SE460283B - Varningssystem foer flygfarkost med roterande vingar - Google Patents

Description

20 25 30 35 460 283 2 Sammanfattning av uppfinningen Således är det ett ändamål med föreliggande uppfinning att åstadkoa ett för- bättrat markvarningssystem för flygfarkoster med roterande vingar, som övervinner många av nackdelarna hos tidigare kända system.

Ett annat ändamål med föreliggande uppfinning är att åstadkomma ett markvar- ningssystem, som varnar piloten hos en flygfarkost med roterande vingar, såsom en - helikopter, om en överhängande fara att svanspartiet skall träffa marken, men mini- merar antalet falska eller störande varningar som alstras.

Ett annat ändamål med föreliggande uppfinning är att åstadkoma ett markvarnings- system, varvid den lutning som tillâtes innan en varning alstras inställes som en funktion av höjden ovanför marken på ett sätt som åstadkommer lämplig varningstid g utan att alstra ett avsevärt antal falska eller störande varningar. l _Ett problem som hör samman med vertikal startning och landning hos flygfarkoster med roterande vingar såsom helikoptrar, är att sådana flygfarkoster kan ha relativt höga lutningsvinklar, speciellt under landning och luftutrullning och om flygfar- kosten sjunker alltför lågt när den flyger med en kraftig lutningsvinkel kan svans- partiet hos flygfarkosten träffa marken. En sådan markträff är farlig och möjligen skadlig för flygfarkosten, speciellt vid helikoptrar av den typ som har en svans- rotor, vars blad sträcker sig under svansen för helikoptern.

Därför åstadkommas ett förbättrat markvarningssystem, som övervakar flygfarkostens lutningsvinkel samt höjden ovanför marken hos flygfarkosten och alstrar en varning om flygfarkostens lutning är alltför stor för den höjd vid vilken flygfarkosten flyger. Lutningsvinkeln som erfordras för att alstra varningen är optimerad som en funktion av höjden ovanför marken för att åstadkomma adekvata varningar utan att alstra något större antal falska eller störande varningar. Alla varningar under en förutbestämd lutning, exempelvis 8 grader, inhiberas för att eliminera falska var- ningar som kan uppträda under utrullning med vinden där höga lutningsvinklar nor- malt uppträder. Vidare höjes den höjd ovanför marken vid vilken varningen avgives som en funktion av sjunkhastigheten och upprättningshastigheten för att åstadkomma ytterligare varningstid när avsevärda sjunkhastigheten och vinkeländringshastigheter uppträder.

Kortfattad beskrivning av ritningarna Dessa och andra ändamål och fördelar med föreliggande uppfinning framgår av nedanstående detaljerade beskrivning av uppfinningen tillsammans med bifogade rit- ningar. Därvid är fig l ett funktionsblockschema över en utföringsform av varnings- , isystemet enligt uppfinningen. Fig 2 är ett diagram som visar sambandet mellan radio- D höjden och den lutning som flygplanet måste uppnå för att en varning skall alstras. 10 15 20 25 30 35 40 _ . . _. _. 460 283 Detalgerad beskrivning av den foredragna utföringsformen Ett system enligt uppfinningen som kan åstadkomma den varning som beskrivits ovan utan att alstra alltför många falska varningar visas i fig 1 och är allmänt be- tecknat med hänvisningsbeteckningen 10. Systemet enligt uppfinningen visas i fig 1 i funktionsschema eller ett logiskt blockschema i form av en serie grindar, kompa- ratorer och liknande i illustrerande syfte. Emellertid inses att den verkliga ut- föringsformen av logiken kan vara annorlunda än den som visas i fig 1, varvid olika digitala och analoga utföringsformer är möjliga. Signalerna som används av varnings- systemet sådant det beskrives innefattar radiohöjden, höjdändringen, en signal mot- svarande flygfarkostens lutning, en signal motsvarande lutningsändringen hos flyg- farkosten och olika giltighetssignaler.

