SE460282B - Varningssystem foer alltfoer hoeg sjunkhastighet foer en flygfarkost med roterande vingar - Google Patents

Description

15 20 25 30 35 40 2 460l 282 _; i den amerikanska patentskriften US-A-4 293 840 ett relativt komplext system, som inställer höjden vid vilken varningen alstras som en funktion av flygfarkostens has- tighet framåt. Vidare verkar systemet som beskrives i denna patentskrift vara utfor- M mat för icke taktisk flygfarkostfunktion och följaktligen kommer det att ha en tendens att alstra falska varningar när det används i en flygfarkost som används i taktiska manövrar.

Sammanfattning av uppfinningen Således är det ett ändamål med föreliggande uppfinning att åstadkomma ett mark- varningssystem som övervinner många av nackdelarna hos tidigare varningssystem.

Ett annat ändamål med föreliggande uppfinning är att åstadkomma en varning till piloten hos ett flygplan med roterande vingar om sjunkhastigheten hos flygfarkosten är alltför stor för den höjd ovanför marken vid vilken flygplanet flyger.

Ytterligare ett annat ändamål med föreliggande uppfinning är att åstadkomma ett markvarningssystem för att varna piloten hos en flygfarkost med roterande vingar och om sjunkhastigheten är farligt hög, varvid varningskriterierna har valts för att upp- fylla funktionsprocedurerna som används vid sådana flygfarkoster med roterande vingar.

Ett annat ändamål med föreliggande uppfinning är att åstadkomma ett varnings- system för användning i flygfarkoster med roterande vingar, som alstrar en varning om sjunkhastigheten hos flygfarkosten är alltför stor för den höjd vid vilken flyg- farkosten flyger, men som inte alstrar ett avsevärt antal falska eller störande var- ningar när det används i en lättmanövrerad flygfarkost.

Ett annat ändamål med föreliggande uppfinning är att åstadkomma ett varnings- system för flygfarkoster med roterande vingar som alstrar en första varning som på- pekar för piloten att en för hög sjunkhastighet föreligger om sjunkhastigheten över- skrider ett första förutbestämd värde, som är en funktion av flygfarkostens höjd ovanför marken, och som alstrar en andra annorlunda varning vid fallet att den maxi- malt tillåtna sjunkhastigheten avsevärt överskrides. Ännu ett annat ändamål med föreliggande uppfinning är att åstadkomma ett mark- varningssystem, som är speciellt lämpligt vid flygfarkoster med roterande vingar, såsom taktiska helikoptrar, varvid kriteriet som används för att bestämma huruvida en varning skall alstras inställes beroende på om flygfarkosten flyger i en taktisk eller icke-taktisk del av en uppgift.

Enligt en föredragen utföringsform av uppfinningen åstadkommes ett system, som övervakar höjden ovanför marken och sjunkhastigheten hos en flygfarkost med roterande tvingar och avger en första hörbar varning om sjunkhastigheten överskrider en förut- , bestämd säker gräns för den radiohöjd vid vilken flygfarkosten flyger. Om sjunkhastig- 1 heten överskrider den förutbestämda säkra gränsen med en förutbestämd marginal, alst- ras en andra tydlig hörbar varning för att varna piloten om ett speciellt farligt 5 flygtillstånd. Kriterierna för att alstra varningarna ändras om flygfarkosten flyger 10 15 20 25 30 40 460 282 i en taktisk del av en operation för att optimera varningskriteriet för manövrar som normalt uppträder under taktiska delar av en uppgift för att minimera störande varningar, och åstadkommer en varning som är tillräcklig för att tillåta piloten att landa flygfarkosten genom autorotation.

Kortfattad beskrivning av ritningarna Dessa och andra ändamål och fördelar med föreliggande uppfinning blir uppenbara vid betraktande av nedanstående detaljerade beskrivning och bifogade ritningar. Där- vid är fig 1 ett logiskt blockschema över varningssystemet enligt uppfinningen. Fig 2 är ett diagram över den sjunkhastighet som erfordras för att alstra två distinkta varningar som en funktion av radiohöjden när systemet fungerar i en icke-taktisk fas av funktionen. Fig 3 är ett diagram över den sjunkhastighet som erfordras för att alstra en varning som en funktion av radiohöjden när systemet fungerar i en taktisk fas.

