SE449598B - Markvarnande instrument for flygplan - Google Patents

Description

15 20 ZS 30 35 40 449 598 2 sjunkningsinformation. Instrumentet innefattar dels en i flygfarkosten förefintlig mottagare, som är påverkbar i beroende av glidbaneradiosträlen för alstring av en signal som representerar riktningen och storleken hos vínkelavvikelse för flygfarkostens läge över eller under den medelst glid- baneradiostrålen bestämda glidbanan, och dels en i beroende av signalen från mottagaren pâverkbar detektor för detektering av en, en avvikelse under glidbanan indikerande avvikelsesignal, som representerar ett tillstånd under glidbanan överstigande ett fastställt värde, varvid detektorn är anordnad att alstra en, en varning om att flygfarkosten befinner sig under glidbanan initierande signal, samt dels en höjdsignalkälla för alstring av en signal som representerar flygfarkostens höjd. Instrumentet innefattar dels en i beroende av höjdsignalkällan påverkbar konditioneringskrets inrättad att som funktion av höjden variera det fastställda värdet för tillståndet under glidbanan för att konditionera detektorn till att alstra den en varning om att flygfarkosten befinner sig under glidbanan initierande signalen, och dels en kretsanordning inrättad att, när flygfarkosten befinner sig under en förutbestämd höjd, inhíbera den en varning om att flygfarkosten befinner sig under glidbanan initierande signalen, samt dels en kretsanordning som är kopplad för att vara påverkbar i beroende av den, en varning om att flyg- farkosten befinner sig under glidbanan initierande signalen, i och för att aktivera en pilotvarningsanordning. ' Kännetecknande för uppfinningen är att en summeringsanordning är kopplad för summering av en signal, som representerar en funktion av flygfarkostens höjd över marken, med en signal, som representerar en funktion av ändrings- hastigheten hos flygfarkostens höjd över marken, att en detektor är kopplad för att vara pàverkbar i beroende av summasignalen i och för detekteríng av en ändringshastighet hos höjden över marken, som överskrider ett förutbestämt värde för flygfarkostens höjd över marken, för att alstra an varningsstyr- signal för ändringshastigheten mot marken, att en ELLER-grind är kopplad med en ingång påverkbar i beroende av nämnda varningsstyrsignal och en annan ingång påverkbar i beroende av glidbanevarningssignalen i och för alstring av varningsinitieringsutsignalen när endera varningssignalen uppträder, och att pilotvarningsanordningen är påverkbar i beroende av en varningsinitierings~ utsignal från ELLER-grinden. __ Uppfinningen beskrives närmare nedan med hänvisning till bifogade ritning, på vilken fig 1 visar ett blockschema över instrumentets allmänna uppbyggnad, fig 2, 3 och 4 visar ett funktionellt bloekschema över instrumentet, fig 5 - 8 återger kurvor för varningstillståndsdetektorns egenskaper, fig 9 schematiskt återger en typisk glidbaneradiostråle och fig 10 visar en översiktlig sammanfattning av instrumentets självtestande 3 449 598 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 underkastade rimliga toleranser. Många av signalerna och tillstånden representerar medelst symboler. De oftast använda symbolerna är angivna och förklarade i följande tabell.

SAMMANSTÄLLNINGAR AV BETECKNINGAR OCH STORHETER (_--) - (---) Beteckning för logiskt "OCH" mellan två storheter (___) + (___) Beteckning för logiskt "ELLER" mellan två stor- heter ' hk medelst radio uppmätt nöja (meter) ÉR Ändringshastighet hos medelst radio uppmätt nöja (m/min) hs Medelst barometer uppmätt höjd i meter :fn B 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". 449 598 GU :j- RL TO TO TC E Kurs framåt (G/s Giltig) GX GX Klaffarna ej i landningsläge (dvs. logiskt inverterad 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 för höjd över marken_ Över säkerhetsmarginal för höjd över marken_ Diskret insignal Glidbaneavvikelseinsignal i enheten prickar (en prick svarar mot avvikelsen 0,350) Ändringshastighet hos glidbaneavvikelsesignalen.

