JPS62500201A - 警報を修正し、かつモ−ドスイッチングを改良した飛行形態を有する航空機の対地警報システム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 警報を修正し、かつモードスイッチングを改良した飛行形態を有する航空機の対 地警報システム発明の背景 航空機が地上から所定の高度以下降下する場合には、パイロットに警報を与える 対地高度モードを有する対地接近警報システムは公知である。このようなシステ ムの例は米国特許第３，９４６，３５８号明細書、米国特許第５、９４４．９６ ８号明細書及び米国特許第４．０５０．［１６５号明細書に開示されている。こ のような対地高度警報システムは一般に単独で使用されないで、むしろ、過度の 地形クロージヤー率、過度の降下率、離陸後の過度の降。

下、グライドスロープ以下の過度の降下及びプリセット最小高度以下の降下のよ うな他の危険な状態をパイロットに警報するため他の警報基準と共に対地接近警 報システムを形成するために使用される。これらの異なる警報基準はしばしば動 作モードとして説明されている。すべての動作モードは一般に同時に付勢されな い。モード切換えが適当なモード又は飛行の特定の）ニーズに関連したモードに 切換えるように備えられている。

多重警報モードを使用する対地接近警報システムは米国特許第３．９４６．３５ ８号明細書に開示されている。前記特許は離陸のさい付勢される離陸モード後の 降下を説明し、かつ航空機が電波高度の７００フイートに達しないうち過度に降 下するならば警報を発生する。また、離陸モード後の降下と対地高度モード後の 降下間のモード切換えが記載されている。このような警報モード及びモード切換 えを開示している他の特許には米国特許第３．９４７，８１０号明細書、米国特 許第４．３１９，２１８号明細書及び米国特許第４，４３３．３２３号明細書が ある。

前記のシステムは輸送機のために設計され、警報基準を変更しかつモード切換え を実行するため着陸ギヤ及びフラップ位置を表わす信号を使用する。しかしなが ら、すべての航空機は輸送機のように作動しない。

したがって、フラップ及びギヤの位置は、特に、例えばロッキード５３−Ａのよ うな軍用機の場合、飛行フェーズの信頼のある指示器ではありえない。さらに、 軍用機は輸送機よりも違った飛行及び運用特性を有し、付加的警報基準セットが このような航空機及び基準が作動される方法に適応するように備えられていなけ ればならない。

発明の要約 したがって、この発明の目的はロッキード８５−Ａのような艦載戦術機の飛行及 び運用条件に最適化される報システムを提供することにある。

また、この発明の他の目的は軍用機の運用及び飛行特性のために設計されたモー ド切換え論理を有する対地接近警報システムを提供することにある。

したがって、この発明の好ましい実施例によれば、離陸のさい第１の基準のセッ トによって、かつ巡航中、進入中又は戦術ミッションが飛行中筒２の基準セット に従って決定されるような不十分な対地高度の警報をパイロットに与える対地接 近警報システムが提供される。このシステムはさらに離陸後の過度の高度損失の 場合、他の警報が備えられていて又飛行機が地上からプリセット最小高度の場合 、適当なモード及び基準が選択されるようにモード切換えが備えられている。

図面の説明 この発明のこれら及び他の目的と利点は下記の詳細な説明及び添付図面の考察で すぐに明らかになる。

第１図は航空機の飛行条件によって適当な動作モードを選択するモード選択論理 の論理ブロック図である。

第２図は対地高度動作モードの動作を示す論理ブロック図である。

第３図及び第４図は離陸後及び他の飛行フェーズ中の不十分な対地高度のため警 報が発生される基準を示す。

第５図は最小動作モードの動作を示す論理ブロック図である。

第６図は離陸動作モード後過度の降下動作を示す論理ブロック図である。

第７図は離陸後の過度の降下のため警報が発生される基準を示す。

第８図はミッション選択信号を与えるのに適した論理ブロック図である。

好ましい実施例の詳細な説明 いま、第１図を参照すると、第１図にはこの発明によるシステムのモード切換え 論理が示されでいる。基本的に、第１図に示されている論理機能は適当なモード 及び警報基準を選択するために航空機が離陸モード又は進入モードにあるかどう かを指示することである。

例えば、離陸モードでは、不十分な対地高度動作モードに対する第１の基準セラ ｌ−（離陸）が選択され、かつ離陸後過度の降下が行われる。ギヤ位置、フラッ プ位置、高度、離陸馬力及び他の飛行パラメータを監視することによって選択さ れる。進入モードでは、離陸後過度の降下は行なわれない。さらにこれは対地高 度モードに対する第２の基準セットを付勢するのに必要であるがしかし十分な条 件ではない。