Beroende på typen av flygfarkost i vilken varningssystemet är installerat kan de signaler som visas i fig 1 erhållas från individuella instrument, såsom en radio- höjdmeter 12, en barometrisk höjdmeter 13, en barometerhöjdändringskrets 14, som kan exempelvis innefatta en differentieringskrets, som åstadkommer en signal mot- svarande ändringshastigheten hos signalen från den barometriska höjdmetern 13, ett lutningsgyro 16, en lutningsändringskrets 18, som också kan innefatta en differenti- ator, och olika giltighetssignaler, som kan kombineras som en huvudinhiberingssignal.

Alternativt kan dessa signaler erhållas från en digital databuss i vissa nyare flyg- farkoster.

För att bestämma huruvida flygfarkostens lutning är alltför stor för den höjd vid vilken flygfarkosten flyger, tillföres signaler motsvarande flygfarkostens lut- ning i höjdled och höjden ovanför marken hos flygfarkosten från lutningsgyrot 16 och radiohöjdmetern 12 till en funktionskomparator 20, varvid sistnämnda signal till- föres till funktionskomparatorn 20 via en kombineringskrets 22, vars funktion kommer att beskrivas i en efterföljande del av beskrivningen. För diskussionsändamål skall ett alltför stort lutningstillstånd definieras såsom ett alltför stort lutnings- tillstånd uppåt där nosen hos flygfarkosten lutar uppåt och svansen hos flygfarkosten lutar nedåt så att svansen kan träffa marken om flygfarkosten sjunker till en alltför låg höjd för den lutningsvinkel vid vilken den flyger.

Dessutom tillföres en signal motsvarande den barometriska höjdändringen till funktionskomparatorn 20 från ändringskretsen 14 via en kombineringskrets 24 och kom- bineringskretsen 22. Ändringskretsen 18 är också kopplad till funktionskomparatorn 20 via en skalningskrets 26 och kombineringskretsarna 22 och 24. En komparator för 8 grader är kopplad till lutningsgyrot 16 och en komparator 30 för 25 m (80 feet) är kopplad till radiohöjdmetern 12. Utgângarna från komparatorerna 20, 28 och 30 är kopplade till en AND-grind 32, som styr en röstgenerator 34, som tillför en var- ning "TAIL T00 LOW" eller liknande till en transduktor 36. Transduktorn 36 kan an- tingen vara en hörtelefon eller en högtalare och kan mottaga signalen "TAIL T00 LOW" antingen direkt frân generatorn 34 eller via flygfarkostens interna kommunikations- 10 15 20 25 30 35 40 460 285 system. AND-grinden 32 kan också användas för att styra en drivkrets 38, som styr en varningslampa 40.

Under funktion jämför funktionskomparatorn 20 signalen motsvarande lutningsvinkeln , hos flygfarkosten från lutningsgyrot 16 med signalen motsvarande höjden ovanför mar- ken hos flygfarkosten från radiohöjdmetern 12. Om lutningen och höjden hos flygfar- kosten förblir konstant bestämmer funktionskomparatorn lutningen hos flygfarkosten * och förorsakar att en varning alstras om lutningen är alltför stor för den radiohöjd vid vilken flygfarkosten flyger endast på grundval av lutningsvinkeln och höjden. I typiska flygtillstånd är emellertid inte lutningen och höjden konstanta utan den ver- tikala hastigheten hos svanspartiet av flygfarkosten är betydelsefull för bestämning huruvida ett nedslag av svanspartiet är överhängande. Den vertikala hastigheten är en funktion av tvâ faktorer. En av faktorerna är flygfarkostens sjunkhastighet, som är direkt proportionell mot svansens vertikala hastighet. Den andra faktorn som bestämmer den vertikala hastigheten hos svansen är en funktion av flygfarkostens lutningsänd- ring och den momentarm som definieras av avståndet mellan tyngdpunkten hos flygfarkos- ten och svanspartiet hos flygfarkosten. Följaktligen bestämmes den vertikala hastig- heten hos svansen som en funktion av lutningen genom skalning av lutningsändrings- _ signalen som mottages från lutningsändringskretsen medelst skalkretsen 26, som skalar l ändringssignalen som en funktion av momentarmen eller längden hos svansen för flyg- farkosten för att åstadkomma en signal motsvarande en vertikal hastighet hos svansen.