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

Med 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 15 20 25 BO 35 ho 5 449 598 Instrumentets huvuddrag åskådliggöres i fig. l. Signaler från 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 återförda eller utställda. _ Varningstillståndsdetektorerna kan beskrivas i funktionshän- 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 ¿y "säkerhetsmarginal till marken" övervakar_det förhållandet att flygplanet närmar sig marken och ger en varningssignal, när flyg- planet kommer 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 detektor 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 glidBnBn"alstrar en varningssignal, när glidbaneavvikelsen är allt- för stor för höjden.

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

Flygplanets tillståndsgivare och några av de signalbehandlande kretsarna visas närmare i fig. 2, som tillsammans med fig. 3 och Ä schematiskt återger instrumentets kretsar. Barometerhöjdmätaren 20 har en analog utsignal hB, vilken tillföras en differentieringskrets 21, vars utsignal är en analog signal hB för barometerhöjdens änd- ringshastighet. Denna signal överföres via en omkopplare 22 för overksamgöring vid låg höjd samt en testsummerande kopplingspunkt 23 10 15 20 25 30 35 HO 449 598 till ett filter Zä. I flygplan utrustade med en dator för atmosfärisk data kan den barometriska höjdsignalen hB 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 h R ett flertal detektorer för medelst radio uppmätt höjd, vilka en insignal till 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 flygplanets 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 l vid medelst radio uppmätta höjder under 210 m resp. 735 m.

Några flygplan är försedda med en pilotmanövrerbar kontroll- V .enhet för flygplanets kursmottagare, vilken möjliggör an- vändning på glidbaneradiostrålens 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 glidbanedetektorn, 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 1. Med omkopplaren 35 i läget "bakåtriktad kurs" är utsignalen från förstärkaren 36 en logisk 0.

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 Ål 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. 10 15 20 25 30 35 HO 449 598 En strömställare Hj är anordnad att öppnas, när flygplanets vingklaffar är utställda i landningsläge och tillhandahålla en insignal i form av en logisk l till en ELLER-grind Äü. En annan insignal till ELLER-grinden hä är signalen för hR En strömställare #6 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 Å7 jordas.

Den andra ingången till ELLER-grinden Å? erhålles från testkretsen.

Utsignalen från ELLER-grinden ü7 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 flygplanets manövrering. Uppsättningen av detektorkretsar, vilka kommer att beskrivas i detalj, har logiska utsignaler, vilka tillföres en ELLER-grind 52 (fig. 3), vars utgång via ett tidsför- dröjningsorgan 53 är anslutet till en pilotvarningsenhet jü.

Först betraktas detekteringen av en negativ stigning efter start, varvid det framgår att ändringssignalen hB för barometer- höjden är tillförd en detektor 56 för avkänning av negativ stig- ning, vilken detektor har en utsignal i form av en logisk l, när den negativa stigningen (nedgången) överstiger 30 m per minut. _ Denna signal är en av insignalerna 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 startsignal från en minnes- krets 58. En återstående ingång har avseende på testkretsen och kommer att beskrivas nedan; signalen är en logisk l med undantag för under testbetingelser. Följaktligen avges en varningssignal, när flygplanet startar, har vingklaffarna uppfällda och det innan flygplanet når en höjd av 210 m uppträder en negativ stignings- hastighet överstigande 30 m per minut.

En andra varningstillståndsdetektor är förknippad med flyg- planets nedgång under en minsta marksäkerhetsmarginal, vilken hän- för sig till flygplanets beredskapstillstånd. Den medelst radio uppmätta höjdsignalen h summeras med en förspänningssignal, som representerar -lhj m, všd en summerande kopplingspunkt 60. Detek- torn 61 bestämmer när skillnaden understiger O och har en utsignal i form av en logisk l när flygplanet befinner sig under höjden lüj m.

