NL8401534A - WARNING SYSTEM FOR TACTICAL AIRCRAFT. - Google Patents
WARNING SYSTEM FOR TACTICAL AIRCRAFT. Download PDFInfo
- Publication number
- NL8401534A NL8401534A NL8401534A NL8401534A NL8401534A NL 8401534 A NL8401534 A NL 8401534A NL 8401534 A NL8401534 A NL 8401534A NL 8401534 A NL8401534 A NL 8401534A NL 8401534 A NL8401534 A NL 8401534A
- Authority
- NL
- Netherlands
- Prior art keywords
- aircraft
- warning
- height
- flight
- tactical
- Prior art date
Links
- 238000011084 recovery Methods 0.000 claims description 25
- 238000013459 approach Methods 0.000 claims description 16
- 230000009849 deactivation Effects 0.000 claims 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 claims 1
- 230000002401 inhibitory effect Effects 0.000 claims 1
- 230000006870 function Effects 0.000 description 16
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 8
- 230000009189 diving Effects 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 230000005284 excitation Effects 0.000 description 2
- 231100001261 hazardous Toxicity 0.000 description 2
- 230000035484 reaction time Effects 0.000 description 2
- 208000003443 Unconsciousness Diseases 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 1
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
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
- G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
- G01P1/00—Details of instruments
- G01P1/07—Indicating devices, e.g. for remote indication
- G01P1/08—Arrangements of scales, pointers, lamps or acoustic indicators, e.g. in automobile speedometers
Description
LE 5560-32 Ned gb/hv P & C y «LE 5560-32 Ned gb / hv P & C y «
Sundstrand Data Control, Inc.Sundstrand Data Control, Inc.
è . *e . *
Titel: Waarschuwingssysteem voor tactische vliegtuigen.Title: Tactical aircraft warning system.
De uitvinding heeft in het algemeen betrekking op grondnaderingswaar-schuwingssystemen, en meer in het bijzonder op een systeem, dat een waarschuwing 5 verschaft aan de piloot van een vliegtuig in een tactische manoeuvre, aoals een duik, dat hoogte-herwinning onmiddellijk aangevangen dient te worden, om te voorkomen dat het vliegtuig beneden een gekozen minimumhoogte komt, geselecteerd door de MDA, of radiohoogte "fout”-instelling. Het systeem verschaft eveneens waarschuwingen voor gevaarlijke vluchttoestanden gedurende niet-10 tactische of normale routegedeelten van een vlucht, zoals opstijgen, landen en kruisen.The invention generally relates to ground approach warning systems, and more particularly to a system that provides a warning to the pilot of an aircraft in a tactical maneuver, such as a dive, that altitude retrieval must be commenced immediately , to prevent the aircraft from falling below a chosen minimum altitude selected by the MDA, or radio altitude "error" setting. The system also provides warnings of dangerous flight conditions during non-10 tactical or normal flight routings, such as takeoff, landing and crosses.
Grondnaderingwaarschuwingssystemen, die waarschuwingen voor verschillende gevaarlijke vluchtprofielen verschaffen, zijn bekend. Dergelijke systemen zijn in het algemeen echter ontworpen voor transportvliegtuigen, en zijn ont-15 worpen om waarschuwingen te verschaffen in hoofdzaak in de opstijg-en landings-fasen van een vlucht, cm een onbewuste sturing . in het terrein te voorkomen. Dergelijke systemen zijn niet ontworpen, om waarschuwingen gedurende tactische manoeuvres, zoals duikvluchten, waarin.ket vliegtuig weloverwogen met hoge snelheid en met een steile hoek naar de grond wordt gevlogen, en verschaft 20 bijgevolg ontoereikende of valse waarschuwingen onder dergelijke condities.Ground approach warning systems, which provide warnings for various hazardous flight profiles, are known. However, such systems are generally designed for transport aircraft, and are designed to provide warnings primarily in the take-off and landing phases of a flight, by unconscious control. in the field. Such systems are not designed to provide warnings during tactical maneuvers, such as diving, in which the aircraft is deliberately flown at a high speed and at a steep angle to the ground, and therefore provides inadequate or false warnings under such conditions.
Het is daarom een doel van de onderhavige uitvinding, om een waarschuwingssysteem te verschaffen, dat de nadelen van de bekende waarschuwingssystemen--ondervangt.It is therefore an object of the present invention to provide a warning system that overcomes the drawbacks of the known warning systems.
Een ander doel van de onderhavige uitvinding is het verschaffen van een 25 waarschuwing voor een gevaarlijke vluchttoestand, gedurende tactische manoeuvres alsmede gedurende normale-routegedeelten, zoals opstijgen, landen en kruisen.Another object of the present invention is to provide a warning of a dangerous escape condition, during tactical maneuvers as well as during normal route sections, such as take-off, landing and crossing.
Nog een ander doel van de onderhavige uitvinding is het verschaffen van een waarschuwing aan de piloot van een vliegtuig in een duikvlucht, dat hoogteherwinning onmiddellijk aangevangen dient te worden, om te voorkomen 30 dat het vliegtuig beneden een gekozen minimumhoogte komt.Yet another object of the present invention is to provide a pilot in a dive aircraft with a warning that altitude gain should be commenced immediately to prevent the aircraft from falling below a selected minimum height.
Tactische vliegtuigen brengen speciale problemen in het ontwerp van grondnadering waarschuwingssystemen, die de piloot van het vliegtuig voor een gevaarlijke vluchttoestand waarschuwen, met zich mee. Eén probleem is het gevolg van de dubbele werkingsmode van een dergelijk vliegtuig. Kenmerkend 35 hebben dergelijke vliegtuigen een tactische- of wapensafwerpingsmode, die manoeuvres zoals duikvluchten en verschillende laag niveau operaties bevatten, alsmede een niet-tactisch of normale routegedeelten werkingsmode, die manoeuvres zoals opstijgen, landen en kruisen bevat. Omdat de manoeuvres in de tactische werkingsmode van een vliegtuig belangrijk verschillen van de manoeuvres kenmerkend 40 voor de niet-tactische werkingsmode, zal een voor niet-tactische of transport- 8401534 -2- ψ % vliegtuigen ontworpen systeem geen geschikte waarschuwingen verschaffen, gedurende sommige tactische manoeuvres, terwijl het valse waarschuwingen verschaft gedurende andere manoeuvres. Eveneens zal een voor het verschaffen van 5 waarschuwingen gedurende tactische manoeuvres specifiek ontworpen systeem, geen geschikte waarschuwingen verschaffen gedurende de minder hevige, niet-tactische manoeuvres van een vlucht.Tactical aircraft pose special problems in the design of ground approach warning systems, which warn the pilot of the aircraft about a dangerous flight condition. One problem arises from the dual operating mode of such an aircraft. Typically, such aircraft have a tactical or weapon-throwing mode, which includes maneuvers such as diving and various low level operations, as well as a non-tactical or normal route portion operating mode, which includes maneuvers such as take-off, landing and crossing. Because the maneuvers in the tactical operating mode of an aircraft are significantly different from the maneuvers characteristic of the non-tactical operating mode, a system designed for non-tactical or transport aircraft will not provide suitable warnings during some tactical maneuvers, while providing false warnings during other maneuvers. Also, a system specifically designed to provide warnings during tactical maneuvers will not provide suitable warnings during the less violent, non-tactical maneuvers of a flight.
