DE3044955C2 - - Google Patents

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DE3044955C2
DE3044955C2 DE3044955A DE3044955A DE3044955C2 DE 3044955 C2 DE3044955 C2 DE 3044955C2 DE 3044955 A DE3044955 A DE 3044955A DE 3044955 A DE3044955 A DE 3044955A DE 3044955 C2 DE3044955 C2 DE 3044955C2
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Charles Donald Bellevue Wash. Us Bateman
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    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
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    • G01P3/62—Devices characterised by the determination or the variation of atmospheric pressure with height to measure the vertical components of speed
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
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Description

Die Erfindung betrifft ein Flugzeug-Bodennähe-Warnsystem nach den Oberbegriffen der Patentansprüche 1 und 6.
Derartige Systeme sollen insbesondere vor einem Sinken oder Niedergehen des Flugzeuges nach dem Starten oder während eines Fehlanfluges warnen.
In bekannten Bodennähe-Warnsystemen (vgl. US-PS 39 46 358 und US-PS 39 47 810) werden Warnsignale während des Startens oder einer Fehlanflugphase erzeugt, wenn das Flugzeug mit einer vorbestimmten barometrischen Rate oder Geschwindigkeit sinken oder einen vorbestimmten Wert einer barometrischen Höhe verlieren sollte, bevor eine vorbestimmte Höhe von beispielsweise 700 ft (213 m) erreicht ist. Durch die Warnung soll verhindert werden, daß die Flugzeugbesatzung das Flugzeug zurück in das Gelände direkt nach dem Starten oder während eines Fehlanflugmanövers fliegt. Derartige Unfälle traten schon während Perioden verringerter Sicht auf, wenn die Flugzeugbesatzung nicht aus äußeren sichtbaren Bezugsmarken feststellen kann, daß das Flugzeug sinkt. Derzeit verwendete Bodennähe-Warnsysteme erzeugen insbesondere ein Ton-Warnsignal in einer derartigen Situation, wobei das Ton-Warnsignal aus den Worten "whoop-whoop" (Lärm-Lärm), "pull-up" (Hochziehen) oder "don't sink" (Nicht sinken) besteht. Ein derartiges Ton- Warnsignal reicht gewöhnlich aus, um einen Piloten genügend zu warnen, daß das Flugzeug unabsichtlich nach dem Starten sinkt, obwohl das Warnsignal "don't sink" dem Warnsignal "pull-up" bevorzugt wird, da es den Piloten mit genauerer Information über die Art der dem Flugzeug bevorstehenden Gefahr versorgt. Jedoch gibt es Situationen, in denen es äußerst zweckmäßig ist, dem Piloten speziellere Informationen über den tatsächlichen Zustand des Flugzeuges zu geben. Wenn beispielsweise während einer Start-Flugphase ein Motor ausfallen sollte, kann das Flugzeug nicht steigen und tatsächlich Höhe verlieren, wenn es in gewissen Flugkonfigurationen ist. Es gibt gewisse Flugzeugtypen, die unter gewissen Bedingungen, wie beispielsweise eines ausgefallenen Motores mit herausgefahrenem Fahrwerk oder mit abgesenkten Landeklappen, nicht Höhe gewinnen können und tatsächlich dazu neigen, Höhe zu verlieren. Unter diesen Umständen versorgt ein einfaches Warnsignal "pull-up" oder "don't sink" den Piloten nicht mit einer nützlichen Information, da er sehr wohl verstehen kann, daß er sinkt, wobei er jedoch nicht festzustellen vermag, daß die Ursache des Sinkens darin liegt, daß das Flugzeug nicht in der richtigen Konfiguration ist, da ein Motor nicht richtig arbeitet. Es sei jedoch darauf hingewiesen, daß zusätzlich zum Fahrwerk und den Klappen die Flugkonfiguration eines Flugzeuges zahlreiche andere Elemente umfassen kann, wie beispielsweise Vorderkanten-Vorflügel-Stellungen und Trimm-Überlegungen. Es gab Unfälle, bei denen die Flugzeugbesatzung nach Ausfall eines Motors während des Startens nicht bemerkte, daß das Fahrwerk ausgefahren war, was auf die große Menge an Arbeit im Cockpit zurückzuführen ist, die mit einer Rückkehr zum Flughafen unter Notbedingungen verbunden ist.