För stora helikoptrar, såsom Sikorsky CH53 och liknande stora helikoptrar är lutnings- momentet sådant att svansen rör sig ungefär 0,3 m (1 foot) vertikalt per grad lutning.

Signalen från den barometriskahöjdändrinçkretsen 14 och skalningskretsen 26 kom- bineras medelst kombineringskretsen 24, som åstadkommer en signal motsvarande svansens vertikala rörelse härrörande från den kombinerade verkan av sjunkhastigheten och lut- ningsändringen hos flygfarkosten. Kombinationskretsen 24 är utformad så att endast sjunkändringar och lutningsändringar uppåt kombineras medan stigningsändringar och lut- ningsändringar som tenderar att höja svansen ignoreras. Den kombinerade signalen kom- bineras därefter med radiohöjdsignalen från radiohöjdmetern 12 medelst komparatorn 22 så att den reducerar den synbara radiohöjdsignal som tillföres till funktionskompara- torn 20. Detta förorsakar att en varning alstras vid högre höjder när sjunkhastig- heter och lutningsändringar föreligger som tenderar att sänka flygfarkostens svans.

I den visade utföringsformen används kombineringskretsarna 22 och 24 för att kombi- nera den skalade lutningsändringssignalen och sjunkhastighetssignalen och för att ändra storleken av radiohöjdsignalen som tillföres till funktionskomparatorn 20 för att åstadkomma ökningen i varningshöjden när lutning uppåt och sjunkhastighetstill- t stånd föreligger. Emellertid kunde lutningsändringskretsen 18 och barometerändrings- kretsen 14 vara tillförd direkt till funktionskomparatorn 20, som kunde vara försedd med digitala eller analoga kretsar för att utföra kompensationer. Vidare kan en radio- höjdändringssignal användas i stället för barometerhöjdsignalen för att åstadkomma 10 15 20 25 30 35 40 höjdinställningar. 460 283 Enligt en annan betydelsefull aspekt av uppfinningen jämföras signalen från lut- ningsgyrot 16 med en referenssignal motsvarande 8 grader lutning uppåt medelst kom- paratorn 28. Komparatorn 28 övervakar flygfarkostens lutning och åstadkomer en ak- tiveringssignal till AND-grinden 32 endast när lutningen hos flygfarkosten överskri- der 8 grader uppåt. Detta är speciellt betydelsefullt eftersom vid vissa lågnivå- manövreringar, såsom exempelvis vid utrullning när flygfarkosten rör sig någon meter (några feet) ovanför marken så kan lutningsvinkeln lätt närma sig 8 grader. Detta är speciellt viktigt vid rörelse med vinden när nosen hos flygfarkosten måste lutas uppåt för att minska den horisontella hastigheten hos flygfarkosten. Således des- aktiverar komparatorn 28 för 8 grader varningssystemet så länge lutningsvinkeln är mindre än 8 grader för att undvika falska eller störande varningar under sådana flyg- tillstånd.

Komparatorn 30 för 25 meter (80 feet) jämför signalen från radiohöjdmetern 12 med en referenssignal motsvarande en förutbestämd maximal funktionshöjd, exempelvis 25 m (80 feet), och aktiverar grinden 32 endast när flygfarkosten flyger förubestämda maximala höjden. Detta utföres eftersom varningsfunktionen inte erfordras när flygfarkosten har stigit till en så tillräckligt hög höjd att det är omöjligt för svansen att träffa marken och störande varningar som kan förorsakas av falska signa- ler eller ovanliga flygtillstånd undvikes. Slutligen tillföras en huvudinhiberings- signal till AND-grinden 32 och fungerar för att desaktivera AND-grinden 32 om något under den av instrumenten åstadkommer signal till varningssystemet som är defekta.

