestelmien suunnitteluun, jotka varoittavat lentokoneen ohjaajaa vaarallisesta lentotilanteesta. Eräs kyseinen ongelma johtuu kyseisen lentokoneen 5 toiminnan kaksiosaisuudesta. Tyypillisesti kyseisellä lentokoneella on taktinen tai viritetty tila, joka sisältää sellaisia liikkeitä, kuten syöksyjä ja useita matalalla korkeudella tapahtuvia liikkeitä sekä ei-taktinen tai tavallisia rutiiniosia sisältävä toimintatila, joka sisältää sellaisia 10 liikkeitä, kuten lentoonlähdön, laskeutumisen ja matkalennon. Koska lentokoneen toiminnan taktisessa tilassa esiintyvät liikkeet ovat oleellisesti erilaisia kuin liikkeet, jotka tyypillisesti esiintyvät ei-taktisessa tilassa, ei ei-taktista tai liikennelentokonetta varten suunniteltu järjes-15 telmä aikaansaa riittäviä varoituksia tiettyjen taktisten liikkeiden aikana, samalla aikaansaaden vääriä varoituksia muiden liikkeiden aikana. Vastaavasti eivät järjestelmät, jotka on suunniteltu erityisesti antamaan varoituksia taktisten liikkeiden aikana, aikaansaa riittäviä varoituksia 20 lennon vähemmän vaativien ei-taktisten liikkeiden aikana.

Asetut tavoitteet saavutetaan ja edellä mainitut epäkohdat vältetään keksinnön mukaisella järjestelmällä, jolle on tunnusomaista patenttivaatimuksen 1 tunnusmerkkiosassa esitetyt seikat.

25 Keksinnön mukainen järjestelmä valvoo lentokoneen pi- tuuskallistuskulmaa ja painekorkeuden muutosnopeutta toiminnan taktisessa tilassa ja laskee korkeuden, jossa korjaustoimenpide tulee aloittaa lentokoneen estämiseksi menemästä MDA- tai radiokorkeuden "hälytys"-asetuksen valitseman halutun mini-30 mikorkeuden alapuolelle. Kun korjaustoimenpiteen minimikor-keus on saavutettu, antaa varoitusjärjestelmä erityisen äänivaroituksen, joka selvästi erottuu ei-taktisista varoituksista, kuten esimerkiksi "ABORT", sen osoittamiseksi, että korjaustoimenpide täytyy aloittaa välittömästi. Takti-35 set varoitukset sallitaan vain lennon taktisten vaiheiden aikana ja tietyt ei-taktiset varoitukset estetään taktisten vaiheiden aikana.

r 3 74253 Nämä ja muut esillä olevan keksinnön tavoitteet ja edut käyvät helposti ilmiseuraavan yksityiskohtaisen selostuksen ja mukana seuraavien piirustusten tarkastelusta, joissa : 5 Kuvio 1 esittää keksinnön mukaisen varoitusjärjes telmän loogista toimintalohkokaaviota;

Kuvio 2 esittää lentokonetta syöksyssä ja havainnollistaa syöksyn korjausliikkeen dynamiikkaa;

Kuvio 3 esittää kaaviota, joka osoittaa lentokoneen 10 korkeuden menetyksen syöksystä tapahtuvan 4G:n korjausliikkeen aikana vajoamisnopeuden ja pituuskallistuskulman funktiona;

Kuvio 4 esittää kaaviota, joka osoittaa lentokoneen korkeuden menetyksen 4G:n syöksyn korjausliikkeen aikana 15 ilmanopeuden ja pituuskallistuskulman funktiona; ja

Kuvio 5 esittää keksinnön mukaisen maanläheisyyden varoitusjärjestelmän lohkokaaviota, jota voidaan käyttää sekä taktisissa että ei-taktisissa liikkeissä.

