DE2139075A1 - Einrichtung zur Erfassung unzulässiger Sinkgeschwindigkeiten eines Luftfahrzeuges bei Annäherung an den Erdboden - Google Patents

Einrichtung zur Erfassung unzulässiger Sinkgeschwindigkeiten eines Luftfahrzeuges bei Annäherung an den Erdboden

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Description

Patentanwälte Dipl.-Ing. F. Weickmann,
Dipl.-Ing. H. Weickmann, Dipl.-Phys. Dr. K. Fincke Dipl.-Ing. F. A.Weickmann, Dipl.-Chem. B. Huber
8 MÜNCHEN 86, DEN POSTFACH 860 820
Sundstrand Data Control. Inc. möhlstrasse 22, rufnummer 483921/22 -
<983921/22>
Overlake Industrial Park
Redmond, Washington,V.St.A.
Einrichtung zur Erfassung unzulässiger Sinkgeschwindigkeiten eines Luftfahrzeugs bei Annäherung an den Erdboden
Die Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung zur Erfassung unzulässiger Sinkgeschwindigkeiten eines Luftfahrzeugs bei Annäherung an den Erdboden in Abhängigkeit von der Höhe über Qaind und deren zeitlicher Ableitung, umfassend einen die Höhe über Grund messenden Höhenmesser und ein deren zeitlicher Ableitung proportionales Sinkgeschwindigkeitssignal erzeugendes Differenzierglied. Eine derartige Einrichtung dient beispielsweise dazu, den Piloten eines Flugzeugs bei Annäherung an den Erdboden dann zu warnen, wenn ein weiteres Sinken zur Bodenberührung führen könnte,, so daß eine Steigbewegung eingeleitet werden muß.
Es ist bereits vorgeschlagen worden, unzulässige Sinkgeschwindigkeiten eines Luftfahrzeugs bei Annäherung an den Erdboden in Abhängigkeit von der Höhe über Grund und deren zeitlicher Ableitung zu erfassen. Es ist beispielsweise erkennbar, daß ein sich noch mehr als 3oo m über dem Erdboden befindendes Flugzeug mit grösserer Geschwindigkeit sinken kann als bei einer Höhe von nur 3o m. ,Die vorgeschlagene Einrichtung weist jedoch den Mangel auf, daß >ein zufriedenstellendes Maß für die zeitliche Ableitung der Höhe \iber Grund nicht gewonnen werden kann.
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'Zur Messung der Höhe eines Luftfahrzeugs über Grund sind verschiedene Instrumente, beispielsweise Radiohöhenmesser bekannt. Das von einem Radiohöhenmesser erzeugte Meßsignal kann differenziert werden, wodurch ein der zeitlichen Ableitung der Höhe über Grund proportionales Sinkgeschwindigkeitssignal erhalten wird. Ein so erhaltenes Sinkgeschwindigkeitssignal gibt ein zufriedenstellendes Haß für die zeitliehe.Ableitung der Höhe über Grund, so lange der Erdboden unterhalb des Luftfahrzeugs relativ eben ist. Wo jedoch der Erdboden unregelmäßig ist, weil das Luftfahrzeug beispielsweise über große Gebäude, Bäume und dergleichen hinwegfliegt, werden Sinkgeschwindigkeitssignale erzeugt, die zu falschem Alarm führen können.
Es ist auch bekannt, die Höhe eines Luftfahrzeugs auf barometrischer Grundlage gegenüber einer feststehenden Referenzhöhe, beispielsweise dem Meeresspiegel, zu messen. Das von einem barometrischen Höhenmesser erzeugte Meßsignal kann wiederum differenziert werden, wodurch ein der zeitlichen Ableitung der Höhe proportionales barometrisches Sinkgeschwindigkeitssignal erhalten wird. Ein solches Sinkgeschwindigkeitssignal kann in einer Einrichtung zu Erfassung unzulässiger Sinkgeschwindigkeiten verwendet werden, solange der Erdboden relativ flach ist. wenn dagegen der Erdboden unter- ψ halb des Luftfahrzeugs beispielsweise ansteigt, wird dies von dem barometrischen Höhenmesser aufgrund der Messung gegenüber einer festen Bezugshöhe nicht angezeigt, so caß es zur Bodenberührung kommen kann.
Es wurde versucht, das der zeitlichen Ableitung der Höhe über Grund proportionale Sxnkgeschwinigkeitssignal zu filtern, um höheifrequente Signalanteile zu unterdrücken. Hierdurch konnten Fehlalarme nicht vermieden werden. Wenn nämlich die Zeitkonstante des Filters groß genug ist, um durch Unregelmäßigkeiten des Erdbodens verursachte Amplituden des Sinkgeschwindig-
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keitssigrials zu unterdrücken, so spricht die Einrichtung auf Änderungen der Höhe des Luftfahrzeugs so langsam an, daß eine sichere Warnung nicht mehr gewährleistet ist.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, bei einer Einrichtung der eingangs genannten Art Fehlalarme zu vermeiden, dabei aber die Empfindlichkeit der Einrichtung nicht zu verringern.
Die Aufgabe wird gemäß der Erfindung bei einer Einrichtung der eingangs genannten Art gelöst durch eine die Amplituden des Sinkgeschwindigkeitssignals begrenzende Begrenzungsvorrichtung.
Durch die Begrenzung des Sinkgeschwindigkeitssignals hinsichtlich seiner Amplituden werden Fehlalarme aufgrund unregelmäßiger Erdbodenbeschaffenheit weitgehend vermieden.
Gemäß einer Ausgestaltung kann die Begrenzungsvorrichtung hinsichtlich der Amplitudengrenze verstellbar sein. Wenn beispielsweise ein sich mit Reisegeschwindigkeit fortbewegendes Flugzeug dem Erdboden nahe kommt, ist es erwünscht, ein Warnsignal zu erzeugen, sobald die Fluglage des Flugzeugs gegenüber dem Erdboden derart wird, daß es durch eine Steigbewegung noch leicht eine Bodenberührung vermeiden kann. Wenn sich das Flugzeug dagegen bei einem Landeanflug befindet und somit willkürlich dem Erdboden genähert wird, kann die Amplitudengrenze für das Sinkgeschwindigkeitssignal auf einen geringeren Wert eingestellt werden, um unnötige Fehlalarme zu vermeiden.