Om huvudinhiberingssignalen inte föreligger, lutningsvinkeln hos flygfarkosten är större än 8 grader och flygfarkosten flyger under 25 m (80 feet) ovanför marken står grinden 32 under styrning av funktionskomparatorn 20, som förorsakar att grinden 32 initierar en varning om flygfarkosten flyger i ett farligt flygtillstând. Efter- som ett sådant varningssystem vanligen används i samband med andra Varningssystem är det önskvärt att åstadkomma en specifik varning till piloten så att han omedel- bart kan diagnostisera det farliga tillståndet och vidtaga korrigerande åtgärder. I föreliggande utföringsform används en röstvarning, såsom exempelvis "TAIL TO0 L0w“ för att varna piloten om det specifika farliga tillstånd som föreligger. Emellertid kan andra liknande varningar åstadkommas. Dessutom kan en visuell indikation åstad- kommas via en varningslampa, såsom lampan 40, vilken drives medelst drivkretsen 38.

Det exakta sambandet mellan höjden ovanför marken, eller radiohöjden, och stor- leken av den lutning uppåt som erfordras för att alstra en varning visas medelst det skuggade området i fig 2. I diagrammet som visas i fig 2 motsvarar det innersta dia- grammet tillstånden som erfordras för att alstra en varning när den kombinerade stig- hastigheten och lutningsändringen resulterar i ingen vertikal rörelse av svansen.

Vi har funnit genom omfattande analys att kurvan med två lutningar som visas i fig 2 åstadkommer en optimal balans mellan tillräcklig varningstid och störande varningar. 10 15 20 25 30s 35 40 l4eo 285 6 I diagrammet som visas i fig 2 är det raka linjesegment som definierar varnings- gränsen under en radiohöjd av 4,5 m (15 feet) definierad av ekvationen: gVARNING = 5,4 + 3 x LUTNING där HVARNING är radiohöjden vid vilken varningen alstras och lutningen är lutnings- vinkeln uppåt hos flygfarkosten i grader. Detta linjesegment skär den vertikala linjen vid 8 grader vid ungefär en radiohöjd av 0,9 m (3 feet). l Ovanför en radiohöjd av 4,5 m (15 feet) mildras varningskriteriet för att till- låta större lutningsvinklar varvid linjesegmentet som avgränsar varningsomrâdet definieras av ekvationen: j l HVARNING = 0,473 m + 1,12 x LUTNING Detta linjesegment skär det nedre linjesegmentet vid en lutningsvinkel av ungefär 12 grader och skär linjen vid 25 m (80 feet) vid en lutningsvinkel av ungefär 70 grader. Det nedre linjesegmentet är brantare än det övre linjesegmentet eftersom den vertikala förskjutningen av svansen per grad lutningsvinkel är större vid låga lut- ningsvinklar än vid höga lutningsvinklar.