Detaljerad beskrivning av den föredragna utföringsformen Under hänvisning till ritningarna, speciellt fig 1, visas där en utföringsform av markvarningssystemet för en flygfarkost med roterande vingar enligt uppfinningen, vilket system allmänt har betecknats med hänvisningsbeteckningen 10. Systemet 10 en- ligt uppfinningen visas i fig 1 i form av ett logiskt blockschema med en serie grin- dar, komparatorer och liknande i illustrerande syfte. Emellertid inses att den verk- liga utföringsformen av logiken kan vara annorlunda än den som visas i fig 1, varvid olika digitala och analoga utföringsformer är möjliga. De signaler som används av systemet sådant det beskrives innefattar radiohöjden, den barometriska höjdändringen, en signal som anger en taktisk uppgift, såsom en signal erhållen från en brytare för taktisk uppgift, tillsammans med olika giltighetssignaler. Beroende på vilken typ av flygfarkost som varningssystemet skall installeras i kan signalerna som visas i fig 1 erhållas från individuella instrument, såsom en barometrisk höjdmeter 12, en baro- metrisk ändringskrets 14, en radiohöjdmeter 16 och ett diskret element, såsom en bry- tare för taktisk uppgift, som anger huruvida flygfarkosten befinner sig i en taktisk eller icke-taktisk fas av funktionen. Alternativt kan signalerna erhållas från en digital databuss i vissa nyare flygfarkoster.

Såsom angivits tidigare jämför systemet enligt uppfinningen höjden ovanför mar- ken hos flygfarkosten med sjunkhastigheten, företrädesvis den barometriska sjunkhastig- heten, även om ändringen hos radiohöjd kan användas, och avger en varning om sjunk- hastigheten är alltför stor för den höjd vid vilken flygfarkosten flyger. Jämförelse- funktionen åstadkonmæs med en komparator 18, som i föreliggande utföringsform jämför radiohöjdssignalen från höjdmetern 16 med den barometriska höjdändringssignalen från ändringskretsen 14 under tre olika kriterier. I den visade utföringsformen definieras de tre olika kriterierna genom tre sektioner av komparatorn 18. Dessa sektioner inne- 10 15 20 25 30 35 40 460 282 4 fattar en sjunkhastighetskomparator 20, en uppdragningskomparator 22 och en taktisk sjunkhastighetskomparator 24, vilka samtliga är visade som en del av komparatorn l8 i illustrerande syfte. Emellertid kan även tre separata komparatorer användas. Dess- utom har namnen, som givits komparatorerna 20, 22 och 24 valts i illustrerande syfte för att ange den typ av röstvarning som initieras av de olika komparatorerna och för att associera de olika komparatorerna med de speciella varningskriterier som visas i fig 2 och 3. Emellertid kan komparatorerna förses med andra namn eller hänvisningar, -Utgången från var och en av komparatorerna 20, 22 och 24 tillföres till en ingång hos tre AND-grindar 26, 28 och 30. AND-grindarna 26, 28 och 30 är aktiverade under olika tillstånd, varvid AND-grindarna 26 och 28 är inhiberade under taktiska funk- tioner medelst en taktisk inhiberingssignal, som kan erhållas från exempelvis en diskret krets, såsom en brytare för taktisk uppgift eller en vapenbestyckningsbrytare.

Omvänt är AND-grinden 30 aktiverad av den taktiska inhiberingssignalen under taktiska faser av funktionen och följaktligen styr AND-grindarna 26 och 28 alstringen av en varning under icke-taktiska faser av flygningen, medan AND-grinden 30 styr alstring- en av varningen under taktiska manövrar.

