DE2540026C3

DE2540026C3 - Bodennähe-Warnvorrichtung fur Flugzeuge

Info

Publication number: DE2540026C3
Application number: DE2540026A
Authority: DE
Inventors: Charles D. Bellevue Bateman; Hans R. Kirkland Muller
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1974-11-01
Filing date: 1975-09-09
Publication date: 1980-02-07
Also published as: DE2540026B2; JPS5634043B2; AU502580B2; SE423576B; GB1479120A; FR2289985B1; AU8461775A; IT1051596B; US3944968A; JPS5166699A; FR2289985A1; CA1031848A; SE7511595L; DE2540026A1

Description

Die Erfindung betrifft eine Bodennähe-Warnvorrichtung für Flugzeuge zum Erzeugen eines Warnsignals, wenn das Flugzeug eine vorbestimmte Höhe unterschreitet, mit einem Signalgenerator für ein Mindcsthöhciisignal.

Eine solche Warnvorrichtung ist bekannt (vgl. US-PS 2 602 111), wobei ein Pilot lediglich dann gewarnt wird, d. h., daß lediglich dann ein Warnsignal abgegeben wird, wenn das Flugzeug eine vorgegebene barometrische Höhe erreicht hat.

Bei einer anderen bekannten Bodennähe-Warnvorrichtung (US-PS 3715718) wird ein die Flugzeughöhe über Grund darstellendes Signal mit einem die Änderungsgeschwindigkeit der Höhe über Grund, beispielsweise die Sinkgeschwindigkeit, darstellendes Signal verglichen, um ggf. ein Warnsignal abzugeben. Diese bekannte Warnvorrichtung gibt ein Warnsignal dann ab, wenn die Boden-Annäherungsgeschwindigkeit bei gegebener Höhe zu groß ist.

Normalerweise wird davon ausgegangen, daß ein mit verhältnismäßig hoher Vorwärtsgeschwindigkeit fliegendes Flugzeug keine Bodennähe-Warnvorrichtung benötigt, da angenommen wird, daß sich das Flugzeug in i.ormaler Betriebshohe befindet, wo die Wahrscheinlichkeit einer Bodenberührung verhältnismäßig gering ist. Es gibt jedoch eine Reihe von Fällen, bei denen diese Annahme nicht zutrifft, z. B. wenn sich das Flugzeug infolge eines Fehlers des Piloten in einer falschen Fluglage befindet und sich beispielsweise dem Boden nähert, obwoul es sich im Horizontal- oder Steigflug befinden sollte. Als weiteres Beispiel sei ein Flugzeug genannt, das über bergiges Gelände fliegt oder /u einer Landung auf einem Flugfeld ansetzt, das von hohcii Hügeln oder Bergen umgeben ist. Während die Flugzeug-Besatzung bei verhältnismüßig, hoher Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit eineiseits mit Warnsignalen versorgt werden soll, die auf eine zu große Bodennahe hinweisen, muß andererseits die Anzahl von Stör- bzw. Fehlwarnungen kleinstmogluh gehalten werden. Fine »Stör- bzw. Fehlwarnung« ist definiert als ein Warnsignal, das erzeugt wird, wenn die Flugzeug-Besatzung alle wichti gen Faktoren kennt und eigentlich keine besonderen Vorkehrungen zur Vermeidung einer Bodenberührung treffen muß. Aus diesem Grunde ist sehr wichtig, daß eine Warnvorrichtung soweit wie möglich zwischen flor malen und gefährlichen bzw. unsicheren Flugzusländen unterscheidet.

Es ist Aufgabe der Erfindung, eine Bodennähe-Warnvorrichtung der eingangs genannten Art so auszubilden, daß unter Vermeidung von Störwarnungen ein Warnsignal sicher erzeugt wird, wenn die Bodennähe abhängig vom Flugzustand zu groß wird.

Die Aufgabe wird durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruchs 1 gelöst, Die Erfindung wird durch die Merkmale der Unteransprüche weiter gebildet.

Die erfindungsgemäße Bodennähe-Warnvorrichtung gibt ein Warnsignal dann ab, wenn die Bodennähe abhängig von der Flugzeug-Vorwärtsgeschwin-

H) digkeit unter einem vorgegebenen Mindestwert ist. Das von der Warnvorrichtung erzeugte, der Mindestsicherheitshöhe über Grund entsprechende Signal, wobei die Mindestsicherheitshöhe eine Funktion der Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit ist, wird mit der

Ii Ist-Flugzeughöhe über Grund verglichen, wobei ein Warnsignal abgegeben wird, wenn die Ist-Höhe unter der Mindesthöhe ist.

Die erfindungsgemäße Warn von ich tu ng erzeugt folglich auch Warnsignale unter Bedingungen, bei de-

-'Ii nen die bekannten Warnvorrichtungen keine Signale abgaben.