Såsom tidigare diskuterats ökar höjden vid vilken en varning alstras som en ,funktion av sjunkhastigheten och-lutningsändringen hos flygfarkosten för att kompen- c sera för vertikala rörelser hos svansen förorsakade av sjunkningen och lutningen hos flygfarkosten. I föreliggande utföringsform ökar den höjd vid vilken en varning avgives med 0,3 m (1 foot) för varje 0,3 m/sek (foot/second) av vertikal rörelse hos svansen förorsakad av den kombinerade verkan av sjunkhastigheten och lutningsänd- ringen, varvid ignoreras stigningshastigheter och lutningsändringar som tenderar att höja svansen. Om exempelvis endast en sjunkningshastighet var närvarande men ingen lutningsändring fanns, skulle varningskurvan 50 höjas med 0,3 m för varje 0,3 m/sek av sjunkningshastighet som föreligger för att ge piloten ytterligare en sekunds var- ningstid. Om endast en lutningsändring förelåg men ingen sjunkhastighet fanns, skulle varningskurvan 50 höjas 0,3 m för varje grad per sekund av lutningsändring (antagan- de att momentarmen resulterade i 0,3 m vertikal svansrörelse per grad) Återigen skulle detta ge piloten en varningstid av ytterligare en sekund. Om både en lutningsändring och en sjunkhastighet förelåg skulle varningsomrâdet inställas på grundval av den kombinerade verkan av sjunkningen och lutningsändringen. Om exempelvis såsom i före- gående exempel sjunkhastigheten var 0,3 m/sek och lutningsändringen uppåt var 1 grad per sekund, skulle den_kombinerade verkan resultera i en vertikal rörelse hos svan- sen på 0,6_m/sek och följaktligen skulle varningsområdet ökas med 0,6 m för att ge piloten en varningstid av ytterligare l sekund. Om det emellertid fanns en stignings- hastighet pä 0,3 m/sek och en lutningsändring uppåt på 1 grad per sekund skulle stig- ningshastigheten ignoreras och kurvan 50 höjas med endast 0,6 meter för att kompen- sera för lutningsändringen. Likaledes skulle en lutningsändring som tenderar att höja svansen ignoreras. Denna effekt illustreras av kurvorna 52 och 54 i fig 2, som rep- *resenterar ökningar i varningshöjden med 3 m och 6 m förorsakade av 3 m och 6 m/sek 0") 7 460 283 kombinerar vertikal svansröreïse. Notera emeiiertid att ïinjen vid 25 m (80 feet) förbiir konstant.

Uppenbarligen är många modifikationer och variationer av föreiiggande uppfinning möjiiga inom ramen för ovannämnda beskrivning. Det inses att uppfinningen kan utövas på annat sätt inom ramen för bifogade patentkrav, än vad som specieiit beskrivits OVâH.

Claims (11)

10 20 25 30 35 40 .I:~ °\ C) ßJ CD QfJ PATENTKRAV

1. Varningssystem för flygfarkost med roterande vingar för alstring av en varning för en nära förestående kontakt av stjärten hos flygfarkosten med marken innefattande en anordning för att åstadkomma en signal motsvarande flygfarkostens höjd ovanför marken; en anordning för att åstadkomma en signal motsvarande flygfarkostens sjunkhastighet; en anordning för att åstadkomma en signal motsvarande flygfarkostens lutningsvinkel och en anordning för att åstadkomma en signal motsvarande ändringshastigheten av lutningsvinkeln hos flygfarkosten, k ä n n e t e c k n a t av cn varningsalstringsanordning för att i beroende av nämnda höjdsignal, sjunkhastighetssignal, lutningsvinkel- signal och ändringshastighetssignal för lutningsvinkeln alstra en varning för ett nära förestående stjärtnedslag när lutningsvinkeln är större än ungefär 8 grader och sambanden mellan höjden, lutningsvinkeln, sjunkhastigheten och ändringshastígheten hos lutníngsvínkeln är sådana att ett stjärtnedslag är nära förestående.

2. Varningssystem enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a t av att den varningsalstrande anordningen innefattar en anordning för att alstra varningen vid en höjd av ungefär 0,9 m (3 fot) ovanför marken när lutninge- vinkeln är ungefär 8 grader, en anordning för att alstra varningen vid en höjd av ungefär à,5 m (15 fot) ovanför marken när lutningsvinkeln är ungefär 12 grader, och en anordning för att alstra nämnda varning vid en höjd av ungefär 25 m (80 fot) när lutníngsvinkcln är ungefär 70 grader.

