SE424624B - Varningsinstrument i flygfarkost - Google Patents

Description

20 25 30 35 HO . 78-08631-1 1 innefattar en anordning, vilken alstrar en signal, šom'representerar en avvikelse hos flygfarkosten från en förefintlig glidbana till- sammans med anordningar för jämförelse av glidbaneavvikolsesignalen med en signal, som representerar flygfarkostens höjd med avseende på marken och för att ge en varningssignal, när avvikelsen är alltför hög. ' - Ett annat utmärkande särdrag för uppfinningen är tillhanda- hållandet av anordningar, vilka är påverkbara i beroende av den signal, som representerar flygfarkostens avvikelse från glidbanan, för att bestämma om huruvida glidbanesignalen är giltig eller falsk. Strålningsmönstret från en glidbaneantenn innefattar närmare bestämt vanligtvis både den avsedda glidbancstrålen och ej önskade eller falska strålar vid andra vinklar. De elektriska egenskaperna hos den mottagna signalen utnyttjas för att särskilja de giltiga och falska signalerna utan att_pi1oten behöver vidtaga några åt- gärder.

I ett tidigare känt instrument erhöll piloten en varnings- signal i det fall flygfarkosten sjunkit under en förutbestämd höjd med avseende på marken, om flygfarkostens landningsställ och ving- klaffar inte ställts i landningsläge. Några flygplatser erfordrar en inflygningssväng på låg höjd, vilken bäst utföres utan att flyg- planet är förberett för landning. Ett ytterligare särdrag är till- handahållandet av anordningar för inhibering av varningssignalen under en sådan inflygning.

Ytterligare ett särdrag hos uppfinningen är tillhandahållandet av förbättrade kretsar för inhibering av avgivningmiavvarnings- signaler under slutskedet av en nedstigning inför landning och in- ledningsskedet vid start. Ännu ett särdrag hos uppfinningen är tillhandahållandet av kretsar för eliminering av falska varningsslgnaler, vilka föror- sakats av störningar i insignalerna till följd av kopplings- transienter i flygfarkostens elektriska strömförsörjningssystom eller liknande.

Uppfinningeu beskrives närmare nedan med hänvisning till bifogade ritning, på vilken fig. l visar ett blockschema över instrumentets allmänna uppbyggnad, fig. 2, 3 och Ä visar ett funktionellt blockschema över instrumentet, fig. 5-8 återger kurvor för varninfisLillstáudsdetektorns egenskaper, fig. 9 sohematiskt återger en typisk glidbaneradiostråle och fig. 10 visar en översiktlig sammanfattning av instruwentets självtestande 3 7soses1-1 sekvens .

Det här åskådliggjorda och beskrivna instrumentet innefattar inte endast de ovan sammanfattade och särskilt i kraven angivna särdragen utan innefattar också varningstillståndsdetekterings- kretsar, vilka är baserade på det amerikanska patentet 3.715.718 och på ett tidigare känt instrument. Hela instrumentet återges för att det inbördes förhållandet mellan de olika varningstillstånden klart skall framgå. De för uppfinningen utmärkande särdragen är angivna i patentkraven.

I den följande beskrivningen av-uppfinningen kommer olika värden att anges för olika varningsgränstillstånd, såsom höjder, ändringshastigheter i höjd, signalfrekvenser och liknande. Dessa representerar nominella värden för optimala varningstillstånd, vilka värden befunnits tillämpbara vid en mångfald olika kommer- siella jetflygplan för användning vid flygplatser över hela världen. Det torde emellertid inses att dessa värden i beskriv- ningen och kraven är underkastado rimliga toleranser. Många av signalerna och tiïlstånden representerar medelst symboler. De oftast använda symbolerna är angivna och förklarade i följande tabell.

SANNANSTÄLLNINGAR AV BETECKNINGAH OCH STORHETER (---) ~ (---) Beteckning för logiskt "OCH" mellan två storhete1 (---) + (--~) Beteckning för logiskt "ELLER" mellan två stor- heter ' hu , Medelst radio uppmätt höjd (meter) ÅR Ändringshastighet hos medelst radio uppmätt höjd (m/min) h Medelst barometer uppmätt höjd i meter h Ändringshastighet hos medelst barometer uppmätt höjd (m/min) FD Vingklaffar i landningsläge. Detta innefattar också det fall då signalen är “klaffar ner eller landningsställ ner".

F* 7808631-1 wc GU :fu RL TO TC TE Kurs framåt G/s G/s (G/s Giltig) Klaffarna ej i landningslägë (Hvšl lbgiskt invertefad symbol) Komplementerad hastighet mot marken (m/min); (enligt beskrivning i den amerikanska patent- skriften 3.715.718) Signal för uppfällning av landningsställ Inversionen av uppfällning av landningsställ, alltså nedfällning av landningsställ Gräns för ändringshastighet i medelst radio uppmätt höjd såsom beskrivas i den amerikanska patentskriften 3.715.718.

Anger start och är utsignalen från en angiven minnescell.

Logisk inversion av signalen TO.- Under säkerhetsmarginal får h5¿d över marken_ Över säkerhetsmarginal för höjd över mark9n_ Diskrot insignal Glidbaneavvikelseinsignal i enheten prickar (en prick svarar mot avvikelsen Q,35°) Ändringshastighet hos glidbaneavvikelsesignalen.

Giltighetssignal härrörande från signalen G/S med indikering av att en korrekt G/S-signal mottages.

Hed landningsställen förknippad signal, som är en utsignal från en angiven minnescell.

Den logiska inversionen av GX.

Instrumentet enligt uppfinningen kan utnyttjas vid alla typer av flygfarkoster men är i det följande, som exempel, beskrivet'i samband med ett flygplan. 10 20 BO 1:0 5 7 ' 808631-1 Instrnmentets huvuddrag åskâdliggöres i figÄ I.'Signaler"¥rån flera givare för flygplanets olika tillstånd är anslutna till flera detektorer för varningstillstånd, vilka vid otillfredsställande säkerhetsbetingelser för flygplanet alstrar en signal, vilken verk- samgör en varningssignal. .