Overeenkomstig een voorkeursuitvoeringsvorm van de uitvinding wordt er een systeem verschaft, dat waarschuwingen voor gevaarlijke vluchttoestanden 10 in tactische alsmede niet-tactische fasen van een vlucht geeft. Het systeem volgens de uitvinding controleert de hellingshoek en barometrische daalsnelheid van het vliegtuig in de tactische werkingsmode, en berekent de hoogte waarop hoogte-herwinning aangevangen dient te worden, om te voorkomen dat het vliegtuig beneden een gekozen minimum hoogte, geselecteerd door de MDA, 15 of radiohoogte "fout"-instelling, komt. Wanneer de minimum herwinningshoogte bereikt wordt, geeft het waarschuwingssysteem een specifieke gehoorwaarschuwing af, die verschillend is van niet-tactische waarschuwingen, zoals bijvoorbeeld "afbreken", om aan te geven dat hoogteherwinning onmiddellijk aangevangen dient te worden. De tactische waarschuwingen worden alleen in werking gesteld gedurende 20 tactische fasen van de vlucht, en bepaalde niet-tactische waarschuwingen worden buiten werking gesteld gedurende de tactische fasen.In accordance with a preferred embodiment of the invention, a system is provided which provides warnings of dangerous flight states in tactical as well as non-tactical phases of a flight. The system according to the invention controls the angle of inclination and barometric descent speed of the aircraft in tactical mode of operation, and calculates the altitude at which altitude recovery should be commenced, to prevent the aircraft from falling below a chosen minimum altitude selected by the MDA or radio height "error" setting. When the minimum recovery height is reached, the warning system issues a specific hearing warning, different from non-tactical warnings, such as "abort", to indicate that height recovery should be started immediately. The tactical warnings are only activated during 20 tactical phases of the flight, and certain non-tactical warnings are deactivated during the tactical phases.
Deze en andere doelen en voordelen van de onderhavige uitvinding worden gemakkelijk duidelijk na beschouwing van de volgende gedetailleerde beschrijving en bijbehorende tekening, waarin: 25 Figuur 1 een logisch functioneel blokschema van het waarschuwings systeem volgens de uitvinding is;These and other objects and advantages of the present invention become readily apparent upon consideration of the following detailed description and accompanying drawing, in which: Figure 1 is a logical functional block diagram of the warning system of the invention;
Figuur 2 een vliegtuig in duikvlucht toont, en de dynamica van duikvlucht-herstel toont;Figure 2 shows a dive aircraft, and shows the dynamics of dive recovery;
Figuur 3 een grafiek is, waarin het hoogteverlies van een vliegtuig 30 gedurende een 4(6oherstel van een duikvlucht, als een functie van daalsnelheid en hellingshoek wordt getoond;Figure 3 is a graph showing the height loss of an aircraft 30 during a dive recovery, as a function of descent speed and angle of inclination;
Figuur 4 een grafiek is, waarin het hoogteverlies van een vliegtuig gedurende een 4G herstel van een duikvlucht, als een functie van vluchtsnelheid en hellingshoek wordt getoond; en 35 Figuur 5 een blokschema van een grondnaderingwaarschuwingssysteem volgens de uitvinding is, bruikbaar voor zowel tactische en niet-tactische manoeuvres.Figure 4 is a graph showing the height loss of an aircraft during a 4G dive recovery as a function of flight speed and incline; and Figure 5 is a block diagram of a ground approach warning system according to the invention, usable for both tactical and non-tactical maneuvers.
In Figuur 1 wordt een uitvoeringsvorm van het tactische waarschuwings-gedeelte van het grondnadering waarschuwingssysteem volgens de uitvinding weergegeven, in het algemeen aangegeven met het referentienummer 10. Het systeem 40 10 volgens de uitvinding wordt in Figuur 1 weergegeven in logische blokschema- ϋί 1 f’j - -7 > v m -3- vorm, als een serie van poorten, vergelijkingsinrichtingen en dergelijke voor illustratie-doeleinden? er dient echter opgemerkt te worden, dat de werkelijke uitvoeringsvorm van de schakeling anders kan zijn dan getoond in Figuur 1, 5 waarbij verschillende digitale en analoge uitvoeringsvormen mogelijk zijn.Figure 1 shows an embodiment of the tactical warning portion of the ground approach warning system according to the invention, generally indicated by reference number 10. The system 40 according to the invention is shown in Figure 1 in logic block diagrams 1 f ' j - -7> vm -3- form, as a series of gates, comparators and the like for illustration purposes? it should be noted, however, that the actual embodiment of the circuit may be different from that shown in Figure 1, 5 allowing different digital and analog embodiments.
De door het beschreven systeem gebruikte signalen bevatten; radiohoogte, barometrische hoogtesnelheid, vluchtsnelheid en hellingshoek van het vliegtuig, alsmede signalen, die aangeven of de wapens geladen zijn, tezamen met verschillende bekrachtigingssignalen. Afhankelijk van het vliegtuigtype, waarin het waar-10 schuwingssysteem geïnstalleerd is, kunnen de in Figuur 1 getoonde signalen verkregen worden van individuele instrumenten, zoals een barometrische hoogtemeter 12, een barometrische hoogte-snelheidsschakeling 14, een radiohoogte-meter 16, een heüilingsgyroscoop 18, een vluchtsnelheidsignaalbron 20, zoals een vluchtgegevenscomputer of vluchtsnelheidsaanduider, en verschillende discrete 15 schakelelementen, die aangeven of de wapens geladen zijn en of er gewicht op de wielen is. Deze signalen kunnen ook verkregen worden van een digitale gegevensbus in bepaalde nieuwere vliegtuigen.The signals used by the described system include; radio altitude, barometric altitude, flight speed and incline of the aircraft, as well as signals indicating whether the weapons have been loaded, along with various excitation signals. Depending on the aircraft type in which the warning system is installed, the signals shown in Figure 1 can be obtained from individual instruments, such as a barometric altimeter 12, a barometric altimeter-speed switch 14, a radio altimeter 16, a rescue gyroscope 18, a flight speed signal source 20, such as a flight data computer or flight speed indicator, and various discrete switching elements, which indicate whether the weapons have been loaded and whether there is weight on the wheels. These signals can also be obtained from a digital data bus in certain newer aircraft.