Denna signal är insignal till en OCH-grind 62. De andra insignalerna Üill CCH-grinden är marSCh- eller :ITQ -utsig-nalgn från minnesenheten lO 15 20 25 30 35 HO 449 598 58 och en inverterad signal FD, vilken betecknar att vingklaffarna är nedfällda. Marsch-nedgångsdetektorn ger en varningssignal, när _flygp1anets höjd i förhållande till marken understiger 145 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 säkerhetsmarginal TC, medan insignalen till R-ingången är en inversion av signalen för hR<2lO m. När flygplanet är i luften, är insignalen till ingången S O och insignalen till ingången R 1.

Utsignalen är Ö eller marsch. Under flygplanets nedgång övergår insignalen till ingången R till O, när hR understiger 210 m. Detta förorsakar ingen förändring i utsignalen från minnesenheten. In- signalen till ingången S övergår till 1, när flygplanets klaffar är nedfällda och flygplanet befinner sig under minsta säkerhets- marginal TC. Minnesenheten växlar tillstånd och har en utsignal Q eller start-utsignal och förblir i detta tillstånd även om instru- mentets strömförsörjning bortfaller. I detta avseende är det ana-h logt med ett förreglat relä. Insignalen till ingången S förblir l tills dess att vingklaffarna återföres. Insignalen vid ingången S sjunker sedan till O utan någon förändring i minnesenhetens ut- signal, eftersom R-insignalen fortfarande är 0. När h överstiger 210 m är insignalen till ingången R 1 och minnesenhetân växlar till en Ö-utsignal eller marsch-utsignal.

Marschnedgångskretsen tillhandahåller en varningssignal, när flygplanet befinner sig under lh5 m och inte har vingklaffarna ställda i landningsläge. Det finns flygplatser, vid vilka terrängen erfordrar en låg cirkelrörelse under inflygning vid en höjd under lflß m. Det är inte önskvärt att göra en sådan inflygning med ving- klaffarna utställda, eftersom bromskraften med både landningsställen och vingklaffarna utställda är alltför stor för att åstadkomma en sväng på låg nivå med en adekvat säkerhetsmarginal. Visuella in- flygningar utföres ibland under låg molnhöjd. Landningsställen kan härvid vara nedfällda även om vingklaffarna inte är ställda i land- ningsläge. Marschnedgångskretsen tillhandahåller en varningsinhibe- ringskrets, som tillåter en sådan inflygning.

Varningsdetektorn 61 tillhandahåller en varningssignal, när hR 10 15 20 25 30 35 RO 9 449 598 underskrider lüß m. En inhiberingssignal adderas till detektorns 61 ingång vid en summerande kopplingspunkt 63, när en strömställare 6ü är"sluten medelst en 1 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<2l0 m. När flygplanet är i luften är ingångens S insignal 0 och ingångens R insignal l. Någon utsignal från utgången Q föreligger inte. Insignalen till ingången R övergår till 0, när flygplanet,går ner under höjden 210 m. När landningsställen sänkes ner, övergår_utsignalen från utgången S till 1 och minnesenheten har en Q-utsignal eller utsignalen GX. Även om landningsställen infälles bibehålles denna insignal tills dess att flygplanet åter befinner sig över höjden 210 m.

Inhiberingssignalen härledes från signalen för ändringshastig- heten hos den medelst barometer uppmätta höjden, vilken signal förhindrar att en varningssignal uppträder så länge som nedgången inte är alltför hög, mellan höjderna lüj och 85 m. Inhiberings- signalens karaktäristik återges medelst den heldragna gränslinjen i fig. 5. Signalen hB för ändringshastigheten hos den medelst baro- meter uppmätta höjden summeras med en förspänningssignal, som representerar en uppstigning av Ä20 m/min vid en summerande kopp- lingspunkt 66. En begränsningskrets 67 är avstängd vid en insignal- nivå, som representerar O m/min och mättas vid 240 m/min. Dessa representerar barometriska nedgångshastigheter av h2O resp. 180 m/min.