Viitaten seuraavassa piirustuksiin ja erityisesti 20 kuvioon 1, jossa on esitetty keksinnön mukaisen maanläheisyyden varoitusjärjestelmän taktisen varoitusosan suoritusmuoto, jota on yleisesti merkitty viitenumerolla 10. Keksinnön mukainen järjestelmä 10 on esitetty kuviossa 1 loogisen lohkokaavion muodossa sarjana veräjiä, vertailijoita 25 ja vastaavia havainnollistamistarkoituksia varten; on kuitenkin ymmärrettävä, että logiikan todellinen toteutus voi olla muu kuin kuviossa 1 esitetty, useiden analogisten ja digitaalisten toteutusten ollessa mahdollisia. Selostetun järjestelmän käyttämiin signaaleihin kuuluu radiokorkeus, 30 painekorkeuden muutosnopeus, ilmanopeus ja lentokoneen pi-tuuskallistuskulma sekä signaaleja, jotka osoittavat, onko aseistus viritetty sekä useita kelpoisuussignaaieja. Riippuen lentokoneen tyypistä, johon varoitusjärjestelmä asennetaan, voidaan kuviossa 1 esitetyt signaalit saada yksityi-35 sistä mittalaitteista, kuten painekorkeusmittarista 12, painekorkeuden muutosnopeuden piiristä 14, radiokorkeusmitta- 74253 rista 16, pystyhyrrästä 18, ilmanopeussignaalin lähteestä 20, kuten ADC-laskiraesta tai ilmanopeusmittarista sekä useista diskreeteistä piirielementeistä, jotka osoittavat, onko aseistus virietty ja onko pyörillä painoa. Vaihtoeh-5 toisesti nämä signaalit voidaan saada digitaaliselta data-väylältä tietyissä uudemmissa lentokoneissa.

Keksinnön mukaisen järjestelmän taktinen varoitusosa on suunniteltu toimimaan vain lennon taktisen vaiheen aikana, pommitussyöksyn tai maataisteluhyökkäyksen aikana, jol-10 loin esiintyy jyrkän syöksyn tilanne. Siten järjestelmä on sallittu vain kun toiminnan kyseisen vaiheen osoittavat ehdot esiintyvät. Esillä olevassa suoritusmuodossa näitä tilanteita ovat ne, että lentokoneen paino on poissa pyöriltä, että ilmanopeus on suurempi kuin ennalta määrätty ilmano-15 peus, kuten esimerkiksi 300 solmua (562 km/h) ja että aseistus on viritetty.

Sallintatoiminnan suorittaa JA-veräjä 22, joka vastaanottaa signaaleja, jotka osoittavat, että aseistus on viritetty ja että paino on poissa pyöriltä sekä signaalin ver-20 tailijalta 24, joka on kytketty ilmanopeussignaalin lähteeseen 20. Vertailija 24 vertaa ilmanopeussignaalin lähteestä 20 saatavaa signaalia vertailusignaaliin, joka edustaa ennalta määrättyä ilmanopeutta, esimerkiksi 300 solmua (562 km/h) ja osoittaa milloin lentokoneen ilmanopeus ylittää 25 ennalta määrätyn ilmanopeuden, esimerkiksi 300 solmua (562 km/h). Lisäksi vastaanottaa JA-veräjä 22 signaaleja, jotka osoittavat, että radiokorkeusmittari ei ole estetty ja että painekorkeusmittari ei ole estetty järjestelmän estämiseksi mittarin ollessa viallinen.

30 Kun kaikki edellä olevat ehdot on täytetty, sallii veräjä 22 toisen JA-veräjän 26 saattamisen vertailijan 28 ohjaukseen, joka vastaanottaa pystyhyrrästä 8 signaalin, joka edustaa lentokoneen pituuskallistuskulmaa, signaalin, joka edustaa lentokoneen painekorkeuden muutosnopeutta no-35 peuspiiristä 13, sekä signaalin, joka edustaa MDA-asetuksen asettamaa minimivajoamiskorkeutta. Näiden ottosignaalien

