DE2558494B2 - Gleitweg-Warngerät für Flugzeuge - Google Patents
Gleitweg-Warngerät für FlugzeugeInfo
- Publication number
- DE2558494B2 DE2558494B2 DE2558494A DE2558494A DE2558494B2 DE 2558494 B2 DE2558494 B2 DE 2558494B2 DE 2558494 A DE2558494 A DE 2558494A DE 2558494 A DE2558494 A DE 2558494A DE 2558494 B2 DE2558494 B2 DE 2558494B2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- signal
- warning
- warning device
- altitude
- aircraft
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 claims description 11
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 claims description 5
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims 4
- 230000005764 inhibitory process Effects 0.000 claims 3
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 3
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 2
- 101150087426 Gnal gene Proteins 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000010606 normalization Methods 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C5/00—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels
- G01C5/005—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels altimeters for aircraft
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S1/00—Beacons or beacon systems transmitting signals having a characteristic or characteristics capable of being detected by non-directional receivers and defining directions, positions, or position lines fixed relatively to the beacon transmitters; Receivers co-operating therewith
- G01S1/02—Beacons or beacon systems transmitting signals having a characteristic or characteristics capable of being detected by non-directional receivers and defining directions, positions, or position lines fixed relatively to the beacon transmitters; Receivers co-operating therewith using radio waves
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Computer Networks & Wireless Communication (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
- Navigation (AREA)
- Alarm Systems (AREA)
- Emergency Alarm Devices (AREA)
Description
)ie Erfindung betrifft ein Gleitweg-Warngerät für gzeuge nach dem Oberbegriff des Patentanjchs
1.
Nach einem älteren Vorschlag eines Gleitweg-Warngeräts für Flugzeuge (vgl. DE-OS 2527 056)
wird ein Warnsignal erzeugt, wenn das Flugzeug unterhalb einer vorbestimmten Höhe von z. B. 650 It
nicht in einer sicheren Flugzone fliegt. Diese sichere Flugzonc· oder die Flugzeug-Ablage vom Gleitweg
ändert sich mit der Flugzeughöhe über dem Boden. Zwischen z. B. 650 ft und 150 ft über dem Boden muß
das Flugzeug in einem in Einheiten gemessenen vorbestimmten Ablagewinkel bleiben, oder es wird ein
Warnsignal ausgelöst. Damit kann der Pilot die absolute Höhe des Flugzeuges mit etwas größerem Spielraum
bei größeren Höhen einstellen, wo derartige Manöver oder Flugbewegungen selbstverständlich sicherer
sind.
Es gibt jedoch bestimmte Bedingungen, unter denen die Flugzeugbesatzung zum Auslösen eines
Warnsignals ausreichend unter den Gleitweg sinken möchte, wobei dieses Sinken mit sicheren Flughedingungen
in Übereinstimmung wäre. Es gibt z. B. zahlreiche Start- oder Landebahnen, bei denen der Gleitwegstrahl
vom Beginn oder von der Schwelle auf die Mitte der Start- und Landebahn zu versetzt ist. Es
ist so unter Siehtl'lugbedingungen für die Flugzeughe-Satzung
nicht unüblich, diese zusätzliche Start- und Landebahn zu benutzen, die ihrerseits ein ausreichendes
Sinken unter den Gleitweg zum Auslösen eines Warnsignals benötigt. Ein unter diesen Bedingungen
insbesondere bei größeren Höhen, wie /.. B. 650 ft, ausgelöstes Warnsignal wird im besten Fall als Sekundär-
oder Vorwarnung betrachtet, und in der Praxis sehen es die meisten Mitglieder der Flugzeugbesatzung
als überflüssiges Warnsignal an, wodurch die Glaubwürdigkeit des Warngeräts insgesamt bceinträchtigt
wird.
In den meisten Fällen wird es jedoch noch als wünschenswert
angesehen, Warnsignalgrenzen nach dem älteren Vorschlag (vgl. oben) zu haben, so daß die
Flugzeugbesatzung von einem möglicherweise gefährlichen Sinken unter den Gleitweg selbst bei diesen
größeren Höhen unterrichtet werden kann.
Es ist schließlich ein Gleitweg-Warngerät für Flugzeuge
nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 bekanntgeworden (vgl. GB-PS 866 125), bei dem ein
Warnsignal dann ausgelöst wird, wenn das Flugzeug unterhalb des normalen Gleitwegs fliegt, wobei das
Warngerät ein akustisches und/oder optisches Signal an den Piloten abgibt, das abgeschaltet werden kann.
Dabei kann insbesondere eine Spannung erzeugt werden, deren Vorzeichen von der Richtung der Abweichung
(nach oben oder nach unten) relativ zum Gleitweg abhängt und die in einen Verstärker eingespeist
wird, um ein Schaltglied zu betätigen, das seinerseits einen Multivibrator oder Ozillator zur Erzeugung des
Warnsignals erregt.