3. Varningssystem enligt krav 1, k ä n n e L e c k n a t av att den höjdsignaltillhandahållande anordningen innefattar en radiohöjdmeter, varvid nämnda sjunkhastighetssignaltillhandahållande anordning innefattar en anord- ning för att åstadkomma en signal motsvarande den barometriska sjunkhastig- heten hos flygfarkosten.

4. Varningssystem enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a t av att den varningsalstrande anordningcn dessutom arbetar i berennde av anordningen som tillhandahåller sjunkhastighetssignalen och av anordningen som tillhanda- håller signalen för lutníngsvinkclns ändringshastighet, så att en varning alstras när förhållandena mellan höjd, lutningsvinkel, sjunkhastíghet och lutningsförändringshastighet är sådana att ett stjärtnedslag är nära förestående.

5. Varningssystem enligt krav 1, k ä n n c L o c k n a t av att den varníngsalstrande anordningen innefattar en anordning för att alstra en varning när lnfningsvinkeln är större än 8 grader och flygfarkostens höjd över marken är mindre än 0,9 m (3 fot). KH M 10 15 20 25 30 35 40 ~ q 460 285

6. Varningssystem enligt krav 2 eller 4, k ä n n e t e c k n a t av att varningsanordningen innefattar en anordning för att linjärt öka höjden ovanför marken vid vilken varningen avges som en funktion av lutningsvinkeln mellan lutningsvinklar på ungefär 8 grader och 12 grader och mellan lutninge- vinklar på ungefär 12 grader och 70 grader.

7. Varningssystem enligt krav 2 eller 6, k ä n n e t e c k n a t av en anordning för att åstadkomma en signa] motsvarande flygfarkostens sjunk- hastighet, varvid varningsanordníngen innefattar en anordning för att i beroende av nämnda sjunkhastighetssignal höja den höjd vid vilken varningen alstras med 0,3 m för varje 0,3 m/s av sjunkhastighet hos flygfarkosten.

8. Varningssystem enligt krav 7, k ä n n e t e c k n a t av att den sjunkhastighetssignaltillhandahållande anordningen innefattar en anordning för att åstadkomma en signal motsvarande den barometriska sjunkhastigheten hos flygfarkosten.

9. Varningssystem enligt krav 6 eller 7, k ä n n e t e c k n a t av en anordning för att åstadkomma en signal motsvarande flygfarkostens lutninge- ändring, varvid den varningsalstrando anordningen innefattar en anordning för att i bereonde av lutningsändringssignalen öka den höjd vid vilken en varning alstras med 0,3 m för varje steg av lutningsändringcn som tenderar att sänka stjärten med ungefär 0,3 m/s.

10. Varningssystem enligt krav 2 eller 6, k ä n n e L e c k n a L av att systemet innefattar en anordning för att åstadkomma en signal motsvarande flygfarkustens lutninqsändring, varvid den varningsalstrande anordningen innefattar en anordning för att i bereonde av lutningsändríngssignalen öka den höjd ovanför marken vid vilken varningen alstras med 0,3 m för varje grad per sekund av lutningsändring som tenderar att bringa stjärten hos flygfarkosten mot marken.

11. Varningssystem enligt krav 6, k ä n n e t e c k n a t av en anord- ning för att åstadkomma en signal motsvarande flygfarkostens sjunkhastighet, en anordning för att åstadkomma en signal motsvarande Flygfarkostens lutningsändring, en komhinationsanordning för att i bereunde av sjunkhastig- heten och lutningsändringssignalen åstadkomma en kombinerad signal motsvarande den vertikala hastigheten hos flygfarkostens stjärt, varvid nämnda varningsalstrande anordning i berennde av nämnda kombinerade signal höjer den höjd vid vilken varningen alstras med 0,3 m för varje 0,3 m/s nedåtriktad hastighet hos ilygfarkostens stjärt.