Herkömmliche Warnsysteme, die bei einem Sinkflug nach dem Starten unter Ausnutzung eines tatsächlichen Verlustes an barometrischer Höhe nach dem Starten ein Warnsignal erzeugen (vgl. US-PS 39 47 810), benutzen einen Integrierer, der die barometrische Sinkgeschwindigkeit integriert und ein Maß für den Höhenverlust erzeugt. Die Integration eines barometrischen Geschwindigkeitssignales kann zu Fehlern aufgrund einer Integrierer- Trift oder der Natur des verwendeten barometrischen Signales führen.
Die US-PS 40 30 065 offenbart ein Geländeabstands-Warnsystem, das Signalquellen für Flugkonfigurationssignale (vgl. Fig. 3) und für Funkhöhensignale (vgl. Bezugsziffer 66) verwendet.
Das aus der US-PS 40 30 065 bekannte Warnsystem erzeugt Warnsignale, wenn das Flugzeug unter eine vorbestimmte Funkhöhe sinkt, die sich abhängig vom Verlauf des Geländes ändern kann. Die dadurch erzeugten Tonwarnsignale ändern sich abhängig von der Flugkonfiguration, wobei jedoch kein Warnsignal bei Verlust an barometrischer Höhe während der Startphase erzeugt wird.
Die barometrische Höhe ist unabhängig vom Geländeverlauf und gibt die Höhe des Flugzeuges bezüglich eines Bezugsniveaus im allgemeinen der Meereshöhe an.
Die US-PS 40 60 793 offenbart eine barometrische Sinkratenwarneinrichtung, die jedoch die Flugzeugkonfiguration nicht mit einbezieht.
Die US-PS 39 25 751 offenbart ein Funkleitstrahl-Warnsystem, das ein Warnsignal erzeugt, sobald sich das Flugzeug zu weit unter eine durch einen Funkleitstrahl gegebene Höhe bewegt.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung, ein Flugzeug-Bodennähe- Warnsystem zu schaffen, das ein Konfigurations-Warnsignal erzeugt, wenn das Flugzeug nach dem Start bezüglich der barometrischen Höhe sinkt und in einer vorbestimmten Konfiguration ist.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die in den unabhängigen Ansprüchen 1 und 6 enthaltenen Merkmale gelöst.
Die Unteransprüche 2 bis 5 kennzeichnen jeweils eine vorteilhafte Ausbildung des durch Anspruch 1 gekennzeichneten Flugzeug- Bodennähe-Warnsystems, wohingegen die Unteransprüche 7 und 8 jeweils vorteilhafte Weiterbildungen der in dem Anspruch 6 gekennzeichneten Maßnahmen kennzeichnen.
Nachfolgend wird die Erfindung anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigt
Fig. 1 ein Funktionsblockschaltbild eines Ausführungsbeispiels des Warnsystems, und
Fig. 2 die Beziehung zwischen der Funkhöhe und dem Betrag der Höhe, um den das Flugzeug sinken muß, bevor eine Warnung erzeugt wird.