Gemäß einer weiteren Ausgestaltung wird das hinsichtlich seiner Amplituden begrenzte Sinkgeschwindigkeitssignal mit einem der zeitlichen Ableitung der barometrisch gemessenen Höhe proportio-
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nalen barometrischen Sinkgeschwindigkeitssignal kombiniert, und diese Kombination erfolgt mittels eines Komplementärfilters, das die sich langsam ändernden Signalkomponenten geringer Frequenz des hinsichtlich seiner Amplituden begrenzten Sinkgeschwindigkeitssignals und die sich schnell ändernden Signalkomponenten hoher Fwquenz des barometrischen Sinkgeschwindigkeitssignals aus den jeweiligen Signalen herausfiltert. Das so mittels des Filters gewonnene rechnerische Sinkgeschwindigkeitssignal weist eine hohe Genauigkeit auf und vermeidet Ungenauigkeiten aufgrund von Bodenunebenheiten sowie von bleibenden Abweichungen und von einer Drift des von dem barometrischen Höhenmesser erzeugten Meßsignals.
Gemäß weiterer Ausgestaltung ^ist im Falle der erwähnten Verwendung eines barometerischen Höhenmessers vorgesehen, daß der barometrische Höhenmesser während eines Startvorgangs und vorzugsweise auch während des anfänglichen auf den Startvorgang folgenden Steigens des Luftfahrzeugs selbsttätig abschaltbar ist. Während des Startvorgangs des Luftfahrzeugs wird nämlich die Luft zwisehen ihm und der Startpiste komprimiert, was zu einem verfälschten, beispielsweise zu niedrigen Meßsignal des barometrischen Höhenmessers führt, wodurch dann entsprechend durch das Sinkgeschwindigkeitssignal ein Sinken des Flugzeugs angezeigt wird, obwohl sich dieses noch auf dem Erdboden befindet. Auch während des unmittelbar auf den·Start folgenden Steigvorganges ist die barometrische Höhenanzeige verfälscht.
Gemäß einer weiteren Ausgestaltung wird das γ^οη einem normalen Beschleunigungsmesser erhaltene Beschleunigungssignal entweder anstelle des barometrischen Sinkgeschwindigkeitssignals oder zusätzlich zu diesem verwendet. Hierdurch wird ein dynamisches Sinkgeschwindigkeitssignal erhalten, das mit dem der zeitlichen
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Ableitung der Höhe über Grund proportionalen Sinkgeschwindigkeit ssignal kombiniert wird.
Es kann auch vorgesehen sein, daß bei einem, ersten für eine unzulässige Sinkgeschwindigkeit charakteristischen Grenzwert ein erstes Alarmsignal und bei einem zweiten für eine unzulässige Sinkgeschwindigkeit charakteristischen Grenzwert ein zweites Alarmsignal erzeugt wird. Falls der Pilot nicht auf das erste Warnsignal reagiert, wird er durch das zweite Warnsignal nochmals eindringlicher gewarnt.
Gemäß einer weiteren Ausgestaltung ist vorgesehen, daß der Abstand eines für eine unzulässige Sinkgeschwindigkeit charakteristischen Wertes von einem Grenzwert gemessen wird und daß im Alarmfall eine charakteristische Größe des Alarms in Abhängigkeit von dem gemessenen Abstand veränderbar ist. Insbesondere kann eine akustische Warnvorrichtung vorgesehen sein, wobei das akustische Signal mit einer Folgefrequenz moduliert ist, die in Abhängigkeit von dem gemessenen Abstand veränderlich ist.
Gemäß einer anderen Weiterbildung ist ein Komplementärfilter vorgesehen, das einen als Pufferverstärker geschalteten Operationsverstärker aufweist, wobei zwischen den Ausgang des Operatxonsverstärkers und dessen negativen Eingang ein Rückführungszweig geschaltet ist. Eine dimsehe Schaltung verbindet eine Signalquelle mit dem positiven Eingang des Operationsverstärkers, während eine kapazitive Schaltung eine zweite Signalquelle mit diesem positiven Eingang verbindet. Die ohnsche und die kapazitive Schaltung bilden einen Tiefpaßfilter für das Signal der ersten Signalquelle bzw. einen Hochpaßfilter für das Signal der zweiten Signalquelle. Die Zeitkonstante beider Filter kann in einfacher Weise gemeinsam dadurch verstellt werden, daß ein Widerstand derohnschen Schaltung verstellbar ist.
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Weitere Ausgestaltungen und Vorteile ergeben sich aus den Unteransprüchen und aus der folgenden Beschreibung, in der Ausführungsbeispiele und deren Anwendung dargestellt sind. Es zeigen:
Fig. 1 die Flugbahn eines Flugzeugs bei einer Ausweichbewegung nach einer Annäherung an den Erdboden;
Fig. 2.eine die Funktionsweise einer erfindungsgemäßen Einrichtung erläuternde Kurvendarstellung;
Fig. 3 als Blockschaltbild eine gemäß der Kurvendarstellung der Figur 2 arbeitende Einrichtung gemäß der Erfindung;
Fig. 1 als Blockschaltbild den ein Sinkgeschwindigkeitssignal ermittelnden Teil einer Einrichtung gemäß der Erfindung;
Fig. 5 ein weiteres Ausführungsbeispiel einer Einrichtung gemäß der Erfindung;
Fig. 6 in genauerer Darstellung Teile der Einrichtung gemäß Fig. 5i
Die WamungS'kr iterien für eine unzulässige Sinkgeschwindigkeit eines Luftfahrzeugs sind bei der Einrichtung gemäß der Erfindung die Höhe über Grund und deren zeitliche Ableitung. 'Wenn diese beiden Faktoren bestimmte gegenseitige Größenverhältnisse aufweisen, wird dem Piloten ein Warnsignal gegeben, damit er ein Steigmanöver einleitet. Das hauptsächliche Problem bei der Verwendung einer solchen Einrichtung war die Unmöglichkeit, ein genügend genaues Sinkgeschwindigkeitssignal zu erzeugen, das der zeitlichen Ableitung der Höhe des Luft- · fahrzeugs proportional ist. Grundsätzlich waren zwei Meßver-
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fahren für die Entfernung zwischen Luftfahrzeug und Erdboden verfügbar. Die Messung wird üblicherweise durch einen Radiohöhenmesser oder einen vom Luftfahrzeug nach unten gerichteten Radarhöhenmesser vorgenommen. Solche Höhenmesser messen die Laufzeit von Radiosignalen, die im Luftfahrzeug erzeugt und vom Erdboden reflektiert werden. Die andere, barometrische Meßmethode beruht darauf, den Luftdruck der das Luftfahrzeug umgebenden Luft zu messen.