Dieses bekannte Warnsignal-Gleitgerät erzeugt also das Warnsignal selbst bei kleinsten Flugzeug-Ablagen
vom Gleitweg, was für den Piloten sehr störend sein kann, da ihm das Warnsignal keine Vorstellung
über die Größe der Gleitweg-Ablage vermittelt.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung, ein Gleitweg-Warngerät der eingangs genannten Art zu schaffen,
das eine differenziertere Warnung als bisher ermöglicht, indem eine Warnung nur bei Über- bzw. Untcrschreuen
bestimmter Grenzwerte stattfindet und zudem zwei Arten von Warnsignalen abgegeben werden
können.
Die Lösung dieser Aufgabe erfolgt erfindunusue-
maß durch die Lehre nach dem Kennzeichen des Patentanspruchs
1.
Das erfindungsgcmäße Gleitweg-Warngerät verknüpft also das Gleitweg-Signal von der jeweiligen
Instrumentcnlande-(ILS)-Anlage. das die Neigung des Flugzeugs relativ zum Gleitweg-Leitstrahl anzeigt,
mit dem die Flugzeughöhe über dem Boden darstellenden Bodenhöhc-Signal. das gewöhnlich von einem
Funkhöhenmesser erhalten wird.
Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.
Die Sekundärwarnung wird erzeugt, wenn das Gleitwegsignal zusammen mit dem Höhensignal einen
vorbestimmten Wert über einer vorher festgelegten Höhe überschreitet. Gewöhnlich wird der Sekundärteil
des Warngeräts zwischen einer maximalen Höhe von z.B. 1000 ft und der vorbestimmten tieferen
Höhe von 300 ft betätigt. Das Gleitwegsignal und das Höhensignal sind so normiert, daß sie die Anzahl der
Einheiten (dots) angeben, die die Ablage wiedergibt, um die das Flugzeug unterhalb des Gleitwegstrahles
ist. Wenn das Flugzeug im Sekundärbercich zwischen 1000 ft und 300 ft und unterhalb der vorher festgelegten
Anzahl von Einheiten (dots) ist. wird ein Sekundärwarnsignal ausgelöst.
Auf gleiche Weise wird unterhalb des Sekundärpegels, 300 ft. eine Primärwarnung, z. B. ein »Höherziehen«-Befehl
für die Besatzung erzeugt, wenn das Glcitwegsignal und das Höhensignal zusammen einen
Wert überschreiten, der eine vorher festgelegte Anzahl von Einheiten (dots) darstellt. Die Anzahl der
Einheiten (dots) der Ablage vom Gleitweg nimmt im Vergleich zur Anzahl der Einheiten (dots) zu, die im
Sekundärbercich erlaubt sind.
Sobald einmal das Flugzeug unter eine vorbestimmte Höhe niedergeht, wie /.. B. 150 ft, wird angenommen,
daß es ausreichend nahe dem Ende der Landebahn und damit dem Gleitweg-Strahlsender ist.
Wenn sich das Flugzeug dem Gleitweg-Strahlscnder nähert, bewirkt selbst eine kleine Änderung der tatsächlichen
Bodenhohe eine ausreichend wesentliche Ablage. Um so die Empfindlichkeit des Warngeräts,
ausgedrückt in der Anzahl der Einheiten (dots), die /um Auslösen einer Warnung erforderlich sind, bei
Annäherung des Flugzeuges an das Ende der Landebahn zu verringern, wird die Empfindlichkeit des
Warngeräts linear von 150 ft bis 50 ft herabgesetzt. Unter 50 ft wird das Warngerät vollständig gesperrt.
um überflüssige Warnungen zu verhindern, wenn sich das Flugzeug dem Aufsetzpunkt nähert.
Nachfolgend wird die Erfindung anhand der Zeichnung beispielsweise näher erläutert. Es zeigt
Fig. 1 die Sekundär- und Primärwarngrenzkurven
bezuglieh Hohe und Gleitweg-Ablage und
Fig. 2 ein Blockschaltbild des Glcitweg-Warngerats.
Die 1 ig 1 zeigt tue Sekundär- und die Primärwarngren/kurven
abhängig von der Gleitweg-Ablage und der Bodenhohe des Flugzeuges. Die Abszisse der
Fig. I stellt die Flugzeug-Ablage unter den Gleitweg
in Einheiten (dots) dar. Auf der Ordinate ist die Flug-/eughöhe
über dem Boden aufgetragen, wie diese vorzugsweise durch einen Funkhöhenmesser gemessen
wird. Ein schraffierter Bereich 10, der den Sekundarteil der Umgren/ungskurven darstellt, erstreckt
sich von einer maximalen Höhe von 1000 ft bis zu einer Grenzhohe von 50 ft. Kin Primärwarnbereieh,
der durch einen schiaffierten Teil 12 der Warnumgrenzungskurven
dargestellt ist, erstreckt sich von einer maximalen Höhe von 300 ft über dem Boden bis
zur Grenzhöhe von 50 It. Die Fig. 1 zeigt, daß eine Sekundärwarnung erzeugt wird, wenn das Flugzeug
eine Einheit (dot) oder mehrere Einheiten (dots) unter dem Gleitweg bei einer Höhe von 150 ft bis 1000 ft
ist, und auf ähnliche Weise wird die Primärwarnung erzeugt, wenn das Flugzeug zwei Einheiten (dots) oder
mehr unter dem Gleitweg irgendwo zwischen 150 bis 300 ft über dem Boden ist.
Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel des Warngeräts, das Warnsignale in Übereinstimmung mit Fig. 1
erzeugt, ist in Fig. 2 dargestellt. Das Bodenhöhcsignal hr und das Gleitwegsignal G/S werden in der bereits
vorgeschlagenen Weise erzeugt (vgl. den älteren Vorschlag).
Das Höhensignal hr ist ein Gleichstromsignal mit
einer Amplitude, die die Flugzeughöhe über dem Boden darstellt. Das Höhensignal hr mit negativer PoIarität
wird in den negativen Anschluß eines Addierers 20 gespeist. Ein — 150-ft-Vorsignal wird ebenfalls als
Eingangssignal in den Addierer 20 an dessen positivem Anschluß eingespeist. Das sich ergebende Signal
wird dann zu einem Begrenzer 22 geführt, der das Ausgangssignal des Addierers 20 auf maximal Null
für Höhen von 150 ft oder mehr begrenzt.
Das begrenzte Höhensignal wird dann als Eingangssignal zu einem normierenden Verstärker 24
verwendet, der ein Signal erzeugt, das proportional 1,17 Einheiten (dots) für 100 ft Höhe ist. Das normierte
Höhensignal dient dann als Eingangssignal zu einem Addierer 26. Das andere Eingangssignal zum
Addierer 26 ist das Gleitweg-Ablagesignal G/S, dessen Amplitude ebenfalls in Einheiten (dots) normiert
ist. Die Normierung des GAS'-Signals in Einheiten (dots) entspricht der typischen Gleitweg-Anzeige, die
zusammen mit Standard-Instrumenten-Landeanlagen verwendet wird, bei denen ein Zeiger einem Feld von
Einheiten (dots) zugeordnet ist. Gewöhnlich wird zum Anzeigen eines maximalen »Höherfliegen«- oder
»Tieferfliegen«-Zustandes eine Anzeige von drei Einheiten erzeugt. Dieses GAS'-Signal, das die Anzahl
der Einheiten (dots) darstellt, die das Flugzeug unter dem Gleitweg ist, wird mit dem normierten Höhensi-
i gnal im Addierer 26 zusammengefaßt. Ein Detektor
28 erzeugt ein positives Signal oder eine logische 1 auf einer Leitung 30, wenn die Summe dieser beiden
Signale größer als 1,0 Einheiten (dots) ist. Wenn das Flugzeug zwischen 1000 ft und 50 ft über dem Boden
i ist und ein gültiges oder echtes G/S-Signal empfangen
wird, wird das positive Signal auf der Leitung 30 über UND-Glieder 32 und 34 zu einer Sekundäralarmcinheit
übertragen. Die Sckundäralarmcinheit ist vorzugsweise ein Blinklicht, das der Besatzung anzeigt,
daß das Flugzeug in den Sekundärwarnteil des Glcitwcgbcreichcs
eingetreten ist.
Ob das Gleitwegsignal echt ist oder nicht, wire durch ein Gleitweg-Signalfilter 36 ermittelt (vgl. der
älteren Vorsehlag). Das UND-Gücd 32 hat auch eir
i Eingangssignal, das das Glied sperrt, wenn das Flugzeug keine Instrumentcn-Landcanlage benutzt. Da;
UND-Glied 34 wird durch ein Signal auf einer Leitung 40 gesperrt, das anzeigt, daß die Flugzeughöhe gerin
ger als 50 ft über dem Boden ist, und es wird aucl
i durch ein Signal auf einer Leitung 42 gesperrt, dai
die Fluglage des Flugzeugs anzeigt. Wenn z. B. da: Fahrwerk des Flugzeuges ausgefahren ist, wird eil
kleines Signal auf der Leitung 42 erzeugt, wotliircl
die Gleitweg-Sekundarwarnung gesperrt wird. Zusätzlich empfängt das UND-Glied 34 ein positives Signal auf einer Leitung 44, wenn das Flugzeug unter
10ÜÜ ft ist, was dazu führt, daß die Sekundärwarneinheit betätigt wird.