Eine Untersuchung zahlreicher UafäHs und Ab stürze von Zivil- und Militärflugzeugen hat gezeigt, daß durch eine Erhöhung der Mindestsicherheitshöhe

r> über Grund abhängig von zunehmender Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit, bei der ein Warnsignal erzeugt wird, eine erhebliche Anzahl sinnvoller Warnsignale erzeugt worden wäre, wobei gleichzeitig die Stör- bzw. Fehlwarnungen wesentlich verringert worin den waren, wodurch sich ein Pilot erheblich stärker auf die Warnvorrichtung hätte verlassen können. Dadurch wird auch die Gefahr menschlichen Versagens stark verringert. Die erfindungsgernaße Warnvorrichtung spricht nicht auf den Betrag der Flugzeughöhen-

r> änderung, sondern auf die Flugzeughöhe über Grund an.

Darüber hinaus ist es bei der Erfindung möglich, deren Schaltungsanordnung in Einschubtechnik so auszuführen, daß sie mit mehreren unterschiedlichen

4Ii Flugdatenrechnern kompatibel ist.

Das bei der Erfindung verwendete wichtige F.ingang signal ist ein Maß für die Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit. Dieses Maß kann die Eigengeschwindigkeit, die Grundgeschwindigkeit oder die Mach-

4, Zahl des Flugzeugs sein. Wenn beispielsweise die Mach-Zahl verwendet wird, erzeugt ein Funktionsgenerator ein Signal, das proportional zur Mach-Zahl des Flugzeugs ist und für eine beliebige Vorwärtsgeschwindigkeit oder Mach-Zahl den Mindestbodenab-

,11 stand bzw. die Mindestsicherhettshöhe des Flugzeugs darstellt. Diese Beziehung ist im wesentlichen linear, wobei die Mindestsicherheitshöhe mit steigender Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit zunimmt. Beispielsweise erzeugt der Funktionsgenerator bei einer

,ι Geschwindigkeit von höchstens 16f> Seemeilen/h (308 km/h)ein Signi!. das aussagt, daß die Mindesisicherheitshohe über Grund 500 ft (ca. 152 m) beträgt. Dieses Signal nimmt linear zu, bis beispielsweise bei einer Geschwindigkeit von 300 Seemeilen'h ,Μ (555 km h) die bt.ethnete Mindestsicherheitshöhe 2400 ft (ca 730 m) betragt.

Dieses Signal wird mit einem die FIügzeug-lst-Bodenhöhe wiedergebenden Signal, beispielsweise von einem Flugzeug-Radar-Höhenmesser, verknüpft, ,-, wobei dann, wenn die berechnete Mindestsicherheitshöhe über Grund die gemessene Ist-Bodenhöhe übersteigt, ein Warnsignal an die Flugzeugbesatzung abgegeben wird.

Die Warnvorrichtung kann durch ein Signal abgeschaltet werden, das anzeigt, daß sich das Flugzeug in Landekonfiguration befindet, damit dann kein Warnsignal erzeugt wird, wenn sich das Flügzeug der Start- und Landebahn nähert.

Um die Anzahl von Fehlwarnungen weiter zu verringern, kann eine Schaltungsanordnung vorgesehen werden, die das Warnsignal bei bestimmten Zuständen sperrt bzw. unterdrückt. Ein derartiger Zustand kann sich beim Überfliegen eines anderen Flugzeugs beispielsweise im Bereich einer Flughafen-Warteschleife ergeben. Dieser Zustand ist durch eine außerordentlich schnelle Änderung der Anzeige des Radar-Höhenmessers gekennzeichnet, da das Flugzeug normalerweise so hoch fliegt, daß der Radar-Höhenmesser nicht anspricht, bis das andere Flugzeug überflogen wird. Viele handelsübliche Radar-Höhenmesser registrieren keine Höhen über 2500 ft (762 m) derart, daß der Höhenmesser beim Überfliegen eines Flugzeugs durch ein anderes Flugzeug mit einem Höhenunterschied von 1000 ft (305 m) oder 2000 ft (610 m) eine außerordentlich schnelle zeitliche Änderung der Höhe anzeigt.

Um diese schnelle Änderung der Höhenmesser-Anzeige zu erkennen und um davon abhängig das Warnsignal zu unterdrücken, kann ein besonderes Sperrglied vorgesehen sein. Dieses Sperrglied wird gelöscht, d. h. das Sperren des Warnsignals wird aufgehoben, wenn die durch den Radar-Höhenmesser registrierte Höhe wieder größer als 2500 ft (762 m) ist, entsprechend demjenigen Zeitpunkt, zu dem das erste Flugzeug das zweite Flugzeug überflogen hat und der Radar-Höhenmesser erneut seine Maximalanzeige registriert.

Die Erfindung wird nun an einem Ausführungsbeispiel an Hand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigt

Fig. 1 eine Vorwärtsgeschwindigkeits-Höhen-Kennlinie der Warnvorrichtung,

Fig. 2 die Schaltung eines Ausführungsbeispiels der Warnvorrichtung, und

σT¹σ

der Arbeitsweise eines Warn-Sperrglieds.