Ein Radiohöhenmesser ist empfindlich gegenüber geringen Unregelmäßigkeiten der Erdoberfläche und Gegenständen wie Bäumen, Gebäuden usw. Wäre der Erdboden völlig eben, so würde das aufgrund der Radiohöhenmessung erhaltene Sinkgeschwindigkeit ssignal zur Warnung bei unzulässigen Sinkgeschwindigkeiten eine gute Basis darstellen. Dies ist jedoch im allgemeinen nicht der Fall, so daß das in der Praxis erzeugte Sinkgeschwindigkeitssignal aufgrund der Bodenunregelmäßigkeiten Fehlalarme erzeugt. Das aufgrund des ließsignals eines barometrischen Höhenmessers erzeugte Sinkgeschwindigkeitssignal gibt zwar eine genaue Information hinsichtlich der StejLg- oder Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und gäbe eine zufriedenstellende Basis für eine Warnung ab, wenn sich das Luftfahrzeug über ebenem Erdboden bewegte. Wenn jedoch der Erdboden nicht eben ist, insbesondere bei ansteigendem Erdboden, ist das barometrische Sinkgeschwindigkeitssignal allein für eine verläßliche Warnung nicht ausreichend.
Die Kombination eines hinsichtlich seiner Amplitude begrenzten, vom Meßsignal eines Radiohöhenmessers abgeleiteten Sinkgeschwindigkeitssignals und eines barometrischen Sinkgeschwin- ( digkeitssignals ergibt ein synthetisches, rechnerisches Sinkgeschwindigkeitssignal, das fixe Vorteile des genauen Bezugs
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auf die Höhe über Grund,, die sonst bei alleiniger Verwendung eines Radiohöhenmessers erhalten wird, und die dynamische Verläßlichkeit, die sonst bei alleiniger Verwendung eines barometrischen Höhenmessers erzielt wird, kombiniert. Eine mit einem solchen rechnerischen Sinkgeschwindigkeitssignal arbeitende Einrichtung zur'Erfassung unzulässiger Sinkgeschwindigkeiten und zur Warnung des Piloten arbeitet ohne Fehlalarme und bietet doch eine rechtzeitige und verläßliche Warnung in Situationen, in denen der Pilot Steuermanöver zur Abwendung einer Grundberührung vornehmen muß.
Die Begrenzungsvorrichtung für die Amplituden des Sinkgeschwindigkeit ssignals und andere Ausgestaltungen der Einrichtung gemäß der Erfindung werden im folgenden als Teile einer Warneinrichtung beschrieben, die unter Voraussetzung bestimmter Flugbedingungen und eines bestimmten Flugverhaltens eines Flugzeugs arbeitet. Hieran soll die grundsätzliche Wirkungsweise der Einrichtung verdeutlicht werden. Die Merkmale der Erfindung können jedoch auch bei anderen Einrichtungen zur Erfassung unzulässiger Sinkgeschwindigkeiten verwendet werden, bei denen eine Warnung erfolgt oder bei der automatisch über einen Fluglageregler auf die Bewegung eines Luftfahrzeugs eingewirkt wird,.wobei andere Flugbedingungen und ein anderes Flugverhalten des Luftfahrzeugs vorausgesetzt sein können,
Fig. 1 und 2 verdeutlichen die Grundlagen der Warnungkriterien, aufgrund deren die Einrichtung arbeitet. Die in Fig.
I dargestellte Kurve zeigt die Flugbahn Io eines Flugzeugs
II während einer Annäherung an den Erdboden 12 und während einer Ausweichbewegung, die aufgrund eines dem Piloten gegebenen Warnsignals und eines von diesem eingeleiteten Steigmanövers erzielt wird. Es sei angenommen, daß sich das Flugzeug 11 in Fig. 1 in einer Höhe h mit dem augenblicklichen Wert hT = 16o m befindet und mit einer Sinkgeschwindigkeit von 13 m/sec sinkt. Es handelt sich hierbei um einen negativen
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Wert der zeitlichen Ableitung η der Höhe, der auch als Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs bezeichnet wird. Zu diesem Zeitpunkt wird dem Piloten das Warnsignal gegeben. Der Pilot wartet hierauf während einer Zeit T^ = 8 see, wonach er ein Aufrichtmanöver beginnt. Das Aufrichtmanöver könnte so ausgeführt werden, daß währendessen auf das Flugzeug eine Beschleunigungskraft von 0,1 g wirkt; g bezeichnet die Erdbeschleunigung. Unter diesen Bedingungen würde das Flugzeug gerade/eben im untersten Bahnpunkt seiner Flugbahn den Erdboden berühren.
Es ist allerdings ungewöhnlich, daß ein Pilot 8 see lang wartet, bevor er ein Aufrichtmanöver beginnt, nachdem er ein Warnsignal erhalten hat. Weiter ist ein Aufrichten mit nur o,l g ein sachtes Manöver, das wesentlich weniger hart als das Manöver ist, das der Pilot im Falle der Gefahr einer Bodenberührung tatsächlich ausführen wird. Dementsprechend liegt der tiefste Punk der Flugbahn des Flugzeugs 11, der tatsächlich erreicht wird, in einer Höhe über dem Erdboden, die ausgedrückt werden' kann als
hmin = TGChT·
TD ist hierbei gleich der Reaktionszeit des Piloten vermehrt um einen für den gewünschten Bodenabstand charakteristischen Zeitfaktor TPp» und hm bedeutet die Sinkgeschwindigkeit zu Beginn der Warnung.
Die Warnbedingungen für die in Fig. 1 dargestellte Situation werden beschrieben durch die Auslösungsgleichung:
worin h™ die Höhe bedeutet, bei deren Unterschreiten ein Warnsignal erzeugt wirds und wobei η ein von der Flugzeugkonstruktion abhängiger, die Steigfähigkeit des Flugzeugs beschreibenden
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-Io -
konstanter Faktor ist.
Fig. 2 zeigt eine graphische Darstellung der Auslösungs-
gleichung als Kurve 15, wobei die Sinkgeschwindigkeit hr„
als Abszisse und die Warnhöhe h™ als Ordinate aufgetragen sind. So.lange Höhe und Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs dessen Betrieb im Bereich 16 oberhalb der Kurve 15 bedeuten, wird kein Warnsignal erzeugt. Wenn jedoch die Betriebsbedingungen des Flugzeugs auf der Kurve 15 oder in dem Bereich 17 unterhalb der Kurve 15 liegen, erfolgt eine Warnung. Der Bereich 17 unterhalb der Kurve 15 kann somit als Warnbereich bezeichnet werden.