Några av flygplanets tillståndsgivare har avseende på flyg- planets läge och rörelse medan andra är inrättade för att avkänna dess fysiska egenskaper. En barometerhöjdmätare mäter flygplanets höjd i förhållande till havsytan under avkänning av förändringar i lufttrycket. En radiohöjdmätare mäter flygplanets säkerhetsmarginal till marken på grundval av en radiosignals gångtid från flygplanet till marken och tillbaka. En glidbanemottagare tillhandahåller en insignal till instrumentet vid flygplatser, vilka är utrustade med en glidbaneradiostråle. Till vingklaffarna och landningsställen kopplade givare detekterar om huruvida vingklaffarna och landnings- ställen är åtorfördn eller utställda. ' Varningstillståndsdetektorerna kan beskrivas i funktíonshän- seende med hänsyn till de tillstånd, vilka de detekterar. En detektor för “negativ stigning efter start" ger en varningssignal, när flyg- planet sjunker sedan det lämnat marken vid start. En detektor för "säkerhetsmarginal till marken? övervakar det förhållandet att flygplanet närmar sig marken och ger en varningssignal, när flyg- planet kommor alltför nära marken och inte är i ett vederbörligt tillstånd för landning. En detektor för "alltför hög sjunkhastighet" avger en varningssignal, när flygplanet går ner alltför snabbt. En ,detekt0r för "alltför hög hastighet mot marken" (baserad på den ovan nämnda amerikanska patentskriften) ger en varningssignal, när flygplanet närmar sig marken alltför snabbt. En detektor för "under 5lidunnn"alstrar en vurninássignal, när glidbaneavvikelsen är allt- för stor för höjden.

Den varningssignal, som avges, kan vara av visuell eller hörbar natur. Föroträdcsvis är det en hörbar signal, som upprepat varskor piloten om att låta flygplanet "stiga".

Flygplanets tillståndsgivare och några av de sígnalbehandlande 2, som tillsammans med fig. 3 och ü kretsarna visas närmare i fig. schematiskt återger instrumentets kretsar. Burometerhöjdmätaren 20 har en analog utsifina] hu, vilken tillföras en differentieringskrets 21, vars utsignal än en analog signal hß för barometerhöjdens änd- ringshustighet. Hound signal överföras vin en omkopplare 22 för overksamgöring vid låg höjd samt en testsummerande kopplingspunkt 23 10 20 25 30 35 RO 7s0ses1-1 6 till ett filter Zh. I flygplan utrustade med en datör"för'atmosfärisk data kan den barometriska höjdsignalen hu tillhandahållas medelst datorn i stället för den barometriska höjdmätaren.

Radiohöjdmätaren 26 har en analog utsignal hR, som överföres via en testsummerande kopplingspunkt 27 och tillhandahåller ännu en insignal till detektorkretsarna. Dessutom är bn en insignal till ett flertal detektorer för medelst radio uppmätt höjd, vilka detektorer tillhandahåller logiska signaler vid olika höjder för flygplanet över marken. Exempelvis bestämmer en höjddetektor 29 om huruvida flygplanet befinner sig ovanför eller under en höjd av 15 m, när flygplanet går ner. När hR blir mindre än 15 m, är utsignalen från detektorn 29 en logisk l. Vid flygplancts stigning blir utsignalen från detektorn 29 en logisk O, när höjden över- skrider 30 m. Skillnaden eller hysteresen av 15 m i detektorns kopplingskaraktäristik förhindrar en ändring av tillståndet hos detektorns utsignal om det inte föreligger en avsevärd förändring i flygplanets höjd. Höjddetektorer 30 och ßltillhandahåller ut- signaler i form av en logisk 1 vid medelst radio uppmätta höjder under 210 m resp. 735 m.

Några flygplan är försedda med en pilotmanövrerbar kontroll- enhet för flygplanets kursmottagare, vilken möjliggör an- vändning på glidhaneradiostrålens bakåtriktade kurs. I de fall sådant val är tillämpligt utnyttjas det också i det mark- varnande instrumentet för att tillhandahålla en logisk verksam- göringsinsignal till glidbauedetektorn, vilket framgår senare. En kursväljareomkopplare 35 i läget "kurs framåt" jordar ingången till en inverterande förstärkare 36, som därvid avger en utsignal i form av en logisk l. Med omkopplaren 35'i läget “bakåtriktad kurs" är utsignalen från förstärkaren 36 en logisk O.

Glidbanemottagaren 37 är anordnad att avge utsignaler, vilka representerar tillstånden "stigning" och "sjunkning", vilka signa~ ler tillföres en förstärkare 38, vars utgång är en analog signal med positiv polaritet för "stigning" och negativ polaritet för “sjunkning". Glidbaneradiostrålens och glidbanesignalens natur kommer att diskuteras närmare nedan.

Automatiska testkretsar är anordnade att aktiveras vid slut- ning av en strömställare hl för att därigenom verksamgöra olika kretsar hos instrumentet för att bestämma om huruvida de är funtkionsdugliga. Testkretsarnas detaljer och deras funktion kommer att diskuteras nedan. .e l- U. 30 hO ' 7 7808631-1 En strömställare hj är anordnad att öppnas, när flygplanets vingkëaffar är utställda i landnlngsläge och tillhandahålla en insignal i form av en logisk l till en ELLER~grind HH. En annan insignal till ELLER-grinden hä är signalen för hR(l5 m.

En strömställare H6 för avkänning av landningsställen slutes när landningsställen är nedfällda eller i utställt läge och sluter kretsen till jord, varvid en ingång till en ELLER~grind R? jordas.

Den andra ingången till ELLER-grinden Ä7 erhålles från testkretsen.

Utsignalen från ELLER-grinden 47 är en signal GU för indikering att landningsställen är uppfällda.