Dessutom inhiberas alla tre AND-grindarna 26, 28 och 30 av en signal från en komparator 32 för 3 m (10 feet), som jämför radiohöjdsignalen från radiohöjdmetern 16 med en referenssignal motsvarande en höjd av 3 m (10 feet) ovanför marken och funge- rar för att inhibera AND-grindarna 26, 28 och 30 när flygfarkosten befinner sig under 3 m (10 feet) ovanför marken för att minimera störande varningar. Vidare inhiberas alla tre grindarna av en barometerhöjd-giltighetssignal vid fallet av en felfungerande barometerhöjdmeter eller barometerändringskrets. En huvudinhiberingssignal inhiberar AND-grindarna 26, 28 och 30 vid fallet av en felfungerande radiohöjdmeter eller vid felfunktion hos andra instrument.

I Under antagande att flygfarkosten flyger ovanför 3 m (10 feet) ovanför marken och att ingen av AND-grindarna 26, 28 och 30 är inhiberade av någon av de andra in- gångarna, så styres AND-grindarna 26, 28 och 30 av komparatorerna 20, 22 och 24, så att om något av de tre varningskriterierna uppfylles, alstras den lämpliga varningen.

Om exempelvis flygfarkosten fungerar i en icke-taktisk fas av funktionen aktiveras grindarna 26 och 28 medan grinden 30 inhiberas. Om under dessa tillstånd kombinatio- nen av sjunkhastigheten och höjden ovanför marken är sådan att de varningskriterier som åstadkoms av sjunkhastighetskomparatorn 20 överskrides, tillför sjunkhastighets- komparatorn 20 en aktiveringssignal till AND-grinden 26, vilket förorsakar AND-grinden 26 att tillföra en varningsinitieringssignal till en generator 34 för "SINK RATE".

Generatorn 34 utgöres företrädesvis av en digital röstgenerator, som kan svara på varningsinitieringssignalen frän AND-grinden 26 och alstrar en specifik röstvarning som tillföres till en transduktor, såsom en hörlur eller en högtalare 36, antingen direkt eller indirekt,_exempelvis genom flygfarkostens interna kommunikationssystem.

J! V» 10 15 20 25 30 35 40 460 282 Varningen skall vara en specifik varning för att varna piloten om det specifika till- stånd som förorsakar att varningen alstras och vi har funnit att orden “SINK RATE“ är speciellt användbara för att kommunicera problemet till piloten.

I det fall att sambandet mellan sjunkhastigheten och flygfarkostens höjd ovanför marken är sådant attdet varningskriterium som åstadkoms av uppdragningskomparatorn 22 överskrides, tillför uppdragningskomparatorn 22 en aktiveringssignal till AND- grinden 28. Vanligen indikerar överskridandet av det varningskriterium som etableras av uppdragningskomparatorn 22 ett farligare flygtillstånd än överskridandet av det kriterium som etableras av sjunkhastighetskomparatorn 20. Följaktligen åstadkommas en viktigare varning under dessa tillstånd.I den visade utföringsformen alstras den viktigare varningen av en generator 38 för "WHODP-NHOOP PULL-UP", som företrädesvis också är en digital röstgenerator. Generatorn 38 kan antingen vara separat från gene- ratorn 34 eller är företrädesvis införlivad i samma enhet.

Generatorn 38 styres av AND-grinden 28, som tillför en signal till generatorn 38 via en fördröjning 40. Följaktligen alstras varningen av generatorn 38 en kort tids- rymd efter det att varningskriteriet som definieras av komparatorn 22 har uppfyllts.

Företrädesvis är fördröjningstiden som âstadkommes av fördröjningen 40 i storleks- ordningen ungefär 1,5 sek, vilket värde har valts för att minimera störande varningar utan att alltför mycket förkorta varningstiden. Varningsprioriteterna är valda så att alstringen av en varning av generatorn 38 inhiberar ytterligare varningar av genera- torn 34. När flygfarkosten befinner sig i en taktisk fas av funktionen desaktiveras grindarna 26 och 28 medan AND-grinden 30 aktiveras av den taktiska inhiberingssignalen.