Das Blockschaltbild der Fig. zeigt eine Einrichtung zu Erzeugung einer Warnung bei unzulässig großer Sinkgeschwindigkeit entsprechend der beschriebenen Auslösungsgleichung. Ein Höhenmesser 2o erzeugt ein Messsignal h, das einem Differenzierglisd 21 zugeführt wird, das seinerseits ein der zeitlichen Ableitung h der Höhe proportionales Sinkgeschwindigkeitsignal erzeugt. Ein aufgrund der Auslösungsgleichung arbeitender Rechner 22 berechnet ständig die Warnhöhe h„ entsprechend der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs. Der Rechner 22 weist einen Multiplizierer 2 3 auf, dessen beiden Ein-
gänge das Sinkgeschwindigkeitssignal h zugeführt ist. Der
Multiplizierer 23 erzeugt somit ein dem Quadrat η proportionales Signal. Dieses Signal wird einem Verstärker 24 mit einem Verstärkungsfaktor : zugeführt. Das Sinkgeschwindigkeitssignal h wird einem Verstärker 25 mit einem Verstärkungsfaktor T0 zugeführt. Die Ausgangssignale der beiden Verstärker 24,2 5 werden mittels eines Summxerglieds 26 subtraktiv kombiniert, so daß das Ausgangssignal des Summxerglieds 26 h2 hTD
2ng
ist, was gemäß der Auslösungsgleichung gleich der Warnhöhe h„, ist.
Das Warnhöhensignal h™ wird dem positiven Eingang eines Summxerglieds 28 zugeführt^während das Meßsignal h des Höhenmessers
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einem negativen Eingang des Summierglieds 28 aufgeschaltet ist. Ist das von dem Summierglied 28 erzeugte Ausgangssignal positiv, so zeigt dies an, daß sich das Flugzeug in einer Höhe unterhalb der Warnhöhe H„ befindet. Dieser Zustand wird von einem Komparator 29 erfaßt, der dann ein Ausgangssignal CVJ als Warnsignal erzeugt. Die Übertragungsfunktion des Komparator 29 weist eine genügende Hysterese auf, wie dies im Blockschaltbild der Fig. 3 angedeutet ist, um wiederholtes Aus- und Einschalten des Warnsignals bei gerinjen Veränderungen der Signale zu vermeiden.
Wird bei der Einrichtung gemäß Fig. 3 als Höhenmesser ein Radiohöheninesser verwendet, um die Höhe über Grund zu messen, so wäre das erzeugte Meßsignal h genau, so lange das Flugzeug über völlig glattem Erdboden fliegt. Bei stark unregelmäßiger Bodenbeschaffenheit ergäben sich jedoch unzulässige Fehlalarme. Ein barometrischer Höhenmesser würde zwar Fehlalarme aufgrund unregelmäßiger Bodenbeschaffenheit ausschließen, würde jedoch dann nicht vor einer unzulässigen Annäherung an den Erdboden warnen, wenn sich das Flugzeug über ansteigendem Gelände bewegte. Iveiter weist ein barometrischer Höhenmesser im allgemeinen Fehlalarme durch ungenaue Nullpunkteinstellung und durch Lan^zeit- Drifterscheinungen auf, die beispielsweise durch barometrische Druckänderungen bedingt sind. Somit kann die in Fig. 3 gezeigte Einrichtung, obwohl sie theoretisch genau arbeitet, in der Praxis mit keinem der bekannten Höhenmesser verv/irklicht werden.
Fi~. 4 zeigt als Blockschaltbild Teile einer erfindungsgemäßen Einrichtung mit einem Kompementärfilter, mittels deren die Ileßsignale h_ eines Radiohöhenmessers 3o und hR eines barometrischen Höhenmessers 31 kombiniert werden. Differenzierglieder 32,33 differenzieren das Heßsignal des Radiohöhenn;essers 3o bzw. des barometrischen Höhenmessers 31 und erzeugen Sinkgeschwindigkeitssignal h„ , h. , die den Eingängen des
K L.
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Komplementärfilters 34 zugeführt werden. Das durch Radiohöhenmessung erhaltene Sinkgeschwindigkeitssignal hR wird einem Tiefpaß 3 5 zugeführt, während das barometrische Sinkgeschwindigkeitssignal h„ einem Hochpaß 36 aufgeschaltet wird, und die gefilterten Signale werden mittels eines Summierglieds 37 zu einem rechnerischen Sinkgeschwindigkeitssignal hp kombiniert. Der Tiefpaßfilter 3 5 hat im wesentlichen ein Integrationsverhalten, während der Hochpaß 36 sich im wesentlichen als Differenzierer verhält. Die Zeit- W konstante des Kompelmentärfilters ^p wird in Abhängigkeit von der Art der Bodenunebenheiten gewählt, die der Erdboden unter dem Flugzeug aufweist, und richtet sich weiter nach der gewünschten Warnemjfindlichkeit. Je größer die Warnempfindlichkeit gewählt wird, um so größer ist selbstverständlich die Wahrscheinlichkeit eines Fehlalarms über unregelmäßigem Gelände. In der Praxis wurde gefunden, daß eine Zeitkonstante in der Größenordnung von 1 bis 5 see zufriedenstellend ist. V7ie noch gezeigt werden wird, kann die Zeitkonstante veränderlich sein, so daß sie den jeweiligen Betriebsbedingungen angepaßt werden kann.
Die Kurve in Fig. 4a zeigt die Kennlinie des Tiefpasses 35 in Abhängigkeit von der Zeitdauer des Signals. Fig. 4b zeigt die Kennlinie des Hochpasses 36, und Fig. 4c zeigt den Verlauf des rechnerischen Sinkgeschwindigkeitssignals hp.
Der Tiefpaß 35 verringert den relativen Anteil hochfrequenter oder kurzzeitiger Sinkgeschwindigkeitsänderungen an dem durch Radiohöhenmessung erzielten Sinkgeschwindigkeitssignal, die durch Unebenheiten der Erdoberfläche bedingt sind. Der Hochpaß 36 unterdrückt die Langzeitabweichungen des barometrischen Sinkgeschwindigkeitssignals, so daß Fehler aufgrund bleibender Nullpunktverschiebungen und aufgrund von Drifterscheinungen sich nicht auf die Einrichtung auswirken.
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Es wurde allerdings gefundens daß selbst bei Gebrauch des beschriebenen Komplementärfilters das mittels des Radiohöhenmessers und des nachgeschalteten Differenzierglieds erhaltenes Sinkgeschwindigkeitssignal hR in manchen Fällen Amplituden erreicht, die zur Auslösung eines Fehlalarms ausreichen. Eine weitere Verbesserung wird durch das in Fig. 5 gezeigte Ausführungsbeispiel erhalten.