Het tactische waarschuwingsgedeelte van het systeem volgens de uitvinding is ontworpen om alleen te werken gedurende een tactische fase van de vlucht, 20 zoals een bcmbarderingsvlucht of grondaanval, waarbij een steile duikvlucht conditie voorkomt. Het systeem wordt daarom alleen in werking gesteld, wanneer een dergelijke werkingsfase aangevende condities aanwezig zijn. In de onderhavige uitvoeringsvorm zijn deze condities: het gewicht is van de wielen af, de vluchtsnelheid is groter dan een voorafbepaalde snelheid, bijvoorbeeld 150 m/s, 25 en de wapens zijn geladen.The tactical warning portion of the system according to the invention is designed to operate only during a tactical phase of the flight, such as a blocking flight or ground attack, where a steep dive condition occurs. The system is therefore only activated when such operating phase indicative conditions are present. In the present embodiment, these conditions are: the weight is off the wheels, the flight speed is greater than a predetermined speed, for example 150 m / s, and the weapons are loaded.
De in werking stellingsfunctie wordt verschaft door een EN-poort 22, diè signalen ontvangt, die aangeven dat de wapens geladen zijn en dat het gewicht van de wielen af is, alsmede een signaal ontvangt van een vergelijkingsinrichting 24, verbonden met de vluchtsnelheid-signaalbron 20. De vergelijkingsinrichting 30 24 vergelijkt het signaal van de vluchtsnelheid-signaalbron 20 met een voorafbepaalde vluchtsnelheid voorstellend referentiesignaal, bijvoorbeeld 150 m/s, en geeft aan wanneer de vluchtsnelheid van het vliegtuig een voorafbepaalde snelheid, d.i. 150 m/s, overschrijdt. De EN-poort 22 ontvangt signalen, die aangeven dat de radiohoogtemeter en de barometrische hoogtemeter niet belemmerd 35 zijn, on de werking van het systeem te beletten in het geval van een defect instrument.The actuation function is provided by an AND gate 22, which receives signals indicating that the weapons are loaded and that the weight of the wheels is off, as well as receiving a signal from a comparator 24 connected to the flight speed signal source 20 The comparator 30 24 compares the signal from the flight speed signal source 20 with a predetermined flight speed representing reference signal, for example 150 m / s, and indicates when the flight speed of the aircraft exceeds a predetermined speed, ie 150 m / s. AND gate 22 receives signals indicating that the radio altimeter and barometric altimeter are not obstructed, to prevent system operation in the event of a defective instrument.
Wanneer aan alle bovengenoemde condities voldaan is, dan stelt de poort 22 een andere EN-poort 26 in werking, voor het plaatsen van de poort 26 onder de besturing van een vergelijkingsinrichting 28, die een signaal ontvangt, 40 die de hellingshoek van het vliegtuig van de hellingsgyroscoop 8 voorstelt, 8401534 r· -4- een signaal, die de barometrische daalsnelheid van het vliegtuig afkomstig van de snelheidsschakeling 14 voor stelt, alsmede een signaal, dat de door de MDA-instelling ingestelde minimum daalhoogte voorstelt. Afhankelijk van deze 5 ingangssignalen, bepaalt de vergelijkingsinrichting 28 de minimum herstelhoogte, of een waarschuwingshoogte H^, waarop hoogteherwinning aangevangen dient te worden, om te voorkomen dat het vliegtuig beneden de minimum daalhoogte komt.When all of the above conditions are met, the gate 22 activates another AND gate 26, for placing the gate 26 under the control of a comparator 28, which receives a signal 40 that deflects the aircraft's angle of inclination from the slope gyroscope 8, 8401534 r · -4- represents a signal representing the barometric descent speed of the aircraft from the speed circuit 14, as well as a signal representing the minimum descent height set by the MDA setting. Depending on these 5 input signals, the comparator 28 determines the minimum recovery height, or a warning height H, at which height recovery must be initiated, to prevent the aircraft from falling below the minimum descent height.
De vergelijkingsinrichting ontvangt eveneens een signaal, dat de hoogte boven de grond van het vliegtuig, afkomstig van de radiohoogtemeter 16, voorstelt 10 en verschaft een signaal aan de poort 26, in het geval dat het van de radiohoogtemeter 16 ontvangen signaal, een hoogte beneden de minimum herstelhoogte weergeeft. Zodra een dergelijk signaal ontvangen wordt, stelt de poort 26 de waarschuwingsgenerator in werking, bij voorkeur een digitale stem-waarschuwings-generator, en doet daardoor de generator 30 een stemwaarschuwing opwekken.The comparator also receives a signal representing the height above the ground of the aircraft from the radio altimeter 16 and provides a signal to the port 26 in the event that the signal received from the radio altimeter 16 is a height below minimum recovery height. As soon as such a signal is received, the gate 26 activates the alert generator, preferably a digital voice alert generator, thereby causing the generator 30 to generate a voice alert.
15 De stemwaarschuwing dient een specifieke waarschuwing te zijn, zoals bijvoorbeeld "afbreken", om de piloot precies aan te geven welke actie ondernomen dient te worden, om een gevaarlijke vluchttoestand te vermijden. De stemwaarschuwing wordt of direct of indirect toegevoerd aan een omzetter 32, zoals een luidspreker of een oortelefoon, om mede te delen aan de piloot.15 The voice warning should be a specific warning, such as "abort", to indicate to the pilot exactly what action to take to avoid a dangerous flight condition. The voice alert is either supplied directly or indirectly to a converter 32, such as a loudspeaker or an earphone, to communicate to the pilot.