De i kretsarna enligt fig. 2 erhållna analoga och logiska signalerna utnyttjas i kretsarna enligt fig. 3 och Ä för att alstra en varningssignal vid tillstånd av otillfredsställande säkerhet för ilygplanets manövreringß Uppsättníngen av detektorkretsar, vilka kommer att beskrivas i detalj, har logiska utsignaler, vilka tillföras en ELLER~grind 52 (fig. 3), vars utgång via ett tidsför- dröjningsorgan 53 är anslutet till en pilotvarningsenhet Sü.

Först betraktas detekteringen av en negativ stigning efter start, varvid det framgår att ändringssigualen nn för barometcr- höjden är tillförd en detektor 56 för avkänning av negativ stig- ning, vilken detoktor har en utsignal i form av en logisk l, när den negativa stigningen (nedgången) överstišer 30 m per minut.

Denna signal är en av insignalcrua till en OCH-grind 57. De andra insignalerna till OCH-grinden 57 är den inverterade signalen FD, signalen för tillståndet hR<2lO m och en startsígnal från en minnes- krets 58m En återstående ingång har avseende på testkretsen och kommer att beskrivas nedan; signalen är en logisk l med undantag för under testbetingolser..Följaktligen avgex en varuingssignal, när flygplanet startar, har vingklaffarna uppfällda och det innan flygplanet när en höjd av 2lO m uppträder vn negativ stignings- hastighet överstigande 30 m per minut.

En andra varningsbillstândsdetcktor är förknippad med flyg- plunets nedgång under en minsta murksäkorhetsmarginal, vilken hän- för sig till flygplanots beredskapstillstånd. Den medelst radio uppmätta höjdsignalen h summeras med on förspänningssigual, som H representerar ~lü5 m, vid en summerande kopplingspunkt 60. Detek- torn 61 bestämmer när skillnaden understiger 0 och har en utsignal i form av en logisk 1 när flygplanet befinner sig under höjden lüå m.

Denna signal är insignal till en OCH-grind 62. De andra inslgnalerna till OCH~grindon är marsch- eller ïö -utsignalen från minnesenheten 10 fffià 35 ho 7808631-1 ß 58 och en ínvcrtcrad signal FD, vilken betecknar att vingkluffarna är nedfällda. Marsch~nedgångsdetektorn ger en varningssignal, när flygplanets höjd i förhållande till marken understiger lüš m och flygplanet inte är iordningställt för landning.

I detta sammanhang är det väsentligt att ta hänsyn till minnes- enhetens 58 funktion.och de ingångstillstånd, vilka erfordras för start- och marschutsignalerna. Minnesenheten 58 är en bistabil vippa med ställ- och återställningsingångar S resp. R och Q- och Ö- ut- gångar,vilka representerar start resp. marsch. Insignalen till vippans 58 S-ingång är signalen FD eller vingklaffar ner och under minsta säkerhotsmarginal TC, medan insignalen till R-ingången är en inversion av signalen för hR<2lO m. fär flygplanet är i luften, är insignalen till ingången S 0 och insignalen till ingången R l.

Utsrgnalen är Ö eller marsch. Under flygplanets nedgång övergår insignalen till ingången R till O, när hu understiger 2l0 m. Detta förorsakar ingen förändring i utsignalen från minnesenheten. In- signalen till ingången S övergår till l, när flygplanets klaffar är nedfällda och flygplanet befinner sig under minsta säkerhets- marginal TC. Minnesenheten växlar tillstånd och har en utsignal Q oller start-utsignal och förblir i detta tillstånd även om instru- mentets strömförsörjning bortfaller. I detta avseende är det ana-I lagt med ett förreglat relä. Insignalen till ingången S förblir l tills dess att vingklaffarna återföres. Insignalen vid ingången S sjunker sedan till 0 utan någon förändring i minnesenhetens ut- signal, eftersom R-insignalen fortfarande är O. När hR överstiger 2l0 m är insignalcn till ingången R l och minnosenhcten växlar till en Ö-utsignal eller marsch-utsignal.

Marschnedgângskretsen tillhandahåller en varningssignal, när flygplanet befinner siå under lhß m och inte har vingklaffarna ställda i landningsläge. Det finns flygplatser, vid vilka terrängen erfordrar en låg cirkelrörelse under inflygning vid on höjd under lüß m. Det är inte önskvärt att göra en sådan inflygning med ving- rklaffarna utställda, eftersom bromskrafton med både landningsställen och vingklaffarna utställda är alltför stor för att åstadkomma en sväng på låg nivå med en adekvat säkerhetsmarginal. Visuella in- flygulngar utföres ibland under låg molnhöjd. Laudniugsställen kan härvid vara nedfüllda även om vingklaffarna inte är ställda i land- ningsläge. Marschuedgángskretsen tillhandahåller en varningsinhibe- riugskrets, som tillåter en sådan inflygning.

Varninàsdetektorn Öl tillhandahåller en varningssignal, när hR 10 9 20 H0 9 7808631-1 undersl-.rider 1I+5 m. En. i.n11ibev1n¿;s.=,-ignal anderss- fiii" dënermsrns' 61 ingång vid en summersnde kopplingspnnkt 63, när en strömställare óü är sluten medelst en i beroende av landningsställens läge avgiven signal GX från en minnesenhet 65. Signalen GX erhålles från utgången Q hos en som minnesenhet tjänande bistabil vippa med en ingång S med den inverterade signalen GU och en ingång R med den inverterade signalen för hR{2lO m. När flygplanet är i luften är ingångens S insignal O och ingångens R insignul 1. Någon utsignal från utgången Q föreligger inte. Insignaleu till ingången R övergår till O, när f1ygplanet_går ner under höjden 210 m. När landningsställen sänkes ner, övergår utsignalen från utgången S till l och minnesenheten har en Q-utsignal eller utsignalen GX. Även om landningsställen infälles bibehâlles denna insignal tills dess att flygplanet åter befinner sig över höjden 210 m.

