DE2904800C2 - Flugzeug-uebersinkfluggeschwindigkeit- warnanordnung - Google Patents

Flugzeug-uebersinkfluggeschwindigkeit- warnanordnung

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DE2904800C2 DE2904800A DE2904800A DE2904800C2 DE 2904800 C2 DE2904800 C2 DE 2904800C2 DE 2904800 A DE2904800 A DE 2904800A DE 2904800 A DE2904800 A DE 2904800A DE 2904800 C2 DE2904800 C2 DE 2904800C2
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Description

Die Erfindung betrifft eine Flugzeug-Sinkflug-Übergeschwindigkeit-Warnanordnung nach dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.
In derartigen üblichen Anordnungen (vgl. US-PS 46 358, US-PS 39 47 808 und US-PS 40 60 793) wird mittels der Beziehung zwischen der Höhe über dem Boden und der Flugzeug-Sinkfluggeschwindigkeit ein Warnsignal erzeugt, wenn die Flugzeug-Sinkfluggeschwindigkeit für die Höhe des Flugzeugs über dem Gelände zu groß ist Bei einer bestehenden Sinkflug-Übergeschwindigkeit-Warnanordnung (vgl. US-PS 46 358) wird z. B. eine lineare Beziehung zwischen der Flugzeughöhe über dem Gelände und der Flugzeug-Sinkfluggeschwindigkeit ausgenutzt, wobei die Sinkfluggeschwindigkeit, die zur Auslösung des Warnsignals benötigt wird, um so größer ist, je größer die Flugzeughöhe fiber dem Gelände ist. Bei einer anderen bestehenden Übersinkfluggeschwindigkeit-Warnanordnung (vgl. US-PS 39 47 808) wird bei Sinkfluggeschwindigkeiten über einem vorbestimmten Wert ein Warnsignal für eine gewählte Aufprallzeit mit dem Boden erzeugt, wobei angenommen wird, daß das &o Flugzeug bei dieser bestimmten Sinkfluggeschwindigkeit bleibt Bei einer dritten bestehenden Sinkfluggeschwindigkeit-Warnanordnung (vgl. US-PS 40 60 793) wird ein Vorton-Warnsignal für eine erste Beziehung zwischen einer Sinkfluggeschwindigkeit und einer Höhe über dem Gelände erzeugt, und eine zweite Art eines Befehlston-Warnsignals wird für größere Sinkfluggeschwindigkeiten bei kleineren Höhen abgegeben, wo die Gefahr eines Flugzeugaufpralls mit dem Gelände merklicher ist.
Untersuchungen über die Wirksamkeil von BodennH-he-Warnanordnungen im tatsächlichen Luftverkehr haben gezeigt, daß Bereitschaft und Vertrauen des Piloten ein wesentlicher Faktor für die Beurteilung des Wertes der Bodennähe-Warnanordnungen unter dem Sicherheitsgesichtspunkt sind. Bei der Beurteilung der Wirksamkeit einer Bodennähe-Warnanordnung ist eine der primären Eigenschaften die Anzahl der durch die Anordnung erzeugten Stör-Warnsignale. Unter einem Stör-Warnsignal wird im allgemeinen ein Warnsignal verstanden, das durch die Anordnung erzeugt wird, wenn das Flugzeug im wesentlichen in Übereinstimmung mit offiziell genehmigten Betriebsbedingungen, wie z. B. den FAA-Regeln, arbeitet und nicht eine unmittelbare Gefahr eines Aufpralles mit dem Gelände vorliegt Eine Quelle für Stör-Warnsignale in der Übersinkflug-Warnbetriebsart von Bodennähe-Warnanordnungen tritt gelegentlich während Landeanflügen auf, wenn sich das Gelände abwärts zur Star!