Ein Flipflop 46 ermöglicht ein Testen und Sperren der Warneinheit. Da gelegentlich ein Sperren der Einheit
während des Flugs zweckmäßig sein kann, wenn z. B. die Flugzeugbesatzung weiß, daß ein ausreichendes
Sinken unter den Gleitweg vorgenommen wird, um eine Warnung auszulösen, ist die Sperreinheit der
Fig. 2 vorgesehen. Das Sperren der Warnung kann beim bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung
nur dann auftreten, wenn das Flugzeug unter 1000 ft
über dem Boden und nicht im Primärwarnteil 12 innerhalb der Warngrenzkurven ist. Unter diesen Bedingungen
wird ein positives Sperrsignal von einem ODER-Glied 48 über das UND-Glied 50 übertragen,
was das Flipflop 46 setzt. Das sich ergebende positive Signal vom Q-Anschluß des Flipflops 46 sperrt das
UND-Glied 32, wodurch verhindert wird, daß entweder ein Sekundär- oder ein Primärwarnsignal erzeugt
wird.
Das Primärwarnsignal 12 der Fig. 1 wird nur dann erzeugt, wenn das Flugzeug unterhalb 300 ft ist. Das
Höhensignal hr wird, durch den Begrenzer 22 begrenzt,
durch einen normierenden Begrenzer 52 in einem Verhältnis gleich 1,33 Einheiten (dots) für 100 fi
Höhe normiert. Es soll darauf hingewiesen werden daß die Funktion des normierenden Verstärkers 52
vom normierenden Verstärker 24 erfüllt werden kann so daß der Verstärker 52 weggelassen werden kann
Wie beim Sekundärwarnsignal 10 der Fig. 1 wird das normierte Höhensignal mit dem G/5-Signal in einerr
Addierer 54 zusammengefaßt. Ein Detektor 56 erzeugt ein positives Signal oder eine logische 1 auf einei
Leitung 58, wenn das Ausgangssignal des Addieren 54 2,0 Einheiten (dots) oder mehr entspricht. Eir
UND-Glied 60 sperrt die Primärwarnung, wenn die Flugzeughöhe über dem Boden größer als 300 ft odei
wenn das Flugzeug außerhalb der Sekundärwarnkurve 10 ist. Es kann daher festgestellt werden, daß in Übereinstimmung
mitFig. 1 immer eine Sekundärwarnung vorliegt, bevor das Primärwarnsignal betätigt wird
Der Primärwarnalarm selbst kann ähnlich in der bereits beschriebenen Weise (vgl. den älteren Vorschlag]
erzeugt werden.
Selbstverständlich können auch andere Höhen unc Ablagen vom Gleitweg, die in Einheiten dargestelli
sind, vorgesehen sein.
Claims (24)
1. Gleitweg-Warngerät für Flugzeuge, mit einer Warnsignal-Generatoreinheit, die bei Flugzeug- r>
Ablage vom Gleitweg ausgelöst wird, dadurch gekennzeichnet, daß die Warnsignal-Generatoreinheit
aufweist: einen einem Gleitwegablage-Signal-Generator zur Erzeugung eines die Flugzeug-Ablage vom Gleitweg darstellenden Si- ι»
gnals nachgeschalteten Primärwarnsignal-Generator zur Erzeugung eines Primärwarnsignals bei
Überschreiten eines ersten Gleitwegablage-Grenzwerts und einen dem Gleitweg-Ablagesignal-Generator
nachgeschalteten Sekundärwarn- i"> signal-Generator, der unterhalb eines von einem
Höhensignal-Generator zur Erzeugung eines die Flugzeughöhe über dem Boden darstellenden Signals
abgeleiteten Höhen-Grenzwerts ein Sekundärwarnsignal erzeugt. >
<>
2. Warngerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Primärwarnsignal-Generator
das Primärwarnsignal erst unterhalb eines vorgegebenen Höhen-Grenzwerts abgibt und daß der
Sekundärwarnsignal-Generator nur innerhalb ei- r> nes vorgegebenen Höhen-Bereichs und oberhalb
eines zweiten Unter-Gleitwegablage-Grenzwerts das Sekundärwarnsignal erzeugt.
3. Warngerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine Warn- in
Sperreinheit, die ein Sperrsignal zum Sperren des Sekundär- oder Primärwarnsignals abgibt, und
eine Einrichtung, die bei Abgabe des Primärwarnsignals den Betrieb der Warnsperreinheit sperrt.
4. Warngerät nach Anspruch 2, gekennzeichnet r> durch einen Grenzwert-Steller zur Änderung des
ersten und zweiten Unter-Gleitwegablage-Grenzwerts in Abhängigkeit von der Höhe.
5. Warngerät nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Grenzwert-Steiler mit ab- to
nehmender Höhe den Gleitwegablage-Grenzwert erhöht.