第１図の参照番号１０で一般に示されるモード選択論理はデータバス１２から得 られる他の飛行機の計器からの複数の信号を使用する。データバス１２は図解す るため第１図に示されているけれども、信号群が個々の計器から得られることが わかる。図示された実施例では、第１図及び第２図の回路による使用のためデー タバス１２によって供給される信号群は対気速度、電波高度、エンジン番号１及 び２が離陸馬力にあるかどうか、航空機は電波高度の＋０００フイート以」二で あるかどうか、電波高度の１００フィート以上過ぎた後、飛行機は！ＩＯフィー Ｉ・以上であるかどうか、航空機の速度が１００ノツト以下又は以上にあるかど うか、車輪重量があるかどうか、戦術ミッションは選択されたかどうか、着陸及 びフラップの位置、航空機が５５０フイート以下、２００フイートμ下、３０フ ィート以上かどうか、電波高度信号は有効でかつ飛行機の地上からの高度と航空 機が飛行している時間の長さとの積である時間高度、すなわちフィート秒信号で あるかどうかを含む。例えば、直接又はデータバス１２のどちらからか対気速度 信号は対気速度インジケータから、電波高度は電波高度計から得られる。エンジ ン番号１及び２の離陸馬力信号は、例えば、四ツキード５３−Ａ機の２つのエン ジンに接続されている回転計又はスロットル位置スイッチから得られる。いかに 多くのエンジンが他の航空機にあったとしても、これらは適応するように変更す る。例えば、１００ノット以上又は以下信号、５５０フィート以上又は以下信号 、１０００フィート以上信号及び３０フィート以上信号、２００フィート以下信 号、１００フィート以上信号及び５０フィート以下信号のような高度及び飛行基 準信号は電波高度計及び対気速度信号に接続された比較器から得られる。無車輪 重量信号、フラップダウン（ＦＤ）信号及びギヤダウン（ＧＤ）信号はフラップ 及び着陸ギヤに接続された個別回路素子から得られる。そして、ミッション選択 信号は戦術ミッション前又は戦術ミッション中、パイロットによって付勢される 手動で作動できる瞬時スイッチから得られる。時間高度信号、すなわち、フィー ト秒信号を得る一つの方法が同一発明者のミッチェル・エム・グループによって 同一日付で出願され参考文献として挙げられている「時間及び高度を用いる離陸 後の高度損失警報システム」に示されている。

離陸、高度、フラップ及びギヤ位置及び戦術ミッション又は非戦術ミッションが 選択されるので、航空機が離陸動作モード又は進入動作モードにあるかどうかを 指示するパラメータの中に経過時間がある。これらのパラメータを表わす信号は 一連のゲート群１４，１６゜１８及び２０．遅延回路２２．２４及び２６、比較 器２８、インバータ３０及び６２とラッチ３４によって監視される。ラッチ３４ が、セット条件にセットされると離陸モード信号がそのＱ出力に発生され、進入 モードにリセットされると、進入モード信号がその回出力に生じる。遅延回路２ ２及び２４、オアゲート１６及びインバータ回路を含む回路によって２．５秒間 無車輪重量であるならば、離陸モードが選択される。もし、ミッションが選択さ れていなくて、フラップダウン、ギヤダウンで、航空機が電波高度の５５０フイ ート以下で、電波高度計信号が有効ならば、離陸モードはまた、ゲート１４，１ ６、遅延回路２４、オアゲート１６及びインバータ６ｏによって選択される。後 者の回路は着陸形態のフラップ及びギヤで５５０フイート以下に降下後の進入中 離陸モードに作動するのに役立つ。しかしながら、下記で述べるように離陸馬方 が加えられるか又はギヤ又はフラップが引込められるまで、警報は離陸モードで は発生することができない。ラッチ３４は上記の飛行段階中セットされる。それ で、万一、離陸モード馬力が進入復行後着陸復行中に加えられるならば作動され た離陸警報モードが直ちに付勢される。

進入モードは航空機がゲー）　＋８．２０．比較器２８及び遅延回路２６を含む 回路によって飛行している高度と時間の長さの関数として自動的に選択される。

電波高度信号が有効でかつ離陸モードを規定する条件のどれもゲート１６の出力 で証明されるように満たされないとき且つ時間と高度の積が基準回路３６で規定 されるように所定の値を越えるか又は航空機が所定の高度を越えるかのいづれか のとき進入モードの選択が生じる。例えば、もし航空機の高度が１０００フイー トを越え且つ他の条件が満たされるならば、進入モードがゲート１８．２０及び 遅延回路２６によって選択される。