Inhíberíngssignalen härledes från signalen för ändringshastig- heten hos den medelst barometer uppmätta höjden, vilken signal förhindrar att on vnrningssignal uppträder så länge som nedgången inte är alltför hög, mellan höjderna 1ü5 och 85 m. Inhiberings- signalens karaktäristik återges medelst den heldragna gränslinjen i fig. 5. Signalen nn för ändringshastigheten hos den medelst baro- meter uppmätta höjden summeras med en förspänningssignal, som representerar en uppstigning av H20 m/min vid en summerande kopp- liugspunkt 66. än begränsningskrets 67 är avstängd vid en insignal- nivå, som representerar 0 m/min och mättes vid 240 m/min. Dessa representerar barometriska nedgåugshastigheter av H20 resp. l80 m/min.

Begränsningskretsens 67 utgång är ansluten till en förstärkare 68 med en sådan fürstärkning att för nn:-#20 m/min inhiberingssignalen motsvarar utsignalen från den summerande kopplingspunkten 60 för hR=6O m. Den resulterande signalen summeras med hR~lü5m vid den summerande kopplingspunkten 63.

Med hänvisning till kretsen och diagrammet enligt fig. 5 fram- går, att med landningsställen uppfällda avges en varningssignal, när flygplanet sjunker under lhfi m. Detta är representerat medelst den streckade och heldragna gränslinjen vid lüj m i fig. 5. När landningsställcn är nndfällda adderas den på ÉB baserade varnings- inhihcringssignalen och den heldragna linjen i fig. 5 representerar varningsgränslinjen. Under en höjd av lüfi m ínhiberar, så länge som nedgångshastigheten inte är alltför hög, en positiv signal på för- stärkarcns 68 utgång en varningssignal. När flïflplanet går "CT under lÄ5 m'hlir den negativa ingången till den summerande kopplinge- 10 20 30 35 140 7808651-1 m punkten 63 från den summerande kopplingspunkten ÉÖ större och den negativa stígninfishastighot, som kan tolereras utan någon varning, minskar från #20 till 180 m/min. Under en höjd av 60 m föreligger inte någon inhiberingssignal och om flygplanet inte är iordning- ställt för landning avges en varningssignal.

Om piloten av någon anledning skulle återföra landningsställen efter att ha gått ned under lh5 m, t.ex. för att utföra en kring- gående manöver, är det önskvärt att varningssignal inte avges. Ut- signalen GX från minnesenheten 65 bíbehålles tills dess att flyg- planet stiger över 210 m, varvid strömställaren 64 hålles sluten. Även om landningsställen är uppfällda avges inte någon säkerhets- marginalvarningssignal så länge som flygplanets nedgångshastighet Å inte överskrider den heldragna gränslinjen i fig. 5.

' Detektorn för avkänning av "alltför hög sjuhkhastighet" kom- mer att beskrivas i samband med det karaktäristiska diagrammet i fig. 6 och insignalerna till en OCH-grind 70. Sjunkhastighets- detektorn har.insigna1er för ändringshastigheten ÉB för den medelst barömeter uppmätta höjden och dessutom den medelst radio uppmätta höjden hn. ÉB summeras med en signal, som representerar 390 m/min vid en summerande kopplingspunkt 71. Utsignnlen förstärkas i en förstärkare 72 och tillföres en kopplingspunkt 73, dar den summeras med den medelst radio uppmätta höjdsignalen hk. Detektorn 7k har som utsignal en logisk 1, när dess insignal är mindre än O och tillhandahåller en av insignalerna till OCH-grinden 70. Den andra insignalen är signalen för hR<720 m. Som framgår av fig. 6 avges en varningssignal under höjden 720 m om sjunkhastigheten är alltför hög. Vid 720 m accepteras en sjunkhastibhet av 1050 m/min. Vid hn = O accepteras en sjunkhastighet av 390 m/min utan att någon varnings- sigual avges. Skärningspunkten vid hB-390 m/min åstadkommes medelst den till den summerande kopplíngspunkten 71 adderade förspännings- signalen av 390 m/min och den tolererbara sjunkhastigheten vid 720 m bestämmas medelst förstärkarens 72 förstärkning.

Detektorn för den hastighet, med vilken flygplanet närmar sig marken, är baserad på de i den amerikanska patentskriften 3.715.718 beskrivna kretsarna, i vilka en komplementerad signal ne för höjdens ändringshastighet jämföras med flygplanets höjd för att åstadkomma ett vurníngskriterium. kretsarna beskrivas i korthet här. Ytter- ligare detaljer återfinnas i ovannämnda amerikanska patentskrift.

Varningsgränslinjerna är återgivna i diagrammet enligt fig; 7.

En siànal kn för höjdens ändringshastighet är härledd från Ut 10 20 25 ho - J1 7soaes1-i hR via en differontieringskrets 76. Denna signä1Ãäf t111förd_@n variabel niväbegränsningskrets 77 och den begränsade signalen hRL för höjdens ändringshastighet utgör en av insignalerna till ett komplementärt filter 78. Den andra insignalen är ändringa- hastigheten kB hos den medelst barometer uppmätta höjden. Gränserna för hR bestämmas i enlighet med flygplanets beredskapstillstånd och flygplanets höjd. Den vidaste uppsättningen gränser föreligger, när flygplanet har vingklaffarna uppfällda, medan en mellanliggande uppsättning gränser utnyttjas, när vingklaffarna är nedfällda, och en snäv uppsättning gränser föreligger, när flygplanet befinner sig under minsta säkerhetsmarginal relativt marken. Do snäva gränserna med FD och TC overksamgör effektivt varningssignalen, som indikerar att flygplanet närmar sig marken, under slutskedet av inflygningen för landning. - Den komplementerade signalen hc för höjdens ändringshastighet summeras med en förspänningssignal, som representerar en uppstig- ning av 600 m/min vid en summerande kopplingspunkt 80, skalas i en förstärkare 81 och summeras med signalen hR för den medelst radio uppmätta höjden vid en kopplingspunkt 82. En detektor 83 tillhandahåller eu varningsutsignal i form av en logisk l, när summan är mindre än 0. Kretsen har en varningskaraktäristik i form av en rät linje mellan tillstånd av en komplementerad höjd- ändringshastighet av 600 m/min vid höjden O och 1170 m/min vid höjden H50 m. I detta avseende skiljer sig kretsen från den i ovannämnda amerikanska patentskrift beskrivna kretsen, där var- ningsgränsen har fyrkantsutseende. Utsignalen från detektorn 83 är som en av ingångarna tillförd ELLER~grind 52.