In Fig. 1 ist in einem Blockschaltbild die Logik nach einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung gezeigt. Eine Signal- bzw. Datenquelle 10 für das Warnsystem ist in einem Block schematisch angedeutet. Die vom beschriebenen Warnsystem verarbeiteten Signale umfassen die Funkhöhe, die barometrische Höhe, die barometrische Höhenänderungsrate und Signale, die die Stellung des Flugzeug- Fahrwerkes und der Klappen angeben, zusammen mit verschiedenen Gültigkeitssignalen. Abhängig von der Art des Flugzeuges, in dem das Warnsystem installiert ist, können die aus dem Block 10 herausgeführten Signale von einzelnen Instrumenten, wie beispielsweise von einem Funk-Höhenmesser, einem barometrischen Höhenmesser oder diskreten Schaltungselementen, die die Stellung des Fahrwerkes und der Klappen anzeigen, oder stattdessen, wie bei einigen neueren Verkehrsflugzeugen ist diese Gesamtinformation von einem Digital- Datenbus erhalten worden.
Um zu erfassen, ob das Flugzeug bezüglich barometrischer Höhe sinkt oder nicht, wird das barometrische Höhensignal h B von der Signal- bzw. Datenquelle 10 auf einer Leitung 12 zu einem Filter 14 übertragen. Das Filter 14, das vorzugsweise eine Zeitkonstante in der Größenordnung von 2 oder 3 s aufweist, filtert kurzzeitige Änderungen im barometrischen Höhensignal aus. Das gefilterte barometrische Höhensignal wird dann auf einer Leitung 16 zu einer Verriegelungsschaltung 18 übertragen, die dazu dient, den Wert der barometrischen Höhe des Flugzeuges zu speichern. Die in Fig. 1 gezeigte Verriegelungsschaltung 18 kann eine Analog-Verriegelungsschaltung sein, die dazu dient, eine die Flugzeughöhe darstellende Spannung zu halten, oder sie könnte ein Speicher oder ein Register sein, der bzw. das dazu dient, eine Digital- Darstellung der Flugzeughöhe zu halten. Der Wert h Bmax der in der Verriegelungsschaltung 18 gespeicherten barometrischen Höhe stellt die größte barometrische Höhe dar, die das Flugzeug während der Startphase des Betriebs erreicht hat, und der Wert h Bmax wird über eine Leitung 20 zu einem positiven Anschluß eines Summierelementes 22 übertragen. Der Wert der üblichen barometrischen Höhe h B auf der Leitung 16 liegt dann an einem negativen Anschluß des Summierelementes 22. Eine Funkhöheninformation h R , die von einem Funkhöhenmesser erhalten wird und die Flugzeughöhe über dem Boden darstellt, wird von der Signal- bzw. Datenquelle 10 über eine Leitung 24 zu einer Multipliziererschaltung 26 übertragen. Der Multiplizierer 26 skaliert den Wert des Funkhöhensignales h R mit einem Faktor 0,092. Der skalierte Wert des Funkhöhensignales liegt dann über eine Leitung 28 an einem negativen Anschluß der Summierschaltung 22. Das Summierelement 22 empfängt zusätzlich an einem negativen Anschluß das barometrische Höhensignal h B über die Leitung 16. An einem negativen Summieranschluß der Summierschaltung 22 liegt eine Vorspannungsgröße entsprechend 5,4 ft (165 cm), die über eine Leitung 30 von der Signal- bzw. Datenquelle 10 abgegeben ist. Das Ausgangssignal des Summierelementes 22 liegt dann über die Leitung 30 an einer Vergleicherschaltung 32, die ein positives Ausgangssignal auf einer Leitung 34 erzeugt, wenn die Kombination der Signale auf den Leitungen 28, 16, 20 und 30 größer als Null ist. Ein positives Ausgangssignal des Vergleichers 32 auf einer Leitung 34 zeigt an, daß das Flugzeug um einen vorbestimmten Betrag unter die größte barometrische Höhe h Bmax gesunken ist, die während des Startens oder einer Fehlanflugphase des Betriebs erreicht wurde. Der vorbestimmte Betrag des Höhenverlustes, der zu einem positiven Wert auf der Leitung 34 führt, wächst mit größerer Funkhöhe, so daß das erlaubte Sinken unter die erreichte maximale barometrische Höhe um so größer ist, bevor eine Warnung erzeugt wird.