- und Landebahn neigt und das Flugzeug eir-e ausreichend hohe Sinkfluggeschwindigkeit beibehalten muß, um einen normalen Anflug auszuführen. Die Start- und Landebahn in San Diego, Kalifornien, gibt ein Beispiel eines dtrartigen Anfluges, bei dem sich das Gelände abwärts zum Anfang der Start- und Landebahn neigt und das Flugzeug einen relativ steilen Anflug nahe dem Gelände für Zeitdauern ausführen muß, die sich in einigen Fällen über 30 s erstrecken. Diese Anflüge führen gelegentlich zu einem Eindringen des Flugzeuges in die Warnsignal-Hüllkurven (vgl. die obigen US-PS) und insbesondere in die herkömmliche Sinkgeschwindigkeit-Warnsignal-Hüllkurve (vgl. US-PS 40 60 793). Warnsignale unter diesen Umständen können als Stör-Warnsignale betrachtet werden, da das Flugzeug innerhalb des offiziell genehmigten Flugablaufes ist und nicht die Gefahr eines Aufpralls mit dem Gelände besteht
Jedoch sind ein reines Verringern der Empfindlichkeit der Warnanordnung durch Erhöhen der zum Erzeugen eines Warnsignals erforderlichen Sinkfluggeschwindigkeit oder ein Herabsetzen der Höhe, bei der ein Warnsignal erzeugt wird, unter Umständen Maßnahmen, die Warnsignale ausschließen, bei denen eine rückblickende Analyse gezeigt hat, daß Unfälle tatsächlich eingetreten sind, wodurch die Wirksamkeit der Anordnung bei der Warnung vor gefährlichen Flugprofilen verringert wird. Um daher das Aufnahmevermögen der Piloten von diesen Anordnungen zu erhöhen, sollten die Stör-Warnsignale ausgeschlossen werden, die in Bereichen entstehen, in denen das Flugzeug ein Gelände durchquert, das sich abwärts zu dm S.ar;- und Landebahnen neigt, während gleichzeitig jedoch nicht die Wirksamkeit der Anordnung beim Warnen vor gefähi liehen Flugbedingungen verringert ist.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung, die Ansprechempfindlichkei't einer Sinkflug-Übergeschwindigkeit-Warnanordnung der eingangs genannten Art zu verringern, wenn das Flugzeug über ein abwärts zur Start- und Landebahn fallendes Gelände einen Landeanflug durchführt, so daß fehlerhafte Warnsignale bei derartigen Flughäfen verringert werden können.
Diese Aufgabe 'vird bei einer Sinkflug-Übergeschwindigkeit-Warnanordnung nach dem Oberbegriff des Patentanspruches 1 erfindungsgemäß durch die in dessen kennzeichnendem Teil angegebenen Merkmale
gelöst.
Die Erfindung ermöglicht eine Sinkflug-Übergeschwindigkeit-Warnanordnung, bei der ein die Änderungsgeschwindigkeit der Flugzeughöhe bezüglich des Bodens darstellendes Gelände-Höhenänderungssignal verwendet wird, um die vorbestimmte Beziehung zwischen der Sinkfluggeschwindigkeit und der zum Auslösen einer Piloten-Warnung erforderlichen Höhe über dem Boden zu verändern; es werden also barometrische Sinkfluggeschwindigkeitssignale und Funkhöhensignale verwendet, wobei ein Funkhöhen-Änderungssignal dazu dienl. um das bnrometrische Änderungssignal abzuwandeln, so daß wirksam die Sinkfluggeschwindigkeit gesteigert wird, clic zum Erzeugen des Übersinkflug-Änclcrungs-Warnsignals abhängig von abnehmenden Funkhöhen-Änderungssignalen erfoderlich ist; schließlich verwendet die Warnanordnung noch ein barometrisches Sinkflug-Änderungssignal und Funkhöhenmessersignale, wobei das Fiinkhö- »Ic FlinLlirtn Pin**
ίο
nals abgewandelt wird, um wirksam die .Sinkfluggeschwindigkeit zu steigern, die zum Erzeugen eines Übersinkflug-Änderungs-Warnsignals als Funktion einerabfallenden Höhenänderung erforderlich ist.