In Figur 5 ist ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel einer Einrichtung zur Erfassung unzulässiger Sinkgeschwindigkeiten und Höhen und zur Warnung des Piloten gezeigt. Wie in Fig. 4 werden Meßsignale hR,hRvon einem Radiohöhenmesser i+o bzw. einem barometrischen Höhenmesser 41 als Eingangssignale erzeugt. Das durch Radiohöhenme^ssung erzeugte Meßsignal hR wird mittels eines Differenzierglieds 42 differenziert, und das so erhaltene Sinkgeschwindigkeitssignal
hR wird einem Sinkgeschwindigkeits-Amplitudenbegrenzer 43 zus-geführt, der verhindert, daß die Amplituden des Signals eine bestimmte Amplitudengrenze überschreiten. Diese Amplitudengrenze kann in noch näher auszuführender Weise einstell· bat sein. Das Ausgangsignal hRL wird dem Eingang des Tiefpasses 44 eines Komplementärfilters 45 zugeführt. Das barometrische Meßsignal hR wird mittels eines Differenzierglieds 46 in ein barometrisches Sinkgeschwindigkeitssignal hn umgeformt und danach über einen Schalter 47 dem Eingang des Hochpasses 48 des Komplementärfilters 45 zugeführt«, Die gefilterten Sinkgeschwindigkeitssignale werden mittels eines Summierglieds 49 kombiniert, und das so gewonnene rechnerisehe Sinkgeschwindigkeitssignal hc dient als Eingangssignal für" einen aufgrund der Auslösungsgleichung arbeitenden Rechner 5o .
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Einem Multiplizierer 52 im Rechner 5o wird das rechnerische Sinkgeschwindigkeitssignal It0 an beiden Eingängen zugeführt,
* 2
so daß er als Ausgangssignal ein dem Quadrat h„ proportionales Signal erzeugt, wie dies bereits anhand der Fig. 3 beschrieben wurde. Dieses Signal wird einem Verstärker 53 mit einem Ver-Stärkungsfaktor ■=— zugeführt. Weiter wird das rechnerische Sinkgeschwindigkeitssignal h„ einem Verstärker 54 mit einem Verstärkungsfaktor T1-. zugeführt. Die Ausgangs signale der beiden Verstärker 53,54 werden mittels eines Summierglieds 55 zu einem Signal hT kombiniert, das die Warnhöhe angibt, bei der bei gegebener Sinkgeschwindigkeit im Flugzeug ein Warnsignal ausgelöst wird. Ein die Fluglage und/oder den Betriebszustand des Flug-s zeugs erfassender Wandler 56 steuert die Verstärkung der Verstärker 53,54 in Abhängigkeit von der Aufrichtfähigkeit des Flugzeugs entsprechend den jeweiligen Umständen.
Die errechnete Warnhöhe hT wird mit der tatsächlichen Höhe des Flugzeugs über Grund verglichen, um zu entscheiden, ob ein Warnsignal erzeugt werden muß. Das durch Radiohöhenmessung erzeugte Meßsignal hR wird hierzu von dem Warnhöhensignal hT mittels eines Summierglieds 57 subtrahiert, und das der Differenz entsprechende Signal wird einem Komparator· 58 zugeführt, der bei positivem Signal ein Warnsignal CW erzeugt. Dieses wird einer noch zu beschreibenden Warnvorrichtung zugeführt.
Der Begrenzer 53 für das Sxnkgeschwxndigkeitssignal hR vermeidet oder verringert zumindest die Fehlalarme, die aufgrund des durch Radiohöhenmessung erzeugten Sinkgesehwindxgkeitssignals bei Unebenheiten der Erdoberfläche erzeugt werden könnten. Die Amplitudengrenze wird vorzugsweise in Abhängigkeit von der Betriebsart des Flugzeugs eingestellt. Wenn sich das Flugzeug beispielsweise in der letzten Phase eines Landeanflugs befindet und in niedriger Höhe auf die Landebahn einschwebt, ist es in
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besonderem Maße unerwünscht, daß ein Warnsignal erzeugt wird, wenn der Radiohöhenmesser eine Bodenunebenheit, ein Gebäude oder dergleichen erfaßt. Dementsprechend wird bei dieser Betriebsart die Amplitudengrenze im Begrenzer 4 3 auf einen niedrigeren Grenzwert eingestellt als in dem Fall, daß sich das Flugzeug im Reiseflug bewegt und damit im allgemeinen in ein*=r Höhe befindet, in der eine höhere Sinkgeschwindigkeit ohne Beeinträchtigung der Sicherheit zugelassen werden kann. Bei dem in Fig. 5 dargestellten Ausführungsbeispiel wird die Amplitudengrenze im Begrenzer 5 3 in Abhängigkeit von der Stellung des Fahrgestells des Flugzeugs verstellt. Die Stellung des Fahrgestells wird durch einen Geber 6o erfaßt. Die Übertragungsfunktion des Begrenzers 13 weist zwei Amplitudengrenzen LGU, LGD auf, die den Zuständen des eingezogenen und des ausgefahrenen Fahrgestells entsprec-hen.
Die Sinkgeschwindigkeits-Signalpegel werden vorzugsweise in Abhängigkeit von den Eigenschaften des Flugzeugs eingestellt. Bei einer Ausfuhrungsform wird die untere Grenze entsprechend dem Aufrichtvermögen des Flugzeugs gewählt, wie dies durch die Kurve in Fig. 2 dargestellt ist. Beispielsweise bildet diejenige Sinkgeschwindigkeit, die der geringsten im Flug zulässigen Höhe des Flugzeugs über Grund entspricht, eine verwendbare Grenze* Die obere Grenze, die außer beim Landeanflug verwendet wird, entspricht vorzugsweise der maximalen Steigfähigkeit des Flugzeugs. Wenn ein Flugzeug nicht schneller als beispielsweise 26m /see steigen kann, so ist es nicht erforderlich, eine höhere Steiggeschwindigkeit zu erfassen.
Der Komparator 62 und der Schalter 47 ermöglichen es, das barometrische Sinkgeschwindigkeitssignal während des Starts und während der anfänglichen Phase des auf den Start folgenden Steigvorgangs des Flugzeugs zu blockieren. Während des Anlaufs
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des Flugzeugs auf der Startpiste wird Luft vor und unter dem Flugzeug zwischen diesem und der Piste komprimiert. Der barometrische Höhenmesser mißt dann einen erhöhten Druck und zeigt daher eine niedrigere Höhe an. Das Sinkgeschwindigkeitssignal
hß würde in diesem Fall anzeigen, daß das Flugzeug sinkt, so daß ein Fehlalarm die Folge sein könnte. Dies wäre für den Piloten während des Startvorgangs zumindest ablenkend und irreführend. Um diese Folgen zu vermeiden, wird dem Komparator 62 das aufgrund der Radiohöhenmessung erzeugte Meßsignal hp zugeführt, und der Komparator 62 öffnet den Schalter 47, wenn sich das Flugzeug während des Starts auf dem Erdboden befindet und noch danach, bis die anfängliche Phase des Steigvorgangs durchlaufen ist. Es wurde gefunden, daß die Auswirkungen des Erdbodens auf das barometrische Meßsignal praktisch verschwinden, wenn das Flugzeug eine Höhe von 16 m erreicht hat. Wenn der Komparator 62 diese Höhe erfaßt, schließt er den Schal.-ter 47 und hält ihn geschlossen, bis das Flugzeug wieder landet. Die Übertragungsfunktion des Komparators 62 ist in Fig.5 graphisch angedeutet.