Fig. 1 zeigt, in welcher Art die Warnvorrichtung für ein Serien-Düsenflugzeug ein Bodennähe-Warnsignal erzeugt. Die vertikale Achse 10 stellt die Höhe über dem Boden bzw. die Bodenhöhe dar und ist in [ft] [m] geeicht; die horizontale Achse 12 stellt die Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit dar und ist in [Mach] [km/h] geeicht. Die Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit kö.'inte natürlich auch als Eigen- oder Grundgeschwindigkeit dargestellt werden, für das bevorzugte Ausführungsbeispiel ist jedoch die Angabe in Mach-Einheiten günstiger. Geradenstücke 14 und 15 zeigen den im allgemeinen linearen Zusammenhang zwischen der Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit und der Bodenhöhe und geben die Zustände an, bei denen das Bodennähe-Warnsignal erzeugt wird. Wenn sich das Flugzeug beispielsweise mit 0,38 Mach (ca. 461 km/h) oder weniger bei einer Höhe von 500 ft (ca. 152 m) oder darunter bewegt, wird ein durch die Gerade 15 dargestelltes Warnsignal erzeugt; in ähnlicher Weise wird bei einer Geschwindigkeit vo η 0,38 Mach (ca. 461 km/h) oder höher entsprechend der Geraden 14 ein von der Flugzeug-Höhe abhängiges Warnsignal erzeugt. Die Gerade 14 gibt die allgemeine Höhen-Vorwärtsgeschwindigkeits-Kennlinie der Warnvorrichtung für Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeiten an, die über einem vorbestimmten

Mindestwert liegen. Mit anderen Worten: Je höher die Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit über 0,38 Mach (ca. 461 km/h) liegt, desto größer muß die Bodenhöhe sein, damit ein Auslösen des Warnsignals vermieden wird. Wenn sich das Flugzeug andererseits in einer Landekonfiguratiön befindet, sei angenommen, daß eine Höhe unter 500 ft (ca. 152 m) im normalen Betriebszustand des Flugzeugs zulässig ist, so daß das Warnsignal unterdrückt bzw. gesperrt wird. Im normalen Flugzustand gilt für die Warnvorrichtung die allgemeine Regel, daß für einen sicheren Betrieb die Bodenhöhe um so größer sein soll, je größer die Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit ist.

Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel zur Realisierung der Warn-Kennlinie nach Fig. 1 ist in Fig. 2 dargestellt. Die in Fig. 2 gezeigte Schaltung ist insbesondere derart aufgebaut, daß Schnittstellenbedingungen zu zwei verschiedenen Fiuguaieiiicciiuciii 16, Io cifüllt werden. Die Vereinbarungen bzw. Spezifikationen für die beiden Flugdatenrechner sind veröffentlicht, z. B. von der US-Firma ARINC (Aeronautical Radio, Inc., 2551 Riva Road, Annapolis, Maryland, 21401). Die Spezifikationen für »Mark II Sub-Sonic Air Data System« sind in der ARINC-Kennzahl 565

-"· vom 15. 2. 1968 beschrieben, ferner sind die Spezifikationen für »Mark III Sub-Sonic Air Data System-Digitak „n der ARINC-Kennzahl 573-3 vom 15. Juli 1971 festgelegt. Die Hauptaufgabe der Flugdatenrechner 16,18 ist die Erzeugung verschiedener Einga-

i» begrößen und Signale, die FIugztug-Betriebsparameter für die verschiedenen Avionik- bzw. Luftfahrtsysteme eines Flugzeugs darstellen. Das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung nach Fig. 2 ist derart aufgebaut, daß es in einfacher Einschubtechnik

π sowohl mit dem Mark-II-FIugdatenrechner 16 als auch dem Mark-III-Flugdatenrechner 18 zusammenarbeiten kann. Da die ARINC-Rechnerspezifikationen im wesentlichen eine Industrienorm für Signalparameter und Stiftbelegungen angeben, stellt eine

■ι» Warnvorrichtung, deren Schnittstellen direkt auf diese Spezifikationen abgestellt lind, eine Vorrichtung von breiter industrieller Verwendbarkeit dar.

Eines der Ausgangssignale beider Flugdatenrechner ist ein Signal, das die Machsche Zahl des Flugzeugs (1 Mach« 1200 km/h) darstellt. Je nach Typ des Flugdatenrechners 16,18 gibt es zweierlei Arten von Mach-Zahl-Signalen. Der Mark-II-Flugdatenrechner, der in Fig. 2 durch eine den ersten Flugdatenrechner 16 darstellende Strichlinie bezeichnet ist, erzeugt ein 400-Hz-Wechselstromsignal, während im Mark-III-Flugdatenrechner entsprechend der den zweiten Flugdatenrechner 18 darstellenden Strichlinie die Mach-Zahl des Flugzeugs durch eine Gleichspannung ausgedrückt wird. Wie bereits gesagt, besteht eine der Aufgaben des bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung darin, eine Schaltung zur Erzeugung eines Signals mit der Kennlinie nach Fig. 1 anzugeben. Die Schaltung soll direkt als Einschub bei beiden Rechnertypen verwendbar sein.