Begränsningskretsens 67 utgång är ansluten till en förstärkare 68 med en sådan förstärkning att för hB=-H20 m/min inhiberingssignalen motsvarar utsignalen från den summerande kopplingspunkten 60 för hR=6O m. Den resulterande signalen summeras med h -lhjm vid den summerande kopplingspunkten 63. R Med hänvisning till kretsen och diagrammet enligt fig. 5 fram- går, att med landningsställen uppfällda avges en varningssignal, när flygplanet sjunker under lh5 m. Detta är representerat medelst den streckade och heldragna gränslinjen vid lÄ5 m i fig. 5. När landningsställen är nedfällda adderas den på h baserade varnings- inhiberingssignalen och den heldragna linjen iBfíg. 5 representerar varningsgränslinjen. Under en höjd av lü5 m inhiberar, så länge som nedgångshastigheten inte är alltför hög, en positiv signal på för- stärkarens 68 utgång en varningssignal. När flYEP1anet går ner under läj m blir den negativa ingången till den summerande kopplinge- 10 15 20 25 30 35 UO 449 598 10 punkten 63 från den summerande kopplingspunkten 60 större och den negativa stigningshastighet, som kan tolereras utan någon varning, minskar från H20 till l80 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 lÅ5 m, t.ex. för att utföra en kring- gående manöver, är det önskvärt att varningssignal inte avges. Ut- signalen GX-från minnesenheten 65 bibehålles tills dess att flyg- planet stiger över 210 m, varvid strömställaren 6h hålles sluten. Även om landningsställen är uppfällda avges inte någon säkerhets- marginalvarningssignal så länge som flygplanets nedgångshastighet h inte överskrider den heldragna gränslinjen i fig. 5.

Detektorn för avkänning av "alltför hög sjunkhastighet" kom-' mer att beskrivas i samband med det karaktäristiska diagrammet i fig. 6 och insignalerna till en OCH-grind 70. Sjunkhastighets- detektorn har insignaler för ändringshastigheten h för den medelst barometer uppmätta höjden och dessutom den medelstßradio uppmätta höjden hR¿ hB summeras med en signal, som representerar 390 m/min vid en summerande kopplingspunkt 71. Utsignalen förstärkes i en förstärkare 72 och tillföres en kopplingspunkt 73, där den summeras R. Detektorn 7h har som utsignal en logisk 1, när dess insignal är mindre än O och med den medelst radio uppmätta höjdsignalen h tillhandahåller en av insignalerna till OCH-grinden 70. Den andra insignalen är signalen för hR<72O m. Som framgår av fig. 6 avges en varningssignal under höjden 720 m om sjunkhastigheten är alltför hög. Vid 720 m accepteras en sjunkhastighet av 1050 m/min. Vid hR = O accepteras en sjunkhastighet av 390 m/min utan att någon varnings- signal avges. Skärningspunkten vid hB-390 m/min åstadkommas medelst den till den summerande kopplingspunkten 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 3-7l5.7l8 beskrivna kretsarna, i.vi1ka en komplementerad signal h för höjdens ändringshastighet jämföras med flygplanets höjd för attçåstadkomma ett varningskriterium. Kretsarna beskrives i korthet här. Ytter- ligare detaljer återfinnes i ovannämnda amerikanska patentskrift.

Varningsgränslinjerna är återgivna.i diagrammet enligt fig. 7.

En signal hR för höjdens ändringshastighet är härledd från 10 15 20 25 30 35 RO 11 449 598 É hR via en differentieringskrets 76. Denna signal är tillförd en Ä variabel nivåbegränsningskrets 77 och den begränsade signalen hRL för höjdens ändringshastighet utgör en av insignalerna till ett komplementärt filter 78. Den andra insignalen är ändrings- hastigheten hB hos den medelst barometer uppmätta höjden. Gränserna för hR bestämmes 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. De 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 h för den medelst radio uppmätta höjden vid en kopplingspunkt 8:. En detektor 83 tillhandahåller en varningsutsignal i form av en logisk l, när summan är mindre än O. Kretsen har en varningskaraktäristik i form av en rät linje mellan tillstånd av en komplementerad höjd- ändringsnasrighet av 600 m/min vid höjden o och 1170 m/min vid höjden ü5O 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. .