Herkömmliche Sinkflug-Warnanordnungen dagegen vergleichen insbesondere die barometrische .Sinkfluggeschwindigkeit des Flugzeuges mit der Flugzeughöhe über dem Gelände, die vorzugsweise durch einen Funkhöhenmesser gemessen wird, und erzeugen Sinkfluggeschwindigkeits-Warnsignale als Funktion einer vorbestimmten Beziehung zwischen der barometrischen Sinkfluggeschwindigkeit und der Flugzeughöhe über dem Gelände. Um die oben erläuterten Stör-Warnsignale zu überwinden, wird entweder das Funkhöhensignal oder das barometrische Sinkflug-Änderungssignal abhängig von einem Funkhöhen-Änderungssignal abgewandelt, um wirksam die Sinkfluggeschwindigkeit zu erhöhen, bei der ein Sinkflugänderungs-Warnsignal erzeugt wird.
Ausführungsbeispiele der Erfindung werden nachfolgend anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigt
Fig. 1 eine graphische Darstellung von Warnsignal-Hüllkurven oder Beziehungen zwischen der barometrischen Flugzeug-Sinkfluggeschwindigkeit und der Höhe über dem Boden, die ein zu erzeugendes Sinkfluggeschwindigkeits-Warnsignal verursachen.
Fig. 2 eine Darstellung von Warnsignal-Hüllkurven ähnlich zu F i g. 1 mit der Ausnahme, daß die senkrechte Achse nach links verschoben ist. indem die zum Erzeugen eines Warnsignals erforderliche Sinkfluggeschwindigkeit erhöht ist.
Fig. 3 eine Darstellung von Warnsignal-Hüllkurven ähnlich zu den Warnsignal-Hüllkurven der Fig. 1 mit der Ausnahme, daß die waagrechte Achse nach oben verschoben ist. indem das zum Erzeugen eines Warnsignals erforderliche Bodenhöhe-Signal verringert ist,
Fig.4 ein Blockschaltbild der Logik eines Ausführungsbeispiels und
Fig.5 ein Blockschaltbild eines zweiten Ausführungsbeispiels.
Bei einem bevorzugten Ausführungsbeispiel wird das Sinkfluggeschwindigkeitssignal um einen Betrag verringert, der umgekehrt proportional zum Funkhöhen-Änderungssignal ist, so daß bei einem Funkhöhen-Änderungssignal mit dem Wert Null, das ein im wesentlichen paraiie! mit dem Gelände fliegendes Flugzeug anzeigt, das Sinkfluggeschwindigkeitssignal um einen Betrag
von z.B. 400 ft/min bzw. 120 m/min verringert wird. Wenn die Größe des Funkhöhen-Änderungssignals ansteigt, was anzeigt, daß sich das Flugzeug dem Boden nähert, wird der Betrag, um den das Sinkfluggeschwindigkeitssignal verringert ist, abhängig von der steigenden Funkhöhen-Änderung herabgesetzt.
Bei einem zweiten Ausführungsbeispiel wird das Funkhöhensignal mit abnehmender Funkhöhen-Änderung vergrößert. Dies bewirkt auch eine Vergrößerung der Sinkfluggeschwindigkeit, bei der ein Warnsignal erzeugt wird. Wenn die Funkhöhen-Änderung den Wert Null hat. was anzeigt, daß das Flugzeug im wesentlichen parallel zum Gelände fliegt, wird das Funkhöhenmesser-Signal um einen Betrag von ι. B. 240 ft bzw. 72 m erhöht. Wenn das Funkhöhen Änderungssignal ansteigt, wird der Betrag, um den das Funkhöhensignal vergrößert ist. abhängig von der anwachsenden Funkhöhen-Änderung verringert, bis der Einfluß der Funkhöhen-Änderung auch vom Funkhöhcnsignal ausgeschlossen ist.
kcit-Warn-llüllkurve und einer Hoch/k'li-Warn-Hiillkurvc für eine Übersinkflug-Warnanordn'.ing sind in I" ig. 1 gezeigt. Es sind die gleichen Warnllüllkurven. die durch die bestehende Sinkgeschwindigkeit-Warnan Ordnung für Flugzeuge (US-PS 40 60 793) erzeugt werden. Die schraffierte Fläche 10 zwischen Linien 12 und 14 der Fig. I gibt die Kombinationen der Funkhöhe und der .Sinkfluggeschwindigkeit an, die ein »Sinkgeschwinf^ikeitsw-Warnsignal auslösen. Die schraffierte Fläche 16 neben der Linie 14 gibt die Kombinationen der Funkhöhe und der Sinkfluggeschwindigkeil an, die ein »Hochzieh«-Warnsignal auslösen. Es gibt bereits eine Schaltung zum Erzeugen d-cr in Fig. I gezeigten Warnsignal-Hüllkurven (vgl. US-PS40 60 793).