Die Schaltungsanordnung nach Fig. 2 wird zunächst an Hand der Typs des Mach-Signals erläutert, das vom Mark-II-Flugdatenrechner nach Fig. 2 abgegeben wird. Bei diesem Flugdatenrechner 16 wird die Mach-Zahl des Flugzeugs durch ein in einem Mach-Drehmelder erzeugtes 400-Hz-Signal 22, 24 dargestellt, das über Leitungen an Stifte B und C einer Schaltungs-Steckerleiste 26 angelegt wird. Die allgemeinen Eigenschaften dieses Signals sind wie folgt:

Bei sehr niedriger Mach-Zahl, die gegen Null geht, ist die Amplitude des Signals 22,24 etwa 10 V₁^, wobei die Signale 22,24 um 180° phasenverschoben gegenüber einer 26-V-Erregungs-Wechselspannung 42, 44, auf Leitungen sind; wenn die Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit zunimmt, sinkt die Signalamplitude auf näherungsweise Null V ab; wenn sich die FlUg^ zeug-Vdwärtsgeschwindigkeit weiter erhöht, sind die Signale 22, 24 in Phase mit der Erregüngs-Wecliselspanniing 42, 44 Und nehmen näherungsweise den Wert 4 V_e„ an.

Das 40f)-H7-SignaI 22, 24 wird über Widerstände 30 und 32 als Eingangssignal für einen ein Pufferglied bildenden Zwischenverstärker 28 verwendet. Der Zwischenverstärker 28 weist einen Gegenkopplungswiderstand 34 und einen Dämpfungswiderstand 36 auf, der zwischen dem positiven Anschluß des Zwischenverstärkers 28 und Erde bzw. Masse liegt. Das Ausgangssignal des Zwischenverstarkers 28 dient als Eingangssignal für einen Schalt- bzw. Zerhacker-Feldeffekttransistor, kurz FET 38. Der FET 38 wird von der durch eine Spannungsquelle 40 im Rechner 16 erzeugten 26-V-Wechselspannung 42, 44 gesteuert. Dieses Signal wird über Leitungen den Stiften D und E der Steckerleiste 26 zugeführt und in einen Trenntransformator 46 eingespeist. Das resultierende Signal wird über einen Widerstand 48 übertragen und auf — 15 V Gleichspannung begrenzt, die über eine Diode 52 an eine Leitung 50 angelegt wird. Eine Diode 54 schaltet zusammen mit dem Ausgangssignal des Lwischenverstärkers 28 über einen Widerstand 56 den FET 38 synchron mit dem Eingangssignal des Trenntransformators 46 ein und aus. Dadurch wird auf einer Leitung 62 ein durch Widerstände 58 und 60 bewertetes Gleichspannungssignal gebildet, das proportional zur Mach-Zahl des Flugzeugs ist.

Das die Mach-Zahl darstellende Gleichspannungssignal auf der Leitung 62 dient als Eingangssignal für den negativen Eingang eines Überlagerungsverstärkers 64. Der positive Eingang des Überlagerungsverstärkers 64 ist an einen Erdungswiderstand 66 ange- ££hlrvccAn Hoc A^nccTQ nfrcctfrr»ol 7(JHoc HKArlfinprlinfTC.

Verstärkers 64 wird über eine Diode 68 über eine Leitung in einen Addierer 72 eingespeist. Das Ausgangssignal 70 des Überlagerungsverstärkers 64 entspricht dem durch die Gerade 14 in Fig. 1 dargestellten Kurvenverlauf, d. h. die Spannung nimmt linear mit der Mach-Zahl des Flugzeugs zu.

Die Schaltungsanordnung enthält weiter einen Gegenkopplungskreis mit einem Widerstand 74 zum negativen Eingang des Zwischenverstärkers 64. Die wichtigste Aufgabe besteht darin, für das Ausgangssignal 70 den richtigen Verstärkungsfaktor einzustellen, wenn die Flugzeug-Geschwindigkeit 0,38 Mach (ca. 461 km/h) und höher ist.

Im Addierer 72 wird das Ausgangssignal 70 mit einem Uberlagerungssignal 76 auf einer Leitung verknüpft, das eine Höhe von 500 ft (ca. 152 m) über dem Boden darstellt. Das Ausgangssignal des Addierers 72 läßt sich bei einer Geschwindigkeit unterhalb 0,38 Mach (ca. 461 km/h) durch die horizontale Linie 15 nach Fig. 1 darstellen. Wenn sich die Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit über 0,38 Mach (ca. 461 km/h) erhöht, wird das Ausgangssignal des Überlagerungsverstärkers 64 im Addierer 72 zum 500 ft (ca. 152 m)-Signal 76 so addiert, daß sich der durch die Gerade 14 nach Fig. 1 dargestellte Verlauf ergibt.

Das Ausgangssignal des Addierers 72 wird dann in den positiven Eingang eines Vergleichers 78 einge^ speist. Der negative Eingang des Vergleichers 78 nimmt aus dem Radar-Höhenmesser ein Signal 80 auf, > dasdieFlügzeüg-lst-Bödenhöhe /i darstellt'. Der Vergleichet· 78 vergleicht beide Signale, Und wenn die berechnete Mindestsicherheitshöhe am Ausgang des Addierers 78 die Flugheug-Ist-Bodenhöhe h übersteigt, gibt der Vergleichef 78 ein positives Signal ab.