Detektorn för detektering av det förhållandet att flygplanet befinner sig under glidbanan samt glidbanegiltighetskretsen visas i fig. H. Detektorns 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 glidbanekretsens funktion. OCH-grindgn 86 har andra logiska insignaler, vilka representerar den inverterade signalen, som anger att landningsställen är uppfällda, 15 m< h < R 210 m och en insignal för kurs framåt,som kommer att beskrivas närmare nedan. Detektorn för detektering av att flygplanet be- finner sig under glidbanan har insignaler från glidbanemottagaren 37 samt en signal för flygplanets höjd h Glidbaneavvikelsesigna- R. ._55 10 15 20 25 30 35 HO _verteraren 36 åstadkomma1insignal 449 598 12 len från mottagaren 37 är positiv för ett stigningstillstånd 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 üj m ger en under glidbanan - avvikelsesignal, som överstiger 1,6 prickar,en utsignal i form av en logisk 1 från detektorn 87 till OCH-grinden 86 och tillhandahåller en varningssignal.

Glidbaneavvikelsesignalen är baserad på vinkeln mellan glid- banan och en linje från flygplanet till glidbaneantennen. 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 glidbanan redu- cerad vid låg höjd. Höjdsignalen hR adderas till en förspännings- signal om -M5 m vid en summerande kopplingspunkt 88. En begränsare 89 har en utsignal O för höjder över M5 m och en negativ utsignal vid höjder under ÅS m. Denna signal tillföres en skalande förstärkare 90, vars utsignal summeras med glidbaneavvikelsesignalen vid en kppplingspunkt 91. Detektorkretsens karaktäristika, fig. 8, visar att vid höjder över #5 m avges en varningssignal, när en glidbane- avvikelsesignal, som är 1,6 prickar eller större, uppträder för höjder mellan ü5 m och 15 m är känsligheten reducerad, så att en avvikelse från glidbanan av tre prickar erfordras vid 15 m för att åstadkomma ett varningstillstånd. Vid höjder under 15 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 radiosignal. 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 strömställare 35 och in- för kurs framåt. I flygplan, vilka inte är utrustade med dessa pilotstyrda väljarorgan, är in- signalen kurs framåt till OCH-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 ordinär utrustning för avkänning 10 15 20 25 30 35 ÄO 449 598 13 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 l80° 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 nolleffekter vid 30, 90 och 150. Huvudloben för stigning ligger under jo 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.

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- ställaren 35 för kursriktning framåt/kursriktning bakåt).

Två olika egenskaper hos glidbaneavvikelsesignalen utnyttjas för att åstadkomma giltighetskontroll. Båda 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 vektor. Till följd härav är signal/brusförhållandet större för sig- nalen i kursriktningen framåt 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 10 15 20 25 30 35 ÄO 449 598 in så fri som möjligt från störningsalstrande 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 av 90 i förhållande till den sekundära loben vid 120. Detta resul- 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.

Glidbaneavvikelsesignalen G/S eller stignings/sjunkningsinfor- mationen tillföres ett bandpassfilter 92, som är uppbyggt av serie- kopplade lågpass- och högpassfiltersektioner 93 resp. 9h. Utsignalen från filtret 92 tillföras en likriktare 95, som har en likspännings- utsignal, vilken är en funktion av den medelst filtret överförda signalenergin. När likriktaren95 utsignal överskrider en nivå, som svarar mot 0,27 prickar för glidbaneavvikelsesignalen, går ut- signalen från'varningsdetektorn 96 till O 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, överföras signalen medelst filtret 92 och inhiberar en varning från glidbanedetektorn. För att kretsens funktion inte skall in- hiberas av signaler med högre frekvensbrusluu~lågpassfiltréÉ»93 en övre gränsfrekvens av 2,5 Hz. Högpassfiltret 9U har en undre gränsfrekvens av en fjärdedels Hz, så att giltighetskretsen inte reagerar för giltig signalinformation.

Om glidbanemottagaren 37 är utförd med en bra automatisk för- stärkningsreglering, minimeras från störningar i radiostrålnings- mönstrets fältstyrka härrörande ändringar i glidbaneavvikelsesig- 10 15 20 25 30 35 ÄO 15 449 598 nalen. En andra glidbanedetektorkrets tillhandahåller en ytterligare giltighetsmätning. Glidbaneavvikelsesignalen från lågpassfiltret 93 tillföres en differentieringskrets 98, vars utsignal representerar ändringshastigheten hos glidbaneavvikelsesignalen, G75. Denna signal multipliceras medelst hR i en förstärkare 99 med variabel förstärk- ning och tillföres en summerande kopplingspunkt 100, där den kombi- neras med en signal, som representerar ändringshastigheten hB för den medelst barometer uppmätta höjden, och en förspänningssignal, som representerar en ändringshastighet av -30 hos den medelst baro- meter uppmätta höjden. Summasignalen filtreras i ett filter 101 och tillföres 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 -jo förspänningen varandra. Om flygplanet befinner sig i glidbane- mönstrets huvudlob, är ändringshastigheten hos glidbanesignalen O 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 ändringshastigheten 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 glidbanevarningssígnal in- hiberas. Förstärkarens 99 förstärkning reduceras vid låga höjder medelst insignalen hR för att minska känsligheten hos ändrings- hastighetsdetektorn l02 vid låga höjder.

De logiska utsignalerna från de två glidbanegiltighetsdetek- torerna tillföres 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- dröjníngskrets 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 85 har en utsignal, som tillhandahåller en verksamgöringsinsignal till OCH-grinden 86 för glidbanevarning. Om det föreligger en ogiltighets- bestämning av glidbaneavvikelsesignalen, inhiberas glidbanevar- ningen omedelbart. Ytterligare 15 sek av giltig glidbaneavvikelse- signal erfordras för att åter verksamgöra glidbanevarningen. 449 598 16 Signalen för den medelst barometer uppmätta höjden är inte tillförlitlig i närheten av marken, eftersom luft komprimeras framför och under flygplanets kropp och vingar. Barometerhöjde mätaren avkänner luftens ökade tryck och anger en lägre höjd.

Höjddetektorn 29 tillhandahåller en logisk utsignal vid höjder mindre än 15 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 l5 m.

Uppställningen på nästa sida över logiska förhållanden sum- merar varningstillstånden för kretsarna enligt fig. 2, 3 och Å. 449 598 17 \^oH~vm:»n:v nu . Awfipfifiw m\øv . ^»«E«»« mfisxv . ^w>7.vm\øv\ + ^n:vm:vw~v . nu . Awfluflfiø m\ov . Apwsmnm mnsxv. \ ^n.mw|mnv lmmmwwm\ov\ Gmflmflfifldw havs! www Hmflüflwoß vofimfimmhflh f Anïmnv . Äoowaomv mwmfii _ Cøxkmë voE pwswflvmmn mms umußfl~< mmkwvm>2 fififimfipm mfififläüflnw E15 .T :\m,å\ . :åka . šš - f: www -gå .SOXRGE Pd nwumnnma fl »ozwfivmds |um:flcxcsfim mms umw»HH< mw cmpøzcmwmccfis fl pmucmpwfififia u Axøv ams \xo _ ww _ ^owvmnV\ + Gfivfa; mm . mm . \ S: + Ål êmmvmflï + \ mm . os ^n:~vmsv\ u os Hdflflwhmëmuafihmxmmxhdä mm Goumfldmmøficwë fl umünmvm>d AOBV hmfl mmkovmäfl cflcmflpw wcflcxcsfiw \\|r|l/ \\|&!|// Aofiwvmnv . \^onßmnv + ^mHÅmsv\ . mm . øs . ^om-.vmmv hwfiHmuflhMmMCflCud> ukmßm nmvhm wflfiimflvw >flvmwoZ howxovmw |mUüwvnHHflunwfiflflHm> 10 15 20 25 30 35 #0 449 598 18 De olika signalingångarna till instrumentet är av elektrisk natur och härledes 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 52 och varningsenheten 5h inkopplade tidfördröjningskretsen 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 hl. De tester, som utföres, 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 Ål jordar de inverterande ingångarna till OCH-grindarna 105 och l06. Den andra ingången till OCH-grinden 105 tillföres en marschsignal från minnesenheten 58 utgång och den andra ingången till OCH-grinden 106 tillföres 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- lingspunkten 23, och en strömställare l09, 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 representerande förspänningssignalen till 10 15 20 25 30 35 ho 19 449 598 kretsen för ändringshastigheten hos den medelst barometer uppmätta höjden pålägges komponenterna i det komplementära filtret 78 och alstrar en varningssignal 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 tillföres 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.

Marktestsignalen tillföras 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 en marktest påbörjas går utsignalen till O.

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

När testet utföres med minnesenheten 58 i marschtillstånd till- föres en flygtestutsignal från OCH-grinden 105 till ELLER-grinden 52 för aktivering av varningskretsen Sü.

Vid utförande av den sekvensiella varningen torde varnings- ljusen observeras noggrant för särskiljning av till-från-till sek- vensen. De snabba tillståndsförändringarna är svåra att urskilja med ljudsignalen. - _ Var och en av varningstillståndsdetektorerna 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 hålles vid ett minimum. Även om varje detektor arbetar självständigt, är varningsgränstillstånden så förbundna med varandra, 449 598 20 att en varning ges för i huvudsak samtliga för flygplanet berörda tillstånd med otillfredsställande säkerhet vad avser närheten till marken.

Claims (1)

1. 0 l5 20 25 30 U 449 598 PATENTKRAV Varningsinstrument inrättat att göra piloten i en flygfarkost uppmärksam på ett tillstànd av ej önskad närhet till marken vid en flygplats, som är utrustad med en sändare för glidbaneradiostrâle. vilken strále innefattar giltig och syn- barligen giltig stignings- och sjunkningsinformation, varvid instrumentet innefattar en i flygfarkosten förefintlig mottagare (37), som är påverkbar i beroende av glid- baneradiostràlen för alstring av en signal (G/S) som representerar riktningen och storleken hos vinkelavvikelse för flygfarkostens läge över eller under den medelst glidbaneradiostrálen bestända glidbanan, en i beroende av signalen fràn mottagaren (37) påverkbar detektor (87) för detektering av en, en avvikelse under glidbanan indfkeiandé avvikelsesignal, som representerar ett tillstånd under glid- banan överstigande ett fastställt värde, varvid detektorn är anordnad att alstra en, en varning om att flygfarkosten befinner sig under glidbanan initierande signal, och en höjdsignalkälla (26) för alstring av en signal, som representerar flygfarkostens höjd, en i beroende av höjdsignalkällan (26) påverkbar konditione- ringskrets (88-9l) inrättad att som funktion av höjden variera det fastställda värdet för tillstäniet under glidbanan för att konditionera detektorn (87) till att alstra den,en varning om att flygfarkosten befinner sig under glidbanan initierande signalen, en kretsanordning (86) inrättad att, när flygfarkosten befinner sig under en förutbestämd höjd, inhibera den en varning om att flygfarkosten befinner sig under glidbanan initierande signalen, och en kretsanordning (52) som'är kopplad för att vara pàverkbar i beroende av den,en varning om att flygfarkosten befinner sig under glidbanan initierande signalen i och för att aktivera en pilotvar- ningsanordning 1545- k 5 H ne t 9 C RU 3 f kopplad för summering av en signal, av att en summeringsanordning (82) är som representerar en funktion av flygfarkostens höjd över marken, med en signal, som representerar en funktion av ändringshastigheten hos flygfarkostens höjd över marken, att en detektor (83) är kopplad för att vara páverkbar i beroende av summasignalen i och för detektering av en ändringshastighet hos höjden över marken, som överskrider ett förutbestämt värde för flygfarkostens höjd över marken, för att alstra en varningsstyrsignal för ändringshastigheten mot marken, att en ELLER-grind (52) är kopplad med en ingång páverkbar i beroende av nämnda varningsstyrsignal och en annan ingång påverkbar i beroende av glidbane- varningssignalen i och för alstring av varningsinitieringsutsignalen när endera varningssignalen uppträder, och att pilotvarningsanordningen (54) är páverkbar i beroende av en varningsinitieringsuttignal från ELLER-grinden.