同様に、もし時間と高度の積が所定の値、例えば３７、５００フィート秒を越え るならば、比較器２８は進入モードを選択するためゲート１８に信号を印加する 。

四ツキード５３−Ａ機のような軍用機での進入復行の場合、ギヤ及び／又はフラ ップは業務用航空機の場合のように着陸復行中必ずしも上げられない。したがっ て、フラップ及びギヤサイクリング信号は離陸中通常作動されている警報モード を付勢するため必ずしも生じない。よって、離陸馬力を表わす信号は進入復行後 着陸復行の場合これらのモードを付勢するためこの発明によるシステムによって 与えられる。この機能はラッチ３６、一連のゲート群３７，４０，４２，４４， ４６゜４８．５０及び５２と遅延回路５４，５６．５８及び６０を含む論理回路 によって与えられる。ラッチ３７がセットされると、離陸馬力信号がラッチ３７ のＱ出力で与えられる。ラッチ３７をセットするため、２つのエンジン馬力はゲ ート３８によって監視されどちらかのエンジンが離陸馬力で作動され、航空機が 電波高度の５５０フイート以下で、航空機の速度が１００ノット以上の場合、ラ ッチ３６は２秒遅延後（遅延回路５４及び５８の結合遅延）セットされる。これ らのパラメータは進入復行を示し且つ離陸復行のため離陸モードを付勢する。も し航空機の速度が１００ノツト以下でどちらかのエンジンが離陸馬力で作動され 、そして航空機が０．５秒間（遅延回路５６の遅延）５５０フイート以下ならば 、遅延回路５６の出力はオアゲート４４へのフィードバックを介してラッチされ 、それによって単に０．５秒間１００ノツト以上の条件を必要とする。

それから、ラッチ６７は遅延回路５８によって導かれる０、５秒遅延後ゲート４ ８及び５０を介してゲート４８及び５０と遅延回路５６によってセットされる。

前記の条件は一般的に航空母艦の拘束ケーブルが航空機の尾部フックによってと められるさいに切断される場合生じる。このようなことが起こる場合離陸モード を付勢することが望ましい。航空機がラッチ３４からの可信号によって証明され るように進入モードであるか又はミッション選択スイッチが付勢されるか又は時 間と高度の積が５　Ｚ５００フイートを越えるとき、ゲート５２及び遅延回路６ ０はラッチ６７をリセットするのに役立つ。さらに、これらの条件のいくつかが 存在するならば、ゲート５０は付勢されなくてラッチはセットすることができな い。

ギヤダウンラッチ信号（ＧＤＬ）が、ギヤダウン（ＧＤ）信号が存在するか又は ラッチ６２が、ギヤが下がっていて且つ航空機が０．５秒間、すなわち遅延回路 ６８の遅延時間、５５０フイート以下であるとき遅延回路６８を介してアンドゲ ート６６によってセットされるとき、ゲート６４によって与えられる。ラッチ６ ２は、もし航空機が進入モードであり且つ０．５秒、すなわち遅延回路７２の遅 延時間、５５０フィート以上であるならば遅延回路７２を介してアンドゲート７ ｏによってリセットされる。ラッチ６２はギヤが現在進入中着陸飛行形態に位置 づけられていることを記憶していることに役立つ。

対地高度警報機能は第２図のブロック図で示されている回路によって与えられる 。第２図の回路は第１図のモード選択論理回路から得られる信号によって規定さ れるように航空機の飛行フェーズによって２つの異なる警報基準セットのうちの １つを選択するのに役立つ。２つの警報基準の１つが選択される。第１の警報基 準は離陸後選択され、第３図に示されている。第３図に示された範囲は特性にお いてダイナミックであり特定の飛行翼形をとる（すなわち、平均的な対地又は水 面に対して一定の１０フィート／秒の上昇率）。この警報モードの力学は下記の 詳細な説明で明らかになるだろう。第３図は図解するために示されたものである 。この動作モードは一連のゲート群７４，７６．７８゜８０及び８２によって付 勢される。ゲート７６は、重量が遅延回路８４によって規定されるように２秒間 車輪にかからなく、電波高度が有効であり、航空機が地上から１００フイートを 越えて、次に地上から３０フイート以下にならないとき、着陸ギヤが上がってい るか又はフラップが上がっているか又は離陸馬力が加えられているかのいづれか のときのみゲート７８は付勢される。ギヤアップ（ＧＵ）及びフラップアップ（ ＦＵ）信号は一対のインバータ８５及び８６でＧＤ及びＦＤ信号を反転すること によって得られる。さらに、付勢されるべきゲート７６に対して、対地高度基準 の第２の組を選択するための条件は後述されるように一致されない。

前記の条件がいったん一致すると、長期間フィルタ（１５秒時定数）８８はゲー ト７６によって付勢される。

フィルタ８８はスケーラ９２から計数された電波高度信号を受信するトラックホ ールド回路９ｏの出力によって充電される。図示された実施例において、スケー ル係数には０．７５ｆこなるように選択される。したがって、電波高度信号はス ケーラ９２によって０．７５が掛算される。比較器９４はスケーラ９２の出力と フィルタ８８の出力とを比較し、この比較によってトラックホールド回路９０を 制御する。スケーラ９２の出力がフィルタ８８の出力より大きいならば、トラッ クホールド回路はトラックモードで動作する。もしフィルタ８８の出力がスケー ラ９２の出力を越えるならば、トラックホールド回路９０はホールド動作モード に切換えられる。したがって、フィルタ８８は単に正方向に充電され、フィルタ ８８の出力が減少できる唯一の方法はゲート７６を介してフィルタ８８をリセッ トによる方法である。