6. Warngerät nach einem der Ansprüche 1-5, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden Höhen-Grenzwerte
50 bzw. 1000 ft betragen, daß das Pri- -r> märwarnsignal erst unterhalb einer Höhe von
300 ft abgegeben wird, und daß der Grenzwert-Steller beide Grenzwerte unterhalb 150 ft Höhe
erhöht, jedoch oberhalb 150 ft Höhe konstant hält. )()
7. Warngerät nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Grenzwert-Steller aufweist:
eine skalierende Verstärkereinheit (24; 52) zum Erhöhen der Gleitwegablage-Grenzwerte des Sekundär-
und des Primärwarnsignals unterhalb 5r> 150 ft Höhe und ein Sperrglied zum Sperren der
skalierenden Verstärkereinheit (24; 52) oberhalb 150 ft Höhe.
8. Warngerät nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die vorgegebene Höhe 300 ft t>o
beträgt.
9. Warngerät nach einem der Ansprüche 4-8, gekennzeichnet durch ein Sperrglied zum Sperren
des Sekundärwarnsignals oberhalb 100 ft Höhe.
K). Warngerät nach einem der Ansprüche 4-9, es
gekennzeichnet durch ein auf das Gleitwegablage-Signal ansprechendes Glied, das bei Sinken
des Flugzeugs um einen ersten vorbestimmten Abstand unter den Gleitweg ein Signal erzeugt,
und ein Sperrglied (60), das das Primärwarnsignal oberhalb einer ersten Höhe sperrt.
11. Warngerät nach einem der Ansprüche
4-10, gekennzeichnet durch ein Sperrglied (42), das das Primärwarnsignal bei einer vorbestimmten
Fluglage des Flugzeugs sperrt.
12. Warngerät nach einem der Ansprüche 1 und
2, gekennzeichnet durch ein Glied (44), das ein Sinken des Flugzeugs um einen vorbestimmten
zweiten Abstand unter den Gleitweg erfaßt, und ein Sperrglied (60) zum Sperren des Sekundärwarnsignals
oberhalb vorbestimmter Höhe.
13. Warngerät nach Anspruch 12, gekennzeichnet durch ein Sperrglied (34) zum Sperren
des Primär- und des Sekundärwarnsignals unterhalb einer Mindest-Höhe und ein Sperrglied (48,
50) zum Sperren des Primär- und des Sekundärwarnsignals bei vorbestimmter Fluglage des Flugzeugs.
14. Warngerät nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch einen Filter
(36) zur Gültigkeitsprüfung des vom Gleitwcgempfänger empfangenen Gleitwegstrahls und ein
dem Filier (36) nachgeschaltetes Sperrglied (32) zum Sperren der Warnsignale beim Empfang eines
ungültigen Gleitwegstrahls.
15. Warngerät nach einem der Ansprüche 1-6, mit einem Funk-Höhenmesser als Höhensignal-Generator,
gekennzeichnet durch einen ersten und einen zweiten Addierer (26, 54), die jeweils
für sich dem Gleitwegablage-Signal (G/R) das Höhensignal (/ir) überlagern, um ein höhcnüberlagertes
Ablage-Signal zu erzeugen, einen ersten Detektor (28), der dem ersten Addierer (26)
nachgeschaltet ist und ein erstes Überablage-Signal erzeugt, wenn das höhenüberlagerte Ablage-Signal
einen ersten Grenzwert überschreitet, einen zweiten Detektor (56), der dem zweiten
Addierer (54) nachgeschaltet ist und ein zweites Überablage-Signal erzeugt, wenn das höhenüberlagerte
Ablage-Signal einen zweiten Grenzwert überschreitet, eine auf das erste Überablage-Signal
ansprechende erste Warneinrichtung (34) zum Erzeugen des Sekundärwarnsignals unterhalb
einer ersten vorbestimmten Höhe und eine auf das erste Uberablage-Signal ansprechende zweite
Warneinrichtung (60) zum Erzeugen des Primärwarnsignals unterhalb einer zweiten vorbestimmten
Höhe.
16. Warngerät nach Anspruch 15, gekennzeichnet durch einen dritten Addierer (20), der
dem Höhensignal ein Mindesthöhen-Vorsignal überlagert, eine dem dritten Addierer (20) nachgeschaltete
skalierende Verstärkereinheit (24; 52) zur Erzeugung eines kalierten Signals mit vorbestimmtem
Verhältnis von Gleitwegablage-Einheiten zu Höhen-Einheiten, an deren Ausgang der
erste Addierer (26) und der zweite Addierer (54) angeschlossen sind, ein erstes Verknüpfungsglied
(32, 34), das dem ersten Detektor (28) nachgeschaltet ist, um das Sekundärwarnsignal oberhalb
einer vorgegebenen maximalen Höhe und unterhalb einer vorgegebenen minimalen Höhe zu
sperren, und ein zweites Verknüpfungsglied (60), das dem zweiten Detektor (56) nachgeschaltet ist,
um das Primärwarnsignal oberhalb einer vorbestimmten Höhe zu sperren.