Das Logik-Signal auf der Leitung 34 liegt dann an einem UND-Glied 36, das seinerseits über eine Leitung 38 mit einem Ton-Warngenerator 40 verbunden ist. Es gibt bereits Beispiele ähnlicher Digital-Ton-Warngeneratoren, die in Bodennähe-Warnsystemen (vgl. US-PS 39 25 751, 40 30 065 und 40 60 793) vorgesehen sind. Im bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung erzeugt der Ton-Warngenerator 40 die Worte "don't sink" durch einen Cockpit-Lautsprecher 42, um dadurch die Flugzeugbesatzung mit der Information zu versorgen, daß das Flugzeug sinkt oder niedergeht.
In Fig. 2 der Zeichnung ist eine graphische Darstellung der Beziehung zwischen der Funkhöhe und dem Verlust an barometrischer Höhe angegeben, die einer Sinkflug-Warnung zugrunde liegt. Auf der Ordinate ist die Funkhöhe in Fuß aufgetragen, während auf der Abszisse der Verlust an barometrischer Höhe in Fuß gezeigt ist, wobei die Kombination einer Funkhöhe und eines barometrischen Höhenverlustes, die zu einer Warnung vor einem Sinkflug nach dem Starten führen, durch einen schraffierten Bereich 43 angezeigt sind. Wie aus der Fig. 2 folgt, ist ein größeres Niedergehen unter die größte barometrische Höhe für eine größere Funkhöhe ohne Erzeugung einer Niedergang-Warnung erlaubt, wobei keine Warnungen unter der Funkhöhe 50 Fuß (15 m) erzeugt werden.
Da, wie in Fig. 1 gezeigt ist, die Warnung im bevorzugten Ausführungsbeispiel nur erzeugt wird, wenn das Flugzeug in einer Start- oder Fehlanflugphase ist und wenn das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt oder niedergeht, ist eine Logik vorgesehen, um zu gewährleisten, daß Warnungen nur unter diesen Umständen abgegeben werden. Hierzu speist die Signal- bzw. Datenquelle 10 ein Signal zu einer Leitung 44, das anzeigt, daß das Flugzeug- Fahrwerk in einer oberen Stellung ist, und ein Signal zu einer Leitung 46, das anzeigt, daß die Flugzeugklappen oben sind. Diese Signale liegen an einem ODER-Glied 48, das seinerseits das sich ergebende Logik-Signal an ein UND-Glied 52 abgibt. Das andere Eingangssignal des UND-Glieds 52 ist ein Signal auf einer Leitung 54 von der Signal- bzw. Datenquelle 10, das angibt, wenn das Flugzeug 50 Fuß (15,2 m) oder mehr über dem Boden ist. Dieses Signal kann von einem Funk-Höhenmesser erhalten werden. Wenn vom Fahrwerk und den Klappen eines oder beide oben sind und wenn das Flugzeug über 50 ft (15,2 m) ist, so wird ein Ausgangssignal vom UND-Glied 52 zu einer Leitung 56 gespeist, die an einem UND-Glied 58 liegt. Auch liegt am UND-Glied 58 ein Signal über eine Leitung 60, das angibt, daß das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt oder niedergeht. Mittels eines barometrischen Höhenkurssignales h B von der Datenquelle 10 auf einer Leitung 62 erzeugt eine Vergleicherschaltung 64 ein Signal auf der Leitung 60, das angibt, daß das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt oder niedergeht. Das dritte Eingangssignal des UND-Glieds 58 auf einer Leitung 66 gibt an, ob das Flugzeug in einer Start- oder Fehlanflugphase des Betriebs ist oder nicht.