ι» Dieses positive Signal wird dann in ein UND-Glied 82 eingespeist.

Das andere Eingangssignal 84 des UND-Glieds 82 wird über eine Leitung zugeführt und stellt die Flugkonfiguration des Flugzeugs dar. Wenn sich das Flugj zeug in einer Landekonfiguration befindet, was sich in der Stellung des Fahrgestells und der Landeklappen des Flugzeugs ausdrückt, hat das Eingangssignal 84 niedrigen Pegel und sperrt somit das UND-Glied 82. Dadurch wird ein posiiives Warnsignal vurn Vergiei-

2(i eher 78 so gesperrt, daß kein Warnsignal 86 abgegeben wird, wenn das Flugzeug unter 500 ft (ca. 152 m) zum Boden absinkt. Wenn das Flugzeug wieder eine normale Flugkonfiguration annimmt, d. h. wenn das Fahrgestell und die Landeklappen eingefahren sind.

.'■> was bei einem Serien-Düsenflugzeug normalerweise bei etwa 70f) ft (ca. 214 m) über dem Boden der Fall ist, hat das Eingangssignal 84 hohen Pegel, wodurch die Warnvorrichtung eingeschaltet wird. Wenn das Flugzeug in seiner Flugkonfiguration erneut unter

Ji. 500 ft (152 m) absinken würde, würde das Warnsignal 86 über das UND-Glied 82 auf eine Leitung übertragen. Wenn also zusammengefaßt die Flugzeug-Ist-Höhe kleiner als die berechnete Mindestsicherheitshöhe ist, erzeugt der Vergleicher 82 ein Warnsignal

D 86, das zum Auslösen eines Sicht- oder Höralarms wie in der US-PS 3 715 718 verwendet werden kann. Die beschriebene Schaltungsanordnung arbeitet im wesentlichen in derselben Art, wenn sie an den Mark-III-Flugdatenrechner 18 nach Fig. 2 angeln schlossen wird. Um die Übersichtlichkeit zu verbessern, sind jene Bauelemente der Schaltung nach Fig T. Hip «irh auf den Betrieh des Sienaleenerators beziehen, wenn er Eingangssignale aus dem Mark-III-Flugdatenrechner 18 verwendet, durch Bezugszeichen bezeichnet, die mit 100 beginnen. Das Ausgangssignal des Mark-III-Flugdatenrechners 18 ist eine Gleichspannung, die von 0 bis 12 V reicht und stellt eine direkte Funktion der Mach-Zahl des Flugzeugs dar. Wie beim Mark-II-Flugdatenrechner 16 werden diese Signale 22', 24' über Leitungen entsprechend den Stiften B und C der Steckerleiste 26 in die Schaltungsanordnung nach Fig. 2 eingespeist. Das die Mach-Zahl des Flugzeugs darstellende Gleichspannungssignal 22' (0 bis 12 V) wird in den negativen Eingang des Zwischenverstärkers 28 eingespeist. In ähnlicher Weise wird eine erdfreie Spannung 24' in den positiven Eingang des Zwischenverstärkers 28 eingespeist. Damit an Stelle des 400-Hz-Eingangssignals des Mark-II-Flugdatenrechners ein Gleichspan-

(,o nungssignal aufgenommen werden kann, ist die beschriebene Schaltungsanordnung durch zwei FETs lOO und 102 zusammen mit zugeordneten Schaltungen ergänzt. In der zum Mark-II-FIugdatenrechner 16 gehörenden, bereits erläuterten Schaltungsanordnung werden die beiden FETs 100 und 102 durch eine Überlagerungsspannung von — 15 V, die in einem Logikpuffer 104 erzeugt wird, im Sperrzustand gehalten. Der Logikpuffer 104 spricht auf ein Signal an.

das über einen Stift F der Steckefleiste 26 aus dem Mark-It-Flugdatenrechner 16 aufgenommen wird. Bei Verwendung des Mark-iii-Fiugdatenrechners Ϊ8 ist jedoch der Stift F so mit der Flugzeuge-Masse ver^ blinden, daß die - IS^V-ÜbeflagefUngsspannurig von den Gatter η der PETs 100 und 102 ferngehalten wird.

Die Aufgabe des ersten FETs 100 isf die Änderung der Verstärkung des Überlagefungsverstärkers 64 bezüglich des Mach-Zahl-Signals 22, Das Signal 22 wird über die Widerstände 30 und 34 sowie einen Widerstand 106 in das Gatter des FETs 100 eingespeist. Danach wird das Ausgangssignal des FETs 100 über einen Widerstand 109 an den negativen Eingang des Überlagerungsverstärkers 64 angelegt, wodurch die Verstärkung des Überlagerungsverstärkers 64 derart verändert wird, daß ein Ausgangssignal 70 entsteht, dessen Spannung so maßstäblich verändert wird, daß es dem Signal 80 entspricht. Die Hauptaufgabe des FETs 102 besteht in der Verriri"eruPi" der in den ne gativen Eingang des Überlagerungsverstärkers 64 eingespeisten Überlagerungsspannung. Wenn die Schaltungsanordnung nach Fig. 2 zusammen mit dem Mark-II-Flugdatenrechner 16 verwendet wird, wird in den negativen Eingang des Überlagerungsverstärkers 64 über Widerstände 108 und 110 eine Spannung von - 15 V eingespeist. Da sich der Überlagerungsverstärker 64 für den Mark-III-Flugdatenrechner 18 unterschiedlich verhalten muß, wird der FET 102 durchgeschaltet, der wiederum einen Widerstand 112 überbrückt. Dadurch wird die negative Spannung am negativen Eingang des Überlagerungsverstärkers 64 verringert.