20 Behalve de snelheid en helling van het vliegtuig, zijn er andere factoren, die de hoogte bepalen, waarop de duikvlucht herstelwaarschuwing opgewekt dient te worden. Deze factoren hebben betrekking op de prestaties van het vliegtuig en bevatten de reactietijd van het vliegtuig en de piloot, en het aantal G's, dat het vliegtuig kan verdragen gedurende een omhoogtrekbeweging. In een standaard 25 herstelmanoeuvre, benadert de vliegbaan van het vliegtuig een boog van een cirkel bij het begin van de optrekmanoeuvre. De straal van de cirkel wordt bepaald door het aantal G's, dat het vliegtuig kan opwekken gedurende de optrekmanoeuvre, waarbij de kromtestraal van de boog omgekeerd evenredig is met het aantal opgewekte G's, 30 In Figuur 2 is een vliegtuig 50 weergegeven, die net de minimum herstel- waarschuwingshoogte passeert, en. begint aan zijn hoogte herwinning. Aannemende dat het herstel voldoende is, aal het vliegtuig op de minimum daalhoogte MDA horizontaal zijn, en zijn klim beginnen, zoals weergegeven wordt door de onderbroken lijn. De herstelbaan is in een eerste benadering een cirkel, en de 35 straal van de cirkel R wordt bepaald door het aantal G's, dat het vliegtuig kan opwekken gedurende zijn herstel.In addition to the speed and incline of the aircraft, there are other factors that determine the altitude at which the dive recovery warning should be generated. These factors relate to the performance of the aircraft and include the response time of the aircraft and the pilot, and the number of Gs that the aircraft can tolerate during a pull-up motion. In a standard recovery maneuver, the flight path of the aircraft approaches an arc of a circle at the start of the acceleration maneuver. The radius of the circle is determined by the number of G's the aircraft can generate during the take-off maneuver, where the radius of curvature of the arc is inversely proportional to the number of G's generated, 30. Figure 2 shows an aircraft 50, which is just the minimum recovery alert height passes, and. begins to regain his height. Assuming recovery is sufficient, when the aircraft are at the minimum descent altitude MDA be horizontal, and begin its climb, as shown by the broken line. The recovery path is, in a first approximation, a circle, and the radius of the circle R is determined by the number of G's the aircraft can generate during its recovery.
Voor een in een cirkel bewegend voorwerp, is de normale versnelling, d.i. de radiale, naar binnen gerichte versnelling, recht evenredig met het kwadraat van de snelheid van het voorwerp en omgekeerd evenredig met de straal 40 van de cirkelvormige baan van het bewegende voorwerp. In wiskundige vorm wordt .4 0 ^ ^ * -5- dit verband aangegeven door: v2 ll> an - — waarin a^ de door het voorwerp gedurende de draaibeweging ondervonden naar 5 binnen gerichte normale versnelling is, V de snelheid van het voorwerp is en R de kromtestraal van de bewegingsbaan van het voorwerp.For an object moving in a circle, the normal acceleration, i.e. the radial inward acceleration, is directly proportional to the square of the object's velocity and inversely proportional to the radius 40 of the circular path of the moving object. In mathematical form .4 0 ^ ^ * -5- this relation is indicated by: v2 ll> an - - where a ^ is the normal acceleration experienced by the object during the turning movement to 5, V is the speed of the object and R is the radius of curvature of the object's path of movement.
Als de daalhoek van het vliegtuig 50sweergegeven door de duikhoek of benaderd door de hellingshoek, gelijk is aan Θ, dan kan de daalsnelheid van het vliegtuig gemakkelijk gerelateerd worden aan de snelheid van het vliegtuig, gebruik makend van simpele trigoniometrische functies, in het bijzonder: <2> v = sèr waarin de daalsnelheid van het vliegtuig is, meer in het bijzonder de barometrische daalsnelheid. In de weergegeven uitvoeringsvorm van de uitvinding, 15 wordt de barometrische daalsnelheid gebruikt in de berekening? in bepaalde uitvoeringsvormen kunnen echter naderingssnelheid of radiohoogtesnelheid gebruikt worden.If the aircraft's descent angle 50s, represented by the dive angle or approximated by the inclination angle, is equal to Θ, the aircraft's descent speed can be easily related to the aircraft's speed, using simple trigoniometric functions, in particular: 2> v = ser in which the descent speed of the aircraft is, more particularly the barometric descent speed. In the illustrated embodiment of the invention, the barometric descent rate is used in the calculation? however, in certain embodiments, approach speed or radio altitude speed may be used.
Als de duikhoek van het vliegtuig Θ is, dan volgt uit geometrische principes, dat de hoek tussen een loodrecht op de bewegingsbaan van het vliegtuig 20 staande straal en de verticaal eveneens 9 is (Figuur 2), De afstand tussen het middelpunt 52 van de cirkel en de waarschuwingshoogte H is bijgevolg w gelijk aan R cos 9, en de afstand tussen de waarschuwingshoogte Hw en de minimum daalhoogte MDA, is gelijk aan R(l-cos' Θ). Het laatste verband geeft aan, dat de hoeveelheid hoogteverlies AH, tussen de waarschuwingshoogte H en de minimum w 25 daalhoogte MDA, berekend kan worden als een functie van de duikhoek van het vliegtuig en de straal R van de cirkekormige baan van het bewegende vliegtuig.If the diving angle of the plane is Θ, it follows from geometric principles that the angle between a radius perpendicular to the plane of movement of the plane 20 and the vertical is also 9 (Figure 2), The distance between the center 52 of the circle and the warning height H is therefore w equal to R cos 9, and the distance between the warning height Hw and the minimum descent height MDA is equal to R (1-cos' Θ). The latter relationship indicates that the amount of height loss AH, between the warning height H and the minimum w descent height MDA, can be calculated as a function of the diving angle of the aircraft and the radius R of the circular path of the moving aircraft.
Aangezien de straal van de herstelbaan een functie van de snelheid van het vliegtuig is en van het aantal G*s, welke het vliegtuig gedurende een optrekbeweging kan opwekken, kan het hoogteverlies tussen de waarschuwingshoogte en de MDA berekend worden in termen van de snelheid van het vliegtuig en het 30 aantal gedurende de optrekbeweging opgewekte G's. Omdat bovendien de daalsnelheid van het vliegtuig een functie van de snelheid van het vliegtuig en de duikhoek is, kan het hoogteverlies ΔΗ gedurende de herstelbeweging berekend worden als een functie van de daalsnelheid en het aantal tijdens de omtrekbeweging opgewekte G* s.Since the radius of the recovery path is a function of the speed of the aircraft and of the number of G * s that the aircraft can generate during a take-off movement, the height loss between the warning height and the MDA can be calculated in terms of the speed of the aircraft and the number of G's generated during the acceleration movement. In addition, because the aircraft's descent speed is a function of the aircraft's speed and dive angle, the height loss ΔΗ during the recovery movement can be calculated as a function of the descent speed and the number of G * s generated during the circumferential movement.
35 Dit wordt als volgt tot stand gebracht. Na kwadratering van het verband (2) en het maken van geschikte trigoniometrische substituties, volgt hieruit de volgende vergelijking: (3) V* = -JtL, _a£__--ih?- 40 sin20 (1-cos2 Θ) (1+cos Θ) tl-cos Θ) 8401534 % -6-35 This is accomplished as follows. After squaring the relationship (2) and making suitable trigonometric substitutions, the following equation follows: (3) V * = -JtL, _a £ __-- ih? - 40 sin20 (1-cos2 Θ) (1+ cos Θ) tl-cos Θ) 8401534% -6-
Na omwerking van vergelijking (1) en het daarin substitueren van vergelijking (3) verkrijgen we de volgende vergelijking: 2 · 2 V H.After converting equation (1) and substituting equation (3) therein, we obtain the following equation: 2 · 2 V H.