Dotoktorn för detektoring av det förhållandet att flygplanet befinner sig under glidbanan samt glidbanegiltighotskrotson visas i fig. H. petektorns varningskaraktäristika återges i diagrammet enligt fig. 8. Först antages att en giltig glidbanesignal mottages och att en utsignal i form av en logisk l avges från en OCH-grind 85 till en OCH-grind 86, varvid hänsyn kommer att tas till de ytterligare kraven för glidbanokretsons funktion. OCH-grinden 86 har andra logiska jnsigualer, vilka representerar den inverterado signalen, som anger att landningsställen är uppfällda, 15 m4 hR< 210 m och en insignal för kurs framåt,som kommer att beskrivas närmare nedan. Dotoktorn för detektering av att flygplanet be- finner sig under glidbanan har insignaler från glidbanemottagaren 37 samt on~sigunI för flygplanots höjd hn. GJidbaneavvlkelsesigna~ 10 20 25 30 35 40 7808631-1 12, len från mottagaren 37 är positiv för ett stigningsïilïstånä och har en amplitud, som representeras uttryckt i prickar. Dessa svarar mot den typiska glidbanepresentationen, vid vilken en med fältet av prickar förbunden nål ger en tre prickars indikering för ett maximalt stignings~ eller sjunkningstillstånd. Vid höjder över Ä5 m ger en under glidbanan - avvikelsesignal, som överstiger 1,6 Vprickarlen utsignal i form av en logisk l från detektorn S7 till OCH-grinden 86 och tillhandahåller en varningssignal.

Glidbaneavvikelsesignalen är baserad på vinkeln mellan glid- banan och en linje från flygplanet till glidbaneautennen. Således gäller, att nära glidbaneantennen, i huvudsak vid mycket låga höjder, representerar en liten vertikal förflyttning av flygplanet från glidbanan en stor vinkelförskjutning. För att man skall und- vika falska varningssignaler är känsligheten hos detektorn för detektering av att flygplanet befinner sig under glidhanan redu- cerad vid låg höjd. Höjdsignalen hR adderas till en förspännings- signal om -45 m vid en summerande kopplingspunkt 88. En begränsare 89 har en utsignal O för höjder över #5 m och en negativ utsignal vid höjder under H5 m. Denna signal tillföres en skalande förstärkare 90, vars utsignal summeras med glidbaneavvikelsesignalen vid en kopplingspuukt 91. Detektorkretsens karaktäristika, fig. 8, visar att vid höjder över h5 m avges en varningssignal, när en glidbane- avvikelsesignal, som är 1,6 prickar eller större, uppträder för höjder mellan ÅS m och 15 m är känsligheten reducerad, så att en avvikelse från glidbanan av tre prickar erfordras vid l5 m för att åstadkomma ett varningstillstånd. Vid höjder under l5 m förlorar OCH-grinden 86 en insignal och en glidbanevarningssignal inhiberas.

Vissa flygplan är försedda med en kurssändarmottagare, som är i stånd att arbeta utifrån antingen kursen framåt eller kursen bakåt från kurssändarens radíosignal. Sådana flygplan har organ, medelst vilka en pilot kan välja kursen framåt eller kursen bakåt.

När instrumentet-utnyttjas i ett flygplan av detta slag, har OCH- grinden 86 .en av piloten manövrerbar 35 och in- för kurs framåt. I flygplan, strömställare verteraren 36 åstadkomnmiinsignal vilka inte är utrustade med dessa pilotstyrda väljarorgan, är in- signalen kurs framåt till 0CH~grinden 86 eliminerad.

En viktig synpunkt vid användning av glidbaneavvikelsesignalen för att åstadkomma en varningssignal är att säkerställa, att en giltig glidbanesignal mottages, så att en falsk varning inte alstras av en falsk glidbanesignal. I en ordinür utrustning för avkänning 10 20 \.'l 35 ho “ 13 7803631-1 av glidbanan fortplantas modulerade radiostrålar från ett antenn- system i anslutning till landningsbanans ände längs en 30 glidbana till antennen. Även om det är önskvärt, att radiostrålens effekt är koncentrerad till flygplanets inflygningsbana, är i praktiken strålningsmönstret i huvudsak koniskt.Merparten av strålens effekt är koncentrerad till inflygningsbanan eller kursen framåt, men en avsevärd del av effekten är riktad 1800 mot denna riktning i kurs- riktningen bakåt. Mindre mängder strålningseffekt alstras utmed andra vektorer. Dessutom förefinnes inte all den utstrålade energin i strålarna längs 30 glidbanan, utan det föreligger betydande, mindre lober, vilka utstrålas vid andra vinklar. Några av dessa tillstånd åskådliggöres schematiskt i fig. 9. I kursriktningen framåt före- ligger nolleffekcer vid 3°, 9° och 15°. Huvualoben för stigning líéèer under 30 och huvudloben för sjunkning ligger över 30, cen- trerad på en lutningslinje av 60. Över nolleffekten vid 90 ligger en sekundär stigningslob centrerad på lutningen 120. Mindre lober återfinnes ibland vid större vinklar. Ett liknande strålninge- mönster föreligger i kursriktningen bakåt men med mindre signal- energi. l Om flygplanet flyger genom kursriktningen bakåt eller ett sekundärt lobmönster kan en ej önskad varningssignal alstras. För att glidbanevarningssystemet skall vara effektivt måste det sär- skilja mellan giltiga och falska glidbaneavvikelsesignaler utan pilotens medverkan (med undantag för den ovan beskrivna ström- ställaron 35 för kursriktning framåt/kursriktning bakåt).