Es ist ersichtlich, daß durch bloßes Einstecken der Schaltungsanordnung nach Fig. 2 entweder in den Mark-II-FIugdatenrechner 16 oder in den Mark-III-Flugdatenrechner 18 diese automatisch die unterschiedlichen Eingangssignale so ausgleicht, daß die Schaltungsanordnung ohne jede Abänderung mit beiden Flugdatenrechnern 16, 18 zusammenarbeiten kann.

Um das Auslösen von Fehlwarnungen zu verringern, d. h. von Warnsieralen durch die Warnvorrichtung, wenn keine echte Gefahr für das Flugzeug besteht, weist die Schaltungsanordnung nach Fig. 2 ein Sperrglied 200 auf. Fig. 3 zeigt eine Reihe von Fällen, bei denen sich eine derartige Sperrfunktion als vorteilhaft erweist. Wie Fig. 3 zeigt, kann die Schaltungsanordnung nach Fig. 2 eine Fehl- oder Störwarnung erzeugen, wenn ein Flugzeug z. B. in einer Flughafen-Warteschleife ein anderes Flugzeug überfliegt. In diesem Fall bewegt sich das obere Flugzeug 202 mit relativ höherer Vorwärtsgeschwindigkeit, und wenn es das untere Flugzeug 204 überfliegt, zeigt der Radar-Höhenmesser eine Anzeige von 2000 ft (ca. 610 m), da der Höhenmesser nicht zwischen Boden und Flugzeug unterscheiden kann. Dadurch würde Gefahr bestehen, daß ein Warnsignal 86 ausgelöst wird. Unmittelbar vor dem Überfliegen empfängt das obere Flugzeug 202 eine angezeigte Radarhöhe von mehr als 2500 ft (ca. 762 m) (vgl. Signalpegel 206). Sobald jedoch das obere Flugzeug 202 das untere Flugzeug 204 im Zeitpunkt 208 zu überfliegen beginnt, ändert sich die angezeigte Radarhöhe so schnell, wie das Instrument die Anzeige einer Höhe von 2000 ft (ca. 610 m) gestattet. Diese Anzeige bleibt bei 2000 ft (ca. 610m) stehen, bis das obere Flugzeug 202 im Zeitpunkt 210 das Überfliegen des unteren Flugzeugs 204 beendet, worauf die angezeigte Höhe wiederum einen Wert von größer als 2500 ff (ca. 762 m) darstellt. Damit in diesem oder in ähnlichen Fällen eine Fehlwarnung verhindert wird, ist das Sperrglied 200 nach Fig. 2 vorgesehen,
ν Das wichtigste Eingangssignal des Sperrglieds 200 entspricht der zeitlichen Änderung der Höhe It. Dieses Signal kann durch Differenzieren des der Radar-Höhe Ii entsprechenden Signals wie in der US-PS 3715718 erzeugt werden. Die zeitliche Änderung der

ι» Höhe Ii wird über einen Widerstand 214 und einen Kondensator 216 in einen (zweiten) Vergleicher 212 eingegeben. Die zeitliche Änderung der Höhe It wird durch eine Gleichspannung dargestellt, wobei die Spannung mit der Größe der zeitlichen Änderung zu- *» nimmt. Der verstärkende Vergleicher 212 wird im bevorzugten Ausführungsheispiel der Erfindung zur» Ansteuern gesetzt, wenn das /(-Signal eine zeitliche Änderung von mehr als 25000 ft/min (ca. 7620 m/ rv*ft-t\ nniatni Πϊβορ TaitMrlif* λ nHprnnn pntcnriphi na~

in hezu der maximalen Änderungsgeschwindigkeit der Einstellung der meisten kommerziellen Radar-Höhenmesser. Diese sehr schnelle zeitliche Änderungder Höhenanzeige stellt einen sehr schnellen Höhenabfall dar, was auf einen Fall wie in Fig. 3 schließen läßt.