5 (4) R = -- --b-:— an a (1+cos Θ) (1-cos Θ) 11 n5 (4) R = - --b -: - an a (1 + cos Θ) (1-cos Θ) 11 n
Vermenigvuldigen we vergelijking (4) met (1-cos Θ), dan wordt het hoogteverlies gedurende de optrekbeweging, ΔΗ, als volgt verkregen: 10 (5) δη --- an (1+cos Θ)If we multiply equation (4) by (1-cos Θ), the height loss during the acceleration movement, ΔΗ, is obtained as follows: 10 (5) δη --- an (1 + cos Θ)
De laatstgenoemde vergelijking definieert het hoogteverlies van het vliegtuig tussen de tijd, dat herstel van de duikvlucht is begonnen en de tijd dat het vliegtuig een horizontaal niveau bereikt; in de berekening is echter de reactietijd van de piloot en het vliegtuig niet opgenomen, en ook de minimum gekozen hoogte wordt niet beschouwd. Deze factoren dienen ook ingevoerd te worden in de vergelijking, die de waarschuwingshoogte definieert, om er zeker van te zijn dat de waarschuwing op tijd gegeven wordt, om de piloot in staat te stellen om veilig te herstellen. De minimum daalhoogte kan gemakkelijk in de berekening opgenomen worden, door middel van het optellen van de MDA-instelling bij het hoogteverlies. De reactietijd kan in de berekening opgenomen worden, door middel van optellen van een term, gelijk aan de reactietijd van de piloot en het vliegtuig, bijvoorbeeld 2 seconden, vermenigvuldigd ^ met de daalsnelheid, bij de vergelijking. De waarschuwingshoogte wordt dus gegeven door de volgende vergelijking:The latter equation defines the altitude loss of the aircraft between the time when dive recovery has begun and the time the aircraft reaches a horizontal level; however, the response time of the pilot and the aircraft is not included in the calculation, nor is the minimum height chosen. These factors should also be included in the equation, which defines the warning height, to ensure that the warning is given in time, to allow the pilot to recover safely. The minimum descent height can easily be included in the calculation by adding the MDA setting to the height loss. The reaction time can be included in the calculation by adding a term equal to the reaction time of the pilot and the aircraft, for example 2 seconds multiplied by the rate of descent, in the comparison. So the warning height is given by the following equation:
(6) H = --+ 2H, + MDA(6) H = - + 2H, + MDA
w b a (1 + cos Θ) n ^ waarin de factor waarmee de H^-term vermenigvuldigd wordt, de twee seconden reactietijd van de piloot en het vliegtuig voorstelt.w b a (1 + cos Θ) n ^ where the factor by which the H ^ term is multiplied represents the two second response time of the pilot and the aircraft.
De hierboven gegeven vergelijking kan gebruikt worden om een waarschuwingshoogte te definiëren voor verschillende typen vliegtuigen, met verschillende uitvoeringskarakteristieken. Tijdens tactische manoeuvres wordt er echter 35 meestal een 4G optrekbeweging gebruikt, omdat het de piloot niet onderwerpt aan te grote spanning. Gebruik makend van 4G als de normale versnelling a^, en oplossing van de boven gegeven vergelijking voor een 4G herstel en een 2 seconden reactietijd, waarbij numerieke technieken gebruikt worden, wordt het volgende resultaat verkregen: 40 Hw = 0,3^ (¾)2¾ (0.005176+0.0000236¾ (θρ - 11) + 0.0000321¾ (0p-40))+2Hb+MDA i Φ e, ™ ƒ, / * -7- waarin: H de radiohoogte waarschuwingshoogte in meters is de barometrische hoogtesnelheid in meter per seconde is 5 de hellingshoek in graden is MDA de minimum gekozen hoogte in meters is.The equation given above can be used to define a warning height for different types of aircraft, with different execution characteristics. During tactical maneuvers, however, a 4G acceleration movement is usually used, because it does not subject the pilot to excessive tension. Using 4G as the normal acceleration a ^, and solving the equation given above for a 4G recovery and a 2 second response time, using numerical techniques, the following result is obtained: 40 Hw = 0.3 ^ (¾) 2¾ (0.005176 + 0.0000236¾ (θρ - 11) + 0.0000321¾ (0p-40)) + 2Hb + MDA i Φ e, ™ ƒ, / * -7- where: H is the radio altitude warning altitude in meters is the barometric altitude velocity in meters per second is 5 the angle of inclination in degrees is MDA the minimum chosen height in meters.
In de boven gegeven vergelijking mogen de temen (Θ - 11) en (Θ -40)In the above equation, the terms (Θ - 11) and (Θ -40)
P PP P
niet negatief worden. Als de hellingshoek minder is dan 11 graden of minder is dan 40 graden, dan worden respectievelijk de termen (Ö^ - 11) en (θ^ - 40) jq ingesteld op nul. De hellingshoek van het vliegtuig wordt in plaats van de duikhoek gebruikt, om de daalhoek weer te geven, aangezien de hellingshoek gemakkelijk verkregen kan worden van een gyroscoop of dergelijk instrument, en de duikhoek niet; de werkelijke duikhoek kan echter gebruikt worden in de berekening. De duikhoek verschilt van de hellingshoek ter grootte van de aanvals-15 hoek van de vleugels, welke meestal maar enkele graden bedraagt. Gebruik makend van de hellingshoek in plaats van de duikhoek in de berekening verschaft dus een juiste benadering van de waarschuwingshoogte. De numerieke benadering van de trigoniometrische vergelijking, die de waarschuwingshoogte definieert, wordt ook gebruikt, aangezien het het waarschuwingssysteem volgens de uitvinding 20 toestaat, om simpele vermenigvuldigingen te maken, in plaats van meer complexe trigoniometrische berekeningen, daardoor verschaft het een snellere responsietijd. Het herstel-afbakeningsgebied van de duikherstelmode van het waarschuwingssysteem volgens de uitvinding voor een 4G-herstel wordt getoond in Figuur 3. Figuur 3 toont het hoogteverlies ΔΗ als een functie van daalsnelheid, 25 voor verschillende hellingshoeken. Zoals te zien is in Figuur 3, neemt het hoogteverlies ΔΗ en daardoor de waarschuwingshoogte H toe, als de naderings-snelheid toeneemt en als de hellingshoek toeneemt. Aangezien echter de cosinus functie langzaam verandert voor kleine hoeken, is de curve van Figuur 3 relatief onafhankelijk van de hellingshoek bij kleinere hellingshoeken, d.i. duikhoeken 30 kleiner dan 40 graden. Dezelfde curve kan dus gebruikt worden, om de waar-schuwingsgrens voor hellingshoeken van ongeveer 40 graden en kleiner, te definiëren.don't get negative. If the slope angle is less than 11 degrees or less than 40 degrees, the terms (Ö ^ - 11) and (θ ^ - 40) jq are set to zero, respectively. The tilt angle of the aircraft is used in place of the dive angle to represent the descent angle, since the tilt angle can be easily obtained from a gyroscope or similar instrument, and the dive angle is not; however, the actual dive angle can be used in the calculation. The diving angle differs from the angle of attack the size of the attack angle of the wings, which is usually only a few degrees. Thus, using the slope angle instead of the dive angle in the calculation provides an accurate approximation of the warning height. The numerical approximation of the trigonometric equation, which defines the warning height, is also used, since it allows the warning system of the invention to make simple multiplications, rather than more complex trigonometric calculations, thereby providing a faster response time. The recovery delimitation area of the dive recovery mode of the warning system according to the invention for a 4G recovery is shown in Figure 3. Figure 3 shows the height loss ΔΗ as a function of descent speed, 25 for different inclination angles. As can be seen in Figure 3, the height loss ΔΗ and therefore the warning height H increases as the approach speed increases and as the angle of inclination increases. However, since the cosine function changes slowly for small angles, the curve of Figure 3 is relatively independent of the angle of inclination at smaller angles of inclination, i.e. diving angles less than 40 degrees. Thus, the same curve can be used to define the warning limit for slopes of about 40 degrees and less.
