SE449599B - Markvarnande instrument for flygplan - Google Patents

Description

15 20 25 30 35 40 449 599o 2 vilken stråle innehåller giltig och synbarligen giltig stignings- och sjunkningsinformation. Instrumentet innefattar dels en i flygfarkosten förefíntlig mottagare, som är påverkbar i beroende av glidbaneradiostrålen för alstring av en signal som representerar riktningen och storleken hos vinkelavvikelse för flygfarkostens läge över eller under den medelst glid- baneradiostrâlen bestämda glidbanan, och dels en i beroende av signalen från mottagaren påverkbar detektor för detekteríng 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 T beroende av höjdsignalkällan påverkbar kondítioneringskrets 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, inhibera den en varning om att flygfarkosten befinner sig under glidbanan initíerande 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 pilotvarníngsanordning.

Kännetecknande för uppfinningen är att en varningsdetektor är kopplad för att vara påverkbar i beroende av en funktion av höjdsignalen för detektering av en höjd under ett förutbestämt värde för flygfarkostens drift utom för förhållandena vid landning i och för att alstra en signal för minsta markfrigång, att en minneskrets är kopplad för att vara påverkbar i beroende av flygfarkostens fysiska tillstånd för att fastlägga ett signaltillstånd när flygfarkosten är iordningställd för landning, att en UCH-grind är kopplad med en ingång påverkbar i beroende av flygfarkostens landningstillståndssignal 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 varningsinitieringsutsignalen från ELLER~grinden.

Uppfínningen beskrives närmare nedan med hänvisning till bifogade ritning, på vilken fig 1 visar ett blockschema över instrumentets allmänna uppbyggnad, fig 2, 3 och A visar ett funktionellt blockschema 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 3 449 599 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 varníngstillstånden 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. Bessa 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 STORHQIER (---) ~ (---)_ Beteckning för logiskt "OCH" mellan två storheter (___) + (--_) Beteckning för logiskt "ELLER" mellan Ã:å stor- heter ' hR Medelst radio uppmätt höjd (meter) ÉR Ändríngshastighet hos medelst radio uppmätt höjd (m/min) hB Medelst barometer uppmätt höjd i meter hB Ändringshastighet hos medelst barometer”uppmätt nöja (m/min) ' FD Vingklaffar i landningsläge. Detta innefattar också det fall då signalen är "klaffar ner eller landningsställ ner". 449 599 bfi RL To ïö Tc TC Kurs framåt G/s o G/s (G/s Giltig) Klaffarna ej i landningsläge (dvs. logiskt inverterad symbol) Komplementerad hastighet mot marken (m/min); (enligt beskrivning i den amerikanska patent- skriften 3.715.718) É Signal för uppfällning av landningsställ Inversionen av uppfällning av landningsställ, alltså nedfällning av landningsställ I Gräns för ändringshastighet i medelst radio uppmätt höjd såsom beskrives 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 priskar (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.

GX Med landningsställen förknippad signal, som är en utsignal från en angiven minnesce1l¿_ Ei 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 30 35 RO 5 . 449 599 Instrumentets huvuddrag åskådliggöres i fig. 1. 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 varningssígnal.

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 Iandningsställen 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 "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 glidhuBn"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 Å schematiskt återger instrumentets kretsar. Barometerhöjdmätaren 20 har en analog utsignal hB, vilken tillföres en differentieringskrets 21, vars utsignal är en analog signal hB för barometerhöjdens änd- ringshastighet. Denna signal överföras via en omkopplare 22 för overksamgöring vid låg höjd samt en testsummerande kopplingspunkt 23 'av 10 15 20 25. 30 35 ÄO 449 599 till ett filter 2ü. I flygplan utrustade med en dator för atmosfärisk B tillhandahållas medelst datorn i stället för den barometriska höjdmätaren. data kan den barometriska höjdsignalen h Radiohöjdmätaren 26 har en analog utsignal hR, som överföres via en testsummerande kopplingspunkt 27 och tillhandahåller ännu en insignal till detektorkretsarna. Dessutom är hR 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 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 Höjddetektorer 30 och Bltillhandahåller ut- signaler i form av en logisk l vid medelst radio uppmätta höjder 735 m.