Detta placerar AND-grinden 30 under styrning av den taktiska sjunkhastighetskompa- ratorn 24, som åstadkommer en signal till grinden 30 när de kriterier som etableras av komparatorn 24 har överskridits. Detta förorsakar grinden 30 att alstra en var- ningsinitieringssignal och tillför den till generatorn 34 för “SINK RATE" för att förorsaka att varningen “SINK RATE" alstras. Varningen “SINK RATE" har valts i stäl- let för varningen "WHOOP-WHOOP PULL-UP" eftersom den åstadkommer en mer specifik angivelse av tillståndet som förorsakar att varningen alstras och det är mindre tro- ligt att denna varning förvirrar en pilot under taktiska funktioner. De specifika sambanden mellan höjden ovanför marken och sjunkhastigheten som erfordras för att alstra varningarna i den icke-taktiska fasen av funktionen visas i fig 2. Diagrammet i fig 2 visar ett varningsområde med två varningsgränser. Den första varningsgränsen 50 innefattar två linjära segment 52 och 54 och en inre varningsgräns 60 har ett par linjära segment 62 och 64. Den yttre gränsen 50 kan benämnas rådgivande gräns efter- som uttrycket "SINK RATE", som alstras när gränsen 50 överskrides, varnar piloten om ett specifikt farligt tillstand som föreligger. Gränsen 60 kan benämnas en var- ningsgräns eftersom passeringen av gränsen 60 anger ett farligare flygtillstånd än passeringen av gränsen 50. Således alstras en viktigare varning, såsom exempelvis varningen "WHOOP-WHOOP PULL-UP" när varningsgränsen 60 passeras. 10 15 20 25 30 35 460 282 6 Formerna av gränserna 50 och 60 har valts för att åstadkomma lämpliga varningar till piloten utan att förorsaka märkbara störande varningar. Vi har funnit genom om- fattande analys och experimentering att det är önskvärt att använda en tvåstegs- varningskurva med olika lutningar. Detta resulterar i ett relativt känsligt varnings- ä system, som förser piloten med lämplig varníngstid vid normala flyghöjder utan att åstadkomma störande varningar under lågnivåmanövrar, såsom de som utföres under normala inflygningar till en landning och under bogseringsfunktioner. Vi har funnit * att en lämplig ekvation för att definiera segmentet 52 ovanför en sjunkhastighet av 458 meter per minut (1500 feet per minute) är: HVARNING = _ ss m + 0,273: X fib där HVARNING är den höjd vid vilken varningen alstras i meter och Hb är sjunkhastig- heten i meter/minut.

Under en sjunkhastighet av 458 m/min definieras segmentet 54 av ekvationen: = _ 2a0m+ 03666 xà "vARN1Nß b Ekvationen för segmentet 62 är: = _ sa m + 0,16 X à HVARNING b och ekvationen för segmentet 64 är: HVARNING = _ 683 m + 1,6 X åh Segmentet 53 skär segmentet 54 vid ungefär en radiohöjd av 70 m (230 feet) och segmentet 62 skär segmentet 64 vid en radiohöjd av ungefär h9 m (160 feet).

Alla varningar är inhiberade under en radiohöjd av 3 m (10 feet) för att minimera störande varningar. Varningskurvorna sträcker sig till områdesgränserna för radio- höjdnætern, vanligen 1500 m (5000 feet).

Ett diagram över det varningsområde som är nödvändigt för att alstra en varning under en taktisk fas av funtionen visas i fig. 3. Varningsområdet som visas i fig 3 är baserat på att tillåta för flygfarkosten att uppnå den maximalt möjliga sjunk- hastigheten från vilken den kan återhämta sig genom autorotation i händelse av ett fel i flygfarkostens motor eller rotorsystem.