De daalsnelheid en vluchtsnelheid zijn, zoals eerder aangegeven, verbonden door de sinus van de duikhoek. De waarschuwingsafbakening kan daardoor ook 35 bepaald worden door de vluchtsnelheid in plaats van de daalsnelheid, zoals weergegeven is in Figuur 4, die het hoogteverlies ΔΗ toont als een functie van de vluchtsnelheid en de hellingshoek. In een alternatieve uitvoeringsvorm van de onderhavige uitvinding kan een de vluchtsnelheid voor stellend signaal in plaats van de daalsnelheid, toegevoerd worden aan de vergelijkingsinrichting 40 28 en de curven van Figuur 4, in plaats van die van Figuur 3, kunnen gebruikt 8401534 V *v -8- worden voor het bepalen van het hoogteverlies en de waarschuwingshoogte.The descent speed and flight speed are, as previously indicated, connected by the sine of the dive angle. The warning boundary can therefore also be determined by the flight speed rather than the descent speed, as shown in Figure 4, which shows the height loss ΔΗ as a function of the flight speed and the angle of inclination. In an alternative embodiment of the present invention, a proposing signal flight speed instead of the fall speed may be applied to the comparator 40 28 and the curves of Figure 4, instead of those of Figure 3, may be used 8401534 V * v - 8- used to determine the height loss and the warning height.
In Figuur 5 wordt er een gedeelte van het duikherstel-waarschuwings-systeem getoond, dat gebruikt wordt in samenwerking met systemen, die waar-5 schuwingen voor een gevaarlijke vluchttoestand onder verschillende niet- tactische vluchtconditiss opwekken. In het blokschema van Figuur 5 worden overeenkomstige getallen gebruikt, om dezelfde in Figuur 1 gegeven componenten weer te geven, en getallen met een accent worden gebruikt om de componenten van het niet-tactische gedeelte van het waarschuwingssysteem aan te geven, 10 waarbij het getal hetzelfde is als de analoge componenten van het tactische gedeelte van het systeem. Het niet-tactische gedeelte van het waarschuwingssysteem 10' is dus analoog aan het tactische gedeelte van het waarschuwingssysteem 10, en de niet-tactische waarschuwingsgenerator 30' is analoog aan de tactische waarschuwingsgenerator 30.In Figure 5, a portion of the dive recovery warning system is shown, used in conjunction with systems that generate warnings of a dangerous escape condition under various non-tactical flight conditions. In the block diagram of Figure 5, corresponding numbers are used to represent the same components shown in Figure 1, and accented numbers are used to indicate the components of the non-tactical part of the warning system, 10 where the number is the same is like the analog components of the tactical part of the system. Thus, the non-tactical portion of the alert system 10 'is analogous to the tactical portion of the alert system 10, and the non-tactical alert generator 30' is analogous to the tactical alert generator 30.
15 Het in Figuur 5 getoonde systeem 10' gebruikt eveneens verschillendeThe system 10 'shown in Figure 5 also uses several
signalen, die verschillende vluchtparameters van het vliegtuig weergeven, en die bevatten: vluchtsnelheid, radiohoogte, barometrische hoogtesnelheid, radiohoogte snelheid, een de minimum daalhoogte voorstellend signaal MDA, een de lading van de wapens voorstellend signaal, een de positie van het landings-20 gestel voorstellend signaal, alsmede verschillende bekrachtigingssignalen (niet getoond) . Zoals in het gevaMvan het systeem 10, ontvangt systeem 10* de signalen van verschillende individuele instrumenten en discrete schakel-elementen, o£ van een digitale gegevensbus. Het systeem 10' analyseert de ontvangen signalen en verschaft een waarschuwingsfunctie in het geval, dat 25 er een. gevaarlijke vluchttoestand optreedt. Door het systeem 10' uitgevoerde kenmerkende functies bevatten de functies, beschreven in samenhangende aanvragen, gelijktijdig met deze aanvrage ingediend door dezelfde uitvinder als van de onderhavige uitvinding,getiteld: "NEGATIEVE STIJGING NA OPSTIJGEN WAARSCHUWINGSSYSTEEM" , "SYSTEEM VOOR HET WAARSCHUWEN VAN EEN PILOOT VOOR EEN 30 GEVAARLIJK VLUCHTPROFIEL GEDURENDE LAAG NIVEAU MANOEUVRERING", "TE STERKEsignals, which represent different flight parameters of the airplane, and which include: flight speed, radio height, barometric altitude speed, radio altitude speed, a signal representing the minimum descent height MDA, a signal representing the load of the weapons, a position of the landing gear representing signal, as well as various excitation signals (not shown). As in the case of system 10, system 10 * receives the signals from various individual instruments and discrete switching elements, including from a digital data bus. The system 10 'analyzes the received signals and provides a warning function in case one is present. dangerous escape condition occurs. Characteristic functions performed by system 10 'contain the functions described in related applications filed simultaneously with this application by the same inventor of the present invention entitled: "NEGATIVE INCREASE AFTER TAKING OFF WARNING SYSTEM", "PILOT ALERT SYSTEM A 30 HAZARDOUS FLIGHT PROFILE DURING LOW LEVEL MANOVERY "," TOO STRONG
TERREIN NADERING-WAARSCHUWINGSSYSTEEM" , "TE STERKE DAALSNELHEID-WAARSCHUWINGS-SYSTEEM VOOR TACTISCHE VLIEGTUIGEN" en "WAARSCHUWINGSSYSTEEM VOOR VLIEGTUIGLANDING MET LANDINGSGESTEL INGETROKKEN". Al deze aanvragen zijn van dezelfde aanvrager als de aanvrager van de onderhavige uitvinding en hierin opgenomen 35 door middel van referentie.TERRAIN APPROACH-WARNING SYSTEM "," STRONG-SPEED LOW-SPEED WARNING SYSTEM FOR TACTICAL AIRCRAFT "and" AIRCRAFT LANDING SYSTEM WITH DRAWING GEAR " .