Ji dagegen nur sehr unwahrscheinlich auf den Fall, daß sich das Flugzeug dem Boden nähert. Wenn der Vergleicher 212 angesteuert ist, erzeugt er auf einer Leitung 218 ein Sperrsignal, das über eine Diode 220 in den negativen Eingang des Überlagerungsverstär-

iii kers 64 eingespeist wird. Die Spannung des Sperrsignals auf der Leitung 218 ist ausreichend hoch, um ein Ausgangssignal des Überlagerungsverstärkers 64 zu unterdrücken und somit die Warnvorrichtung wirksam zu sperren. Der Rückkopplungskreis des

υ Vergleichers 212 mit einem Widerstand 222 bewirkt, daß sich der Vergleicher 212 selbst im angesteuerten Zustand so hält, daß die Warnvorrichtung gesperrt bleibt. Dai über hinaus weist der Vergleicher 212 zwei Löscheingänge 224, 226 auf, deren erster 224 den

4Ii Vergleicher 212 in einen nicht-angesteuerten Zustand rücksetzt, wenn die angezeigte Radarhöhe größer als 2500 ft (ca. 762 m) ist. Dies entspricht dem Zeitpunkt 210 in Fig. 3, wenn das Überfliegen beendet ist. In ähnlicher Weise setzt der zweite Löscheingang 226

■r, den Vergleicher 212 rück, wenn die angezeigte Radarhöhe kleiner als 50 ft (ca. 15,2 m) ist. Durch das Rücksetzen bzw. Löschen des Vergleichers 212 unterhalb 50 ft (ca. 15,2 m) ist eine Prüfung der Warnvorrichtung am Boden möglich. Darüber hinaus erfolgt

ίο ein automatisches Löschen, wenn das Flugzeug startet. Wie bereits gesagt, wird die Warnvorrichtung insgesamt gesperrt, wenn sich das Flugzeug in einer Landekonfiguration befindet, so daß keine Fehlwarnungen erzeugt werden, indem bei 50 ft (ca. 15,2 m) wäh-

ji rend des Startens oder Landens ein Rücksetzen erfolgt.

An dieser Stelle sei betont, daß der Vergleicher 212 bei einer Höhenänderung von weniger als etwa 500 ft (ca. 152 m) nicht angesteuert wird. Dies wird durch

f,o den Eingangskondensator 216 bewirkt, der die Eingangsspannung des der zeitlichen Höhenänderung h entsprechenden Signals kurzzeitig verringert. Der Grund für eine Höhenänderung von etwa 500 ft (ca. 152 m) oberhalb der die Warnvorrichtung gesperrt

_h= wird, berücksichtigt die Tatsache, daß viele Objekte wie Gebäude oder hohe Klippen schnelle Änderungen der angezeigten Höhen erzeugen würden, und zwar bei geringen Höhen, wo es unvorteilhaft wäre, die

Warnvorrichtung zu sperren. Um diesen Fällen gerecht zu werden, wird eine bestiriimte Mindest-Höhenändenmg vorgesehen.

Das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung wurde an Hand einer Schaltungsanordnung btschrie-

ben, die direkt aur zur Zeit verfügbare Flugdatenfechner-Spezifikationen und andere wichtige Parameter, Z. B. den präzisen Zusammenhang zwischen der Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit und der Mindestsicherhcitshöhe über dem Boden, angepaßt ist.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Bodennähe-Warnvorrichtung für Flugzeuge zum Erzeugen eines Warnsignals, wenn das Flugzeug eine vorbestimmte Höhe unterschreitet, mit einem Signalgenerator für ein Mindesthöhensignal, dadurch gekennzeichnet, daß der Signalgenerator eine FIugzeug-Mindestsicherheitshöhe abhängig von der Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit darstellt, und daß ein Vergleicher (78) das Mindesthöhensignal (70) mit einem Ist-Höhensignal (80), das die Flugzeug-Ist-Höhe darstellt, vergleicht und das Warnsignal (86) erzeugt, wenn die Ist-Höhe (Λ) niedriger als die durch das Mindesthöhensignal (70) dargestellte Mindestsicherheitshöhe ist (Fig. 2).

2. Warnvorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein Sperrglied (200) zum Sperren des Warnsignals (86), wenn die zeitliche Höhenänderung (ft> einen vorbestimmten Wert übersteigt (Fig. 2).

3. Warnvorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Signalgenerator aufweist: ein Pufferglied (28), das auf ein die Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit darstellendes FIugzeug-GeschwindigkeitssigEil (22, 24) anspricht zum Erzeugen eines zur Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit proportionalen Signals; und ein auf das geschwindigkeitsproportionale Signal ansprechendes Überlagerungsglied (64) zum Erzeugen des M ndesthöhensignals (70) (Fig. 2).

4. Warnvorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Oberlagerungsglied (64) ein Halteglied aufweist, das das Mindesthöhensignal (70) für vorbestimmte Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeiten auf einem vorbestimmten Wert hält (Fig. 2).

5. Warnvorrichtung nach Anspruch 3 oder 4, gekennzeichnet durch einen Addierer (72) zum überlagern des Mindesthöhensignals (70) mit einer Größe (76), die eine vorbestimmte Mindestwarnhöhe darstellt (Fig. 2).

6. Warnvorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Vergleicher (78) ein Vergleicher-Verstarker ist. der das überlagerte Mindeshöhensignal mit dem Ist-Höhensignal (80) vergleicht und das Warnsignal (86) erzeugt, wenn das überlagerte Mindesthöhensignal grcißer als das Ist-Höhensignal (80) ist (Fig. 2).