J

5 74253 perusteella määrittää vertailija 28 minimikorjauskorkeuden tai varoituskorkeuden, Hw, jossa korjaustoimenpide täytyy aloittaa lentokoneen estämiseksi menemästä minimivajoamis-korkeuden alapuolelle. Vertailija vastaanottaa myös signaa-5 Iin, joka edustaa lentokoneen korkeutta maasta radiokorkeus-mittarista 16 ja aikaansaa signaalin veräjään 26 siinä tapauksessa, että radiokorkeusmittarista 16 vastaanotettu signaali edustaa minimikorjauskorkeuden alapuolella olevaa korkeutta. Kun kyseinen signaali on vastaanotettu, aloittaa 10 veräjä 26 varoitusgeneraattorin toiminnan, edullisesti digitaalisen äänigeneraattorin, siten saaden generaattorin 30 kehittämään äänivaroituksen. Äänivaroituksen tulee olla erityinen yksiselitteinen varoitus, kuten esimerkiksi "ABORT" sen osoittamiseksi ohjaajalle tarkalleen, mihin toimenpitee-15 seen tulee ryhtyä vaarallisen lentotilanteen välttämiseksi. Äänivaroitus syötetään joko suoraan tai epäsuorasti muuttajaan 32, kuten esimerkiksi kovaääniseen tai korvakuulokkeeseen, ohjaajalle tiedottamiseksi.

Lentokoneen nopeuden ja pituuskallistuksen lisäksi on 20 olemassa muita tekijöitä, jotka määräävät korkeuden, jolla syöksyn korjausvaroitus tulee antaa kehittää. Nämä tekijät liittyvät lentokoneen suorituskykyyn ja sisältävät lentokoneen ja ohjaajan reaktioajan ja G:n arvon, jonka lentokone voi kehittää ylösvedon aikana. Tavanomaisessa korjausliik-25 keessä approksimoi lentokoneen kulkureitti ympyrän kaarta ylösvetoliikkeen pohjassa. Ympyrän säde määräytyy G:n arvosta, jonka lentokone voi kehittää ylösvetoliikkeen aikana, käyrän kaarevuussäteen ollessa kääntäen verrannollinen kehitettyyn G:n arvoon.

30 Viitaten kuvioon 2 esitetään lentokone 50, joka on juuri ohittanut korjausvaroituksen minimikorkeuden, Hw, ja aloittaa korjausliikettään. Olettaen, että korjaus on tyydyttävä kääntyy lentokone vaakalentoon minimivajoamiskorkeu-den tasolta MDA ja aloittaa nousunsa, kuten katkoviivalla 35 on esitetty. Korjaustie on ensimmäiseltä approksimaatioltaan ympyrä, ja ympyrän säde R määräytyy G:n arvosta, jonka len-kone voi kehittää korjausliikkeen aikana.

6 74253

Kohteen kulkiessa ympyrää on normaalikiihtyvyys, eli säteittäinen, sisäänpäin suuntautunut kiihtyvyys, suoraan verrannollinen kohteen nopeuden neliöön ja kääntäen verrannollinen kohteen kulkeman ympyrän säteeseen. Matemaattises-5 ti määriteltynä tämä suhde on: (D a = — n r missä an on sisäänpäin suuntautunut normaalikiihtyvyys, 10 jonka kohde koskee kierroksen aikana, V on kohteen nopeus ja R on kohteen kulkukäyrän kaarevuussäde.

Jos lentokoneen 50 vajoamiskulma, jota edustaa syök-symiskulma tai pituuskallistuskulman approksimaatio, on yhtä kuin Θ, voidaan lentokoneen vajoamisnopeus helposti 15 suhteuttaa lentokoneen nopeuteen käyttäen yksinkertaisia trigonometrisiä funktioita:

Hb (2) V = -—F- K ’ Sin Θ 20 missä on lentokoneen vajoamisnopeus, tarkemmin esitettynä painekorkeuden muutosnopeus. Keksinnön esitetyssä suoritusmuodossa käytetään painekorkeuden muutosnopeutta laskutoimituksessa; maastonlähemisnopeutta tai radiokorkeuden muutosnopeutta voidaan kuitenkin käyttää tietyissä suoritus-25 muodoissa.

Jos lentokoneen syöksykulma on Θ, niin silloin geometristen periaatteiden nojalla on myös sen säteen, joka on kohtisuoraan lentokoneen kulkureittiä vastaan ja pystysuunnan välinen kulma Θ (kuvio 2). Siten, ympyrän keskipis-30 teen 52 ja varoituskorkeuden Hw välinen etäisyys on yhtä suuri R cos Θ ja varoituskorkeuden Hw ja minimivajoamiskor-keuden MDA välinen etäisyys on yhtä suuri kuin R(l-cos0). Jälkimmäinen suhde sallii korkeuden menetyksen määrän AH laskemisen varoituskorkeuden Hw ja minimivajoamiskorkeuden 35 MDA välillä lentokoneen syöksykulman ja lentokoneen kulkeman ympyrän säteen R funktiona.

7 74253

Koska korjauskäyrän säde on lentokoneen nopeuden ja G:n arvon funktio, jonka se pystyy kehittämään ylösvedon aikana, voidaan korkeuden menetys varoituskorkeuden ja MDA:n välillä laskea lentokoneen nopeuden ja G:n arvon 5 avulla, jonka se pystyy kehittämään ylösvedon aikana. Lisäksi, koska lentokoneen vajoamisnopeus on lentokoneen nopeuden ja syöksykulman funktio, voidaan korkeuden menetys &H korjaustoimenpiteen aikana laskea vajoamisnopeuden ja G:n arvon funktiona, jonka se voi kehittää ylösnousun ai-10 kana.

Tämä suoritetaan seuraavasti. Otetaan suhde (2), ne-liöidään se ja tehdään sopivat trigonometriset sijoitukset ja saadaan seuraava suhde: 2 Hh2 Hh2 Hk2 15 (3) V = -S- = -£- = _£_

Sin29 (l-cos^9) (l+cos9) (l-cos9) Järjestelemällä uudelleen suhdetta (1) ja sijoittamalla suhde (3) saadaan: 20 V2 H.2 (4) R = — = -S- an an (l+cos9) (l-cos9)

Kertomalla suhde (4) tekijällä (l-cos9), saadaan korkeuden menetys ΔΗ ylösvedon aikana seuraavasti:

Hb2 (5) H = -£- an (l+cos9)

Viimeksi mainittu suhde määrittää lentokoneen korkeu-30 den menetyksen sen hetken, jolloin korjaus syöksystä aloitetaan ja sen hetken välillä, jolloin lentokone saavuttaa vaakalento-osuuden; se ei kuitenkaan ota huomioon lentokoneen ja ohjaajan reaktioaikaa, eikä pienintä haluttua korkeutta ole tarkaseltu. Nämä tekijät täytyy myös ottaa huo-35 mioon varoituskorkeuden Hw määrittävässä yhtälössä sen varmistamiseksi, että varoitus annetaan riittävän ajoissa, jot- 8 74253 ta ohjaajan on mahdollista suorittaa korjaus turvallisesti. Pienin vajoamiskorkeus voidaan helposti ottaa huomioon lisäämällä MDA-asetus korkeuden menetykseen. Reaktioaika voidaan ottaa huomioon lisäämällä yhtälöön termi, joka on yh-5 tä suuri kuin ohjaajan ja lentokoneen reaktioaika, esimerkiksi kaksi sekuntia, kerrottuna vajoamisnopeudella. Siten varoituskorkeus Hw saadaan seuraavasta yhtälöstä: H 2

(6) Hw = -h- + 2Hb + MDA

10 an (l+cos9) missä Hb-termiä kertova tekijä edustaa ohjaajan ja lentokoneen kahden sekunnin reaktioaikaa.

Yllä olevaa yhtälöä voidaan käyttää määrittämään va-15 roituskorkeus Hw usean tyyppisille lentokoneille, joilla on useita erilaisia suoritusominaisuuksia. Kuitenkin 4G:n ylösvetoa käytetään tyypillisesti taktisten liikkeiden aikana, koska se ei altista ohjaajaa liialliselle rasitukselle. Siten käyttämällä 4G:tä normaalikiihtyvyytenä an, ja 20 ratkaisemalla edellä oleva yhtälö 4G:n korjaukselle ja kahden sekunnin reaktioajalla numeerista tekniikkaa käyttäen, saadaan seuraava tulos:

Hw = (Hb)2 · (0,005175 + 0,0000236 · (θρ-11) + 0,0000321 * (θρ-40) + 2Hb + MDA

25 missä:

Hw on radiokorkeuden varoituskorkeus jaloissa Hb on painekorkeuden muutosnopeus jaloissa sekuntia kohden θρ on pituuskallistuskulma asteissa 30 MDA on haluttu minimikorkeus jaloissa.

Edellä olevassa yhtälössä termit (Θ -11) ja (Θ -40) r r eivät saa olla negatiivisia. Siten, jos pituuskallistuskulma on vähemmän kuin 11 astetta tai vähemmän kuin 40 astetta, vastaavasti, asetetaan termit (θρ-ll) ja (θρ-40) nolliksi.

35 Lisäksi käytetään lentokoneen pituuskallistuskulmaa syöksy-kulman sijaan edustamaan vajoamiskulmaa, koska pituuskal- 7425 3 listuskulma saadaan helposti pystyhyrrästä tai vastaavasta ja syöksykulmaa taas ei; todellista syöksykulmaa voidaan kuitenkin käyttää laskutoimituksessa. Syöksykulma eroaa pituuskallistumakulmasta siipien kohtauskulman verran, joka 5 on tyypillisesti vain muutamia asteita. Siten käyttämällä pituuskallistuskulmaa syöksykulman sijaan laskutoimituksessa aikaansaadaan tyydyttävä varoituskorkeuden approksimaatio. Samaten käytetään varoituskorkeuden määrittävän trigonometrisen yhtälön numeerista approksimaatiota, koska se 10 sallii keksinnön mukaisen varoitusjärjestelmän tehdä yksinkertaisia kertomisia paljon mutkikkaampien trigonometristen laskutoimitusten sijaan, siten aikaansaaden nopeamman vasteajan.

Keksinnön mukaisen varoitusjärjestelmän syöksyn kor-15 jaustilan korjausmalli 4G:n korjaukselle on esitetty kuviossa 3. Kuvio 3 esittää korkeuden menetyksen ΔΗ vajoamis-nopeuden funktiona useille pituuskallistuskulmille. Kuten kuviosta 3 voidaan havaita, kasvaa korkeuden menetys AH ja siten varoituskorkeus Hw maastonlähemisnopeuden kasvaessa 20 ja pituuskallistuskulman kasvaessa. Kuitenkin, koska kosini-funktio muuttuu hitaasti pienillä kulmilla, on kuvion 3 käyrä suhteellisen riippumatom pituuskallistuskulmasta pienemmillä pituuskallistuskulmilla, eli alle 40 asteen syöksy-kulmilla. Siten samaa käyrää voidaan käyttää määrittämään 25 varoitusraja noin 40 asteen ja sitä pienemmille pituuskallistuskulmille.

Lisäksi, kuten aikaisemmin on mainittu, ovat vajoamis-nopeus ja ilmanopeus suhteessa syöksykulman siniin. Siten voidaan varoituskuvio määrittää myös ilmanopeuden termeil-30 lä vajoamisnopeuden sijaan, kuten on esitetty kuviossa 4, joka osoittaa korkeuden menetyksen ΔΗ ilmanopeuden ja pituuskallistuskulman funktiona. Siten esillä olevan keksinnön vaihtoehtoisessa suoritusmuodossa voidaan ilmanopeutta edustava signaali vajoamisnopeuden sijana syöttää vertaili-35 jaan 28 ja kuvion 4 käyriä voidaan käyttää kuvion 3 käyrien sijaan määrittämään korkeuden menetys ja varoituskorkeus.

10 74253

Viitaten kuvioon 5 esitetään syöksyn oikaisun varoitusjärjestelmän osa, jota käytetään hyväksi yhdessä järjestelmien kanssa, jotka kehittävät vaarallisen lentotilanteen varoituksia useiden ei-taktisten lentotilanteiden aikana.

5 Kuvion 5 lohkokaaviossa merkitsevät samat numerot samoja komponentteja kuin kuviossa 1 ja pilkkumerkittyjä numeroitu käytetään osoittamaan varoitusjärjestelmän ei-taktista osaa, jotka komponentit ovat analogisia järjestelmän taktisen osan komponenttien kanssa, jotka on merkitty vastaa-10 villa pilkkumerkitsemättömillä numeroilla. Siten varoitus-järjestelmän 10' ei-taktinen osa on analoginen varoitus-järjestelmän 10 taktisen osan kanssa ja ei-taktinen varoi-tusgeneraattori 30' on analoginen taktisen varoitusgene-raattorin 30 kanssa.

15 Kuviossa 5 esitetty järjestelmä 10' käyttää hyväksi myös useita signaaleja, jotka edustavat lentokoneen useita lentoparametrejä, kuten ilmanopeutta, radiokorkeutta, pai-nekorkeuden muutosnopeutta, radiokorkeuden muutosnopeutta, signaalia, joka edustaa minimivajoamiskorkeutta MDA, signaa-20 lia, joka edustaa aseistuksen viritystä, signaalia, joka edustaa laskutelineen asentoa sekä useita kelpoisuussignaa-leja (ei esitetty). Kuten järjestelmän 10 tapauksessa vastaanottaa järjestelmä 10' signaaleja joko useista yksittäi-sistä.mittareista ja diskreeteistä piirielementeistä tai digi-25 taaliselta dataväylältä. Järjestelmä 10' analysoi vastaanotettuja signaaleja ja aikaansaa varoitusfunktion vaarallisen lentotilanteen esiintyessä. Tyypilliset järjestelmän 10' suorittamat tehtävät sisältävät tehtäviä, jotka on selostettu jätetyissä patenttihakemuksissa, jotka on päivätty 30 samanaikaisesti esillä olevan hakemuksen kanssa ja joiden keksijä on sama kuin esillä olevan keksinnön, hakemusten nimitysten ollessa "NEGATIVE CLIMB AFTER TAKE-OFF WARNING SYSTEM" ("Lentoonlähdön jälkeisen negatiivisen nousun varoitusjärjestelmä") , "SYSTEM FOR ALERTING A PILOT OF A 35 DANGEROUS FLIGHT PROFILE DURING LOW LEVEL MANEUVERING" ("Järjestelmä ohjaajan hälyttämiseksi vaarallisesta lento- 11 74253 profiilista matalalla tapahtuvien liikkeiden aikana"), "EXCESSIVE TERRAIN CLOSURE WARNING SYSTEM" ("Maaston liiallisesta läheisyydestä varoittava järjestelmä"), "EXCESSIVE DESCENT RATE WARNING SYSTEM FOR TACTICAL AIRDRAFT" ("Liial-5 lisen vajoamisnopeuden varoitusjärjestelmä taktista lentokonetta varten"), ja "WARNING SYSTEM FOR AIRCRAFT LANDING WITH LANDING GEAR UP" ("Laskutelineen ylhäällä olon varoi-tujärjestelmä lentokoneen laskeutuessa maahan"). Kaikkien edellä olevien patenttihakemusten hakijana on esillä olevan 10 keksinnön hakija ja ne esitetään tässä viitteenä.

Järjestelmä 10' voi sisältää yhden tai useamman varoitus toiminnon, jotka on esitetty edellä mainituissa hakemuksissa tai muita varoitustoimintoja ja se toimii lentokoneen toiminnan ei-taktisten vaiheiden aikana. Järjestelmä 15 10' ohjaa ei-taktisen varoitusgeneraattorin 30' toimintaa ja saa generaattorin 30' kehittämään useita äänivaroituksia, jotka syötetään muuttimeen 32 tai muuhun sopivaan muutti-meen, ohjaajan tiedottamiseksi vaarallisesta lentotilanteesta lentotoiminnan ei-taktisten vaiheiden aikana. Tyypilli-20 siä kyseisiä varoituksia ovat "DON'T SINK", joka osoittaa ohjaajalle, että hän on vajoamassa lentoonlähdön jälkeen, "TOO LOW", joka osoittaa ohjaajalle, että hän lentää minimi vajoamiskorkeuden alapuolella, "TERRAIN", joka varoittaa ohjaajaa liiallisesta maaston läheisyydestä matalalla ta-25 pahtuvan lennon aikana, "SINK RATE", joka osoittaa ohjaajalle, että hän vajoaa liian nopeasti lähestyessään laskeutumista varten ja "TOO LOW GEAR", joka varoittaa ohjaajaa hänen yrittäessään laskeutua laskuteline ylhäällä.

Vaikka kaikki nämä varoitukset ovat höydyllisiä len-30 non ei-taktisten vaiheiden aikana, voidaan jotkut näistä varoituksista kehittää väärin lennon taktisen vaiheiden aikana, siten aiheuttaen haitallisia vaorituksia. Erityisesti "TERRAIN"-varoitus ja "SINK RATE"-varoitus kehitetään todennäköisesti taktisten liikkeiden aikana, koska sekä ra-35 diokorkeuden muutosnopeus että painekorkeuden muutosnopeus ovat suuria taktisten liikkeiden aikana. Siten ne ei-takti- 12 74253 set tilat, jotka todennäköisemmin tulevat väärin aikaansaaduiksi, estetään taktisten liikkeiden aikana.

Siten järjestelmällä 10' on aseistus ei ole viritetty -otto, joka estää varoitusten kehittämisen, kuten esi-5 merkiksi "TERRAIN"- ja "DON'T SINK" varoitusten, ja muut varoitukset, jotka saattaisivat aiheuttaa haitallisten varoitusten kehittämisen taktisten liikkeiden aikana. Kyseinen signaali voidaan helposti saada aseistuksen viritys-kytkimestä 40, jota käytetään lentokoneen aseistuksen vi-10 rittämiseen. Kyseistä kytkintä voidaan käyttää aikaansaamaan ASEISTUS EI OLE VIRITETTY -signaali järjestelmään 10' kaikkien varoitusten estämiseksi, jotka voisivat olla haitaksi taktisen lennon aikana sekä sallimaan taktisten varoitusjärjestelmän 10 lennon taktisten vaiheiden aikana.

i

Claims (8)

13 74253

1. Järjestelmä, jonka avulla taktisessa lentovai-heessa olevan lentokoneen ohjaajalle osoitetaan korkeus, 5 jossa on aloitettava korjaustoimenpide vajoamisen estämiseksi ennalta määrätyn korkeuden alapuolelle, tunnettu siitä, että se käsittää vertailulaitteen (28), joka lentokoneen vajoamisnopeuden (14) ja vajoamiskulman (18) perusteella määrittää vähimmäiskorkeuden, jossa on 10 aloitettava korjaustoimenpide vajoamisen estämiseksi ennalta määrätyn korkeuden alapuolelle, jotta lentokone ei joutuisi liian lähelle maata, ja ensimmäisen varoituslait-teen (30, 32), joka lentokoneen korkeuden (16) ja vertailulaitteen (28) perusteella varoittaa lentokoneen ohjaajaa 15 silloin, kun korjaustoimenpide on aloitettava.

2. Patenttivaatimuksen 1 mukainen järjestelmä, tunnettu siitä, että vertailulaite (28) reagoi lentokoneen painevajoamisnopeuteen.

3. Patenttivaatimuksen 1 mukainen järjestelmä, 20 tunnettu siitä, että vertailulaite (28) reagoi lentokoneen pituuskallistuskulmaan.

4. Patenttivaatimuksen 1 mukainen järjestelmä, tunnettu siitä, että ensimmäinen varoituslaite (30, 32) reagoi lentokoneen korkeuteen maan pinnan ylä- 25 puolella.

5. Patenttivaatimuksen 1 mukainen järjestelmä, tunnettu siitä, että se käsittää lisäksi toisen varoituslaitten (10', 30·), joka lentokoneen lentotilanteiden perusteella ei-taktisten lentovaiheiden aikana ai- 30 kaansaa vaarallista lentotilannetta osoittavan varoituksen.

6. Patenttivaatimuksen 5 mukainen järjestelmä, tunnettu siitä, että se käsittää laitteen, joka aseistuksen valmiustilasignaalin (40) perusteella estää 35 toisen varoituslaitteen antaman varoituksen, kun lentoko- 7425 3 ne on taktisessa lentovaiheessa.

7. Patenttivaatimuksen 5 mukainen järjestelmä, tunnettu siitä, että toinen varoituslaite (10', 30') lentokoneen korkeuden perusteella maan pinnan ylä- 5 puolella aikaansaa varoituksen, jos korkeus maan pinnan yläpuolella vähenee nopeudella, joka on ennalta määrättyä nopeutta suurempi.

8. Patenttivaatimuksen 5 mukainen järjestelmä, tunnettu siitä, että toinen varoituslaite (10', 10 30') lentokoneen vajoamisnopeuden perusteella aikaansaa varoituksen, jos lentokone vajoaa nopeudella, joka on ennalta määrättyä nopeutta suurempi. 7425 3