Het systeem 10' kan één of meer van de waarschuwingsfuncties, vervat in de bovengenoemde aanvragen bevatten, of andere waarschuwingsfuncties, en is werkzaam gedurende de niet-tactische fasen van vliegtuigoperaties. Het systeem 10' controleert de werking van een niet-tactische waarschuwingsgenerator 40 30', en doet de generator 30' verschillende stemwaarschuwingen opwekken, die -9- toegevoerd wórden aan de omzetter 32, of andere geschikte omzetters, om de piloot te informeren over een gevaarlijke vluchttoestand, gedurende niet-tactische fasen van vluchtoperaties. Dergelijke kenmerkende waarschuwingen 5 zijn, "NIET DALEN", dat aangeeft aan de piloot, dat hij daalt na opstijgen, "TE LAAG", dat de piloot aangeeft, dat hij vliegt beneden de minimum daalhoogte, "TERREIN", dat een piloot waarschuwt voor een te sterke tenreinnadering, gedurende een vlucht op geringe hoogte, "DAALSNELHEID", dat aangeeft aan een piloot, dat hij te snel daalt bij een landingsnadering, en "TE LAAG, GESTEL", 10 dat een piloot waarschuwt, als hij tracht te landen met het landingsgestel ingetrokken.The system 10 'may include one or more of the warning functions contained in the above applications, or other warning functions, and operates during the non-tactical phases of aircraft operations. The system 10 'checks the operation of a non-tactical warning generator 40 30', and causes the generator 30 'to generate various voice warnings, which are applied to the converter 32, or other suitable converters, to inform the pilot of a dangerous flight conditions, during non-tactical phases of flight operations. Such typical warnings 5 are, "DO NOT LOWER", which indicates to the pilot that he is descending after takeoff, "TOO LOW", which indicates the pilot is flying below the minimum descent height, "TERRAIN", which warns a pilot about too strong a terrain approach, during a flight at low altitude, "DESCEND SPEED", which indicates to a pilot that he is descending too fast on a landing approach, and "TOO LOW, GEAR", 10 which warns a pilot when attempting to land with the landing gear retracted.
Terwijl al deze waarschuwingen bruikbaar zijn gedurende de niet-tactische fasen van de vlucht, kunnen sommige van deze waarschuwingen onjuist opgewekt worden, gedurende tactische fasen van de vlucht, daardoor hinderlijke waar-15 schuwingen veroorzakend. In het bijzonder worden de "TERREIN"-waarschuwing en de "DAALSNELHElD"-waarschuwing gemakkelijk opgewekt gedurende tactische manoeuvres, omdat zowel de radióhoogtesnelheid en de barometrische hoogte-snelheid groot zijn gedurende tactische manoeuvres. Deze niet-tactische werkings-mode's, dienen belemmerd te zijn gedurende tactische manoeuvres.While all of these warnings are useful during the non-tactical phases of flight, some of these warnings may be generated incorrectly, during tactical phases of flight, causing annoying warnings. In particular, the "TERRAIN" warning and the "LOWER SPEED" warning are easily generated during tactical maneuvers, because both the radio altitude speed and the barometric altitude speed are high during tactical maneuvers. These non-tactical operating modes should be obstructed during tactical maneuvers.
20 Het systeem 10f is daarom voorzien van een wapens-niet-geladen ingang, dat de opwekking van elke waarschuwing, zoals bijvoorbeeld de "TERREIN"- en "NIET DALEN"-waarschuwingen, en andere waarschuwingen, die hinderlijke waarschuwingen veroorzaken gedurende tactische manoeuvres, belemmert. Een dergelijk signaal kan eenvoudig verkregen worden van een wapensladingschakelaar 40, 25 die gebruikt wordt voor het laden van de wapens van het vliegtuig. Een dergelijke schakelaar kan gebruikt worden voor het verschaffen van een wapen-niet-geladen-signaal aan het systeem 10', om elke waarschuwing tegen te gaan, die hinderlijk zou zijn tijdens een tactische vlucht, alsmede voor het in werking stellen van het tactische waarschuwingssysteem 10, gedurende de tactische fasen van 30 de vlucht.The system 10f is therefore equipped with a weapons-unloaded input, which triggers the generation of any warning, such as, for example, the "TERRAIN" and "DO NOT LOWER" warnings, and other warnings, which cause annoying warnings during tactical maneuvers, obstructs. Such a signal can be easily obtained from a weapon loading switch 40, 25 used for loading the weapons from the aircraft. Such a switch can be used to provide a weapon unloaded signal to system 10 ', to counter any warning that would be a nuisance during a tactical flight, as well as to activate the tactical warning system 10, during the tactical phases of flight 30.