Die Amplitudenbegrenzung des Sinkgeschwindigkeitssignals bei negativen Werten der zeitlichen Ableitung der Höhe vermeidet das Auftreten von Fehlalarmen. Es ist jedoch vorteilhaft, wenn auch bei positiven Vierten der zeitlichen Ableitung der Höhe, also bei Steigbewegungen, eine Begrenzung des Sinkgeschwindigkeitssignals erfolgt. Hierdurch wird das Auftreten von großen Signalspannungen vermieden, die einen im Komplementärfilter enthaltenen Kondensator aufladen könnten und damit zeitweise zur Blockierung und Überlastung des Komplementärfilters führen könnten.
Eine mögliche Ausführung des Differenzierglieds für das von dem Radiohöhenmesser gelieferte Meßsignal, des Begrenzers und des Komplementärfilters ist in Fig. 6 gezeigt. Das durch Radiohöhenmessung erhaltene Meßsignal h_ wird von dem nicht ge-
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zeigten Höhenmesser Eingangsklemmen 65, 66 zugeführt und gelangt über einen Kondensator 67 und einen mit diesem in Reihe geschalteten Widerstand €8 zum negativen Eingang eines Operationsverstärkers 69.. Antiparallel geschaltete Dioden 7o,71 verbinden den negativen Eingang mit einem Referenzpotential oder mit Erde 72, um eine Obersteuerung .des Operationsverstärkers 79 bei unzulässigen Signalspannungen zu vermeiden. Der positive Eingang des Operationsverstärkers 69 ist über einen Widerstand 73 geerdet. Das Ausgangssignal des Operationsverstärkers 69 ist über eine als Begrenzer dienende Diodenbrücke 75 geführt, die über einen von Widerständen 76,77 gebildeten Spannungsteiler an die positive und negative Klemme einer Spannungsquelle angeschlossen und so mit einer gewünschten Vorspannung betrieben ist. Ein Rückführungszweig, bestehend aus der parallelschaltung eines Kondensators 78 und eines Widerstands 79, verbindet den Ausgang der Diodenbrücke 7 5 mit dem negativen Eingang des Operationsverstärkers 69.
Der Kondensator 67 bewirkt eine Differenzierung des Meßsignals hR im Sinne der Bildung eines Sinkgeschwindigkeitssignals, und die Zeitkonstante des Rückführung^ zweigs bestimmt die Zeitkonstante der Differentiation. Eine geeignete Zeitkonstate beträgt beispielsweise o,l see.
uie aie Vorspannung für die Diodenbrücke 75 liefernde Schaltung wird ergänzt durch einen Widerstand 81, der den Ausgang der Diodenbrücke 7 5 mit Erde verbindet. Das Spannungsverhältnis , das in der Diodenbrücke 75 gegenüber der positiven und negativen Versorgungsspannungsklemme mittels der Widerstände 76,77,81 erzielt wird, bestimmt das Maß, in dem das durch Radiohöhenmessung gewonnene Sinkgeschwindigkeitssignal hinsichtlich seiner Amplituden begrenzt wird. Wenn das Fahrgestell des Flugzeugs ausgefahren wird, wird der.Schalter 82 geschlossen, der dem Widerstand 81 einen Widerstand 83 parallel schaltet, wodurch
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die Amplitudengrenze in bereits beschriebener Weise verringert wird.
Der Operationsverstärker 8 5 bildet das aktive Schaltungselement des Komplementärfxlters. Der Operationsverstärker 8 5 weist eine direkte Rückführungsverbindung 8 6 von seinem . Ausgang zu seinem negativen Eingang auf, Diese Schaltung für einenOperationsverstärker wird auch als Pufferverstärker bezeichnet. Sie zeichnet sich dadurch aus, daß die Eingangsimpedanz am positiven Eingang praktisch unendlich ist.
Das hinsichtlich seiner Amplituden begrenzte Sinkgeschwindigkeitssignal h„L wird dem positiven Eingang des Operationsverstärkers 85 über eine ohmsche Schaltung zugeführt, die aus einem Potentiometer 87 und einem Widerstand 88 besteht. Das barometrische Sinkgeschwindigkeitssignal hß wird dem postiven Eingang des OperatipnsVerstärkers 85 über einen Kondensator 8 9 zugeführt. Die ohmsche und die kapazitive Eingangsschaltung bewirken zusammen mit dem Pufferverstärker eine Tiefpaßfilterung des durch Radiohöhenmessung gewonnenen Sinkgeschwindigkeitssignal und eine Hochpaßfiltetung des barometrischen Sinkgeschwindigkeitssignals, Wenn beispielsweise das barometrische Sinkgeschwindigkeitssignäl' Null ist, wirken die Widerstände 87,88 und der Kondensator 8=9 als ein-facher Integrator, und damit als Tiefpaß für das durch Radiohöhenmessung gewonnene Sinkgeschwindigkeitssignal..Wenn dagegen das durch Radiohöhenmessung gewonnene Sinkgeschwindigkeitssignal gleich Null ist, wirken der Kondensator 89 und die Widerstände 88, 87 als Hochpaß und damit als Differenzierschaltung für das barometrische Sinkgeschwindxg^ keitssignal. Die gefilterten Sinkgeschwindigkeitssignale -''!J-sr werden am Eingang des Operationsverstärkers 8 5 summiert, uriä an den mit dem Ausgang des Operationsverstärkers 8 5 verbünd denen Ausgangsklemmen 93,94 erscheint das rechne>*<rische Sink-
geschwindigkeitssignal hc· ' - ~'-·"-
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Die Zeitkonstante T" beider Teile (Tiefpaß und Hochpaß) des Komplementärfilters kann dadurch verändert werden, daß das Potentiometer 8 7 verstellt wird.