- Det är ett känneteeken hos flygfarkoster med roterande vingar såsom helikoptrar att vid händelsen av ett fel på en eller flera av komponenterna som driver huvud- rotorn kan flygfarkosten säkert landas på marken med en process som kallas auto- I rotation, som är analog med segelflygníng på en flygfarkost med fasta vingar. l auto- rotationsfasen inställes lutningen hos huvudrotorn när flygfarkosten sjunker för att förorsaka att.huvudrotorn roterar snabbt för att därigenom bygga upp kinetisk energi i huvudrotorn. Denna kinetiska energi används senare för att minska sjunkhastigheten hos flygfarkosten när den närmar sig marken. Under energilagringsfasen av autorota- tionen hållas vanligen bladen hos helikoptern ursprungligen med en relativt liten höjdvinkel för att åstadkomma att rotorn ökar hastigheten medan flygfarkosten fort- farande befinncr sig vid en relativt hög höjd. När flygfarkosten närmar sig marken Vi.) 10 20 25 30 7 460 282 återvinnes den lagrade energin genom att öka lutningen hos rotorbladen för att där- igenom alstra en lyftkraft för att minska sjunkhastigheten hos flygfarkosten före nedslaget.

Olyckligtvis är autorotationsfasen farlig på grund av de relativt höga sjunk- hastigheter som kan uppnås under energilagringsfasen och på grund av att mängden kinetisk energi som kan lagras i rotorn är begränsad. Följaktligen är det möjligt för piloten att uppnå en sjunkhastighet som är så hög att den inte kan reduceras tillräckligt med den begränsade energi som är lagrad i rotorn för att tillåta en säker landning.

Den kurva som visas i fig 3 definierar den maximala sjunkhastighet, från vilken en säker landning kan utföras medelst autorotation som en funktion av höjden och tjänar således två ändamål. För det första fungerar den som en hjälp under taktiska manövrar så att piloten kan bibehålla sambandet mellan sjunkhastigheten och höjden ovanför marken så att flygfarkosten kan landa säkert medelst autorotation i det fallet att flygfarkosten skadas av fiendeeld eller av de pâkänningar som den utsät- tes för under taktiska manövrar. För det andra fungerar varningssystemet som en hjälp för piloten så snart autorotation har initierats genom att alstra en varning så snart sjunkhastigheten blir alltför stor. Kurvan i fig 3 har optimerats för helikoptrar ur serierna Sikorski CH53, men den skall vara användbar vid andra liknande helikoptrar.

Emellertid kan vissa modifikationer erfordras om den skall användas vid helikoptrar som har avsevärt skilda flyg- och funktionsegenskaper.

I diagrammet som visas i fig 3 alstras en varning så snart flygfarkosten befin- ner sig ovanför 3 m (10 feet) ovanför marken och om flygfarkosten inkommer i det varningsomrâde som definieras av en linje 70. Såsom diskuterats ovan definierar var- ningsgränsen 70 den maximala sjunkhastighet från vilken flygfarkosten kan återhämtas genom autorotation såsom en funktion av höjden ovanför marken. Ekvationen för gränsen 70 är: H = - 56,3 m + o,1s4s X nb VARNING Uppenbarligen är många modifikationer och variationer av föreliggande uppfinning möjliga inom ramen för ovannämnda beskrivning. Emellertid inses att uppfinningen, inom ramen för bifogade patentkrav, kan utövas på andra sätt än vad som speciellt beskrivits ovan.

Claims (12)

10 15 20 25 30 35 ÄÜ 460 282 * 8 PATENTKRAV

1. Varningssystem (10) för en flygfarkost med roterande vingar av den typ som kan utföra autorotation, innefattande: 1 I en första signalanordning (16) för att leverera en signal motsvarande flygfarkostens höjd över marken, t: en andra signalanordning (14) för att leverera en signal motsvarande flygfarkostens sjunkhastighet, vilka båda signaler är kopplade till en mottagningsanordning, och en mottagningsanordning (18) för att mottaga signaler motsvarande fflygfarkostens (16) höjd över marken och signaler motsvarande flygfarkostens sjunkhastighet, k ä n n e t e c k n a t av en första varningssystemanordning (24), som i beroende av nämnda mottagningsanordning (18) genererar en varning om flygfarkostens höjd är för låg för dess sjunkhastighet så att flygfarkosten inte kan landas säkert med autorotation, vilken flygfarkost har ett förutbestämt förhållande mellan 'höjden över marken och sjunkhastigheten där höjden är tillräckligt hög och sjunkhastigheten tillräckligt låg så att autorotationen är verksam för att bromsa flygfarkosten för en säker nedstigning.