Två olika egenskaper hos glidbaneavvikolsesignalen utnyttjas för att åstadkomma giltighetskontroll. Bada hänför sig till för- ändringar hos den giltiga.och falska stignings- och sjunkningsin- formationen. Ändringarna i den falska informationen är större än de i den giltiga informationen och detta förhållande utnyttjas för att särskilja mellan de två. Skillnaden i ändringarna uppträder av flera skäl.

Betrakta först en signal i kursriktningen bakåt på en vektor 1800 mot kursriktningen framåt. Det inses att antennsystemet är konstruerat för att minimera den effekt, som utstrålas längs denna vcktor. Till följd härav är signa]/brusförhållandot större för sig- nalen i kursriktningun frnmut än för signalen i kursriktningen bakåt. Vidare är strålningsmönstret beroende av markreflektion.

I syfte att maximera användbarheten av signalen i kursriktningen framåt har man försökt att hålla marken utmed kursriktningen framåt 20 å? 30 35 140 7808631-1 1, så fri som möjligt från störninfisalstrande hinder. I allmänhet är flygplans- och motortrafik förbjuden. Omvänt föreligger i kursriktningen bakåt en omfattande trafik, som förorsakar stör- ningar i signalen. Således är i kursriktningen framåt inte endast signalen starkare utan bruset är mindre än i kursriktningen bakåt.

På liknande sätt är i den sekundära stigningsloben vid 120 signal/ brusförhållandet reducerat. Dessutom gäller att om flygplanet följer en kurs av approximativt en 30 glidbana, bildar dess bana en vinkel ev 9° i förhållande till den eekundäre :Leben vid l2°. Dette reeul~ terar i en mycket snabb amplitudförändring hos glidbaneavvikelse~ signalen. Dessa är exempel på de signalegenskaper, som utnyttjas för att åstadkomma giltighet för glidbanesignalen.

Två giltighetsdetektorkretsar är anordnade att påverkas av glidbaneavvikelsesignalen.Om någon av dessa kretsar har en utsignal indikerar detta, att informationen är falsk och glidbanesignalen inte är giltig. i Glidbaneavvikelsesignalen G/S eller ;tignings/sjunkningsinfor- mationen tillföres ett bandpassfilter 92, som är uppbyggt av serie- kopplade lågpass- och högpassfiltersektioner 93 resp. 9ü. Utsignalen från filtret 92 tillföres en likriktare 95, som har en likspännings- utsignal, vilken är en funktion av den medelst filtret överförda signalenergin. När likriktarens95 utsignal överskrider en nivå, som svarar mot 0,27 prickar för glidbanoavvikelsesignalen, går ut- signalen från varningsdetektorn 96 till 0 och avlägsnar en insignal till OCH-grinden 97. Giltig signalinformation för stigning/sjunkning har i allmänhet en frekvens understigande en fjärdedels Hz. Ogiltig information har en högre frekvens både på grund av att signalerna i kursriktningen bakåt och_de sekundära loberna innerhåller mera brus och är instabila och på grund av att signalen kommer att förändras snabbt i amplitud, om den härrör från en sekundär lob.

Om det föreligger en avsevärd signalhöjd över en fjärdedels Hz, överföres signalen medelst filtret 92 och inhiberar en varning från glidbancdetektorn. För att kretsens funktion inte skall in- hibcras av signaler med högre frekvensbruslnn-lâgpassfiltret 93 en övre gränsfrekvens av 2,5 Hz. Högpassfiltret Qü har en undre gränsfrekvens av en fjärdedels Hz, så att giltighetskretsen inte reagerar för giltig signalinformation.

Om glidbanemottafiaren 3? är utförd med en bra automatisk för» stärkningsregleriug, minimeras från störningar i radiostrâlnings~ mönstrets fältstyrka härrörande ändringar i glidbaneavvikelsesig- 10 20 ho 7808631-1- nalen. En andra glidhanedoiektorkrets tillhandahåller en ytterligare giltighetsmätning. Glidbaneavvikelsesignalen från lågpassfiltret 93 tillföras en differentieringskrets 98, vars utsignal representerar ändriugshastigheten hos glidbaneavvikelsesignalon, G75. Denna signal multipliceras medelst hR i en förstärkare 99 med variabel förstärk- ning och tillföres en summerande kopplingspunkt lO0, där den kombi- neras med en signal, som representerar ändringshastigheten ÅB för den medelst barometer uppmätta höjden, och en förspänningssignal, som representerar en ändringshastighet av -3° hos den medelst baro- meter uppmätta höjden. Summasignalen filtreras i ett filter 101 och tillföras en ändringshastighetsdetektor 102 för glidbaneav- vikelsen.

Om flygplanet befinner sig i huvudloben och flyger längs en bana parallellt med 30 glidbanan, upphäver signalerna hB och -30 förspänningen varandra. Om flygplanet befinner sig i glidbane- mönstrets huvudlob, är ändringshastigheten hos glidbanesignalen 0 och vid detta tillstånd har detektorn 102 en utsignal i form av en logisk l. Om flygplanet inte befinner sig på en bana parallellt med glidbanan, upphäver glidbaneavvikelseändringssignalen och sig- nalen för ändringshastighetcn hos den medelst barometer uppmätta höjden varandra under bibehållande av en giltig utsignal från detektorn 102. Om det emellertid föreligger en stor förändring i glidbaneavvikelsesignalen, som indikerar att flygplanet befinner sig i en sekundär lob för strålningsmönstret, har detektorn 102 en utsignal i form av en logisk O och en glidbanovarningssignal in- hiberas. Förstärkarens 99 förstärkning reduceras vid låga höjder medelst insignalen hk för att minska känsligheten hos ändrings- hastighetsdetektoru 102 vid låga höjder.' De logiska utsignalerna från de två glidbanegiltighetsdetek- torerna tillföras ingångarna hos OCH-grinden 97 och tillhandahåller en utgång från OCH-grinden så länge som en giltig signal mottages.