In Fig. 5 ist eine Vorrichtung gezeigt, mittels welcher das barometrische Sinkgeschwindigkeitssignal mit einem Signal A-, kombiniert wird, das von einem normalen Beschleunigungsmesser Io2 erhalten wird. Das barometrische Höhen-Meßsignal hß wird dem Hochpaß Io3 eines Komplernen- j
tärfilter Io4 zugeführt. Das normale Beschleunigungsmesser- Signal wird dem Tiefpaß Io5 zugeführt. Die beiden gefilterten Signale werden mittels eines Suramierglieds Io6 überlagert, wodurch ein dynamisches Sinkgeschwindigkeitssignal h^ erhalten wird, das anstelle des Sinkgeschwindigkeit ssignals hg als Eingangssignal für den Kochpaß 38 des Komplementärfilters 45 verwendet werden kann. Beim Vorliegen eines Warnsignals CVJ am Ausgang des Komparators 58 wird ein Hörqurenz-Signalgenerator in Gang gesetzt, der den Piloten von der zu großen Sinkgeschwindigkeit und/oder zu geringen Höhe über Grund unterrichtet. Kurz gesagt, wird hierbei ein Körfrequenzsignal mit einer unterhalb des Hörfrequenzbereichs liegenden Folgefrequenz moduliert, und die f Frequenz, die Folgefrquenz und die Amplitude des so erzeugten Signals sind in Abhängigkeit von der Flugweise des Flugzeugs gegenüber dem Erdboden gewählt, um den Piloten die Art dieser Flugweise anzuzeigen.
Das Warnsignal CVJ ist zunächst einer logischen Eingangsschaltung Ho zugeführt. Ein UND-Gatter 111 ist mit dem Warnsignal CV/ und einem Überwachungssignal CW ENABLE beaufschlagt. Das Überwachungssignal CW ENABLE zeigt bei seinem Vorliegen an, daß die Eingangssignale der Einrichtung zur Auswertung geeignet sind. Falls beide Signale vorliegen, entspricht das am
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ZO
Ausgang des UND-Gatters 11 anstehende Signal einer1 ersten Warnung s stufe. Hierin liegt ein erstes Warnung skr it erum« Ein zweites Warnungskriterium ist die Höhe des Flugzeugs* Wenn sich das Flugzeug in einer Höhe von 260 m oder darunter bewegt und wenn ein Ausgangssignal des UND-Gatters 111 vorliegt, erzeugt das weitere UND-Gatter 112 ein zweites. Warnsignal HV/.
In einem Hörfrequenz-Signalgenerator 115 ist ein Hörfreqüenzgenerätor 116 vorgesehen, dessen Ausgangssignal einem Modulator 117 zugeführt ist, wo es mit dem sägezahnförmigen Ausgangssignal eines Folgefrequenzgenerators 118 amplitudenmoduliert wird. Das modulierte Hörfrequenzsignal wird einem Hochfrequenzverstärker 119 zugeführt, mit desafr^Vusgangssignalen ein Lautsprecher 12o in der Pilotenkanzel des Flugzeugs beaufschlagt ist*
Bei der ersten Warnstufe wird der Hörfrequenzgenerator 116 mit einer Frequenz f. betrieben, und der Hörfrequenzverstärker 119 weist einen Verstärkungsfaktor A1 auf. Bei der zweiten Warnstüfe arbeitet der Hörfrequenzgenerator 116 bei einer Frequenz fλ, ist der Folgefrequenzgenerator 118 eingeschaltet und weist der Eörfreqüenzverstärker 119 einen Verstärkungsfaktor Α* auf. Bei dem Ausführungsbeispiel beträgt die bei der ersten Warnstüfe erzeugte Hörfrequenz f^ = 4oo Hz« Bei der zweiten Warnstufe ist die Hörfrequenz verdoppelt und beträgt dann f = 800 Hz, und der Amplitudenpegel aufgrund des Verstärkungsfaktors A„ liegt um 15 dB höher als bei dem Verstärkungsfaktor A.. Diese Änderung der Eigenschaften des Hörfrequenzsignals erleichtert eine Unterscheidung zwischen der ersten und der zweiten Warnstufe.
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Der Folgefrequenzgenerator kann zusätzlich von dem Signal
hp gesteuert sein, das am Ausgang des Summierglieds 57 ansteht und das das Eindringen des Flugzeugs in den unerwünschten Betriebsbereich 17 unterhalb der Kurve 15 in Fig. 2 beschreibt. Die Tiefe des Eindringens in die unerwünschte Betriebszone ist ein Maß für die von dem Piloten zu treffenden Korrekturmaßnahmen. Das dem Folgefrequenzgenerator 118 zugeführte Signal hp verändert demgemäß beispielsweise das Folgefrequenzsignal in der Weise, daß bei tieferem Eindringen in den unerwünschten Betriebsbereich die Folgefrequenz erhöht wird.
Der beschriebene Hörfrequenz-Warnsignalgenerator kann auch bei anderen Anwendungsfällen beispielsweise dazu dienen, die Bedienungsperson einer Maschine vor einer unerwünschten oder unsicheren Betriebsweise zu warnen. Andererseits können auch die Signale CW, HW und hp in der erfindungsgemäßen Einrichtung verwendet werden, andere Arten von Warnvorrichtung^,wie beispielsweise optische Anzeigevorrichtungen zu steuern, die den Piloten vor unzulässigen Sxnkgeschwxndigkexten und/oder Höhen über Grund warnen.
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Claims (1)

  1. PATENTANSPRÜCHE
    1. Einrichtung zur Erfassung unzulässiger Sinkgeschwinv^/digkeiten eines Luftfahrzeugs bei Annäherung an den
    Erdboden in Abhängigkeit von der Höhe über Grund und deren zeitlicher Ableitung, umfassend einen die Höhe über Grund messenden Höhenmesser und ein deren zeitlicher Ableitung proportionales Sinkgeschwindigkeits- tk signal erzeugendes Differenzierglied, gekennzeichnet durch eine die Amplituden des Sinkgeschwindigkeitssignals begrenzende Begrenzungsvorrichtung (43).
    2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Begrenzungsvorrichtung (43) hinsichtlich der Amplitudengrenze verstellbar ist.
    3. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Verstellung der Begrenzungsvorrichtung (43)
    in Abhängigkeit von der Betriebsart des Luftfahrzeugs (11) verstellbar ist.
    P 4. Einrichtung iach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß eine Vorrichtung (56) zur Erfassung einer für die Fluglage des Luftfahrzeugs charakteristischen Größe vorgesehen ist und daß die Amplituden des Sinkgeschwindigkeit s signals in Abhängigkeit von dieser Größe gesteuert und/oder begrenzt sind.
    5. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Sinkgeschwindigkeitssignal beim"Steigen und Sinken des Luftfahrzeugs (11) jeweils verschiedene Vorzeichen aufweist und das die Begrenzungsvorrichtung (43) die Amplituden beiderlei Vorzeichens des Sinkgeschwindigkeitssignals begrenzt.