フィルタ８８の出力はその出力を０より大きくさらに制限器７２への入力に対す る対気速度の関数である値より小さく制限する制限器７２に加えられる。第３図 に示されるように、警報が発生される最大高度は好ましくは、２１５ノツトで６ ５０フイートから２７５ノント及びそれ以上で７００フイートまでの対気速度の 関数として直線的に増加される。従って、制限器７２の出力は航空機の対気速度 の関数として２１５ノツト以下で３５０フイートに制限し、２７５ノット以上で ７００フイートに拡大する。この出力は離陸段階中及びこの値が対気速度の関数 である限界に達するような時まで地上からの航空機の高度の７５チのろ過された 関数を反映する。この出力は比較器９０によって電波高度と比較される。もし制 限器７２の出力上電波高度間の関係が、電波高度信号が制限器７２の出力以下で あり、したがって第５図に示される範囲に突入されていることを示すよってある ならば、動作可能信号がアントゲ−１・７８に加えられる。もし７ゲート７６が 十分付勢され且っゲート８２もまた付勢されるならば、「過度に低い対地」警報 が、遅延回路９４によって取り入れられた０、８秒遅延した後警報発生器９２に よって発生される。「過度に低い対地」信号はパイロットへ音の警報を出すよう に拡声器９６のようなトランスジューサに直接的または間接的のいずれかで加え られる。

比較器９８は制限器７２の出力とその入力とを比較し、もしその入力がその出力 より大きいならば、制限器７２は制限しているを指示して、比較器９８はＬ工Ｍ 以上の信号を発生し、第２の基準セットに比較回路が切換わるようにする。第２ の基準セットは第４図に示され、進入中、巡航中、選択ミッション中又は戦術飛 行フェーズ中に使用される。第２の警報基準は関数発生器１００、比較器４０２ ，１０４．ｉｏ６　及びゲート１０８．１０９，１１０，１１２，１１４，１１ ６．ｉ１８，１２０によって規定される。２つの警報基準のどちらが選択される かはラッチ１２２、ゲート１２４，１２６　及び１対の遅延回路ｊ　３０　、　 ＋　３２　によって決定される。ラッチ１２２は、もし進入モード信号（第１図 から）が存在しＬＬＭ以上の信号又はミッション選択信号のいづれかが少なくと も０．１秒、すなわち遅延回路ｉ、ｓｏの遅延時間、が存在するならば、ゲート １２４及び１２６によって第４図に示された警報基準を選択するためにセットさ れる。

第２の基準が選択されると、対気速度信号が関数発生器１００にフラップが上が っているときだけ閉じるスイッチを介して加えられる。対気速度信号は関数発生 器１００によって作動され、６５０フイートの電波高度を表わす信号及び２００ フイートの電波高度を表わす信号をそれぞれ関数発生器１００からの信号と電波 高度とを比較する３つの比較器１０２，１０４　及び１０６に加えられる。これ らの高度基準は第４図の警報境界１４１及び１４３によって示される２００及び ３５０フィート高度警報境界に対応し、「過度に低対地Ｊ１　「過度に低ギヤ」 及び「過度に低フラップＪの警報メツセージを区別するのに役立つ。電波高度信 号は、関数発生器１ｏｏの出力と比較されると、上記？こ挙げられた警報のどれ かが付勢されるかどうかを判断する。

出力１０４及び１０６は与えられるべき適当な警報を選択するようにゲート１１ ４及び１１６と協働するゲート１１０及び１１２に接続されている。ゲート１１ ４の出力は０．８秒遅延回路１４６を介して「過度に低ギヤ」警報発生器１４４ に接続されている。ゲー１−　ｊ　＋　６の出力は０．８秒遅延回路１５０を介 して「過度に低フラップ」発生器１４８に接続されている。したがって、ギヤが 上っているときミッションは選択されない。そして、ゲート１０８が付勢される と、「過度に低ギヤ」警報が、もし航空機が３５０フイート以下に降下するなら ば発生される。もしギヤが下っていて、フラップが上っているならば、「過度に 低ラップ」警報が地上から高度２００フイート以下で発生される。

ゲート１０８，１０９，１１０，１１２．８０及び８２は、もし航空機が３０フ イートの電波高度以上を飛行していて、無車輪重量で、電波高度信号が有効であ るならば、第４図の線１４５及び１４７によって規定されている範囲に突入され ているときはいつでも「過度に低対地」警報を発生するように協働する。