Några flygplan är försedda med en pilotmanövrerbar kontroll- i flygplanets höjd. under 2lO m resp. 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 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 "stígning" 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. 10 15 20 25 30 35 HO 449 599 En strömställare #3 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 hä. En annan insignal till ELLER-grinden hä är signalen för hR(15 m.

En strömställare hö 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 47 jordas.

Den andra ingången till ELLER-grinden ü7 erhålles från testkretsen.

Utsignalen från ELLER-grinden #7 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 54.

Först betraktas detekteringen av en negativ stigning efter start, varvid det framgår att ändringssignalen h för barometer- höjden är tillförd en detektor 56 för avkänning :V 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<2l0 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 1 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 hR summeras med en förspänningssignal, som representerar -145 m, vid 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 lhj m.

Denna signal är insignal till en OCH-grind 62. De andra insignalerna till OCH-grinden är marsch- eller ïö -utsignalen från minnesenheten P1 10 15 20 25 30 35 140 449 599 58 och en inverterad signal FD, vilken betecknar att vingklaffarna är nedfällda. Marsch-nedgångsdetektorn ger en varningssignal, när flygplanets 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<2l0 m. När flygplanet är i Luften, är insignalen till ingången S 0 och insignalen till ingången R l.

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-- 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 O. När hR överstiger 210 m är insignalen till ingången R l och minnesenheten växlar till en Q-utsignal eller marsch-utsignal.

Marschnedgångskretsen tillhandahåller en varningssignal, när flygplanet befinner sig under lßj m och inte har vingklaffarna ställda i landningsläge. Det finns flygplatser, vid vilka terrängen erfordrar en låg cirkelrörelse under inflygning vid en höjd under 145 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 säkerhetsmargínal. 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 Il, 10 15 20 25 30 _35 HO 9 449 599 underskrider 145 m. En inhiberingssignal adderas till detektorns 61 ingång vid en summerande kopplingspunkt 63, när en strömställare 6ä 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 insignal l. Någon utsignal från utgången Q föreligger inte. Insignalen till ingången R övergår till 0, när f1ygplanet,går ner under höjden 210 m. När landningsställen sänkas 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 härledas 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 lhj och 85 m. Inhiberings- signalens karaktäristik återges medelst den heldragna gränslinjen i fig. 5. Signalen hß för ändringshastigheten hos den medelst baro- meter uppmätta höjden summeras med en förspänningssignal, som representerar en uppstigning av h2O m/min vid en summerande kopp- lingspunkt 66. En begränsningskrets 67 är avstängd vid en insignal- nivå, som representerar 0 m/min och mättes vid 2ü0 m/min. Dessa representerar tarometriska nedgångshastigheter av H20 resp. 180 m/min.

Begränsningskretsens 67 utgång är ansluten till en förstärkare 68 med en sådan förstärkning att för hB=-ü2O m/min inhiberingssignalen motsvarar utsignalen från den summerande kopplingspunkten 60 för hR=60 m. Den resulterande signalen summeras med hR-läfim 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 lü5 m. Detta är representerat medelst den streckade och heldragna gränslinjen vid lü5 m i fig. 5. Eär landningsställen är nedfällda adderas den på h baserade varnings- inhiberingssignalen och den heldragna linjen ißfig. 5 representerar varningsgränslinjen. Under en höjd av 145 m inhiberar, så länge som nedgångshastigheten inte är alltför hög, en positiv signal på för- stärkarens 68 utgång en varningssignal. När flygplanet åår Her under lhj m blir den negativa ingången till den summerande kopplings- 10 15 20 25 30 35 #0 449 599 10 punkten 63 från den summerande kopplingspunkten 60 större och den negativa stigningshastighet, som kan tolereras utan någon varning, minskar från H20 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 145 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 6ä 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 sjuhkhastighet" 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 hB för den medelst barometer uppmätta höjden och dessutom den medelst radio uppmätta höjden hR. hB summeras med en signal, som representerar 390 m/min vid en summerande kopplingspunkt 71. Utsignalen förstärkas i en p förstärkare 72 och tillföres en kopplingspunkt 7j, där den summeras med den medelst radio uppmätta höjdsignalen hR. Detektorn 7Ä har som utsignal en logisk 1, när dess insignal är mindre än 0 och 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 = 0 accepteras en sjunkhastighet av 390 m/min utan att någon varnings- signal avges. Skärningspunkten vid hB-390 m/min åstadkommes 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 3.215.718 beskrivna kretsarna, i vilka en komplementerad signal hc för höjdens ändringshastighet jämföras med flygplanets höjd för att åstadkomma ett varningskriterium. Kretsarna beskrives i korthet här. Ytter- ligare detaljer återfinnas i ovannämnda amerikanska patentskrift.