Wenn sich ein Flugzeug unter bestimmten Landeanflug-Bedingungen einer Start- und Landebahn nähert, bei der das Gelände zur Start- und Landebahn abfällt und im wesentlichen parallel zur Anflugbahn verläuft, dringt das Flugzeug gelegentlich in den unteren Teil der Warn-Hüllkurven ein, wie dies durch einen Punkt 18 in Fig. I gezeigt ist (vgl. oben). Als spezielles Beispiel haben bei Anflügen auf die Start- und Landebahn 27 des Flußhafens von San Diego. Kalifornien, dessen Gelände im wesentlichen parallel zum bezeichneten Gleitweg oder zur Anflugbahn verläuft. Flugzeuge gelegentlich Sinkgeschwindigkeits-Warnsignale bei Sinkfluggeschwindigkeiten von 1100 ft/min bzw. 330 m/min und Höhen von 120 ft bzw. 36 m erfahren. Diese Höhen und Sinkfluggeschwindigkeiten liegen innerhalb genehmigter und sicherer Betriebswerte, so daß die Warnsignale als Stör-Warnsignale angesehen werden können.
Um diese Art von Stör-Warnsignalen ohne Verschlechterung des gesamten Wirkungsgrades der Warnanordnung auszuschließen, wurden Abwandlungen für die Übersinkflug-Warnanordnung entwickelt, wie dies durch das Blockdiagramm der F i g. 4 gezeigt ist. Die Warn-Hüllkurven können, wie dies durch die Warn-Hüllkurven der Fig. 2 dargestellt ist. im Vergleich zu den Warn-Hüllkurven der Fig. I nach rechts bewegt werden, wodurch wirksam die zum Erzeugen eines Warnsignals für jede gegebene Höhe über dem Boden erforderliche Sinkfluggeschwindigkeit erhöht wird, wenn das Flugzeug im wesentlichen parallel zum Gelände fliegt.
Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel ist durch das Blockschaltbild der Fig.4 gezeigt und kann unter bestimmten Umständen die in F i g. 2 dargestellten Warn-Hüllkurven erzeugen. Ein Funkhöhenmesser 20
erzeugt ein Signal Λ* auf einer Leitung 22, das die Flugzeughöhe über dem Boden darstellt. Das Funkhöhensignal Λ« auf der Leitung 22 dient als Eingangssignal in ein Änderungsglied 24. das ein Funkhöhen-Änderungssignal hk auf einer Leitung 26 erzeugt, das die Höhenänderung des Flugzeuges bezüglich des Geländes darstellt. Das FunkhöhenÄnderungssignal hk auf der Leitung 26 wird dann in ein Filter 28 eingespeist, das eine Verzögerung des Signals hk um vorzugsweise einen Zeitfaktor von 3 s bewirkt. Das verzögerte Signal hk auf n der Leitung 30 dient dann als Eingangssignal in einen negativen Summieranschluß einer Summie.-verbindung Ϊ2
Ein barometrischer Höhenmesser 34 dient als Quellt von Signalen Iu, auf einer Leitung 36. die die barometrische Fhigzeughöhe darstellen. I in Ändc· rungsglied 38 dient seinerseits /um Erzeugen eines barometrischen Höhcn-Ändcrungssignals Λ/ι auf einer Leitung 40. Das Signal hk. dessen negativer Wert als das
hen wird, liegt am positiven Anschluß der Summicrverbindung 32.
Das Ausgangssignal der Summiervcrbindiing 32 auf der Leitung 42. das als Sinkflug-Ändcnings-Abwnndlungssignal bezeichnet werden kann, liegt an einem Begrenzer 44. Der Begrenzer 44 begrenzt das .Sinkfluggeschwindigkeits-AbwandlungssignaI au! Werte zwischen Null und -400 ft/min b/w. -I 20 m/min. Das begrenzte Sinkfluggesch windigkeits- Abwandlungssignal liegt dann über eine Leitung 46 an einem < negativen Anschluß einer /weiten .Summierverbindung 48. Zusätzlich zum begrenzten Sinkfluggcschwindigkeits-Abwandlungssignal auf der Leitung 46 empfängt die Summierverbindung 48 auch an einem positiven Anschluß das Sinkfluggeschwindigkeitssignal hk auf der ·. Leitung 40.
Das Funkhöhcnsignal Λ« auf der Leitung 22 und das Ausgangssignal der Summierverbindung 48 auf einer Leitung 50 empfängt ein Vergleicher 52. Der Vcrglci· eher 52 erzeugt die in Fig. I dargestellten Warn-Hüll- ic kurven aufgrund eines Vergleiches der Funkhöhe Λ« und der Flugzeug-Sinkfluggeschwindigkeit hk Der Verglcirher kann mittels herkömmlicher Schaltungen (vgl. US-PS 39 46 358. US-PS 39 47 808. US-PS 40 60 793) aufgebaut sein. Insbesondere gibt es eine Schaltung (vgl. ;. US-PS 40 60 793), die die in Fig. I dargestellten Warn-Hüllkurven erzeugen kann. Dabei kann der Vergleicher ein Signal zu einer Sinkgeschwindigkeits-Warneinrichtung 54 oder zu einer Hochzieh-Warneinrichtung 56 abhängig von der Sinkfluggeschwindigkeit ··· des Flugzeuges im Vergleich mit der Flugzeughöhe über dem Boden speisen.
Wie oben erläutert wurde, kann die im Blockschaltbild der Fig.4 dargestellte Anordnung die in Fig. 1 gezeigten Warn-Hüllkurven nach rechts verschieben, v> wenn das Funkhöhen-Änderungssignal hk anzeigt, daß sich das Flugzeug unterhalb einer vorbestimmten Größe dem Gelände nähert. Wenn das Funkhöhen-Änderungssignal hi, den Wert Null hat. um anzuzeigen, daß das Flugzeug parallel zum Gelände fliegt, wird das >-'. Signal hk über die Summierverbindung 32 übertragen, begrenzt auf einen Höchstwert im Begrenzer 44 von 400 ft/min bzw. 120 m/min und vom Signal hk auf der Leitung 40 durch die Summierverbindung 48 subtrahiert. Dies verschiebt die in Fig. I gezeigten Warn- >·■■ Hüllkurven um 400 ft/min bzw. 120 m/min nach rechts, wie dies in Fig.2 dargestellt ist. wodurch die zum Auslösen eines Sinkflug-Änderungs-Warnsignals erforderliche Sinkfluggeschwindigkeit erhöht ist. Wenn das FunkhöhenÄnderungssignal in einem negativen Wert anwächst, der anzeigt, daß sich das Flugzeug dem Gelände annähert, dient die Summierverbindung 32 zur Verringerung des Sinkfluggeschwindigkeits-Abwandlungssignals auf der Leitung 42 als Funktion des Funkhöhen-Änderungssignals auf der Leitung 30. Wenn das Funkhöhen-Änderungssignal hk gleich dem Sinkflug-Änderungssignal hk ist, was anzeigt, daß die barometrische Sinkfluggeschwindigkeit gleich der Gelände-Näherung-Geschwindigkeit ist, nimmt das Sinkfluggeschwindigkeits-Abwandlungs-Signal den Wert Null an. wodurch die in F i g. I gezeigte Warn I lüllkurve entstein.
(■!in /wein·1' Ausführiingsbeispiel ist im Blockschaltbild der I i g. 5 dargestellt und wird anhand der Warn llüllkiirven der Ii g. J erläutert. In diesem Fall ist das Funkhöhcnsignal hn auf der Leitung 22 als eine Funktion des I"unkhöhen Ändcrungssignals /i« anstelle L"i:vjr Aüdt'ri.'üg'.!'JS SinkfluggwhuiiniliplciMtssiwnnls hu wie dies obe.i anhand der in Fig. 4 dargestellten Anordnung erläutert wurde, geändert. Bei der Anordnung der I ig j wird das Signal hk in einen Skalierverstijrker 60 eingespeist, der ein skaliertes Höhen-Änderungssignal auf einer Leitung 62 erzeugt, das in I.inheilen mit dem Funkhöhcnsignal /ι« auf der Leitung 22 kompatibel ist. Bei diesem Ausführungsbei spiel ist ein geeigneter Wert für den Skalicrfaktor K durch 0.6 gegeben, was zum Umwandeln jeder Einheit ft/min b/w. m/min der Funkhöhcngeschwindigkeit in 0.6 ft b/w. 0.2 m der Funkhöhe dient. Das Ausgangssignal des Skalicrverstärkcrs 60 auf der Leitung 62 wird dann in einen positiven Anschluß einer Summicrverbindung 64 eingespeist, und das Funkhöhensignal /?« auf der Leitung 22 liegt an einem anderen positiven Eingangs anschluß der .Summierverbindung 64. Ein Begrenzer 66 empfängt das Ausgangssignal der Summierverbindung 64 über eine Leitung 68 und begrenzt wirksam den Höchstwert eines Signals, das als Funkhöhcn-Abwand lungssignal auf der Leitung 68 bezeichnet werden kann, auf einen Höchstwert von vorzugsweise 240 ft bzw. 72 m. Auf diese Weise dient der Begrenzer 66 zum Begrenzen der Höhen-Abwandlungssignale zwischen Null und einem Höchstwert von 240 ft bzw. 72 m. Line zweite Summierverbindung 70 empfängt das Ausgangssignal des Begrenzers 66 über eine Leitung 72 und addiert wirksam das begrenzte Funkhöhcn-Abwandlungssignal zum Funkhöhensignal Λ«. Das Ausgangssignal der Summierverbindung 70 liegt dann am Vcrgleicher 52. um zusammen mit dem Sinkfluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 40 die oben erläuterten Sinkfluggeschwindigkeits-Wamsignale zu erzeugen.
Die in F i g. 5 dargestellte Anordnung verschiebt allgemein die in Fig. 1 dargestellten Warn-Hüllkurven nach rechts abhängig vom Funkhöhen-Änderungssignal. Insbesondere bewegt die Anordnung der Fig.5 die waagrechte Achse der F i g. 1 nach oben, um bei einem Funkhöhen-Änderungssignal mit dem Wert Null die in Fig. 3 dargestellten Warn-Hüllkurven zu erzeugen. Wenn das Funkhöhen-Änderungssignal den Wert Null oder einen positiven Wert hat, wird ein Höchstwert von 240 ft bzw. 72 m der Funkhöhe mittels der Summierverbindungen 64 und 70 zum Funkhöhensignal auf der Leitung 22 addiert und dann über die Leitung 74 in den Vergleicher 52 eingespeist. Wenn das Funkhöhen-Änderungssignal hk in einem negativen Wert ansteigt, der anzeigt, daß sich das Flugzeug dem Gelände nähert, verringert die Summierverbindung 64 das Höhen-Ab-
Wandlungssignal auf der Leitung 68 proportional, bis das skalierte Signal auf der Leitung 62 gleich dem Funkhöhensignal auf der Leitung 22 ist. Der Begrenzer 66 begrenzt auch die Höhen-Abwandlungssignale auf der Leitung 72 auf im wesentlichen positive Werte, um eine Abnahme des Höhensignals zu verhindern, wenn ein negatives Signal auf der Leitung 62 das Höhensignal auf der Leitung 22 übersteigt. Als Ergebnis erhöht die Anordnung uer Fig.5 die zum F.rzeugen eines Warnsignals erforderliche Sinkfluggeschwindigkeit, wenn die Funkhöhen-Änderung anzeigt, daß sich das Flugzeug nicht dem Gelände nähert.
10
Obwohl oben die Verwendung von Analog-Logik-Gliedern von Rechnern mittels der Fig.4 und 5 erläutert wurdu, können diese Funktionen auch durch einen Digital-Rechner ausgeführt werden, der die gleichen Eingänge und Schnittstellen mit den Warneinrichtungen 54 und 36 aufweist. Zum Beispiel können die Funktionen der Bauteile 28 bis 32 und 40 bis 52 der Fig.4 und 5 durch einen Digital-Rechner ausgeführt werden, wobei Digital-Signale in funktioneller Beziehung zur Sinkfluggeschwindigkeit Λ» zur Funkhöhe Λ« und zur Funkhöhenänderung ή« als Eingangssignale in einen Digital-Rechner verwendet werden.
Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (1)

  1. Patentansprüche:
    1, Flugzeug-Sinkflug-Übergeschwindigkeit-Warnanordnung, mit
    — einer ersten Einrichtung zum Erzeugen eines Sinkfluggeschwindigkeitssignals des Flugzeuges,
    — einer zweiten Einrichtung zum Erzeugen eines Höhensignals, das die Flugzeughöhe über dem Boden darstellt, und
    — einem Vergleicher zum Vergleichen des Sinkfluggeschwindigkeitssignals mit dem Höhensignal zur Erzeugung eines Sinkflug-Überge- schwindigkeits-Warnsignals bei einer vorbestimmten Beziehung zwischen diesen Signalen
    gekennzeichnet durch
    20
    — eine driite Einrichtung (24) zum Erzeugen eines Höhen-Änderungssignals (h°), das die Änderungsgeschwindigkeit der Flugzeughöhe bezüglich des Bodens darstellt, und
    — eine vierte Einrichtung, die auf das Höhen-Änderungssignal (hk) anspricht, um die zur Auflösung des Warnsignals benötigte vorbestimmte Beziehung zwischen dem Sinkfluggeschwindigkeitssignal (he) und dem Höhensignal (hu) so zu verändern, daß die Sinkfluggeschwindigkeit, bei der ein Warnsignal ausgelöst wird, abhängig von einer Verringerung der Höhen-Änderungssignale (hk) erhöht wird.
    2. Anordnung nach Anspruch 1. dadurch gekennzeichnet, daß die vierte Einrichtung ein Sinkfluggeschwindigkeitssignal-Abwandlungsglied (32, 44, 48) zum Verringern des Wertes des Sinkfluggeschwindigkeitssignals (hi) als Funktion der abnehmenden Höhen-Änderungssignale aufweist.
    3. Anordnung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Sinkfluggeschwindigkeitssignal-Abwandlungsglied (32,44,48) einen ersten Begrenzer (44) aufweist, um den Betrag, um den das Sinkfluggeschwindigkeitssignal (hi) verringerbar ist, « auf einen Höchstwert zu begrenzen.
    4. Anordnung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Begrenzung auf den Höchstwert des Sinkfluggeschwindigkeitssignals (hi) ca. 400 ft/min bzw. 120 m/min beträgt.
    5. Anordnung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Sinkfluggeschwindigkeitssignal-Abwandlungsglied (32, 44, 48) einen zweiten Begrenzer zum Begrenzen des Betriebs des Abwandlungsgliedes (32, 44, 48) aufweist, um einen Anstieg des Sinkfluggeschwindigkeitssignals (hi) zu verhindern.
    6. Anordnung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Abwandlungsglied (32,44,48) ein Summierglied (32,48) aufweist, das das Sinkfluggeschwindigkeitssignal (htfititn Höhen-Änderungssignal (hk) addiert, um ein Sinkflug-Geschwindigkeits-Abwandlungssignal zu erzeugen, und das das Abwandlungssignal vom Sinkfluggeschwindigkeitssignal (^subtrahiert.
    7. Anordnung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Summierglied (32, 48) einen Begrenzer (44) aufweist, um das Sinkfluggeschwin digkeits-Abwandlungssignal auf einen vorbestimmten Höchstwert zu begrenzen,
    8, Anordnung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der vorbestimmte Höchstwert ca, 400 ft/min bzw. 120 m/min beträgt,
    9. Anordnung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß das Summierglied (32, 48) zusätzlich einen Begrenzer (44) aufweist, um die Abwandlungssignale auf im wesentlichen positive Werte zu begrenzen, so daß eine Vergrößerung des Sinkfluggeschwindigkeitssignals (hä) verhinderbar ist.
    10, Anordnung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Summierglied (32, 48) aufweist:
    eine erste Summierverbindung (32), die das Höhen-Änderungssignal (hk) zum Sinkfluggeschwindigkeitssignal (hä) addiert, um ein Sinkfluggeschwindigkeits-Abwandlungssignal zu erzeugen, und eine zweite Summierverbindung (48), die das Abwandlungssignal vom Sinkfluggeschwindigkeitssignal (hä) subtrahiert
    11. Anordnung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Summierglied (32,48) einen Begrenzer (44) aufweist, der betriebsmäßig zwischen der ersten und der zweiten Summierverbindung (32; 48) liegt, um das Abwandlungssignal auf einen vorbestimmten Wertebereich zu begrenzen.
    IZ Anordnung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß der vorbestimmte Wertebereich ca. 0 bis 400 ft/min bzw. 0 bis 120 m/min beträgt.
    13. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die vierte Einrichtung ein Höhensignal-Abwandlungsglied aufweist, um den Wert des Höhensignals, das die Höhe des Flugzeuges über dem Boden darstellt, als Funktion der abnehmenden Höhen-Änderungssignale zu vergrößern.
    14. Anordnung nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß das Höhcnsignal-Abwandlungsglied einen ersten Begrenzer (66) aufweist, um den Betrag, um den das Höhensignal vergrößerbar ist, auf einen Höchstwert zu begrenzen.
    15. Anordnung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß der Höchstwert ca. 240 ft bzw. 72 m beträgt.
    16. Anordnung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß das Höhensignal-Abwandlungsglied einen zweiten Begrenzer (66) aufweist, um den Betrieb des Abwandlungsgliedes zu begrenzen, so daß eine Abnahme des Höhensignals verhinderbar ist.
    17. Anordnung nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß das Höhensignal-Abwandlungsglied aufweist:
    eine Skaliereinheit (60), die auf das Höhen-Änderungssignal (Λ«; anspricht, um ein skaliertes Höhensignal als Funktion des Höhen-Änderungssignals (hk)zu erzeugen, und
    eine Summiereinheit (64, 70) zum Addieren des skalierten Höhensignals zum Höhensignal, um ein Höhen-Abwandlungssignal zu erzeugen, und zum Addieren des Höhen-Abwandlungssignals zum Höhensignal.
    18. Anordnung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß die Summiereinheit (64, 70) einen Begrenzer (66) aufweist, um das Höhen-Abwandlungssignal auf einen vorbestimmten Höchst-
    wert zu begrenzen,
    19. Anordnung nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß der vorbestimmte Höchstwert ca, 240 ft bzw, 72 m beträgt.
    20. Anordnung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß die Summiereinheit (64, 70) einen Begrenzer (66) aufweist, um die Höhen-Abwandlungssignale auf im wesentlichen positive Werte zu begrenzen, so daß eine Abnahme des Höhensignsls verhinderbar ist
    21. Anordnung nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß die Skalierfunktion ca. 0,6 ft bzw. 0,2 m für jeden i't/s bzw. m/s des Höhen-Änderungssignals beträgt
    22. Anordnung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß die Summiereinheit (64, 70) aufweist:
    eine erste Summierverbindung (64), die das skalierte Höhen-Änderungssignal zum Höhensignal (hR) addiert, um das Höhen-Abwandlungssignal zu erzeugen, und
    eine zweite Summierverbindung (70), die das Höhen-Abwandlungssignal zum Höhensignal (hR) addiert
    23. Anordnung nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß die Summiereinheit (64, 70) einen Begrenzer (66) aufweist, der betriebsmäßig zwischen der ersten und der zweiten Summierverbindung (64; 70) liegt, um das Höhen-Abwandlungssignal auf einen vorbestimmten Wertebe.eich zu begrenzen.
    24. Anordnung nach Anspruch 23, dadurch gekennzeichnet daß der vorbestimmte Wertebereich ca. 0 - 240 ft bzw. 0 - 72 m beträgt.
    35
DE2904800A 1978-02-09 1979-02-08 Flugzeug-uebersinkfluggeschwindigkeit- warnanordnung Expired DE2904800C2 (de)

Applications Claiming Priority (1)

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US05/876,305 US4215334A (en) 1978-02-09 1978-02-09 Aircraft excessive descent rate warning system

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Publication Number Publication Date
DE2904800A1 DE2904800A1 (de) 1979-08-16
DE2904800C2 true DE2904800C2 (de) 1981-12-10

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