17. Warngerät nach Anspruch 16, gekennzeichnet durch einen Begrenzer (22) zwischen
dem dritten Addierer (20) und der skalierenden Verstärkereinheit (24; 52), um das skalierte Höhensignal
(hr) zu begrenzen.
18. Warngerät nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß das erste Verknüpfungsglied
(34) dem zweiten Verknüpfungsglied (60) vorgeschaltet ist, um das Primärwarnsignal zu sperren,
wenn das Sekundärwarnsignal gesperrt ist.
19. Warngerät nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet,
daß einem Eingang des ersten Verknüpfungsglieds (34) ein Flugkonfigurations-Signalglied
vorgeschaltet ist.
20. Warngerät nach einem der Ansprüche 16-19, dadurch gekennzeichnet, daß der Begrenzer
(22) das Ausgangssignal des dritten Addierers (20) auf Null begrenzt, wenn das Höhensignal (ΛΓ) größer als das Mindesthöhen-Vorsignal
ist.
21. Warngerät nach einem de. Ansprüche 16—20, dadurch gekennzeichnet, daß die skalierende
Verstärkereinheit (24; 52) aufweist: einen ersten skalierenden Verstärker (24) mit einem
skalierenden Verstärkungsfaktor (K,), der einem Eingang des Addierers (26) vorgeschaltet ist, und
einen zweiten skalierenden Verstärker (52) mit einem zweiten skalierenden Verstärkungsfaktor
(K1), der einem Eingang des zweiten Addierers (54) vorgeschaltet ist.
22. Warngerät nach einem der Ansprüche 15-21, gekennzeichnet durch ein vom Piloten
im Flugzeug betätigbares Sperrglied, das lediglich unterhalb des oberen Höhen-Grenzwerts und bei
fehlendem Ausgangssignal des zweiten Detektors (56) betätigbar ist, um die Ausgangssignale des
ersten Detektors (28) und des zweiten Detektors (56) zu sperren, wenn der Pilot das Flugzeug so
stark unter den Gleitweg steuert, daß sonst ein Sekundär- oder Primärwarnsignal abgegeben
würde, und ein Ausschaltglied, das oberhalb des oberen Höhen-Grenzwerts das pilotenbetätigbare
Sperrglied abschaltet.
23. Warngerät nach einem der Ansprüche 16-22, dadurch gekennzeichnet, daß das erste
Verknüpfungsglied ein UND-Glied (32) ist, daß das zweite Verknüpfungsglied ein UND-Glied
(60) ist, daß ein Inhibitions-UND-Glied (50) vorgesehen ist, von dem verbunden sind:
ein invertierter Eingang mit dem Ausgang des zweiten UND-Glieds (60),
ein anderer Eingang mit einer Sperrsignal-Quelle und der Ausgang mit einem Eingang des
ersten UND-Glieds (32).
24. Warngerät nach Anspruch 23, gekennzeichnet durch ein Inhibitions-Flipflop (46), von
dem verbunden sind: der Setzeingang (S) mit dem Ausgang des Inhibitions-UND-Glieds (50), der
Ausgang (Q) mit einem Eingang des ersten UND-Glieds (32) und der Rücksetz-Eingang (R)
mit einer Quelle von Signalen entsprechend oberhalb des oberen Höhen-Grenzwerts.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US05/540,476 US3947809A (en) | 1975-01-13 | 1975-01-13 | Below glide slope advisory warning system for aircraft |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2558494A1 DE2558494A1 (de) | 1976-07-15 |
DE2558494B2 true DE2558494B2 (de) | 1978-11-02 |
DE2558494C3 DE2558494C3 (de) | 1979-07-05 |
Family
ID=24155612
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2558494A Expired DE2558494C3 (de) | 1975-01-13 | 1975-12-24 | Gleitweg-Warngerät für Flugzeuge |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3947809A (de) |
JP (1) | JPS6015520B2 (de) |
AU (1) | AU503061B2 (de) |
CA (1) | CA1076687A (de) |
DE (1) | DE2558494C3 (de) |
FR (1) | FR2297464A2 (de) |
GB (2) | GB1504223A (de) |
IT (1) | IT1053376B (de) |
SE (1) | SE416792B (de) |
Families Citing this family (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2343223A1 (fr) * | 1976-07-01 | 1977-09-30 | Trt Telecom Radio Electr | Filtrage des alarmes dans un systeme de surveillance de la proximite du sol |
US4030065A (en) * | 1976-07-19 | 1977-06-14 | Sundstrand Corporation | Terrain clearance warning system for aircraft |
US4060793A (en) * | 1976-07-19 | 1977-11-29 | Sundstrand Data Control, Inc. | Excessive sink rate warning system for aircraft |
FR2463393B1 (fr) * | 1979-05-09 | 1986-02-28 | Trt Telecom Radio Electr | Dispositif indicateur a bandes destine notamment a etre raccorde a la sortie d'un radioaltimetre |
US4413320A (en) * | 1980-08-22 | 1983-11-01 | The Bendix Corporation | Control system |
US4684948A (en) * | 1983-07-08 | 1987-08-04 | Sundstrand Data Control, Inc. | Ground proximity warning system having modified terrain closure rate warning on glide slope approach |
US4567483A (en) * | 1982-12-10 | 1986-01-28 | Sundstrand Data Control, Inc. | Position based ground proximity warning system for aircraft |
US4939513A (en) * | 1983-05-13 | 1990-07-03 | Sundstrand Data Control, Inc. | System for alerting a pilot of a dangerous flight profile during low level maneuvering |
US4551723A (en) * | 1983-06-10 | 1985-11-05 | Sundstrand Data Control, Inc. | Excessive descent rate warning system for rotary wing aircraft |
IL75701A0 (en) * | 1984-07-18 | 1985-11-29 | Sundstrand Data Control | Ground proximity warning system for aircraft |
US5220322A (en) * | 1984-07-18 | 1993-06-15 | Sundstrand Corporation | Ground proximity warning system for use with aircraft having egraded performance |
US4947164A (en) * | 1988-01-21 | 1990-08-07 | Sundstrand Data Control, Inc. | Flight path responsive aircraft wind shear alerting and warning system |
US4916448A (en) * | 1988-02-26 | 1990-04-10 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Low altitude warning system for aircraft |
US5900827A (en) * | 1988-06-07 | 1999-05-04 | The Boeing Company | Flight crew response monitor |
US5136512A (en) * | 1988-06-26 | 1992-08-04 | Cubic Defense Systems, Inc. | Ground collision avoidance system |
WO1992015975A1 (en) * | 1991-03-07 | 1992-09-17 | Sundstrand Corporation | Instrument to monitor unsafe flight paths when automated guidance system is in use |
US5166682A (en) * | 1991-03-07 | 1992-11-24 | Sundstrand Corporation | Ground proximity warning instrument utilizing glideslope modulation of excessive descent rate envelope |
JP4551562B2 (ja) | 1998-10-16 | 2010-09-29 | ユニバーサル エイビーアニクス システムズ コーポレイション | 飛行計画目的警報システムおよび方法 |
US6421603B1 (en) | 1999-08-11 | 2002-07-16 | Honeywell International Inc. | Hazard detection for a travel plan |
EP1309837B1 (de) * | 2000-08-18 | 2006-12-13 | Honeywell International Inc. | Flugzeuglandewinkelüberwachungseinrichtung |
US6575410B2 (en) * | 2001-04-25 | 2003-06-10 | Safe Flight Instrument Corporation | Glide slope tracking system |
US6940427B2 (en) * | 2001-07-17 | 2005-09-06 | Honeywell International, Inc. | Pitch alerting angle for enhanced ground proximity warning system (EGPWS) |
US6832153B2 (en) * | 2002-11-27 | 2004-12-14 | Mobilearia | Method and apparatus for providing information pertaining to vehicles located along a predetermined travel route |
US7065445B2 (en) * | 2002-11-27 | 2006-06-20 | Mobilearia | Vehicle passive alert system and method |
FR2874371B1 (fr) * | 2004-08-19 | 2007-12-21 | Airbus France Sas | Systeme d'affichage pour aeronef |
US20150307203A1 (en) * | 2014-04-23 | 2015-10-29 | Sikorsky Aircraft Corporation | Vertical axis soft landing control |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2735081A (en) * | 1956-02-14 | hosford | ||
US3052427A (en) * | 1960-07-08 | 1962-09-04 | Sperry Rand Corp | Flare-out system for aircraft |
US3323124A (en) * | 1964-09-01 | 1967-05-30 | Honeywell Inc | Guidance control signal developing apparatus |
US3355733A (en) * | 1964-10-19 | 1967-11-28 | Bell Aerospace Corp | Designated area instrument landing system |
US3291421A (en) * | 1965-09-20 | 1966-12-13 | Lear Siegler Inc | Pitch controller for automatic landing |
GB1178673A (en) * | 1966-01-29 | 1970-01-21 | Elliott Brothers London Ltd | Improvements in and relating to the Control of Aircraft |
US3381295A (en) * | 1967-03-17 | 1968-04-30 | Sperry Rand Corp | Radio controlled guidance apparatus for aircraft having radio signal gain programing |
US3743221A (en) * | 1970-04-09 | 1973-07-03 | Lear Siegler Inc | Aircraft flight control apparatus |