Varningsgränslinjerna är återgivna i diagrammet enligt fig. 7.

En signal hk för höjdens ändringshastighet är härledd från 10 15 20 25 30 35 H0 11 449 599 hR via en differentieringskrets 76. Denna signal är tillförd en 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 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. 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- ändringshastighet av 600 m/min vid höjden 0 och 1170 m/min vid höjden #50 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. Ä. 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-grindgp 86 har andra logiska insignaler, vilka representerar den inverterade signalen, som anger att landningsställen är uppfällda, 15 m< hR< 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 hn. Glidbaneavvikelsesigna- 10 15 20 25 30 35 ho _verteraren 36 åstadkomma1insignal 449 599 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 ÅS m ger en under glidbanan - avvikelsesignal, som överstiger 1,6 prickarlen utsignal i form av en logisk l 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 -hj 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 »t - kopplingspunkt 91. Detektorkretsens karäktäristika, fig. 8, visar att vid höjder över 45 m avges en varningssignal, när en glidbane- avvikelsesignal, som är l,6 prickar eller större, uppträder för höjder mellan 45 m och 15 m är känsligheten reducerad, så att en avvikelse från glidbanan av tre prickar erfordras vid 15 m°ïör 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 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 40 449 599 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 radiestrålens effekt är koncentrerad till flygplanets inflygningebana, är i praktiken strålningsmönetret 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 3° 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 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 återfinnas 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 HO 449 599 lü 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 l2° signal/ brusförhållandet reducerat. Dessutom gäller att om flygplanet följer en kurs av approximativt en 30 glidbana, bildar dess bana en vinkel av 9° 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. J 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. 94. Utsignalen från filtret 92 tillföras 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 glidbaneavvikelsesignalen, går ut- signalen från-varningsdetektorn 96 till 0 och avlägsnar en insignal till OCH-grinden 97. Giltig signalinformation för stigning/ššunkning 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 frekvensbrus har lågpassfiltréï-93 en övre gränsfrekvens av 2,5 Hz. Högpassfiltret 9h 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- .q 10 15 I' 20 25 30 ;35 ÄO 15 449 599 nalen. En andra glidbanedetektorkrets tillhandahåller en ytterligare giltighetsmätning. Glidbaneavvikelsesignalen från lågpassfiltret 93 tillföres en differentieringskrets 98, vars utsignal representerar ändringshastigheten hos glidbaneavvikelsesignalen, ÖVS. 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 hß 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. ä Om flygplanet befinner sig i huvudloben och flyger längs en bana parallellt med 30 glidbanan, upphäver signalerna hB och -3° förspänningen varandra. Om flvgplanet 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 glidbanevarningssignar'in- hiberas. Förstärkarens 99 förstärkning reduceras vid låga höjder medelst insignalen hR för att minska känsligheten hos ändrings- hastighetsdetektorn 102 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.

Utsígnalen från OCH-grinden 97 är dels direkt och dels via en för- dröjningskrets 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. 449 599 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. Barometerhöjd- 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 15 m.