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    - 29* -
    6. Einrichtung nach Anspruch. 3, dadurch gekennzeichnet , daß die Begrenzungsvorrichtung (43) in Abhängigkeit davon, da£ sich das Luftfahrzeug (11) im Landeanflüg befindet, auf eine erste Amplitudengrenze (LGD) ein·* gestellt ist und daß die Begrenzungsvorrichtung (43) bei anderen Flugarten auf eine zweite Amplitudengren1* ze (LGU) eingestellt ist.
    7. Einrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet $ daß die erste Amplitudengrenze (LGD) für den Landeanflug in Abhängigkeit von den Durchstarteigenschaften des Luftfahrzeugs (11) gewählt ist.
    8. Einrichtung nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Amplitudengrenze (LGU) für anderen Flugarten in Abhängigkeit, von der maximalen Steigfähigkeit des Luftfahrzeugs (II) gewählt ist.
    9» Einrichtung zur Erfassung unzulässiger Sinkgeschwindigkeiten eines Luftfahrzeugs bei Annäherung an den Erdboden in Abhängigkeit von der Höhe über Grund und deren textlicher Ableitung* umfassend einen die Höhe über Grund messenden Höhenmesser und ein deren zeitlicher Ableitung proportionales Sinkgeschwindigkeitssignal erzeugendes Differenziefglied, insbesondere nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich ein die Hohe über Grund aufgrund des Umgebungsluftdruckes messender barometrischer Höhenmesser (41) vorgesehen ist, daß dem barometrischen Höhenmesser (41) ein der zeitlichen Ableitung der barometrischen Höhe proportionales barometrisches Sinkgeschwindigkeitssignal erzeugendes Differenzierglied v(46) nachgeschlatet ist und daß mittels eines Komplementärfilters (45) das - gegebenenfalls hinsichtlich seiner Amplituden begrenzte - Sinkgeschwindigkeitsignal und das barometrische Sinkgeschwindigkeitssignal zu einem rechne-
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    Tischen Sinkgeschwindigkeitssignal kombiniert werden,
    10. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß ein mittels eines die nor-r male Beschleunigung des Luftfahrzeugs messenden Beschleunigungsmessers (Io2) erzeugtes Beschleunigungssignal mittels eines Komplementärfilters (Io4) mit dem - gegebenenfalls hinsichtlich seiner Amplituden begrenzten - Sinkgeschwindigkeitssignal kombiniert wird»
    11. Einrichtung nach Anspruch 9 oder Io, dadurch gekennzeichnet, daß das Komplementärfilter (45) einen mit dem hinsichtlich seiner Amplituden begrenten Sinkgeschwindigkeitssignal beaufschlagen Tiefpaß (44) einen mit dem barometrischen Sinkgeschwindigkeitssignal beaufschlagten Hochpaß (48) und eine deren Ausgangssignale kombinierende Vorrichtung (49) umfaßt.
    IZ. Einrichtung nach Anspruch 11 $ dadurch gekennzeichnet i daß die Übertragungsfunktion des Tiefpasses (44)
    und die Übertragungsfunktion des Hochpasses (48)
    ist·.
    13« Einrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet t daß die Filter-Zeitkonstante t verstellbar ist»
    14« Einrichtung nach Anspruch 12;, oder 13 > dadurch gekennzeichnet, daß die Filter-Zeitkonstante T in der Größenordung von 1 bis 5 see liegt.
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    15. Einrichtung nach Anspruch 9 und Ios dadurch gekennzeichnet, daß das barometrische Sinkgeschwindigkeitssignal vor seiner Zuführung zum Komplementärfilter (45) mittels eines weiteren Komplementär filters (Io4) mit dem Beschleunigung ssignal kombiniert wird.
    16. Einrichtung nach Anspruch 9 oder nach Anspruch 9 und einem denfäbrigen Anspruches dadurch gekennzeichnet, daß der barometrische Höhenmesser (4 D während eines Startvorgangs abschaltbar ist.
    17. Einrichtung nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß der barometrische Höhenmesser (41) während des anfänglichen auf den Startvorgang folgenden Steigens des Luftfahrzeugs (11) selbsttätig abschaltbar ist.
    18. Einrichtung nach Anspruch 16 oder 17, dadurch gekennzeichnet, daß die Abschaltung des barometrischen Höhenmessers (41) in Abhängigkeit von der gemessenen Höhe über Grund erfolgt.
    19. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß ein Warnsignal erzeugt wird, wenn die Höhe über Grund den Wert hm mit
    hT = hT
    .
    unterschreitet, wobei hm die bei dem Wert h„, durch das
    .Sinkgeschwindigkeitssignal dargestellte zeitliche Ableitung der Höhe, η eine von der Steigfähigkeit des Luftfahrzeugs (11) abhängende Konstante, g die Erdbeschleunigung und Tj5 die um einen SicherheitsZuschlag vermehrte Reaktionszeit des Piloten des Luftfahrzeugs bedeuten.
    2 0 9808/0304 SA®
    2ο. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß bei einem ersten für eine unzulässige Sinkgeschwindigkeit charakterisxischen Grenzwert ein erstes Alarmsignal (SW) und bei einem zweiten für eine unzulässige Sinkgeschwindigkeit charakteristischen Grenzwerts ein zweites Alarmsignal (HW) erzeugt wird.
    21. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Abstand eines für eine unzulässige Sinkgeschwindigkeit charakteristischen Wertes von einem Grenzwert gemessen und daß im Alarmfall eine charakteristische Größe des Alarms in Abhängigkeit von dem gemessenen Abstand verändert wird.
    22. Einrichtung nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, daß eine akustische Warnvorrichtung (115) vorgesehen ist . und daß das akustische Signal mit einer Folgefrequenz moduliert ist, die in Abhängigkeit von dem gemessenen Abstand veränderlich ist.
    23. Einrichtung nach einem der Ansprüche 9-l*t9 dadurch gekennzeichnet, daß das Komplementärfilter einen als Pufferverstärker geschalteten Operationsverstärker (8 5) aufweist, wobei zwischen den Ausgang des Operationsverstärkers (85) und dessen negativen Eingang ein Rückführungszweig (86) geschaltet ist.
    24. Einrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß der Tiefpaß von einer im wesentlichen ohmschen Schaltung (87,88) gebildet ist.
    209808/0304 1AD
    25. Einrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß der Hochpaß von einer is wesentlichen kapazitiven Schaltung C89) gebildet ist.
    26. Einrichtung nach Anspruch 2h und 25, dadurch gekenn*· zeichnet, daß der Hochpaß und der Tiefpaß an den positiven Eingang des Operationsverstärkers (8 5) angeschlossen sind.
    27. Einrichtung nach Anspruch 13 und einem der Ansprüche 2U - 26, dadurch gekennzeichnet, daß ein Widerstand (87) der ohmschen Schaltung (87,88) verstellbar ist.
    209808/0304
    ze
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