Utsignalen från OCH-grinden 97 är dels direkt och dels via en för- dröjningskrcts 103 med tidsfördröjningen 15 sek tillförd ingångarna hos OCH-grinden 85. Denna krets erfordrar, att det mottages en 15 sek lång, giltig glidbaneavvikelsesignal innan OCH-grinden S5 har en utsignal, som tillhandahåller en verksamgöringsinsignal till OCH-grinden 86 för ßlidbnnevnrning. Om det föreligger en ogiltighets- bestämning av glidbaneavvikelsesignalon; inhiberas glidbanevar~ ningen omedelbart. Ytterligare 15 sek av giltig glidbaneavvikelse- signal erfordras för att äter verksamgöra glidbanevarningcn. 7808631-1 m ^ Signalen fär den medelst barometer uppmätta höjden är inte tillförlitlig i närheten av marken, eftersom luft komprimeras framför och under flygplanets kropp och vingar. Barometerhöjd- mätaren avkänner luftens ökade tryck och anger en lägre höjd.

Höjddetektorn 29 tillhandahåller en logisk utsignnl vid höjder mindre än l5 m. Strömställaren 22 aktiveras vid höjder under 15 m och jordar ingången till kanalen för ändringshastigheter som den medelst barometer uppmätta höjden, så att felaktig barometerhöjd- information inte förorsakar någon falsk varning. Den logiska sig- nalen är en inverterad insignal till OCH-grinden 86 och inhiberar en glidbanevarning under 15 m.

G Uppställningen på nästa sida över logiska förhållanden sum- merar varningstillstånden för kretsarna enligt fig. 2, 3 och Ä. 1.1 Äsåvurëmi halo . Éïflw wšwv . Tàswfifl 35.3 . É..,Tv.w\øv\ WL ddimflfififlw køflflfi Z \ ÅU+ mmrv Svmæv . WW . Awflßflflü m\Ov . ^umEdhM mkñiv. \ ^m.ab|GSv H waWw\ÜV\ www kædnfiäofi ümzdflmwäfim 00 c HU ü :O 3ßm.|fl Comusê uoë oo AÛA å . Äoow Ü oÉv :\ .ïšmflmmz un: .åwïï HI m0hNwm>ä Cflflwwnw wnwiåflßwm \\lPll/ \\\flI/ n0ZhdE >G lonkrö + Amina: . Amnßvmnv . Äoan | PE :Få :upmšnmc fi fišuuflpwc: Iwwnflflåüsfm Mmfl hmhqflfl. nw ufiwsnomwønfls w ïøucmpmfiflfle u Éwv man >ø . mm . Aowvmcï U + Amfivmnv... VG . WW . \ 23 + uw-v omwvmnï + \ au . os . Amívms: n om. wm flüvwflflwwwfidflë H uwüflmvmëd H AOHV HWQ mohwvmhä wflflfiüflvm wflfiüäflzfim \..W1/ \l.j Aofiwvmnv . Äomßmnv + Éfmn< . mm. . os . Aomuvmfi kæflh@uwL¥wwLwßhd> m» a n. ß fldflfiwudšmuoflnmfimmxhdñ vhflvw Hmvmo wüwmmflvw >wædmwH hovxouov nwüümvwflflwvmwflfidhd? 10 J 20 30 35 MO 7808631-1 m c - De olika signalingângarna till instrumentet är av elektrisk natur och härledas från flygplanstillståndsgivare, vilka erhåller sin elektriska strömförsörjning från flygplanets elektriska aggre- gat. Under flygplanets normala drift är det inte ovanligt att transienter uppträder i strömförsörjningsnätet, t.ex. till följd av omkoppling mellan matarkablar. Dessa transienter har typiskt mycket kort tidsvaraktighet. Emellertid skulle de kunna störa tillståndsgivarna tillräckligt mycket för att alstra en falsk varningssignal. Den mellan ELLER-grinden É2 och varningsenheten SÅ inkopplade tidfördröjningskrotsen 53 eliminerar falska var- ningar till följd av sådana transienter. Man har funnit att en tidfördröjning av storleksordningen 0,6 sek är tillräckligt mycket längre än transienterna i strömförsörjningsnätet för att eliminera falska varningar utan att otillbörligt fördröja alstringen av en sann varning; För att instrumentets drifsduglighet skall kunna kontrolleras då och då är en krets anordnad, vilken kan aktiveras genom slutning av testströmställaren ül. De tester, somflutföres, är beroende av flygplanets tillstånd. När flygplanet befinner sig på marken, aktiveras automatiskt flera kretsar sekvensiellt. När flygplanet befinner sig i luften testas endast varnings- eller utgångskretsen.

Slutning av testströmställaren H1 jordar de inverterande ingångarna till OCH-grindarna lO5 och 106. Den andra ingången till 0CH~grinden 105 tillföres en marschsignal från minuesenheten 58 utgång och den andra ingången till OCH-grinden 106 tillföras en startsignal från minnesenheten. De tester, som utföres, är sammanfattade i tabellen enligt fig. 10.

Testerna på marken kommer först att behandlas. Utsignalen från OCH-grinden 106 aktiverar en strömställare 108, vilken pålägger en förspänningssignal, som representerar en sjunkningshastighet av 2750 m/min för den medelst barometer uppmätta höjden, till kopp- lingspunkton 23, och en strömställare 109, som pålägger en för- spänningssignal, vilken representerar en höjd av 60 m, på den_ summerande kopplingspunkten 27. Den 60 m representerande höjdsig- nalen avlägsnar utsignalen från höjddetektorn 29 för 15 m. Detta förorsakar att strömställaren 22 återgår till det i fig. 2 visade läget och avlägsnar anslutningen till jord från ingången till kretsen för ändringshastigheten hos den medelst barometer uppmätta höjden.