もしミッション選択スイッチが付勢され無車輪重量で、ギヤが上っていて、航空 機が１７０フイートの電波高度以下に降下するならば、「過度に低対地」警報が 発生される。この動作はゲート１２Ｂ、ｊ１８，８０及び８２によって制御され る。もし上記の条件が一致するが、着陸ギヤが下ってフラップが上っているなら ば、「過度に低対地」警報が、例えばもし航空機が２００フイート以下ζこ降下 するならば、比較的高い高度でゲート８０及び８２と協働してゲーＭ　２０によ って開始される。

航空機が所定の手動で設定された地上からの最低高度以下に降下するときはいつ でも最低の警報が出されるようにパイロットによって設定することができる独立 の最低警報を有していることはまた有用である。このような機能を備えている回 路は第５図のブロック図で示されている。第５図の回路は操縦室で手動で設定で き、電波高度計バグの形をとる最低値設定装置１５０及び航空機が最低設定値以 下に降下するときはいっても、電波高度とプリセット最低値とを比較し、出方を 発生する最低値比較器１５２を含む。最低値比較器の高度は、最低警報を発生し 、直接的又は間接的のいづれかでトランスジューサ９６（第２図）に警報を加え る「最低、最低」警報発生器１５４を制御するのに使用される。図示された実施 例では、最低発生器１５４はインバータ１５６、一対のＤ形フリンプフロツプ１ ５８及び１６０及びアンドゲート１６２を介して制御される。アンドゲート１６ ２は、うるさい警報を最小にする機能を有するゲート１６４がまた付勢されるな らば、航空機がプリセット最低値以下に降下するときはいつでも「最低」という 言葉を２回繰り返すようにすることに役立つ。

したがって、このようなうるさい警報を避けるため、ゲート１６４が付勢される ために、航空機は地上から３０フィートと１０００フイートの間にいなければな らないし、無車輪重量でなければならないし、着陸ギヤは下がっていて航空機は 進スモードでなければならない。

進入モード信号はオアゲート１６６を介してゲート１６４に加えられる。前記の ように第１図の論理回路は、航空機が進入復行後の着陸後行中離陸モードに付勢 するようにまだ進入中のとき離陸モードに切換わる。

・　これが発生すると、ゲート１６４が禁止される。このような着陸復元中うる さい警報を最小にするため進入復元後の着陸後行中最低システムを動作されない ようにすることが望ましい一方、進入中それが作動されたままにすることも望ま しい。この機能を与えるために、進入モード信号はフラップ位置及びギヤ位置と 離陸馬力を表わす信号を受けとるアンドゲート１６８の出力とオアがとられる。

したがって、ギヤが下がっているかぎり、フラップは下がっていて、離陸馬力は 現われなくても、ゲート１６４は付勢されたままである。しかしながら、万一パ イロットがフラップ又はギヤを上げるか離陸馬力を入れるかのいづれかをするな らばゲート１６４はうるさい警報を避けるように作動されない。

前記のように、この発明のモード切換論理は対地高度警報を発生するため２つの 異なる基準を切換るように作動されるばかりではなく離陸タイプの警報過度に降 下するように作動される。前記のように、このようなｔａ発生システムは「時間 及び高度を用いる離陸後の高度損失警報システム」という前記の特許出願に記載 され、第６図に示されている。

第６図に示されたシステムは前記のモード切換回路と共にその動作を示すため簡 単に説明されている。第６図に示されたシステムは電波高度、気圧高度、気圧高 度率を表わす信号、フラップ及び着陸ギヤの位置を表わす信号、離陸馬力、航空 機が離陸モードであるかどうかを表わす信号、車輪にいくらかの重量があること を指示する信号及びいろいろな有効信号を使用する。

これらの信号は第１図の回路及び／又は気圧高度計２１２及び気圧高度率回路２ １４のような個々の計器から得ることができる。慣性航行信号からの２速度信号 のような垂直速度信号は気圧率回路の代りに高度車信号を与えるように使用され る。

電波高度信号はサンプルホールド回路２１８に加えられる。サンプルホールド回 路２１８の出力は加算点２２４及びその出力が第２の加算点２２８に接続されて いるスケーラ２２６にスイッチ２２２を介して接続されている。気圧率回路２１ ４の出力はその出力が加算点２２４に加えられている積分器２３０に加えられる 。加算点２２４の出力はその出力が比較器２６４に結合されている第２の積分器 ２３２に加えられている。

比較器２３４の出力はその出力が第２図のトランスジューサ９６を作動する音の 警報発生器２３８を制御するアンドゲート２３６に結合されている。

アンドゲート２３６の入力のうちの他の１つは積分器２３０及び２３０を付勢す るのにも役立つアンドゲート２４２の出力に結合されている。アンドゲート２４ ２は遅延無車輪重量信号（”１蒔ら）、気圧高度計２１２からの気圧高度計有効 信号及び離陸モード論理回路からの離陸モード（Ｔ１０モード）信号を受信する 。

アンドゲート２４２への第４の入力はフラップアップ信号（ＦＵ）、着陸ギヤア ップ信号（ＧＵ）及び離陸馬力信号を受信する。したがって、第１図の論理回路 は、付加警報を与えるように割当てられるとき、第６図の過度降下警報回路を付 勢するのに役立つ。

アンドゲート２３６の第３の入力は気圧率回路２１４の出力と基準源２６０から 得られる０フィート／秒を表わす基準信号とを比較する降下率比較器２５８の出 力に接続されている。他の積分器２６２は気圧率回路２１４からの気圧率信号を 積分し、積分された信号を比較器２３４の入力の１つに基準回路２６６からの１ ０フイートの高度を表わす信号をまた受信する加算点２６４を介して加える。積 分器２６２の出力はまた積分器２６２からの出力と基準回路２６９から受信され た０フイートの高度を表わす信号とを比較する他の比較器２６８に結合されてい る。比較器２６８の出力は降下率比較器２５８の出力に結合される他の入力及び アンドゲート２７２に結合される出力を有するオアゲート２７０に結合されてい る。アンドゲート２７２の他の入力はアンドゲート２４２の出力に結合され、ア ンドゲート２７２の出力は積分器２６２のイネーブル入力に結合される。

動作において、気圧高度計２１２からの信号が有効であると仮定すると、このシ ステムは一定の条件が一致するときだけアンドゲート２４２によって付勢される 。もっと詳細に説明すると、このシステムは遅延無車輪重量（ＷＯＷＤ　）信号 及び離陸モード（Ｔ１０モード）信号が存在するときだけ単にもし離陸馬力（Ｔ １０　ＰＷＲ）、着陸ギヤアップ（ＧＵ）又はフラップアップ（ＦＵ）信号のど れか１つが存在するならば、このシステムは付勢される。

上記の条件が一致すると、アンドゲート２４２はアンドゲート２３６及び２７２ に、積分器２３０及び２３２に、サンプルホールド回路２１８及びスイッチ２２ ２にイネーブル信号を加える。したがって、積分器２３０及び２３２のイネーブ ルのさい、気圧率信号又は他の適当な垂直速度信号は高度利得又は損失を表わす 信号を与えるように積分器２６０によって積分される。この信号は再度時間高度 又はフィート秒信号を与えるように積分器２３２によって時間に関して積分され る。さらに、離陸直後、アンドゲート２４２が付勢された後、サンプルホールド 回路２１８の出力は積分器２６０の出力に対して地上からの高度基準信号を与え るように積分器２３０の出力と結合される。さらに、ザンプルホールド回路２１ ８からの出力信号に積分器２６２の出力に対して基準を与えるようにスケーラ２ ２６（こよって、例えば１０％のようなスケール係数によって掛算される。積分 器２３２からの結合フィート秒信号とスケーラ２２６からのスケール基準信号は 結合され、加算点２６４を介して受信された積分器２６２からの出力と比較され るべき警報比較器２３４に加えられる。

積分器２６２は離陸後累積高度損失を表わす信号を与えるように気圧率回路２１ ４からの出力を積分する。

航空機が降下しているか又は高度損失がすでに発生したときのみ積分器２６２が 付勢されるため、これが発生する。イネーブル機能は降下率比較器２５８及び比 較器２６８によって達成される。降下率比較器２５８は気圧率回路２１４からの 降下率信号と基準源２６０からの０フィート／秒基準信号とを比較し、単に航空 機が降下しているならばゲート２７０及び２７２を介して積分器２６２にイネー ブル信号を供給する。比較器２６８は積分器２６２の出力と０フィート基準信号 とを比較し、積分器２６２の出力が累積高度損失を表わしているかぎりでは積分 器２６２を付勢されたままにする。したがって、初期降下後一旦付勢されると、 積分器２６２は、損失高度のすべてが回復されるまて付勢されたままである。高 度損失信号は加算回路２６４によって１０フイードだけオフセットされ、比較器 ２６４に加えられる。１０フイートのオフセラ１−のため、航空機は、いくつか の警報がこれによってうるささを最小にするように与えられないうちに航空機は 少なくとも１０フィート降下するにちがいない。

したがって、比較器２３４は比較器２６２からの累積高度損失と積分器２３２か らの時間高度又はフィート秒信号とを比較し、気圧高度損失が航空機の時間と高 度の積に対して異常ならばゲート２３６に警報開始信号を与える。この関係は第 ７図に示されている。第７図から明らかのように、時間と高度の積が小さくて低 高度中又は初期飛行フェーズ中、単に１０フイートの高度損失が、警報が発生さ れないうちに許される。

しかしながら、時間と高度の積が増加するにつれて、３１０フイートの高度損失 が５７．５００フィート秒の時間と高度の撹て許されるまで許された高度損失が また増加する。５７．５００フィート秒以上、このシステムは進入復行後火の離 陸又は次の着陸復元まで実際上作動されない。

危険な状態をパイロットに知らせる音の警報は全く効果的であるとわかった。こ の実施例において、ゲート２３６を使用することによって、音の警報発生器２３ ８が「降下するな」のようなメツセージを発生するようにされる。したがって、 発生されたメツセージは航空機のインターコムシステムを通して直接又は間接の いづれかでｉ・ランスジューサ９６（第２図）に加えられる。したがって、付加 警報が出される。

動作上、適当な警報モードの選択は他の個別信号と共に第１及び第２図によって 達成される。第１図のランチ６４の離陸モード信号は、ギヤ又はフラップが引込 められるか又は離陸馬力が加えられ、第１図のラッチ３６によってラッチされる かのいづれかのとき「降下するな」警報基準を付勢するのに役立つ。同じ条件が 第３図に示された警報基準を付勢する。一旦、この条件が進入モードに対して第 １図のラッチ３４をリセットするように一致されると、「降下するな」信号が禁 止される。しかしながら、第３図の対地高度警報は、条件が第４図の警報範囲が 動作状態であるように満足されるまで作動状態のままである。これは第２図のラ ッチ１２２によって制御される。警報高度範囲の両方が等しいときこのラッチ動 作が発生し、これによって離陸から着陸まで連続的に対地高度を守る。

前記のように、ミッション選択信号（ＭＩＳＳ工ＯＮ　５ＥＬ）は適当な動作モ ード及び適当な警報基準を選択するために数多くの所で使用される。ミッション 選択信号を提供する回路は第８図の参照番号３００で示されている。回路６００ のような回路を提供する理由は、一旦ミッション選択スイッチが付勢されるとミ ッションセレクタスイッチが付勢されていることを指示するラッチ信号を供給す る必要があるということである。さらに、飛行パラメータが航空機がもはや戦術 飛行フェーズにないことを指示するとき自動的にミッション選択信号を相殺する 回路を提供することが望ましい。

しかしながら、大抵の航空機では、ミッション選択スイッチはスイッチ３０２の ような瞬間的接触スイッチであり、ラッチ出力を出さない。したがって、瞬間接 触スイッチ３０２が押圧され、一定の他の条件が一致するとき、この回路５００ はこのようなラッチ信号を供給するために使用される。ラッチ機能はラッチ３０ ４によって与えられる。ミッション選択信号を発生するために、ラッチ３０４は アンドゲート６０８にイネーブル信号を加えるインパーク３０６の入力を接地す るミッション選択スイッチ６０２を押圧することによってセットされる。ラッチ ３０４が少なくとも２秒間リセット条件であるならば、ゲー）３０８は十分付勢 され、ミッション選択信号を発生するようにラッチ３０４をセットする。インバ ータ３１０はミッション選択信号を反転し、ミッション選択信号が発生された２ 秒後、ゲート３０８が付勢されないようにするたずみをなくす。したがって、別 のスイッチ３０２の付勢はゲート３０８を介して伝達されない。むしろ、２秒遅 延した後、スイッチ３０２の次の付勢が一対のゲ−ト３１４及び３１６を介して ラッチ３０４をリセットする。ミッション選択スイッチの発生２秒後、ゲ、−ト ３１４が２秒遅延回路３１８を介してゲート３１４に加えられるミッション選択 信号によって付勢されるためこれが発生する。したがって、ミッション選択スイ ッチ信号はスイッチ３０２を交互に付勢することによって初期化され、相殺され る。遅延回路３１２及び３１８によって与えられる遅延によって、スイッチ３０ ２に生じる接触はずみがラッチ３０４をうっかりとセット又はリセットしないよ うにする。

一般的な戦術ミッションは低高度で実行されるため、航空機の高度が所定の地上 からの高度を越えるとき、ラッチ５０４は自動的にリセットされる。この機能は 双安定マルチバイブレーク６２ｏ１比較器３２２及び関連回路によって実行され る。

ミッション選択信号が発生されると、それはマルチバイブレーク３２０をクリア する。よって、そのＱ出力はロー状態に切換えられる。次のミッション選択はマ ルチバイブレータのＤ入力をハイにセットするが、その出力を出さない。比較器 ３２２は航空機の地上からの高度又は電波高度と１つ又は１つ以上の所定の高度 基準と比較する。図示された実施例において、１２００フイート及び２４５０フ イートに対応する２つの高度基準は一対の基準電圧回路３２４及び３２６のそれ ぞれによって与えられる。基準電圧発生器３２４及び３２６のうちの適当な１つ は、着陸ギヤが下がっているとき、２４５０フイートに対応する基準電圧発生器 ３２６及び着陸ギヤが上がっているとき１２００フイートに対応する基準電圧発 生器３２４を選択するスイッチ６２８によって選択される。

スイッチ３２８からの信号は比較器３２２によって加算点３３０から受取られる 電波高度信号と比較される。電波高度が選択基準高度以下であるかぎり、比較器 ３２２の出力はローのままである。しかし電波高度が基準高度を越えると、比較 器３２２の出力はマルチバイブレーク３２０にクロックを送り、ラッチ６０４を リセットする。同時に比較器３２２の出力は基準源３３４からの２００フィート バイアス信号を加算点３６０に加えるようにスイッチ６３２を閉じる。もし航空 機の高度が２００フィート以上降下しないならば、マルチブレーク３２０が再び トグルされないようにするためヒステリシス効果を与えるようにこれは加算点３ ３０からの出力信号を２００フイートだけバイアスする。

大抵の航空機はミッションが選択されていることを表示する表示灯を有する。表 示灯３３６のような表示灯を有するこのような航空機の場合、ミッションが選択 されたとき、ランプ３３６を点灯する反転増幅器３３８及びオアゲート３４０を 含む回路が備えられている。表示灯３３６はまたオアゲート３４０の他の入力に 加えられるテスト信号によって付勢される。

明らかに、この発明の多くの修正及び変更は上記の教義に照らして可能である。

したがって添付の請求の範囲の範囲内でこの発明は特に上記の以外の方法でも実 施されることが理解されるべきである。

時間’ＩＪＬ”　ｊ９ｏＯフィー”−’Ｑ　”ｍ　’、ＦＩ　高Ｉｔ　ｘ　ｔｏ ｏ（）ｘ−１ｚ　）−区 補正書の翻訳文提出書（特許法第１８４条の７第１項）昭和６１年ＩＯ月１６日

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．航空機の飛行パラメータを表わす信号源と、航空機の垂直運動を表わす信号 源と、航空機の高度を表わす信号を与えるため垂直運動信号に応動する手段と、 高度信号及び航空機が飛行している時間の長さの関数である時間・高度信号を与 えるため高度信号に応動する手段と、第１の所定の飛行パラメータの関係に従っ て警報信号を発生するため前記飛行パラメータに応動ずる第１の警報手段と、第 ２の所定の飛行パラメータの関係に従って警報信号を発生するため前記飛行パラ メータ信号に応動する第２の警報手段と、時間・高度信号の値に従って前記警報 発生器の１方又は他方を付勢するため前記時間・高度信号に応動する手段とを備 えたことを特徴とする航空機のための対地接近警報シスアム。 ２．前記時間高度信号応動手段は時間高度信号に従って第３の警報手段を付勢す るように作動し、第３の所定の飛行パラメータの関係に従って警報信号を発生す るため前記飛行パラメータ信号に応動する前記第３の警報手段をさらに含む請求 の範囲第１項記載の対地接近警報システム。 ５．離陸馬力を表わす信号が存在しなければエンジン離陸馬力を表わす信号源及 び前記第１の警報の発生を禁止する手段をさらに含むことを特徴とする請求の範 囲第１項記載の対地接近警報システム。 ４．航行機の飛行パラメータを表わす信号源と、航空機のエンジンの馬力レベル を表わす信号源と、第１の所定の飛行パラメータの関係に従って警報を発生する ため前記飛行パラメータ信号に応動する第１の警報手段と、第２の所定の飛行パ ラメータの関係に従って警報信号を発生するため前記飛行パラメータ信号に応動 する第２の警報手段と、離陸馬力を表わす信号を与えるため前記馬力レベル信号 に応動する手段と、単に前記離陸馬力信号が存在するならば前記第１の警報を発 生されるように付勢するため前記離陸馬力信号に応動ずる手段とを備えているこ とを特徴とする対地接近警報システム。 ５．前記離陸馬力信号供給手段はエンジンが離陸馬力に達した後、所定の時間間 隔に離陸馬力信号を遅延する手段と航空機の速度が所定の対気速度を越えるとき 、所定の遅延を変更する手段とを含むことを特徴とする請求の範囲第４項記載の 対地接近警報システム。 ６．前記遅延は前記所定の対気速度以上に増加されることを特徴とする請求の範 囲第５項記載の対地接近警報システム。 ７．前記所定の対気速度は約１００ノットのオーダであることを特徴とする請求 の範囲第６項記載の対地接近警報システム。 ８．前記所定時間間隔は１秒のオーダから２秒のオーダまで増加されることを特 徴とする請求の範囲第６項記載の対地接近警報システム。 ９．前記航空機は戦術動作モードが選択されたことを表示するためパイロットに よって手動で付勢できる手段と、前記手動で作動できる手段の付勢のさい前記第 ２の警報手段を自動的に付勢する手段とをさらに含むことを特徴とする請求の範 囲第４項記載の対地接近警報システム。 １０．前記着陸ギヤが下っているとき、航空機の着陸ギヤの位置を表わす信号を 供給する手段と前記第２の警報手段をより敏感にするための手段とをさらに含む ことを特徴とする請求の範囲第４項記載の対地接近警報システム。