In einer Start- oder Fehlanflugphase liegen die Signale auf den Leitungen 44 und 46 an einem UND-Glied 68 und geben an, daß das Fahrwerk und die Klappen in einer oberen Stellung sind. Auch liegt am UND-Glied 68 ein Signal auf einer Leitung 70, das angibt, daß das Flugzeug unter einer Boden-Warnkurve ist. Die Boden-Warnkurve stellt eine andere Betriebsart eines Bodennähe-Warnsystems dar (vgl. US-PS 39 36 796 und US-PS 40 30 065). Wenn das Flugzeug unter einer Boden-Warnkurve ist, wobei das Fahrwerk und die Klappen oben sind, so wird angenommen, daß das Flugzeug in einer Start- oder Fehlanflugphase ist, wobei in diesem Fall ein Signal auf der Leitung 70 über eine Verzögerungsschaltung 72 auf einer Leitung 74 zu einem Verriegelungsglied 76 übertragen wird. Ein positives Signal auf der Leitung 74 dient zum Setzen des Verriegelungsgliedes 76, um dadurch ein Logik-Signal auf der Leitung 66 zum UND-Glied 58 zu übertragen. Wenn das Flugzeug eine Höhe von 700 ft (213 m) über dem Boden überschreitet, was bedeutet, daß es nicht länger in einer Start- oder Fehlanflugphase ist, wird ein Signal von der Datenquelle 10 auf einer Leitung 78 zu einem UND-Glied 80 übertragen. Ein vom Gatter 80 über eine Leitung 82 über ein Verzögerungsglied 84 und eine Leitung 86 übertragenes Signal, setzt das Verriegelungsglied 76 zurück. Wenn das Verriegelungsglied 76 rückgesetzt wurde, ist das Flugzeug nicht länger in einer Startphase, und das Signal auf der Leitung 66 wird abgeschaltet. Es sei an dieser Stelle darauf hingewiesen, daß ein zusätzliches Gültigkeits-Eingangssignal über eine Leitung 81 an den Logik-Gattern 68 und 80 liegt, um zu gewährleisten, daß die Signale gültig sind.
Die im obigen Absatz beschriebene Logik gibt auch an, daß das Flugzeug in einer Fehlanflugphase ist. Wenn das Fehlanflugmanöver eingeleitet wird, ist das Flugzeug gewöhnlich unter der Boden-Warnkurve 70 sowie unter 700 ft (213 m), so daß - wenn das Fahrwerk und die Klappen wieder nach oben gebracht sind - das Verriegelungsglied 76 gesetzt ist, und es liegt ein Ausgangssignal an einer Leitung 90.
Wenn als Ergebnis das Flugzeug entweder das Fahrwerk oder die Klappen in einer oberen Stellung hat und sich 50 ft (15,2 m) über dem Boden sowie in einer Startphase befindet, während es bezüglich der barometrischen Höhe sinkt, so wird als Ergebnis ein Signal vom UND-Glied 58 auf der Leitung 90 übertragen, das das UND- Glied 36 freigibt, so daß die Ton-Warnung durch den Tongenerator 40 erzeugt werden kann.
Ein zusätzliches Eingangssignal des UND-Glieds 36 wird über eine Leitung 92 von einem UND-Glied 94 empfangen. Ein erstes Eingangssignal des UND-Glieds 94 über eine Leitung 96 stellt ein Logik-Signal von der Signal- bzw. Datenquelle 10 dar, das angibt, daß der barometrische Höhenkurs-Datenwert gültig ist. Ein zweites Logik-Signal von der Signal- bzw. Datenquelle 10 wird über eine Leitung 98 durch eine Verzögerungsschaltung 100 und eine Leitung 102 zum Gatter 94 übertragen und gibt an, daß der barometrische Höhen-Datenwert gültig ist.