Den 2750 m/min rcpresenterunde förspänningssignalen till lO å 110 19 7soßsz14@ kretsen för ändringshastigheten hos den medelst barometer uppmätta höjden pålägges komponenterna i det komplemontära filtret 78 och alstrar en varningssifinal för indikering av att flygplanet närmar sig marken med alltför hög hastighet,_vilken varningssignal varar under ungefär 3 sek. Vidare föreligger en varningsutsignal från detektorn 7ü i sjunkningshastighetskretsen. Emellertid tillföras en marktestsignal via en inverterande ingång till OCH-grinden 70, så att sjunkhastighetsvarningen inte tillföres ELLER-grinden 52 under den inledande delen av testet.

På liknande sätt åstadkommer signalen för ändringshastigheten 2750 m/min hos barometerhöjden en utsignal från detek- torn 56 i kretsen för ändringshastighet hos negativ stigning.

OCH-grinden 57 i denna krets erfordrar en insignal från ELLER- grinden lll, vilken avlägsnas under 6 sek vid testsekvensens start.

Narktestsignalen tillföres en inverterande ingång och via en tids- fördröjningskrets med tidsfördröjningen 6 sek till ELLER-grinden lll. I frånvaro av marktest har ELLER-grinden lll en utsignal i form av en logisk l. När on marktest påbörjas går utsignalen till O.

Sedan de 6 sek förflutit återgår utsignalen till 1 och en varning åstadkommas via OCH-grinden 57. Denna varning fortsätter att upp~ träda så länge som testströmställaren 41 är sluten. När testström- ställaren öppnas, avlägsnas den invorterade marktestinsignalen från OCH-grinden 70 och varningen fortsätter att uppträda via sjunkningshastighctskrotsen tills någon förändring från förspän- ningssignalen i filtret 2ü för ändringshastigheten hos den medelst barometer uppmätta höjden eller sjunkningshastighetsdetektorkretsen avlotts.

När testet utföres med minnesenheteñ 58 i marschtillstånd till» föras en flygtestutsigual från OCH-grinden 105 till ELLER-grinden 52 för aktivering av varningskretsen 5H.

Vid utförande av den sekvensiella varningen torde varnings- ljusen observeras noggrant för särskiljning av till-från-till Sek- vensen. De snabba tillstândsförändringarna är svåra att urskilja med ljudsignalen.

Var och en av vnrningstlllståndsdetoktorerna tillhandahåller en varning om otillfredsställande säkerhetstillstånd med ordinärt tillräckligt lång tid för piloten att lyfta planet och undvika en olycka. Varningsgränstillstånden är så valda, att onödiga varnings~ signaler hållas vid ett minimum. Även om varje detektor arbetar självständigt, är varningsgränstillstånden så förbundna med varandra,

Claims (8)

7808631-1 ao att en varning ges för i huvudsak samtliga för flygplanet berörda tillstånd med otillfredsställande säkerhet vad avser närheten till marken. PATENTKRAV

1. l. Varningsinstrument i flygfarkost för alstring av en varning till en operatör i den händelse flygfarkosten sjunker under en förutbestämd höjd, varvid instrumentet har en varningssignalalstrande anordning (54), som är pâverkbar utom i det fall klaffarna är utställda i landningskonfiguration, k ä n n e t e c k - n a't av en anordning för inhibering av alstringen av varningssignalen i och för möjliggörande av en varningsfri inflygning på låg höjd till landning med klaffarna uppe och landningsställen nerfällda, vilken anordning innefattar en barometrisk sjunkhastighetsalstringanordning (21) för alstring av en signal, som representerar flygfarkostens barometriska sjunkhastighet, en avkänningsanordning (46) för av- känning av läget för flygfarkostens landningsställ, en varningsinhiberingssignal- alstringsanordning (66), som är pâverkbar i beroende av att den barometriska sjunk- hastighetssignalen anger en sjunkhastighet, vilken är mindre än ett förutbestämt barometriskt hastighetsvärde, för alstring av en varningsinhiberingssignal, och en styranordning (64), som är påverkbar i beroende av att landningsställen intager landningskonfiguration för att koppla varningsinhiberingssignalen till varnings- alstringsanordningen (54).

2. Instrument enligt krav l, k ä n n e t e c k n a t av att det förut bestämda barometriska hastighetsvärdet är en funktion av flygfarkostens höjd över marken.

3. Instrument enligt krav 2,' k ä n n e t e c k n a d av att den maximala barometriska hastigheten, vid vilken en varningsinhiberingssignal alstras, är direkt relaterad till flygfarkostens höjd över marken.

4. Instrument enligt krav 3, k ä n n e t e c_k n a t av att en varnings- inhiberingssignal är inrättad att alstras för en barometrisk sjunkhastighet mindre än 430 m/min (l400 fot/min) vid en höjd av l45 m över marken (480 fot) och 180 m/min (600 fot/min) vid en höjd av 60 m över marken (200 fot).

5. Instrument enligt krav 3, k ä n n e t e c k n a t av att den maximala barometriska hastighet, vid vilken en varningsinhiberingssignal alstras, är direkt proportionell mot flygfarkostens höjd över marken.

6. Instrument enligt något av krav l-5, k ä n n e t e c k n a t av att styranordningen (64) är inrättad att upprätthålla koppling till varningsalstrings- anordningen (54) om landningsställen återdrages efter att ha varit i landnings- konfiguration.

7. Instrument enligt något av krav l-6, k ä n n e t e c k n a t av att styr- anordningen (64) är inrättad att avbryta kopplingen till varningsalstringsanord- ningen (54) med landningsutrustningen återdragen, när flygfarkosten överskrider en höjd över den förutbestämda höjden. 1* 7sossz1-1

8. Instrument enhgt krav 6, k ä n n e t e c k n a t av att styranordningen (64) är inrättad att avbryta koppïingen H11 varm'ngsaïstringsanordníngen (54) med ïandníngsstäflen återdragna och när fïygfarkosten överskrider en höjd av stor- leksordningen 210 m (700 fot). ANFÖRDA PUBLIKATIONER: