DE2732589C3 - Warneinrichtung für Luftfahrzeuge bei zu großer Sinkgeschwindigkeit - Google Patents
Warneinrichtung für Luftfahrzeuge bei zu großer SinkgeschwindigkeitInfo
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Description
Die Erfindung betrifft einu Warneinrichtung für
Luftfahrzeuge bei zu großer Sinkgeschwindigkeit gemäß aem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Derartige Warneinrichtungen sind bekannt (US-PS 39 46 353 und US-PS 39 47 808 der Anmelderin). Bei
ihnen wird eine bestimmte Beziehung zwischen der -.lohe über Grund und der Sinkgeschwindigkeit des
Luftfahrzeugs zur Eizeugung einer Warnung verwendet,
wenn die Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs bezüglich seiner Höhe über Grund zu groß ist. Die
Warneinrichtung gemäß der US-PS 39 46 358 verwendet eine lineare Beziehung zwischen der Luftfahrzeug-Höhe
über Grund und der Luftfahrzeug-Sinkgeschwindigkeit, wobei mit größer werdender Höhe über Grund
die Sinkgeschwindigkeit zunimmt, die zur Auslösung des Warnsignals erforderlich ist. Bei der Warneinrichtung
gemäß der US-PS 39 47 808 wird bei Sinkgeschwindigkeiten über einem vorgegebenen Wert eine Warnung
für eine ausgewählte Zeitspanne des Aufpralls auf den Boden unter der Annahme erzeugt, daß das Luftfahrzeug
diese bestimmte Sinkgeschwindigkeit beibehält.
Untersuchungen, über den tatsächlichen Betrieb derartiger Warneinrichtungen zeigen jedoch, daß es für
die Beurteilung des Werts der Warneinrichtung bezüglich der Sicherheit wesentlich ist, ob der
Flugzeugführer oder Pilot die Warneinrichtung »annimmt« bzw. Vertrauen in sie setzt. Beispielsweise
besteht bei den meisten derzeitigen Warneinrichtungen die Warnung in einem Befehl zur Durchführung eines
korrigierenden Flugmanövers, wie z. B. »Hochziehen«. *%ei einer Warneinrichtung wie {jeniäß der US-PS
39 46 358, bei der die Warnung sich aus einer Anzahl verschiedener Faktoren ergibt, wie negatives Steigen
nach dem Abheben, unzureichender Abstand gegenüber Gelände bzw. Boden, zu hohe Sinkgeschwindigkeit, zu
hohe Annäherungsgeschwindigkeit an das Gelände oder Flugzustand unter dem Gleitweg, können die
Piloten zwangsweise nicht sofort handeln, da sie nicht genau wissen, was die Warnung ausgelöst hat. Es wurde
daher festgestellt, daß in einer wesentlichen Anzahl von
Fällen die Piloten nicht bereit sind, auf eine lediglich befohlsartige Anweisung zu reagieren, wenn die die
Warnung auslösende Ursache nicht sofort ersichtlich ist. V.'eiter gibt es eine wesentliche Anzahl von
Luftfahrzeugunfällen bei kontrollierten Flügen in das Gelände, bei denen sich die Sinkgeschwindigkeit des
Luftfahrzeugs nahe Grund stark in Folge von Windscherkräften oder optischen Täuschungen erhöhte,
die das Beurteilungsvermögen des Piloten nachteilig beeinflussen. Eine Untersuchung einer Anzahl dieser
Art von Unfällen zeigt, daß eine rechtzeitige Warnung erreicht werden kann, wenn die Hüllkurve bisheriger
Warnungen wie die gemäß der US-PS 39 46 358 oder der US-PS 39 47 808 zur Erzeugung einer Warnung bei
Sinkgeschwindigkeiten nahe dem Boden in der Größenordnung von 1000 ft/min (305 m/min) erweitert werden
könnte. Eine derartige Erweiterung der Warn-Hüllkurve ergibt jedoch bei Höhen von höchstens 100 ft
(30,5 m) nachteilig eine wesentliche Erhöhung der
Anzahl unerwünschter und lästiger Warnungen, die von der Warneinrichtung erzeugt werden, wodurch wiederum
das Vertrauen des Piloten in die Warneinrichtung verringert wird.
Bei bekannten Gleitweg-Warnsystemen (US-PS 39 47 809) wird das Luftfahrzeug üblicherweise längs
eines gut definierten Gleitweg-Funkstrahls betrieben, wobei es vollkommen sirher ist und unter üblichen
Umständen auch als übliche Praxis angesehen wird, wesentlich ur,;er den Gleitweg abzusinken. Eine
Gleitweg-Warnung in einem solchen Fall stellt somit lediglich eine Bestätigung für den Piloten dar, daß er in
einer bestimmten Weise gegenüber dem Gleitweg fliegt. Die Umstände, bei denen die Geschwindigkeits-Warnungen
üblicherweise erzeugt werden müssen, unterscheiden sich davon sehr wesentlich. Normalerweise ist
eine Warnung bezüglich zu hoher Sinkgeschwindigkeit unabhängig davon abzugeben, aus welchen Ursachen
die Sinkgeschwindigkeit zu groß geworden ist.
Es ist Aufgabe der Erfindung, eine Warneinrichtung der eingangs genannten Art so auszubilden, daß bei
gleichzeitiger Erhöhung der umstände, bei denen eine Warnung abgegeben wird, zusätzlich die genaue
Identifizierung der Ursache der Warnung möglich ist.
Die Aufgabe wird durch die kennzeichnenden Mermale des Anspruchs 1 gelöst.
Die Erfindung wird durch die Merkmale der Unteransprüche weitergebildet
Bei der Erfindung wird somit zunächst eine im
wesentlichen meldende tonfrequente Warnung bei zu großen Sinkgeschwindigkeiten in größerer Höhe
erzeugt, während eine ein Hochziehen befehlende tonfrequente Warnung bei vergleichbaren Sinkgeschwindigkeiten
in niedrigeren Höhen erzeugt wird. Zusätzlich kann die Wiederholgeschwindigkeit des
»Sinkgeschwindigkeittt-Warnsignals erhöht werden und/oder die Amplitude des »Sinkgeschwindigkeit«-
Warnsignals erhöht werden, wenn das Luftfahrzeug sein Flugverhalten beibehält unter stärkerem Eindringen in
die Hüllkurve für die Sinkgeschwindigkeits-Warnung, wodurch aut eine zunehmend unerwünschte Betriebsbedingung
in besonderer Weise aufmerksam gemacht werden kann.
Bei der Erfindung wird der Pilot durch das »Sinkgeschwindigkeitw-Tonwarnsignal unmittelbar
über den Grund der Warnung informiert, wodurch er sofort die Situation des Luftfahrzeugs einschätzen und
gegebenenfalls korrigierende Maßnahmen einleiten kann. Schließlich kann weiter die Warn-Hülikurve
ausgedehnt werden, um ?.u hohe Sinkgeschwindigkeiten bei niedrigeren Höhen festzustellen, was ausgehend von
bestehenden Erkenntnissen und Daten über Unfälle wirksam sein dürfte, um bestimmte Arten von
Luftl'ahrzeugunfällen zu vermeiden. Lästige und störende Warnungen werden dabei nicht erzeugt.
Die Erfindung wird anhand des in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert. Es
/eigen
Fig. 1 eine graphische Darstellung der Warn-Hüllkurven
bzw. der Beziehungen zwischen der baromelrisehen Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und der
Höhe des Luftfahrzeugs über Grund, bei der eine Sinkgeschwindigkeits-Warnung bzw. eine Hochzieh-Warnung
erzeugt werden soll,
Fig. 2 ein Logik-Blockschaltbild einer Logikschal-Hing
zur Auslösung von Sinkgeschwindigkeits- und Hochzieh-Warnsignalen
F i g. 3 ein Logik-Blockschaltbild einer Schaltung zur
Abgabe tonfrequentet Sinkgeschwindigkeits- und Hochzieh-Warnungen.
Eine grafische Darstellung sowohl der Hüllkurve f'ir
Sinkgeschwindigkeits-Warnung als auch der Hüllkurva für Hochzieh-Warnung für eine Warneinrichtung bei zu
großer Sinkgeschwindigkeit ist in F i g. 1 dargestellt. Die zwischen Linien 12 und 14 befindliche schraffierte
Fläche 10 in Fig. 1 definiert die Kombination der funktechnischen Höhe und der Sinkgeschwindigkeit, die
eine Sinkgeschwindigkeits-Warnung auslöst. Die schraffierte Fläche 16 unter der Linie 14 zeigt diejenigen
Kombinationen der funktechnischen Höhe und der (barometrischen) Sinkgeschwindigkeit an, die eine
Hochzieh-Warnung auslösen. Die Strichlinie 18 zeigt die Beziehung zwischen Höhe und Sinkgeschwindigkeit an,
die ein Warnsignal bei einer bekannten Einrichtung, wie der gemäß der US-PS 39 47 808, auslöst. Wie durch die
Gerade bzw. Linie 12 dargestellt, besteht eine lineare Beziehung zwischen Höhe und Sinkgeschwindigkeit, die
zur Erzeugung des Sinkgeschwindigkeits-Warnsignais erforderlich ist. Wie in Fig. 1 da gestellt, nimmt die
barometrische Sinkgeschwindigkeit, dir zur Erzeugung eines Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals erforderlich
ist, mit zunehmender Höhe zu. Ferner besteht eine im wesentlichen lineare Beziehung zwischen der Sinkgeschwindigkeit
und der Höhe, die zur Erzeugung des Hochzieh-Warnsignal.; erforderlich ist, wie das durch
die Linie 14 in F i g. 1 dargestellt ist. Es ist jedoch eine größere Sinkgeschwindigkeit bei einer gegebenen Höhe
erforderlich zur Auslösung eines Hochzieh-Warnsignals als zur Auslösung eines Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals.
Bezüglich der Hochzieh-Warn-Grenzkurve, die durch die Linie 14 dargestellt ist, ändert sich die Neigung
der Linie 14 an einer Stelle 20 bei einer Höhe von annähernd 187 ft (57 m) und einer Sinkgeschwindigkeit
von 1468 ft/min (448 m/min). Die Hochzieh-Warn-Grenzlinie,
die durch die Linie 22 dargestellt ist, besitzt dann eine stärkere Neigung. Daraus ergibt sich, daß bei
Höhen unter 187 ft (57 m) eine größere Sinkgeschwindigkeit
erforderlich ist, um eine Hochzieh-Warnung auszulösen bzw. zu erzeugen, als es erforderlich wäre.
WLnn die Sinkgeschwindigkeits-Warn-Grenzlinie sich
mit der gleichen Neigung wie die Linie 14 fortsetzen würde. Dadurch wird die Anzahl störender Hochzieh-Warnungen
herabgesetzt, wobei jedoch weiterhin Sinkgeschwindigkeits-Warnungen bei diesen geringen
Höhen und Sinkgeschwindigkeiten erzeugt werden. Daraus ergibt sich durch Vergleich der Sinkgeschwindigkeits-Warn-Hüllkurve
10 und der Hochzieh-Warn-Hüllkurve 16 mit der herkömmlichen Warnkurve 18.
daß Warnungen bd Höhen bis hinab zu 50 ft (15.2 m) mit barometrischen Sinkgeschwindigkeiten bis hinab zu
1000 ft/min (305 m/min) erzeugt werden, was bei herkömmlichen Warneinrichtungen, wie das durch die
Linie 18 dargestellt ist, nicht möglich ist. Auf diese Weise wird durch die bessere Warn-Hüllkurve 10 und 16
gemäß Fig. 1 eine Warneinrichtung bei zu großer Sinkgeschwindigkeit vorgesehen, die in einer Anzahl
von Situationen arbeitet, bei der herkömmliche Einrichtungen keine Warnung abgeben, wobei in diesem
Bereich keine lästigen Hochzieh-Warnungen oder befehlende Warnungen ausgelöst werden.
In F i g. 2 ist ein Wirk-Blockschaltbild einer logischen
Schaltung zur Auslösung sowohl der Sinkgeschwindigkeit- als auch der Hochzieh-Warnsignale dargestellt.
Die Luftfahrzeug-Sinkgeschwindigkeit ausgehend von barometrischer Höhe ist durch das Signal hB dargestellt,
das mit einem barometrischen Höhenmesser 24 und
einem Differenzierer 26 erzeugt werden kann, wie das
beispielsweise in der US-PS 39 4b 358 ausführlich erläutert ist. Das /!«-Signal, das negativ ist. wenn das
Flugzeug im Sinkflug ist. ist über eine Leitung 28 Eingangssignal an einem Plus-Anschluß eines Addierers
30. Ein anderes Eingangssignal an den Addierer 30 ist
ein Vorspannungssignal oder Vorsignal positiver Polarität, das eine llöhenzunahme von 1424 ft/min
(4 35 m/min) darstellt. Die Summe dieser beiden Signale wird dann einem Begrenzer 32 zugeführt, der eine
Begrenzung der Größe des vorgespannten /!«-Signals vom Addierer 30 auf einen maximalen Absolutwert
bewirkt. Hei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel der
Erfindung ist dies ein Signal, das minus IbH ft/min ( - 51,J m/min) entspricht Ein Multiplizierverstärker 34
multipliziert das Ausgangssignal des Begrenzers 32 mit einem Faktor 1.133. Das so mit einem Maßstabsfaktor
versehene bzw. verstärkte vorgespannte /i/rSignal wird
über einen zweiten Addierer 36 einem dritten Addierer 38 zugeführt, in dem es mit einem /!«-Signal auf einer
Leitung 40 kombiniert wird, das die Luftfahrzeug! lohe
über Grund wiedergibt. Das /i/rSignal wird vorzugsweise
von einem funktechnischen Höhenmesser 42 erhalten, um eine genaue Messung der Höhe des
Luftfahrzeugs über Grund bzw. über Gelände zu erhalten. Wenn die Größe des verstärkten /rn-Signals
vom Verstärker 34 die Größe des positiven /!«-Signals
überschreitet, wird das Ausgangssignal des dritten Addierers 38 negativ, wodurch ein Detektor 44 ein
positives Ausgangssignal oder ein Logiksignal an ein UND-Glied 46 abgibt. Wenn das UND-Glied 46
angesteuert ist ergibt ein negatives Ausgangssignal vom dritten Addierer 38 ein auslösendes Logiksignal für
eine Hochzieh-Warnung auf der Ausgangsleitung 48 des UND-Glieds 46.
Das /in-Signal auf der Leitung 28 wird auch als
Eingangssignal für einen vierten Addierer 50 verwendet. Hier wird das Hn Signal durch ein positives Signal eines
anderen positiven Eingangs des vierten Addierers 50 vorgespannt und zwar durch ein eine Höhenänderungsgeschwindigkeit
von 1702 ft/min (520 m/min) wiedergebendes Signal. Ein Gleichrichter 52, der das Ausgangssignal
des vierten Addierers 50 erhält, verhindert daß eine positive Spannung oder ein positives Signal an
einen zweiten Multiplizierverstärker 54 angelegt werden kann. Folglich liegt am Multiplizierverstärker 54 nur
dann ein Signa! an, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Luftfahrzeugs größer als 1702 ft/min (520 m/min) ist.
Das vorgespannte /r'g-Signal vom Gleichrichter 52 wird
mit einem Faktor Ki = 0,71 multipliziert Der Maßstabsoder Multiplizierfaktor K2 entspricht der Neigung der
Flochzieh-Warn-Grenzkurve 14 in F i g. 1. Das verstärkte
Λβ-Signal vom zweiten Multiplizierverstärker 54 wird
mit dem begrenzten fc-Signal vom ersten Multiplizierverstärker
34 im zweiten Addierer 26 kombiniert. Die kombinierten frg-Signale werden zum Λ/rSignal im
dritten Addierer 38 hinzuaddiert zur Erzeugung der durch die Linien 14 und 22 in Fig. 1 dargestellten
Warn-Kurve. Folglich wird, wenn das Eingangssignal am positiven Anschluß des dritten Addierers 38 vom
zweiten Addierer 36 größer ist als das h/r Signal, ein
auslösendes Logiksignal für Hochzieh-Warnung auf der Leitung 48 erzeugt wenn das UND-Glied 46 angesteuert
bzw. gesetzt ist.
Das A's-Signal auf der Leitung 28 wird auch einem
fünften Addierer 56 zugeführt, der seinerseits durch ein
Signal vorgespannt ist das einer Sinkgeschwindigkeit von 780 ft/min (238 m/min) entspricht Das sich daraus
ergebende Ausgangssignal vom fünf ten Addierer 56
wird einem zweiten Begrenzer 58 und dann einem dritten Multiplizicrvcrstarkcr 60 zugeführt. Der dritte
Multiplizierverstärker 60 dient zum Multiplizieren des Ausgangssignals des zweiten Begrenzers 58 mit einem
Faktor Ki, wobei beim bevorzugten Ausführungsbeispiel
die Erfindung gilt Ki = O.6O3l. was der Neigung der
Sinkgeschwindigkeits-Wam-Grenzkurve 12 gemäß
F i g. I entspricht. Das Ausgangssignal des dritten Muliiplizicrverstärkers 60 wird dem Pliisanschluß eines
sechsten Addierers 62 zugeführt, zusammen mit dem hu Signal auf der Leitung 40, das einem anderen
Pliisanschluß des Addierers 62 zugeführt ist. Das
Ausgangssignal des sechsten Addierers 62 wird einem zweiten Detektor 64 zugeführt, der seinerseits ein
positives l.ogiksignal an einen Umgang eines zweiten
UND-Glieds 66 abgibt. Auf diese Weise wird, wenn das verstärkte Ausgangssignal des dritten Multipliziererstiirkers
60 das Λ«-Signal überschreitet, ein positives
l.ogiksignal an das UND-Glied 66 angelegt, das bei gesetztem UND-Glied 66 ein auslösendes l.ogiksignal
für Sinkgeschwindigkeits-Warnung auf der Leitung 68 ergibt, die dem Ausgang des UND-Glieds 66 entspricht.
Bei der l.ogikschaltung gemäß F' ι g. 2 wird das
Ausgangssignal des ersten UND-Glieds 46 auch über einen invertierenden Anschluß dem zweiten UND-Glied
66 über eine Leitung 70 zugeführt. Durch diesen Hingang wird eine Sinkgeschwindigkeits-Warnung
unterdrückt bzw. vermieden, wenn die I loch/ich-Warnung
ausgelöst worden ist. Darüber hinaus besitzen die UND-Glieder 46 und 66 auch Logikeingänge von einem
dritten Detektor 72, der mit der Leitung 40 verbunden ist und der ein positives Signal stets dann erzeugt, wenn
hu niedriger ist als 2450 ft (748 m). Dadurch werden
Signale auf einer Leitung 74 vorgesehen, die die UND-Glieder 46, 66 stets dann sperren, wenn die Höhe
des Luftfahrzeugs über Grund größer als 2450 ft (748 m) ist.
In Fig. 3 ist ein Blockschaltbild eines Tonfrequenzw
arnsignal-Generators dargestellt, zur Erzeugung einer tonfrequenten (»voice«) Sinkgeschwindigkeits-Warnung
und einer tonfrequenten Hochzieh-Warnung. Es sei an dieser Stelle herausgestellt, daß die Begriffe
»Sinkgeschwindigkeit« bzw. »Hochziehen« bei der Beschreibung der Erfindung lediglich bevorzugte
Begriffe sind. Sie werden außerdem zur Definition der allgemeinen Art der Mitteilung herangezogen, die dem
Piloten durch das erfindungsgemäße Sinkgeschwindigkeits-Warnsystem
übermittelt wird. Unter bestimmten Umständen können andere Begriffe zur Anzeige der
»Sinkgeschwindigkeitsw-Warnung. die im allgemenen meldend ist, und der »Hochziehw-Warnung, die im
allgemeinen befehlend ist herangezogen werden.
Die Schaltung gemäß Fig.3 enthält einen Tonfrequenzwarnsignal-Generator
76. der auf das Auslöse- Logiksignal für Hochzieh-Warnung auf der Leitung 48
anspricht Immer wenn ein derartiges Auslöse-Logiksignal
für Hochzieh-Warnung auf der Leitung 48 vorhanden ist gibt derTonfrequenzwarnsignal-Generator
76 ein Analogsignal als Eingangssignal über eine Leitung 78 an einen Verstärker 80 ab, wodurch ein
tonfrequentes Schallsignal durch einen Lautsprecher 82 erzeugt wird. Das auslösende Signal für Sinkgeschwindigkeits-Warnung
auf der Leitung 68 wird einer Variabelfrequenz-Steuerschaltung 87 zugeführt Die Variabenrequenz-Steuerscha'tung 84 erhöht abhängig
vom A'g-Signal auf der Leitung 28 die Wiederholfrequenz
des Sinkgeschwindigkeits-Wamsignals auf der
Leitung 68. Das Ausgangssignal der Variabelfrequenz-Steuerschaltung
84 wird über eine Leitung 86 dem Tonfrequenzwarnsignal-Generator 76 zugeführt und
erreicht die Abgaoe des tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals
durch den Lautsprecher 82. Folglich wird, wenn das Luftfahrzeug in der Sinkgeschwindigkeits-Warnsignal-Hüllkurve
10 der F i g. I ist, mit zu/·: ahmendem Absink-Verhältnis Λ« die Wiederholfrequenz
des tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-Warnsignals erhöht. Eine Amplituden-Steuerschaltung
88 ist an die Leitung 86 angeschlossen und erzeugt eine Spannung auf einer Leitung 90, die proportional der
Wiederholfrequenz des Ausgangssignals der Variabelfrequenz-Steuerschaltung 84 ist. Das Ausgangssignal
der Amplituden-Steuerschaltung 88 auf der Leitung 90 dient zur Steuerung des Verstärkungsfaktors Kt des
Verstärkers 80 und dient daher zur Erhöhung der Amplitude des tonfrequenten Sinkgeschwindigkeits-
s Warnsignals als Ausgangssignal des Lautsprechers 82,
wenn das Sinkgeschwindigkeits-Signal He zunimmt.
Die Analoglogik bzw. die Rechenschaltung gemäß Fig. 2 und 3 wird zur Auswahl einer gewünschten
verbalen Warnung abhängig von der Sinkgeschwindig-
ίο keit und der Höhe verwendet. Die gleiche Wirkung
kann jedoch auch durch einen Digitalrechner erreicht werden, der die gleichen Eingangssignale mit dem
Tonfrequenzwarnsignal-Generator 76 (über eine Schnittstelle) koppelt.
Hierzu 2 Blatt Zeichnungen
Claims (10)
1. Warneinrichtung für Luftfahrzeuge bei zu großer Sinkgeschwindigkeit,
mit einer Signalquelle für die barometrische Luftfahrzeugsinkgeschwindigkeit wiedergebende
Signale,
mit einem funktechnischen Höhenmesser,
mit einem ersten Generator, der entsprechend einer to ersten vorgegebenen Beziehung zwischen Sinkgeschwindigkeit und funktechnischer Höhe abhängig von dem Luftfahrzeugsinkgeschwindigkeits-Signal und dem funktechnischen Höhensignal ein »Hochziehen«-Tonwarnsignal erzeugt, gekennzeichnet durch
mit einem ersten Generator, der entsprechend einer to ersten vorgegebenen Beziehung zwischen Sinkgeschwindigkeit und funktechnischer Höhe abhängig von dem Luftfahrzeugsinkgeschwindigkeits-Signal und dem funktechnischen Höhensignal ein »Hochziehen«-Tonwarnsignal erzeugt, gekennzeichnet durch
einen zweiten Generator, der entsprechend einer zweiten vorgegebenen Beziehung zwischen Sinkgeschwindigkeit
und funktechnischer Höhe abhängig von dem Luftfahrzeugsinkgeschwindigkeits-Signal
und dem funktechnischen Höhensignal ein meldendes »Sinkgeschwindigkeil«-Tonwarnsignal erzeugt,
wobei die zweite vorgegebene Beziehung eine geringere Sinkgeschwindigkeit bei jeder Höhe zur
Erzeugung der Hochzieh-Warnung erfordert als die erste vorgegebene Beziehung, und
eine Unterdrückungseinrichtuijg (70,66) zur Verhinderung des »Sinkgeschwindigkeitw-Tonwarnsignals, wenn das »Hochzieh«-Tonwarnsignal erzeugt wird.
eine Unterdrückungseinrichtuijg (70,66) zur Verhinderung des »Sinkgeschwindigkeitw-Tonwarnsignals, wenn das »Hochzieh«-Tonwarnsignal erzeugt wird.
2. Warneinrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Sinkgeschwindigkeits-Warnung
bei Sinkgeschwindigkeiten von 120Oft/min (366 m/
min) bei einer Höhe von 100 ft/305 m).
3. Warneinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch eine Einrichtung, die abhängig
von der Sinkgeschwindigkeit die Wiederholfrequenz des »Sinkgeschwindigkeit«-Tonwarnsignals
erhöht in dem Maße, in dem das Luftfahrzeug die zweite vorgegebene Beziehung überschreitet.
4. Warneinrichtung nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (88) zur Amplitudenerhöhung
des »Sinkgeschwindigkeit«-Tonwarnsignals abhängig von der Wiederholfrequenz.
5. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite
vorgegebene Beziehung zwischen Sinkgeschwindigkeit und funktechnischer Höhe im wesentlichen
linear ist.
6. Warneinrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite vorgegebene Beziehung
eine Neigung besitzt von etwa 0,6 ft Höhe pro ft/min Höhen-Sinkgeschwindigkeit (etwa 0,18 m pro
03 m/min).
7. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche I bis 6, gekennzeichnet durch eine Umschalteinrichtung
zum Umschalten von der zweiten vorgegebenen Beziehung auf eine dritte vorgegebene Beziehung
für Sinkgeschwindigkeiten oberhalb eines vorgegebenen Wertes.
8. Warneinrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die dritte vorgegebene Bezie*
hung im wesentlichen linear ist und eine Neigung besitzt von etwa 0,40 ft pro ft/min Sinkgeschwindigkeit
(etwa 0,12 m pro 0,3 m/min).
9. Warneinrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die erste vorgegebene Beziehung
im wesentlichen linear ist und eine Neigung besitzt von etwa 1,5 ft pro ft/min Sinkgeschwindig
keit (etwa 0,46 m pro 0,3 m/min).
10. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 7 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die vorgegebene
Sinkgeschwindigkeit etwa 1500 ft/min (460 m/min) beträgt.
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