Uppställningen på nästa sida över logiska förhâllandenåsum- merar varningstillstånden för kretsarna enligt fig. 2, 3 och Ä. 449 599 17 \^oH~vmnvn:v = . ^wfi»Hfiw m\øV . ñpwswnw wnsxv . ^@_H-v.w\wv\ + ^n:vmsvnfiv . mm . Awfivfiflø m\wv . ^»ws~pw mnsxv. \ ^m.aw|m:v |mhwwww\øV\ Cwflßßflflfim hmflfifl mflm Høflflflhon umümammhah _ Amïmí . Äoowkßï mmwnflwmn\ _ Gwxhdë æoE vmflwflemmâ mm: hwMuHH< nficmflvw mcfinxcsfiw äïma + :Av/å _ :ska . :än - å WWW -må :mMhmE >m cmumflhmfl fl amflmflvmdn «mwc«=x:sww man nwh»H~< mw :w»@::@m@:cfis.fi pmønwpmfififle u ^xøv Hmm \xø . mm _ ^owvmnv\ + Amïvwå; ä . mm . \ :ä + mfiv .Gmwvßå + \ mm . os . ^n:flvmsv\ u os OH . ß . OH Hmcflwhßëmømflhwxmnxhmz mm fimumfidwmmd:flE fl uwU=wvm>m u ^oHv Hmm mwhwumäm cflnmfipw wcficxnøfim \\LlI/ \\lrl// ^oH~vmnV . \^on^mnv + ^mH^mnv\ . mm . os _ ^om|.vmæv hmfihmuwhMmmflflfihm> vhdum hmuum wüflflwfivm >fiuNwmZ uovämvmfl |mU§wunHHfiammGflCHm> 10 15 20 25 30 35 H0 449 599 18 De olika signalingångarna 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 52 och varningsenheten Sh inkopplade tidfördröjningskretsen 53 eliminerar falska var- ningar till följd av sådana transienter. Man har funnit att en tidfördröjning av storleksordningen 0,6 sek är tillräckligtimycket längre än transienterna i strömförsörjningsnätet för att eliminera falska varningar utan att otillbörligt fördröja alstringen av en sann varning. I För att instrumentets drifsduglighet skall kunna kontrolleras då och då är en krets anordnad, vilken kan aktiveras genom slutning av testströmställaren Ål. 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 hl jordar de inverterande ingångarna till OCH-grindarna 105 och 106. Den andra ingången till OCH-grinden 105 tillföras en marschsignal från minnesenheten 58 utgång och den andra ingången till OCH-grinden 106 tillföras en startsignaí från minnesenheten. De tester, som utföres, är sammanfattade i tabellen enligt fig. l0.

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 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 representerande förspänningssignalen till S! '-91 10 15 20 25 30 35 UO 19 449 599 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 74 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 0.

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 Ål 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 Sh.

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, v; 449 599 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 15 20 25 30 449 599 21 PATENTKRAV Varningsinstrument inrättat att göra piloten i en flygfarkost uppmärksam på ett tillstànd av ej önskad nänhet till marken vid en flygplats, som är utrustad med en sändare för glidbaneradiostrâlefi vilken stràle 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- baneradiostrâlen 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 från mottagaren (37) päverkbar detektor (87) för detektering av en, en avvikelse under glidbanan indikerande avvikelsesignal, som representerar ett tillstànd under glidbanan över- stigande ett fastställt värde, varvid detektorn är anordnad att alstra en, en var- ning 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) pâverkbar konditioneringskrets (88-91) inrättad att som funktion av höjden variera det fastställda värdet för tillståndet under glidbanan fiör att konditionera detektorn (87) till att alstra den en varning om att flygfarkosten befinner sig under glidbanan initierande signalen, en krets- anordning (86) inrättad att, när flygfarkosten befinner sig under en förutbeständ höjd, inhibera den en varning om att flygfarkosten befinner sig under glidbanan initierande signalen, och en kretsanordning (52), som är kopplad för att vara på- verkbar i beroende av den en varning om att flygfarkosten befinner sig under glid- banan initierande signalen i och för att aktivera en pilotvarningsanordning (54), k ä n n e t e c_k n a t av att en varningsdetktor (6l) är kopplad för att vara páverkbar i beroende av en funktion av höjdsignalen för detektering av en'höjd under ett förutbestämt värde för flygfarkostens drift utom för förhållandena vid landning i oth för att alstra en signal för minsta markfrigàng, att en minneskrets (58) är kopplad för att vara pâverkbar i beroende av flygfarkostens fysiska till- stånd för att fastlägga ett signaltillstånd när flygfarkostensär iordningställd för ladning, att en OCH-grind (62) är kopplad med en ingång pâverkbar i beroende av flygfarkostens landningstillstândssignal och en annan ingång päverkbar i beroende av glidbanevarningssignalen i och för alstring av varningsinitieringsutsignalen när endera varningssignalen uppträder, och att pilotvarningsanordningen (54) är páverkbar i beroende av varningsinitieringsutsignalen från ELLER-grinden.§'