Um zu gewährleisten, daß der im Speicherelement 18 enthaltene barometrische Höhen-Datenwert die größte während der Startphase des Betriebs erreichte barometrische Höhe des Flugzeuges ist, wird ein Logik-Signal durch ein ODER- Logik-Gatter 106 zum Verriegelungsglied 18 übertragen. Das zum Verriegelungsglied 18 über eine Leitung 108 von der Leitung 90 übertragene Signal gibt an, daß das Flugzeug in einer Startphase ist und sinkt, und daß der Wert der barometrischen Höhe gehalten werden sollte. Der Wert der barometrischen Höhe im Speicherelement 18 wird auch gehalten, wenn der Wert der barometrischen Höhe im Verriegelungsglied 18 größer als die übliche barometrische Höhe ist, das Flugzeug sich über 50 ft (15,2 m) befindet und entweder das Fahrwerk oder die Klappen hochgezogen sind. Diese Information wird von einer Vergleicherschaltung 110 erhalten, die ein positives Logik- Signal auf einer Leitung 112 erzeugt, wenn der Wert von h Bmax größer als die übliche barometrische Höhe h B des Flugzeuges ist. Dieses Logik-Signal liegt dann an einem Logik-UND-Gatter 114. Auch liegt am UND-Glied 114 das Logik-Signal von der Leitung 56. Wenn als Ergebnis der Wert der größten barometrischen Höhe die übliche barometrische Höhe überschreitet und wenn das Flugzeug 50 ft (15,2 m) über dem Boden mit hochgezogenem Fahrwerk oder Klappen ist, wird ein Logik-Signal auf einer Leitung 116 durch das Logik-ODER-Gatter 106 zum Verriegelungselement 18 übertragen, um dadurch den bestehenden Wert in diesem Verriegelungsglied zu halten.
Im bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung kann es unter bestimmten Umständen vorteilhaft sein, der Flugzeugbesatzung zusätzliche Information bezüglich der Flugzeugkonfiguration sowie die grundlegende Warnung über ein Sinken bzw. Niedergehen (negatives Steigen) nach dem Starten zu geben, die im bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung eine "don't sink"-Ton-Warnung ist. Wenn beispielsweise das Fahrwerk ausgefahren ist, so ist es wünschenswert, der Flugzeugbesatzung ein Zeichen zu geben, daß das Flugzeug sinkt und das Fahrwerk noch ausgefahren ist. Dies wird in dem in Fig. 1 dargestellten bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung mittels eines UND-Glieds 118 erreicht, das auf die grundlegende Sink-Warnung auf der Leitung 38 und das Fahrwerk-oben-Signal auf der Leitung 44 anspricht. Wenn das Fahrwerk oben oder hochgezogen ist, wird das Signal auf der Leitung 44 durch einen invertierenden Eingang des UND-Glieds 118 übertragen, gibt das UND-Glied 118 frei, das seinerseits ein Signal auf der Leitung 120 erzeugt, so daß eine "Fahrwerk"-Ton-Warnung durch den Ton-Warngenerator 40 angeregt wird. Die durch den Lautsprecher 42 erzeugte Warnung für die Flugzeugbesatzung ist "don't sink, gear" ("Nicht sinken, Fahrwerk").
Wenn das Flugzeug in einem Sinkflug nach dem Starten mit den Klappen in unterer Stellung ist, überträgt ein UND-Gatter 122, das anspricht auf das Grund-Warnsignal auf der Leitung 38 und das "Klappen-oben-Signal" auf der Leitung 46, das über einen invertierenden Eingang am UND- Gatter 122 liegt, ein Signal, das dem Ton-Warngenerator 40 über eine Leitung 124 eingegeben wird und die Erzeugung des Warnsignales "don't sink, flaps" ("Nicht sinken, Klappen") verursacht. Als Ergebnis hat die Flugzeugbesatzung speziellere Information über den Flugzeugzustand, was insbesondere in solchen Fällen mit ausgefallenem Motor hilfreich ist, in denen aufgrund der sehr hohen Arbeitsbelastung im Cockpit die Flugzeugbesatzung nicht bemerken kann, daß entweder das Fahrwerk ausgefahren ist oder die Klappen unten sind.