35 4035 40
Claims (9)
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US49459283A | 1983-05-13 | 1983-05-13 | |
| US49459283 | 1983-05-13 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| NL8401534A true NL8401534A (en) | 1984-12-03 |
Family
ID=23965106
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| NL8401534A NL8401534A (en) | 1983-05-13 | 1984-05-11 | WARNING SYSTEM FOR TACTICAL AIRCRAFT. |
Country Status (15)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59216791A (en) |
| AU (1) | AU547207B2 (en) |
| BE (1) | BE899645A (en) |
| CA (1) | CA1241082A (en) |
| CH (1) | CH659983A5 (en) |
| DE (1) | DE3417885A1 (en) |
| ES (1) | ES8507405A1 (en) |
| FI (1) | FI74253C (en) |
| FR (1) | FR2545930B1 (en) |
| GB (2) | GB2139589B (en) |
| GR (1) | GR79932B (en) |
| IL (1) | IL71350A (en) |
| IT (1) | IT1177718B (en) |
| NL (1) | NL8401534A (en) |
| SE (1) | SE8402469L (en) |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5001476A (en) * | 1983-05-13 | 1991-03-19 | Sundstrand Data Control, Inc. | Warning system for tactical aircraft |
| US4980684A (en) * | 1983-06-10 | 1990-12-25 | Sundstrand Data Controls, Inc. | Warning system for tactical rotary wing aircraft |
| CA1243118A (en) * | 1985-02-22 | 1988-10-11 | Michael M. Grove | Aircraft terrain closure warning system with descent rate based envelope modification |
| CA1243405A (en) * | 1985-02-22 | 1988-10-18 | Michael M. Grove | Configuration responsive descent rate warning system for aircraft |
| CA1243119A (en) * | 1985-02-22 | 1988-10-11 | Michael M. Grove | Aircraft terrain warning system with configuration modified warning and improved mode switching |
| US4916448A (en) * | 1988-02-26 | 1990-04-10 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Low altitude warning system for aircraft |
| US5864307A (en) * | 1996-02-19 | 1999-01-26 | Gec Marconi Limited | Aircraft terrain advisory system |
| CN105203075B (en) * | 2015-09-15 | 2017-07-28 | 北京安达维尔航空设备有限公司 | Radio altimeter data fusion height-finding system and the high method of survey |
| FR3063715B1 (en) | 2017-03-09 | 2019-04-12 | Dassault Aviation | AIRCRAFT FLOOR PROXIMITY WARNING SYSTEM, AVIONICS AND ASSOCIATED METHOD |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2736878A (en) * | 1954-01-26 | 1956-02-28 | Jr Edward B Boyle | Dive-bombing breakaway computer |
| US3715718A (en) * | 1970-08-11 | 1973-02-06 | Sundstrand Data Control | Ground proximity warning system utilizing radio and barometric altimeter combination |
-
1984
- 1984-03-14 CA CA000449621A patent/CA1241082A/en not_active Expired
- 1984-03-26 IL IL71350A patent/IL71350A/en unknown
- 1984-04-10 AU AU26688/84A patent/AU547207B2/en not_active Ceased
- 1984-04-27 CH CH2079/84A patent/CH659983A5/en not_active IP Right Cessation
- 1984-05-08 GR GR74650A patent/GR79932B/el unknown
- 1984-05-08 SE SE8402469A patent/SE8402469L/en not_active Application Discontinuation
- 1984-05-09 GB GB08411770A patent/GB2139589B/en not_active Expired
- 1984-05-10 JP JP59091971A patent/JPS59216791A/en active Pending
- 1984-05-11 ES ES532431A patent/ES8507405A1/en not_active Expired
- 1984-05-11 IT IT48178/84A patent/IT1177718B/en active
- 1984-05-11 FR FR8407320A patent/FR2545930B1/en not_active Expired
- 1984-05-11 BE BE0/212923A patent/BE899645A/en not_active IP Right Cessation
- 1984-05-11 FI FI841912A patent/FI74253C/en not_active IP Right Cessation
- 1984-05-11 NL NL8401534A patent/NL8401534A/en not_active Application Discontinuation
- 1984-05-14 DE DE19843417885 patent/DE3417885A1/en not_active Ceased
-
1986
- 1986-05-06 GB GB08611004A patent/GB2174665B/en not_active Expired
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ES532431A0 (en) | 1985-09-01 |
| BE899645A (en) | 1984-11-12 |
| GB2174665A (en) | 1986-11-12 |
| FI841912A (en) | 1984-11-14 |
| GB8611004D0 (en) | 1986-06-11 |
| AU2668884A (en) | 1984-11-15 |
| FI841912A0 (en) | 1984-05-11 |
| FR2545930B1 (en) | 1988-01-15 |
| GB8411770D0 (en) | 1984-06-13 |
| IT8448178A0 (en) | 1984-05-11 |
| IT1177718B (en) | 1987-08-26 |
| IL71350A (en) | 1990-02-09 |
| FI74253C (en) | 1988-01-11 |
| GB2174665B (en) | 1987-11-25 |
| FI74253B (en) | 1987-09-30 |
| AU547207B2 (en) | 1985-10-10 |
| CA1241082A (en) | 1988-08-23 |
| ES8507405A1 (en) | 1985-09-01 |
| GR79932B (en) | 1984-10-31 |
| CH659983A5 (en) | 1987-03-13 |
| SE8402469L (en) | 1984-11-14 |
| SE8402469D0 (en) | 1984-05-08 |
| GB2139589A (en) | 1984-11-14 |
| FR2545930A1 (en) | 1984-11-16 |
| DE3417885A1 (en) | 1984-11-15 |
| GB2139589B (en) | 1987-11-25 |
| JPS59216791A (en) | 1984-12-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4939513A (en) | System for alerting a pilot of a dangerous flight profile during low level maneuvering | |
| US6940427B2 (en) | Pitch alerting angle for enhanced ground proximity warning system (EGPWS) | |
| US4551723A (en) | Excessive descent rate warning system for rotary wing aircraft | |
| CA1256564A (en) | Warning system for tactical aircraft | |
| EP1317652B1 (en) | Method, apparatus and computer program product for helicopter tail strike warning | |
| US5187478A (en) | Configuration responsive descent rate warning system for aircraft | |
| FR2848662A1 (en) | Display device for aircraft terrain anti-collision equipment or ground proximity warning system, has a map display with colored sections representing the risk of a collision that are continuously gradually updated | |
| JPS61501283A (en) | Terrain advisory system | |
| US4849756A (en) | Ground proximity warning system terrain classification system | |
| NL8401530A (en) | NEGATIVE-INCREASE-AFTER-ASCENT WARNING SYSTEM. | |
| US5038141A (en) | Configuration responsive descent rate warning system for aircraft | |
| NL8401534A (en) | WARNING SYSTEM FOR TACTICAL AIRCRAFT. | |
| NL8402135A (en) | GROUND APPROACH ALERT SYSTEM WITH A CUSTOMIZED GROUND APPROACH SPEED WARNING FOR A SLIDE-RAMP APPROACH. | |
| EP0217852A1 (en) | Aircraft terrain closure warning system with descent rate based envelope modification. | |
| US20200122856A1 (en) | Flight control safety system | |
| NZ207887A (en) | Helicopter altitude loss warning system | |
| CA1234417A (en) | System for alerting a pilot of a dangerous flight profile during low level maneuvering | |
| US4857923A (en) | Ground proximity warning system for an excessive descent rate over undulating terrain | |
| NL8401533A (en) | TOO STRONG TERMINAL APPROACH ALERT SYSTEM. | |
| NZ207654A (en) | Warning system for aircraft landing with landing gear up | |
| NL8401532A (en) | WARNING SYSTEM FOR EXCESSIVE DROP SPEED IN TACTICAL AIRCRAFT. | |
| Schueler et al. | Adaptation of a Ground Proximity Warning System for Rotorcraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A1A | A request for search or an international-type search has been filed | ||
| A85 | Still pending on 85-01-01 | ||
| BB | A search report has been drawn up | ||
| BC | A request for examination has been filed | ||
| BV | The patent application has lapsed |