2. Varningssystem enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a t av att anordningen som åstadkommer nämnda signal för höjden ovanför marken innefattar en radiohöjdmätare.

3. Varningssystem enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a t av att nämnda första varningssystemanordning alstrar en varning om sjunkhastigheten överskrider en sjunkhastighet av ungefär 381 m/min (1250 fot/min) vid en höjd novanför marken på ungefär 3 m (10 fot) och alstrar en varning när sjunkhastigheten är ungefär 1070 m/min (3500 fot/min) vid en höjd av ungefär 107 m (350 fot) ovanför marken. b.

4. Varningssystem enligt krav 3, k ä n n e t e c k n a t av att den sjunkhastíghet som erfordras för att alstra en varning ökar linjärt från höjden 3 m (10 fot) ovanför marken till höjden 107 m (350 fot) ovanför marken.

5. Varningssystem enligt krav 4, k ä n n e t e c k n a t av att den sjunkhastighet som erfordras för att alstra en varning ökar linjärt ovanför 107 m (350 fot) ovanför marken.

6. Varningssystem enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a t av att deh s höjd ovanför marken som erfordras för att alstra en varning som en funktion av sjunkhastigheten bestämmas av ekvationen: _ HVARNING = f 56,3 m_+ 0,154 Hb är varningshöjden i meter, Hb är sjunkhastigheten i V) där HvARN1Nc 10 15 20 25 30 35 9 meter/minut, varvid varningen alstras när flygfarkosten sjunker under varningshöjden HVARNING.

7. Varningssystem enligt krav 6, k ä n n e t e c k n a t av att H är en radiohöjd och att Hb är en barometrisk sjunkhastighet. VARNING

8. Varningssystem enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a t av att flygfarkosten med roterande vingar är en militär flygfarkost med både en taktisk och en icke taktisk flygfas, varvid nämnda första varningsanordning (24) alstrar en varning i händelse av att flygfarkosten inte kan landas säkert med autorotation enligt vad som bestämmes genom ett förhållande mellan höjden över marken och sjunkhastigheten och är verksam när flygfarkosten är i en taktisk flygfas, varjämte en andra varningsanordníng (20) i beroende av nämnda mottagningsanordning (18) alstrar en varning om flygfarkostens sjunkhastíghet överstiger ett förutbestämt värde för höjden vid vilken flygfarkosten flyger enligt vad som bestämmas genom ett Förhållande mellan höjd över marken och sjunkhastighet när flygfarkosten är i en icke-taktisk flygfas.

9. Varningssystem enligt krav 8, k ä n n e t e c k n a t av att nämnda förhållande mellan höjd och sjunkhastighet när sjunkhastigheten är mindre än 460 m/min (1500 fot/min) definieras av följande ekvation: HVARNING = _ 280 m + o,76s6 ab är den höjd i meter vid vilken varningen alstras och Hb varvid "vARNINß är sjunkhastígheten i meter/minut, och när sjunkhastigheten överstiger 460 m/min, definieras törhållandet av nedanstående ekvation: HVARNING = - 55 m + 0,2733 Hb,

10. Varningssystem enligt krav 9, k ä n n e t e c k n a t av en tredje varníngsanordning (22), som i beroende av mottagningsanordningen (18) alstrar en distinkt varning om Flygfarkostens sjunkhastighet är mindre än 460 m/min (1500 Fot/min) när höjden sjunker under varningshöjden HVARNING som definieras av nedanstående ekvation: HVARNING = - 683 m + 1,6 Hb och om sjunkhastigheten överskrider 460 m/min (1500 fot/min) när höjden sjunker under den varningshöjd HVARNING som definieras av nedanstående ekvation: HVARNING = - 3& m + 0,18 Hb.

11. Varningssystem enligt krav 10, k ä n n e t e c k n a t av att HVARNING är en radiohöjd och Hb är en barometrisk sjunkhastighet.

12. Varningssystem enligt krav 11, k ä n n e t e c k n a t av att varningsanordningarna (20, 22, Zh) innefattar anordningar (3&, 38) för att alstra första och andra särskíljbara röstvarningar.