Das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung kann auch in digitaler Schaltungsanordnung oder einem für allgemeine Zwecke geeigneten digitalen Rechner ausgeführt werden, wobei die verschiedenen Symbole in Fig. 1 Logik-Operationen darstellen, die im digitalen System auszuführen sind. Zusätzlich sind die hier beschriebenen verschiedenen Höhen und Sinkkurse vorgesehen, um das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung zu erläutern und diese nicht einzuschränken. Obwohl die im bevorzugten Ausführungsbeispiel beschriebenen Warnungen sich auf bestimmte Ausdrücke beziehen, die im Tongenerator verwendet werden, wie beispielsweise "Nicht sinken" oder "Fahrwerk" oder "Klappen", so soll in ähnlicher Weise die Erfindung nicht auf diese speziellen Ausdrücke einschließlich der Bestimmung der Flugzeugkonfiguration beschränkt sein, auf die die Aufmerksamkeit der Flugzeugbesatzung gelenkt wird.

Claims (10)

1. Flugzeug-Bodennähe-Warnsystem für Flugzeuge mit mehreren Flugkonfigurationen zum Erzeugen eines Warnsignales, wenn das Flugzeug während einer Startphase sinkt, mit
  • - einer ersten Signalquelle (12) für barometrische Höhensignale (h B ), die die barometrische Höhe des Flugzeuges darstellen,
  • - einer zweiten Signalquelle (44, 46) für Flugkonfigurationssignale, die die Flugkonfiguration des Flugzeuges darstellen,
  • - einer dritten Signalquelle (24) für Funkhöhensignale (h R ), die die Funkhöhe des Flugzeuges darstellen,
  • - einer ersten Einrichtung (66), die aus dem barometrischen Höhensignal, dem Funkhöhensignal und dem Konfigurationssignal ein Startsignal erzeugt, das anzeigt, daß das Flugzeug in einer Startphase ist,
  • - einer zweiten Einrichtung (34), die aus dem barometrischen Höhensignal ein Sinksignal erzeugt, das anzeigt, daß das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt,
  • - einer dritten Einrichtung, die aus dem Startsignal und dem Sinksignal ein Sink-Warnsignal erzeugt, wenn das Flugzeug während der Startphase bezüglich der barometrischen Höhe sinkt, und
  • - einem Tongenerator (42), der aus dem Sink-Warnsignal ein Ton-Warnsignal erzeugt, das anzeigt, daß das Flugzeug in der vorbestimmten Konfiguration sinkt,
gekennzeichnet durch
  • - eine vierte Einrichtung (36), die aus dem Konfigurationssignal und dem Sink-Warnsignal ein Konfigurations-Warnsignal erzeugt, wenn das Flugzeug in einer vorbestimmten Konfiguration ist und während der Startphase bezüglich der barometrischen Höhe sinkt, wobei aus dem Konfigurations-Warnsignal das Ton-Warnsignal erzeugt wird.
2. Warnsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
  • - daß das Konfigurationssignal eine Vielzahl von Flugzeug- Konfigurationen einschließlich Fahrwerk- und Klappenstellungen darstellt, und
  • - daß der Tongenerator (42) eine die jeweilige Flugzeugkonfiguration anzeigende spezielle Tonwarnung erzeugt.
3. Warnsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet,
  • - daß die das Sinksignal erzeugende zweite Einrichtung (34) Mittel zum Messen des barometrischen Höhenverlustes und Mittel zum Erzeugen des Sinksignales, wenn der barometrische Höhenverlust einen vorbestimmten Betrag überschreitet, aufweist.
4. Warnsystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet,
  • - daß der Tongenerator (42) Mittel aufweist, um die Warnworte "Nicht sinken, Fahrwerk" abhängig vom Sink-Warnsignal und vom Konfigurations-Warnsignal zu erzeugen, was anzeigt, daß das Flugzeug-Fahrwerk ausgefahren ist.
5. Warnsystem nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet,
  • - daß der Tongenerator (42) Mittel aufweist, um die Warnworte "Nicht sinken, Klappen" abhängig vom Sink-Warnsignal und vom Konfigurations-Warnsignal zu erzeugen, was anzeigt, daß die Flugzeug-Klappen unten sind.
6. Flugzeug-Bodennähe-Warnsystem zum Erzeugen eines Warnsignales, wenn das Flugzeug während einer Startphase um einen vorbestimmten Betrag sinkt mit
  • - einer ersten Signalquelle (12) für barometrische Höhensignale, die die barometrische Höhe des Flugzeuges darstellen, und
  • - einer zweiten Signalquelle (44, 46) für Flugkonfigurations­ signale, die die Flugkonfiguration des Flugzeuges darstellen, und
  • - einer dritten Signalquelle (66) für Flugphasensignale, die die Flugphase des Flugzeuges darstellen, welche anzeigt, ob das Flugzeug in einer Startphase ist oder nicht, und
  • - einem Tongenerator (42), der auf das Warnsignal anspricht, und ein Ton-Warnsignal erzeugt,
gekennzeichnet durch
  • - eine elektronische Speicherschaltung (18),
  • - eine erste Logikeinrichtung (32), die auf das barometrische Höhensignal, das Konfigurationssignal und das Flugphasensignal anspricht, betriebsmäßig mit der elektronischen Speicherschaltung (18) verbunden ist und einen Wert in der elektronischen Speicherschaltung (18) speichert, der die größte barometrische Höhe angibt, die das Flugzeug während der Startphase erreicht hat,
  • - eine zweite Logikeinrichtung (36), die auf die erste Logikeinrichtung (32) und das barometrische Höhensignal (h B ) anspricht, und ein Warnsignal erzeugt, wenn die barometrische Höhe des Flugzeuges um einen vorbestimmten Betrag während der Startphase kleiner als die in der elektronischen Speicherschaltung (18) gespeicherte barometrische Höhe ist, und
  • - eine weitere Signalquelle, die auf die Änderung der barometrischen Höhe des Flugzeuges ein barometrisches Höhenänderungssignal erzeugt,
  • - wobei die erste Logikeinrichtung zusätzlich ein Verriegelungsglied aufweist, das auf das barometrische Höhenänderungssignal anspricht und eine Änderung im Wert der in der elektronischen Speicherschaltung gespeicherten Höhe verhindert, wenn das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt oder niedergeht.
7. Warnsystem nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch
  • - eine dritte Logikeinrichtung, die auf das barometrische Höhenänderungssignal und das Flugphasensignal anspricht und betriebsmäßig mit dem Verriegelungsglied verbunden ist, damit das Verriegelungsglied eine Änderung des in der elektronischen Speicherschaltung gespeicherten Wertes der Höhe verhindert, wenn das Flugzeug bezüglich der barometrischen Höhe sinkt oder niedergeht und das Flugzeug in einer Startphase ist.
8. Warnsystem nach einem der Ansprüche 6 oder 7, gekennzeichnet durch
  • - eine Konfigurations-Logikeinrichtung, die auf das Konfigurationssignal und das Warnsignal anspricht und betriebsmäßig mit dem Tongenerator (42) verbunden ist, damit der Tongenerator (42) eine Tonwarnung erzeugt, die eine Flugzeugkonfiguration anzeigt, wenn das Flugzeug um einen vorbestimmten Betrag während der Startphase des Betriebs niedergegangen oder gesunken ist.
DE19803044955 1980-01-04 1980-11-28 Flugzeug-bodennaehe-warnsystem Granted DE3044955A1 (de)

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US06/109,580 US4319218A (en) 1980-01-04 1980-01-04 Negative climb after take-off warning system with configuration warning means

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CH (1) CH652495A5 (de)
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FR (1) FR2474725A1 (de)
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