7. Warnvorrichtung nach einem der Ansprüche I -(S. gekennzeichnet durch eine Sperreinrichtung (UND-Glied 82). die auf ein die Flugkonfiguration des Flug/cugs darstellendes Signal (84) anspricht, zum Sperren des Warnsignals (86). wenn das Flugzeug in I.andc-konfigiiration ist (Fig 2)

X Warnvorrichtung nach einem der Ansprüche I "\ dadurch gekennzeichnet, daß das Sperr glied (200) ein Verzögerungsglied (214. 216) zum . Verzogertl der Betätigung der Sperreinheit bei ei iietii vorbestimmten Wert des Höhenändcrungssignals (/ι) aufweist (Fig. 2).

^l>. Warnvorrichtung nach einem der Ansprüche 1-8, dadurch gekennzeichnet, daß das Ist- , Höhcnsignal (80) der Flugzeughöhe (/ι) über Grund entspricht (Fig. 2).

H). Warnvorrichtung nach einem der Ansprii-

ehe 1-9, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugzeug-Geschwindigkeitssignal (22, 24) der Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit in Mach-Einheiten entspricht (Fig. 2).

11. Warnvorrichtung nach einem der Ansprüche 1—10, gekennzeichnet durch einen Aufnehmer (100-110) zum automatischen Aufnehmen des Flugzeug-Geschwindigkeitssignals in Wechsel- und Gleichstromform.

12. Warnvorrichtung nach einem der Ansprüche 1—11, gekennzeichnet durch ein Anpassungsglied (26) zum kompatiblen Anschließen an einen ersten (16) und bzw. oder einen zweiten (18) Flugdatenrechner (Fig. 2).

13. Warnvorrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß das Pufferglied (28) das die Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit darstellende Signal (22, 22', 24, 24') aus einem der Flugdatenrechner (16, 18) aufnimmt, daß das Überlagerungsglied (64) mit einer Überlagerungsspannungsquelle das Ausgangssignal des fufferglieds (28) aufnimmt und das Mindesthohensignal (70) abhängig von der Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit erzeugt, daß eine auf beide Flugdatenrechner (16, 18) ansprechende Anpassungsschaltung (100-112, 46-54) die Verstärkung und die an das Überlagerungsgiied (64) angelegte Überlagerungsspannung ändert, um die unterschiedlichen Eingangssignale aus den Flugdatenrechnern (16, 18) auszugleichen; und daß der Vergleicher (78), der auf das Mindesthöhensignal (70) und auf das die Flugzeug-Höhe (Λ) über Grund darstellende Signal (80) anspricht, das Warnsignal (86) erzeugt, wenn die durch das Mindesthöhensignal dargestellte Höhe größer als die Flugzeug-Höhe (A) über Grund ist (Fig. 2).

14. Warnvorrichtung nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß die Anpassungsschaltung aufweist: einen Artsignalempfänger zum Empfang eines die Flugdaienredunart angebenden Artsignals von den Flugdatenrechnern (16, 18), einen durch das Artsignal vom zweiten Flugdatenrechner (18) einschaltbaren ersten Transistor (FETWO), der auf das Flugzeug-Geschwindigkeitssignal (22'. 24') vom zweiten Flugdatenrechner (18) anspricht, zum Andern der Verstärkung des Überlagerungsglieds (64); und einen durch das Artsignal vom zweiten Flugdatenrechner (18) einschaltbaren zweiten Transistor (FF.TW2) zum Andern der an das Überlagerungsglied (64) angelegten Obirlagcrungsspannung (Fig. 2)

Ι^ς Warnvorrichtung nach einem der Anspru ehe 2-14. dadurch gekennzeichnet, daß das Sperrglied (200) aufweist: einen zweiten Verglei eher (212). der auf das die zeitliche Hohenanderung (/ι) des Flugzeugs darstellende Signal an spricht, zum ί rzeugen eines das Ansprechen des Oberlagerungsgliedes (64) au' das flug/eug-Cie schwindigkeitssignal (22. 24. 22'. 24') sperrenden Signals, wen!! die zeitliche Hohenünderung (/!) den vorbestimmten Wert übersteigt, eine Rückkopplungsschaltufig (222), die bewirkt, daß der Z.weitc Vcrgicicher (212) ständig das Spcrrsignal erzeugt; und eine Löschschaltung (224, 226) zum Rücksetzen des /weiten Vergleichen (212) auf Grund eines vorbestimmten Kriteriums (Fig. 2).

16. Warnvorrichtung nach einem der Ansprii-

ehe 3 bis 15, dadurch gekennzeichnet, daß das Pufferglied ein auf das die Flugzeug-Vorwärtsgeschwindigkeit darstellende Signal ansprechender Zwischenverstärker (28) mit zugeordneter Schaltung ist und ein dieser proportionales Gleichspannungssignal erzeugt, und daß das Überlagerungsglied ein Überlagerungsverstärker (64) mit zugeordneter Schaltung ist und das Gleichspannungssignal als Mindestsicherheitshöhe festlegt