US3652835A (en) * | 1970-05-14 | 1972-03-28 | Sperry Rand Corp | Aircraft glide slope coupler system |
US3658280A (en) * | 1970-10-29 | 1972-04-25 | Mc Donnell Douglas Corp | Altitude and glide slope track controller |
US3757338A (en) * | 1971-02-05 | 1973-09-04 | Bendix Corp | Glide slope lock-out network |
US3801049A (en) * | 1972-01-31 | 1974-04-02 | Boeing Co | Automatic approach landing and go-around pitch axis control system for aircraft |
US3892373A (en) * | 1973-12-07 | 1975-07-01 | Bendix Corp | Integrated glide path/flare automatic flight control system |
-
1975
- 1975-01-13 US US05/540,476 patent/US3947809A/en not_active Expired - Lifetime
- 1975-11-11 AU AU86492/75A patent/AU503061B2/en not_active Expired
- 1975-12-23 FR FR7539585A patent/FR2297464A2/fr active Granted
- 1975-12-24 DE DE2558494A patent/DE2558494C3/de not_active Expired
-
1976
- 1976-01-07 GB GB8813/76A patent/GB1504223A/en not_active Expired
- 1976-01-07 GB GB520/76A patent/GB1504222A/en not_active Expired
- 1976-01-09 SE SE7600146A patent/SE416792B/xx not_active IP Right Cessation
- 1976-01-13 JP JP51002497A patent/JPS6015520B2/ja not_active Expired
- 1976-01-13 IT IT47612/76A patent/IT1053376B/it active
- 1976-01-13 CA CA243,446A patent/CA1076687A/en not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPS6015520B2 (ja) | 1985-04-19 |
CA1076687A (en) | 1980-04-29 |
DE2558494A1 (de) | 1976-07-15 |
AU8649275A (en) | 1977-05-19 |
FR2297464B2 (de) | 1980-10-24 |
DE2558494C3 (de) | 1979-07-05 |
IT1053376B (it) | 1981-08-31 |
SE7600146L (sv) | 1976-07-14 |
SE416792B (sv) | 1981-02-09 |
JPS5195399A (de) | 1976-08-20 |
US3947809A (en) | 1976-03-30 |
GB1504223A (en) | 1978-03-15 |
FR2297464A2 (fr) | 1976-08-06 |
AU503061B2 (en) | 1979-08-23 |
GB1504222A (en) | 1978-03-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2558494C3 (de) | Gleitweg-Warngerät für Flugzeuge | |
DE2559952C3 (de) | Bodennähe-Warneinrichtung für Flugzeug-Piloten bei Landeanflug mit Kehre in niedriger Höhe | |
DE69220354T2 (de) | Bodennäherungswarninstrument mit Fluglagemodulation einer Hangfunkpeilungsalarmfunktion. | |
DE3650104T2 (de) | Grundannäherungswarnanlage für flugzeuge mit verminderter leistung. | |
DE3854742T2 (de) | Flugwegempfindliche windscherkraftsalarm- und -warnanlage für flugzeuge. | |
DE2904800C2 (de) | Flugzeug-uebersinkfluggeschwindigkeit- warnanordnung | |
DE2732589C3 (de) | Warneinrichtung für Luftfahrzeuge bei zu großer Sinkgeschwindigkeit | |
DE2540026C3 (de) | Bodennähe-Warnvorrichtung fur Flugzeuge | |
DE2554206C3 (de) | Bodennähe-Warnanordnung | |
DE69714099T2 (de) | Geländeauskunftsystem für Flugzeuge | |
DE3640449C1 (de) | Einrichtung zum Bestimmen der Entfernung zwischen zwei Objekten,insbesondere zwei Kraftfahrzeugen | |
DE3424957C2 (de) | ||
DE2557195A1 (de) | Bodennaehe-warnanordnung (ii) | |
DE2600521A1 (de) | Bodennaehe-warnanordnung (iii) | |
DE3417834A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur erzeugung eines warnsignals bei uebermaessiger sinkgeschwindigkeit eines drehfluegel-flugzeugs | |
DE3322898A1 (de) | Einrichtung zum feststellen von windscherungen | |
DE3417827C2 (de) | ||
DE3787741T2 (de) | Verfahren und Gerät zur Steuerung eines Flugzeuges im Bereich der Windscherung. | |
DE2124050A1 (de) | ||
DE2732201A1 (de) | Regler fuer die lagestabilisierung eines satelliten | |
DE602005000141T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Absichern eines Tieffluges eines Luftfahrzeuges | |
DE2937626A1 (de) | Vor uebermaessigem sinken warnende warneinrichtung, insbesondere fuer hubschrauber | |
DE69600818T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Erfassung von Luftströmungstrennung anzeigenden Schwingungsvorgängen | |
DE69202134T2 (de) | Instrument zur Warnung vor zu grosser Sinkgeschwindigkeit in Bodennähe. | |
DE3421518A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur erzeugung eines warnsignals bei uebermaessig grossem hoehenverlust eines hubschraubers nach dem start |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |