DE3417827A1

DE3417827A1 - Verfahren und vorrichtung zur erzeugung eines warnsignals beim absinken eines flugzeugs nach dem start

Info

Publication number: DE3417827A1
Application number: DE19843417827
Authority: DE
Inventors: Noel S. Bothell Wash. Paterson; Everette E. Seattle Wash. Vermilion
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1983-05-13
Filing date: 1984-05-14
Publication date: 1984-11-15
Also published as: FI74250B; AU2668584A; GB8411767D0; GR82063B; CA1223315A; FI841909A; FI74250C; NZ207649A; NL8401530A; BE899642A; ES8507059A1; IT1177716B; US4951047A; FI841909A0; GB2139587B; FR2545927B1; AU543576B2; ES532429A0; GB8428734D0; FR2545927A1

Description

Sundstrand Data Control, Inc. Redmond, Washington 98o52, V.St.A.

Verfahren und Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals beim Absinken eines Flugzeugs nach dem Start.

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals, wenn ein Flugzeug nach dem Start oder während des Durchstartens nach einem missglückten Anflug eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit hat und ist insbesondere für den Einsatz in Hochleistungsflugzeugen wie Jägern oder Kampfflugzeugen vorgesehen.

Aus den US-Patentschriften 3 946 358, 3 947 808, 3 947 810 und 4 319 218 desselben Anmelders sind bereits Bodennähewarnsysteme bekannt, die Warnsignale erzeugen, wenn ein Flugzeug nach dem Abheben oder während dem Durchstarten nach einem misslungenem Anflug zu stark absinkt. Die in den US-Patentschriften 3 946 358 und 3 947 808 offenbarten Systeme erzeugen ein Warnsignal, falls die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs einen vorgegebenen Wert unterhalb einer gegebenen Flughöhe überschreitet, wohingegen die in den US-Patentschriften 3 947 810 und 4 319 218 offenbarten Systeme ein Warnsignal erzeugen, wenn der Höhenverlust einen vorgegebenen Wert überschreitet, bevor eine vorgegebene Flughöhe erreicht ist.

572-B01729/AtAl

Die bekannten Systeme warnen zwar den Piloten eines Flugzeugs bezüglich einer gefährlichen Flugbedingung, die von einer zu großen Sinkgeschwindigkeit oder von einem zu großen Höhenverlust während dem Starten oder Durchstarten bei misslungenem Anflug herrühren, sind jedoch für den Einsatz in Transportflugzeugen entworfen und nicht für den Einsatz in Hochleistungsflugzeugen, die schnell manövrierbar sind, wie in Jägern oder Kampfflugzeuge, deren Flug- und Betriebscharakteristiken gänzlich von denen bei Transportflugzeugen abweichen. Folglich können die für den Einsatz von Transportflugzeugen entworfenen Systeme während gewisser normaler Betriebsbedingungen eines Hochleistungsflugzeugs Falschwarnsignale und bei anderen Flugbedingungen kein Warnsignal oder ungeeignete Warnsignale erzeugen.

Es ist deshalb Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals beim Absinken eines Flugzeugs nach dem Start anzugeben, die für den Einsatz in Hochleistungsflugzeugen wie Jägern oder Kampfflugzeugen geeignet sind und deren Warneinhüllende auf die Betriebs- und Leistungscharakteristiken solcher Flugzeuge zugeschnitten ist.

Weiterhin soll die Erzeugung des Warnsignals als Funktion der Flughöhe, Luftgeschwindigkeit, Maschinenleistung und Fahrwerkstellung während des Starts und während des Durchstartens nach misslungenem Anflug freigegeben werden und während anderer Flugphasen zur Verringerung von Falschwarnsignalen gesperrt werden.

Die Betriebs- und Flugcharakteristiken eines Hochleistungsflugzeugs wie ein Jäger oder ein Kampfflugzeug unterscheiden sich beträchtlich von denen eines Transportflugzeugs. Beim Abheben sind Kampfflugzeuge mit Kraftstoff und Waffen schwer beladen . Da außerdem ihr aerodynamischer Zuschnitt für hohe Geschwindigkeiten ausgelegt ist, bleibt anfänglich die

Steiggeschwindigkeit solcher Flugzeuge gering. Deshalb wird das Flugzeug nach dem Abheben in einem verhältnismäßig ebenen Flugweg geführt, bis eine genügend hohe Geschwindigkeit eine größere Steiggeschwindigkeit erlaubt. Der ebene Flugwegabschnitt nach dem Abheben stellt eine teilweise gefährliche Flugbedingung dar, da dies bei geringer Höhe auftritt. Falls dabei der Pilot die Orientierung verliert oder abgelenkt wird, kann er das Flugzeug aus Versehen zum Boden lenken. Eine solche Fehlorientierung ist insbesondere während dem Nachtstart und dabei insbesondere über Wasser sehr wahrscheinlich, wie dies beim Start von einem Flugzeugträger der Fall ist, wo der Pilot die Sichtbeziehung verlieren kann und das Flugzeug in das Wasser absinken läßt.

Deshalb ist die Erzeugung eines speziellen Sprachwarnsignals wie "Nicht absinken" ("DON'T SINK") wünschenswert, das dem Piloten die drohende Bodenberührung mit genügender Warnzeit mitteilt, damit dieser Gegenmaßnahmen ergreifen kann. Das Warnsignal sollte jedoch nur dann erzeugt werden, wenn eine tatsächliche Bodenberührung droht und nicht während anderer Flugphasen, bei denen hohe Sinkgeschwindigkeiten auftreten, wie während der Landephase und während gewisser taktischer Manöver.

Zur Lösung der genannten Aufgabe wird durch das erfindungsgemäße Verfahren das Warnsystem bei einer Flughöhe von etwa 6 m (20 ft) aktiviert oder aber sobald das Flugzeug abhebt und die Signale von den verschiedenen Instrumenten gültig sind und bleibt solange aktiv, wie das Flugzeug die Höhe 30 m (100 ft) über dem Erdboden nicht überschreitet. Damit das System bereits bei verhältnismäßig kleinen Sinkgeschwindigkeiten anspricht, wird ein Warnsignal erzeugt, falls die Sinkgeschwindigkeit 0,125 m/s (25 ft/min) bei 6 m (20 ft) Funkhöhe überschreitet, wobei die zur Erzeugung des Warnsignals nötige Sinkgeschwindigkeit allmählich bis zur Sinkgeschwindigkeit 0,625 m/s (125 ft/min) bei 30 m (100 ft) Flughöhe erhöht wird.

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Oberhalb der Flughöhe 30 m (100 ft) über dem Erdboden wird kein Warnsignal erzeugt. Das Warnsignal besteht dabei aus einem speziellen Sprachwarnsignal wie "Nicht absinken" ("DON'T SINK"), um dem Piloten unmissverständlich das zu schnelle Absinken des Flugzeugs mitzuteilen.

Um Falschwarnsignale bei anderen Flugphasen als dem Start oder dem Durchstarten zu vermeiden, wird das System nur während dem Abheben und Durchstarten freigegeben. Dazu wird die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs , die Position des Fahrwerks und die Drehzahl der Antriebsmaschine, die die erzeugte Maschinenleistung angibt, überwacht , um festzustellen, ob das Flugzeug tatsächlich in der Startphase oder in einer Durchstartphase ist. Bei erkannter Start- oder Durchstartphase werden die barometrische Höhenrate und die Funkhöhe überwacht und bei einer gefährlichen Sinkgeschwindigkeit das Sprachwarnsignal erzeugt.

Die Erfindung wird im folgenden anhand der Zeichnung näher beschrieben. Es zeigen:

Fig. 1 ein Funktionsblockschaltbild einer Ausführungsform der erfindungsgemäßen Warnvorrichtung, und

Fig. 2 eine graphische Darstellung, die die Beziehung zwischen der Funkhöhe und der barometrischen Höhensinkrate angibt, die das Flugzeug annehmen muß, damit das Warnsignal erzeugt wird.

Figur 1 zeigt ein funktionelles Blockschaltbild eines Ausführungsbeispiels der erfindungsgemäßen Vorrichtung mit der Bezugsziffer 10. Das gezeigte Ausführungsbeispiel 10 ist aus einer Reihe von Gattern, Vergleichern, Flipflops und ähnlichen Schaltelementen zum Zwecke der einfachen Darstellung aufgebaut, kann jedoch tatsächlich aus anderen Logikelementen realisiert sein, insbesondere in verschiedenen

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analogen und digitalen Realisierungsformen. Die im System verarbeiteten Signale enthalten die Funkhöhe, die barometrische Höhe, die barometrische Höhenrate, die Luftgeschwindigkeit, ein die Maschinenleistung angebendes Signal wie z.B. die Maschinendrehzahl, ein Signal, das die Stellung des Fahrwerks angibt und verschiedene Gültigkeitssignale. Dabei ist es vom Flugzeugtyp abhängig, in dem die erfindungsgemäße Vorrichtung implementiert wird, ob die in Figur 1 dargestellten Signale von einzelnen Instrumenten, wie von einem barometrischen Höhenmesser 12, einer barometrischen Höhenratenschaltung 14, einem Funkhöhenmesser 16 und von verschiedenen diskreten Schaltelementen, die unter anderem die Stellung des Fahrwerks angeben oder von einem digitalen Datenbus erhalten werden, wie dies in gewissen neueren Flugzeugtypen der Fall ist.

Zur Erfasung, ob das Flugzeug übermäßig stark absinkt, beispielsweise mit übermäßig großer Geschwindigkeit an Höhe verliert, wird das barometrische Höhenratensignal einem Vergleicher 18 zugeführt. Dabei kann das barometrische Ratensignal von der barometrischen Ratenschaltung 14 abgeleitet sein, mittels der das vom barometrischen Höhenmesser 12 erhaltene Signal differenziert wird oder von einer anderen geeigneten Quelle. Das barometrische Ratensignal wird im Vergleicher 18 mit einem Signal verglichen, das die Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden angibt, nämlich dem Ausgangssignal des Funkhöhenmessers 16. Mit der in der Beschreibung verwendeten Bezeichnung "Boden" oder "Erdboden" wird nicht nur flacher fester Erdboden, sondern auch topographische Merkmale der Erdoberfläche wie Wasser, Sumpf und unebenes Gelände bezeichnet. Ebenso wird die übermäßig große Sinkgeschwindigkeit nur als Beispiel einer übermäßig großen Abstiegsbedingung verwendet und der Ausdruck "übermäßig große Sinkbedingung" ist nicht auf eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit beschränkt, sondern schließt andere höhenbezogene, gefährliche Flugbedingungen ein wie z.B. einen übermäßig

großen Höhenverlust und einen ungenügenden Höhengewinn ein.

Das barometrische Ratensignal wird mit dem Ausgangssignal des Funkhöhenmessers 16 im Vergleicher 18 verglichen, der ein Warnaktivierungssignal abgibt, falls der Wert des barometrischen Ratensignals eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit bei einem gegebenen Wert des Funkhöhensignals angibt. Das Warnaktivierungssignal, das der Vergleicher 18 abgibt, wird einem der Eingänge eines UND-Glieds 20 angelegt, das, sobald seine Eingangsbedingungen erfüllt sind, zu denen verschiedene andere Freigabesignale gehören, einen Warngenerator 42 aktiviert. Die anderen Freigabesignale betreffen die Flugkonfiguration des Flugzeugs und bewirken, daß das Warnsignal nur dann erzeugt wird, wenn das Flugzeug startet oder durchstartet.

Weitere dem UND-Glied 20 zugeführte Eingangssignale sind ein "Räder nicht belastef'-Signal, das beispielsweise von einem diskreten Schaltelement am Fahrwerk abgeleitet wird und angibt, daß das Flugzeug nicht am Boden ist. Dieses Signal sperrt auch das System, wenn das Flugzeug am Boden ist. Ein weiteres dem UND-Glied 20 zugeführtes Signal ist ein Signal, das das System sperrt, wenn das Flugzeug niedriger als 6 m (20 ft) Funkhöhe fliegt, wo ein genaues barometrisches Ratensignal nicht erzeugt werden kann.

Ein weiteres dem UND-Glied 20 zugeführtes Signal ist ein Signal, das das System nur freigibt, wenn das Flugzeug unterhalb 30 m (100 ft) Funkhöhe fliegt. Dieses Signal soll das System oberhalb 30 m (100 ft) sperren, weil beim Betrieb eines typischen Jägers oder Kampfflugzeugs das Warnsignal sobald das Flugzeug 30 m (100 ft) Funkhöhe überschritten hat, unnötig wird. Auf diese Weise wird die Erzeugung von Falschwarnsignalen bei einer Flughöhe über 30 m (100 ft) vermieden. Die beiden Signale (größer 6 m; kleiner 30 m) können beispielsweise von einem oder mehreren (nicht

gezeigten) Vergleichern abgeleitet werden, die das vom Funkhöhenmesser 16 erzeugte Höhensignal empfangen und diskrete Ausgangssignale bei verschiedenen vorgegebenen Funkhöhen erzeugen. Um sicher zu stellen, daß das Warnsystem wirklich nur während dem Abheben und dem Durchstarten aktiviert wird, müssen diese Bedingungen mittels einer Logik erfaßt werden. Bei dem in Figur 1 dargestellten Ausführungsbeispiel 10 besteht die Logik, die das Abheben und das Durchstarten erfaßt, aus einer Logikschaltung 22, die aus einem ODER-Glied 24, einem UND-Glied 26, einem ODER-Glied 28, einem UND-Glied 30, einem Setz/Rücksetz-Flipflop 32, einem Obergangsdetektor 34 und einem Setz/Rücksetz-Flipflop 36 besteht.

Die Hauptfunktion der Logikschaltung 22 ist die Unterscheidung zwischen dem Abheben und dem Landeanflug. Folgende Kriterien definieren das Abheben: Das Fahrwerk ist eingezogen oder das Flugzeug ist unter 6 m (20 ft) Funkhöhe und die Antriebsmaschine oder die Maschinen erzeugen Startleistung. Diese Kriterien werden vom UND-Glied 30 bestimmt, das an einem Eingang ein Signal empfängt, das angibt, daß die Maschine Startleistung erzeugt. Dieses Signal kann beispielsweise von einem Startleistungsvergleicher 29 abgegeben werden, der ein der Drehzahl der Maschine entsprechendes Signal empfängt, das von einem Tachometer 31 abgeleitet ist. Das Startleistungssignal liegt dem UND-Glied 30 dann an,. wenn die Drehzahl der Maschine eine vorgegebene für den Start benötigte Drehzahl überschreitet, beispielsweise wenn die Drehzahl des Primärkompressors einer Turbine 90 % der Maximaldrehzahl überschreitet. Andererseits kann das die Startleistung angebende Signal auch von anderen Quellen beispielsweise einer Drosselklappenstellung erhalten werden. Das UND-Glied 30 empfängt ein weiteres Signal vom ODER-Glied 28, falls entweder das Fahrwerk eingefahren oder die Flughöhe geringer als 6 m (20 ft) ist. Das "Fahrwerk eingezogen"-Signal, das dem ODER-Glied 28 zugeführt wird, kann von einem diskreten Element am Fahrwerk oder von der Fahrwerksteuerung erzeugt

werden und das "kleiner als 6 m"-Signal kann von einem Vergleicher, der das Funkhöhensignal überwacht, erhalten werden. Das letztgenannte Signal ist insbesondere zur Erfassung einer Abhebebedingung unmittelbar nach dem Abheben,noch bevor der Pilot das Fahrwerk einziehen kann, verwendbar. Wenn das UND-Glied 30 durch seine beiden Eingänge freigegeben ist, wird das Setz/Rücksetz-Flipflop 32 in seinen Rücksetzzustand versetzt. Dies stellt wiederum den Abhebezustand dar.

Bei der Anflugphase soll die Warnsignalerzeugungsvorrichtung gesperrt werden. Die Sperrfunktion wird durch das ODER-Glied 24 und das UND-Glied 26 durchgeführt, die zusammen das.Setz/Rücksetz-Flipflop 32 während dem Landeanflug setzen. Die Anflugsphase wird durch das ausgefahrene Fahrwerk oder die unter 30 m (100 ft) liegende Funkhöhe und die unter 360 km/h (200 kts) liegende Geschwindigkeit des Flugzeugs, falls die Antriebsmaschinen nicht die Startleistung erzeugt , angegeben. Signale die diesen Zuständen entsprechen, werden dem UND-Glied 26 zugeführt. Außerdem dürfen das Funkhöhenmesser und das barometrische Höhenmesser nicht gesperrt sein, da die Vorrichtung, falls dies der Fall wäre, Falschwarnsignale erzeugen würde.

Zusätzlich zur Unterscheidung, ob das Flugzeug in der Start- oder Anflugsphase ist, muß auch bestimmt werden, ob das Flugzeug in einer anderen Flugphase als dem Start oder der Anflugphase ist. Diese Bestimmung wird durch das UND-Glied 38 und ein ODER-Glied 40 durchgeführt, die das Flipflop 36 zurücksetzen , wenn die Flugphase nicht der Start oder der Anflug ist. Dies geschieht durch Überwachung der Luftgeschwindigkeit und der Flughöhe über dem Erdboden, Eine vom Starten oder Anflug unterschiedliche Flugphase wird bestimmt, wenn die Geschwindigkeit 360 km/h (200 kts) und die Höhe 30 m (100 ft) überschreiten oder wenn die Höhe 300 m (1000 ft) überschreitet, wie dies bei geschlossenen Flugkurven der Fall ist.

Mit diesen Voraussetzungen erzeugt das UND-Glied 38 ein Signal für das ODER-Glied 40, dessen

Ausgangssignal das Setz/Rücksetz-Flipflop 36 zurücksetzt und die Warnsignalerzeugungsvorrichtung sperrt. Dem ODER-Glied 40 werden weitere Eingänge angelegt, die ebenfalls die Warnsignalerzeugungsvorrichtung 10 sperren. Diese Signale werden erzeugt, wenn entweder der barometrische Höhenmesser oder der Funkhöhenmesser gesperrt sind, wenn ein ungültiges, weil übermäßig großes Ratensignal vorhanden ist. Sobald das Flugzeug abhebt und die Startleistung der Antriebsmaschine erzeugt wird, setzt das UND-Glied 30, wenn das Flugzeug abhebt oder das Fahrwerk einzieht, das Flipflop 32 zurück. Damit geht der Q-Ausgang des Flipflops von hohem nach tiefem Pegel. Diesen Obergang erfaßt ein Übergangsdetektor 34, der auf den Hoch-Tief-Übergang einen Ausgangsimpuls erzeugt. Der Ausgangsimpuls des Übergangsdetektors 34 setzt das Setz/Rücksetz-Flipflop 36,dessen Q-Ausgang hohen Pegel einnimmt und das UND-Glied 20 freigibt. Damit ist das System in den Abhebezustand versetzt und das UND-Glied 20 kann auf ein übermäßiges Sinkgeschwindigkeitssignal des Vergleichers 18 reagieren. Das UND-Glied 20 erzeugt dann ein Ausgangssignal, das einem Warnsignalgenerator 42 zugeführt wird, wodurch dieser ein Sprachsignal direkt oder indirekt einem Lautsprecher 44 oder anderen geeigneten Wandlern zuführt. Vorzugsweise enthält der Warnsignalgenerator 42 einen digitalen Sprachsynthetisierer, der ein synthetisiertes Sprachwarnsignal wie "Nicht absinken" ("DON'T SINK") erzeugt, womit dem Piloten die spezifische Gefahr mitgeteilt wird, so daß er sofort Gegenmaßnahmen ergreifen kann. Beispiele digitaler Warngeneratoren und deren Verwendung in Flugzeugwarnsystemen sind in den US-Patentschriften 3 925 751, 4 030 065 und 4 060 offenbart.

Mit fortschreitendem Steigflug, wenn die Höhe 30 m ClOO ft) überschreitet und die Luftgeschwindigkeit 360 km/h (200 kts) überschreitet oder wenn die Höhe 300 m (1000 ft) überschreitet, wird das Flipflop 36 durch das UND-Glied 38 und

das ODER-Glied 40 zurückgesetzt und sperrt damit das Gatter Das Gatter 20 bleibt während den übrigen Flugphasen gesperrt. Das Flipflop 32 wird jedoch, wenn das Flugzeug beim Landeanflug absteigt, gesetzt, sobald das Fahrwerk ausgefahren ist oder das Flugzeug unter 30 m (100 ft) Höhe ist und die Luftgeschwindigkeit geringer als 360 km/h (200 kts) ist und keine Startleistung erzeugt wird. Das Flipflop 32 wird gesetzt, so daß es beim Durchstarten nach missglücktem Anflug, wenn die Startleistung erzeugt wird, wenn das Fahrwerk eingefahren oder das Flugzeug 6 m (20 ft) unterschreitet, wieder gesetzt werden kann und einen Setz/Rücksetz-Übergang erzeugt. Damit wird über den Übergangsdetektor 34 das Flipflop 36 wieder gesetzt und das Gatter 20 freigegeben, das damit die Warnsignalerzeugungsvorrichtung während dem Durchstarten nach missr glücktem Anflug freigibt.

Die zur Erzeugung eines Warnsignals nötigen Beziehungen zwischen Sinkgeschwindigkeit und Funkhöhe sind graphisch in Figur 2 dargestellt. Gemäß dem schraffierten Bereich in Figur 2 wird die Vorrichtung 10 nur freigegeben, wenn die Funkhöhe des Flugzeugs zwischen 6 m (20 ft) und SO m (lOa^ft) liegt. Obwohl die Freigabe in diesem Höhenbereich in verschiedenartiger Weise erfolgen kann, erfolgt sie in Figur 1

durch die "weniger als 30 m (100ft) und größer als 6 m (20 ft)"-Eingangssignale des UND-Glieds 20. Die schräge Linie zwischen 6 m (20 ft) und 30 m (100 ft) Höhe ist gemäß den Betriebscharakteristiken eines typischen Hochleistungsjägers oder Kampfflugzeugs wie dem F.lugzeug Fairchild A10 ausgewählt. Die Steigung und die Endpunkte der schrägen Linie können in verschiedener Weise sowohl analog als auch digital realisiert werden. In der in Figur 1 dargestellten Ausführungsvariante 10 werden die Steigung und die Endpunkte

der schrägen Linie durch den Vergleicher 18 erzeugt, der geeignet skalierte Signale von der Ratenschaltung 14 und dem Funkhöhenmesser 16 empfängt. Die Steigung der schrägen Linie in Figur 2 ist so gewählt, daß dem Piloten eine konstante Warnzeit zur Verfügung steht und zwar unabhängig davon, an welchem Punkt die schräge Linie durchschritten wird. In der dargestellten Ausführungsvariante erzeugt das System eine konstante Warnzeit von 0,8 Minuteri (48 Sekunden) vor dem Aufprall. Das Sprachwarnsignal "Nicht absinken" ("DON'T SINK") wird erzeugt, sobald das negative Ratensignal der Ratenschaltung 14 das Signal des Funkhöhenmessers 16 übersteigt.

Wenn der Pilot beispielsweise eine Flughöhe von 30 m (100 ft) hat und seine Sinkgeschwindigkeit 0,625 m/s (125 ft/min) überschreitet, spricht der Warnsignalgenerator an und dem Piloten bleiben 48 Sekunden, das sind 30 m ./. 0,625 m/s (100 ft ./. 125 ft/min) zum Abfangen..In gleicher Weise wird bei der Höhe 6 m (20 ft) über dem Erdboden das Warnsignal erzeugt, falls die Sinkgeschwindigkeit 0,125 m/s (25 ft/min) überschreitet und auch hier bleiben dem Piloten 48 Sekunden zum Abfangmanöver. Somit hat der Pilot in jedem Fall 48 Sekun-, den Warnzeit zwischen dem Zeitpunkt der Erzeugung des Warnsignals und der voraussichtlichen Bodenberührung. Bei jeder Höhe zwischen 6 m und 30 m (20 ft und 100 ft) über dem Erdboden, falls die Sinkgeschwindigkeit die durch die schräge Linie der Warneinhüllenden in Figur 2 gegebene Sinkgeschwindigkeit überschreitet. Die graphische Darstellung in Figur 2 zeigt, daß das "Nicht absinken"-Warnsignal nur bei negativen barometrischen Höhenraten erzeugt wird, d.h. nur beim Absinken, da ein schwerbeladenes Hochleistungsflugzeug kaum am Anfang der Startphase steigt; Die erfindungsgemäße Vorrichtung läßt sich jedoch auch für Flugzeuge einsetzen, die gleich nach dem Start ansteigen können.Dazu ist dann eine andere Warneinhüllende als in Figur 2 gezeigt ist, nötig. Die Bezeichnung

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"Übergroße Sinkgeschwindigkeit" bezeichnet somit auch eine ungenügende Steiggeschwindigkeit bei solchen Systemen, die in Flugzeugen verwendet werden, die normalerweise nach dem Start sofort steigen.

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- Leerseite -

Claims

Patentansprüche

Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei einer gefährlichen Flugsituation eines Flugzeugs während dem Start oder dem Durchstarten nach misslungenem Anflug,

gekennzeichnet durch

eine Einrichtung (22), die auf Signale über die Flughöhe, die Ausgangsleistung der Antriebsmaschine und die Stellung des Fahrwerks anspricht, eine Start- oder Durchstartsituation erfaßt und ein Signal erzeugt, das die Start- oder Durchstartsituation angibt, wenn das Fahrwerk eingefahren ist oder das Flugzeug eine vorgegebene Flughöhe überschreitet und die Antriebsmaschine Startleistung erzeugt;

eine Einrichtung (12 - 18), die auf Signale über die Ist-Flughöhe und die Höhenrate des Flugzeugs anspricht, eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit erfaßt und ein Signal erzeugt, das eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit bei der Ist-Flughöhe angibt; und

eine Einrichtung (20, 42, 44), die auf die Ausgangssignale der Einrichtungen (22 und 12 - 18) anspricht und ein Warnsignal erzeugt, wenn während dem Start oder dem Durchstarten eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit erfaßt wurde.

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2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die vorgegebene Flughöhe etwa 6 m (20 ft) beträgt.
3. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch

eine Einrichtung (36 - 40), die die Erzeugung des Warnsignals verhindert, wenn das Flugzeug eine zweite vorgegebene Flughöhe überschreitet.
4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet,

daß die zweite vorgegebene Flughöhe etwa 30 m (100 ft) beträgt.
5. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch

eine Einrichtung (36 - 38), die die Erzeugung des Warnsignals verhindert, wenn die Geschwindigkeit des Flugzeugs einen vorgegebenen Wert überschreitet.
6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet,

daß die vorgegebene Geschwindigkeit eine vorgegebene Luftgeschwindigkeit ist.
7. Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet,

daß die vorgegebene Luftgeschwindigkeit etwa 360 km/h (200 kts) beträgt.
8. Vorrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Einrichtung (12 - 18) ein Ausgangssignal, das die übermäßig große Sinkgeschwindigkeit angibt, erzeugt, wenn die Sinkgeschwindigkeit etwa 0,625 m/s (125 ft/min) bei der Ist-Flughöhe 30 m (100 ft) überschreitet.
9. Vorrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Einrichtung (12 - 18) das eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit angebende Ausgangssignal erzeugt, 'wenn die Sinkgeschwindigkeit etwa 0,125 m/s ( 25 ft/min) bei einer Ist-Flughöhe 6 m (20 ft) überschreitet.
10. Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei einer gefährlichen Flugsituation eines Flugzeugs beim Start oder beim Durchstarten nach misslungenem Anflug,

gekennzeichnet durch

eine Einrichtung, die auf Signale über die Flughöhe und die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs anspricht und eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit bei der Ist-Flughöhe erfaßt und ein Warnsignal erzeugt, das eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit angibt, falls das Flugzeug eine vorgegebene obere Flughöhe unterschreitet und eine vorgegebene untere Flughöhe unterschreitet und der unveränderte Flugweg zu einer Bodenberührung innerhalb etwa 48 s führen würde.
11. Vorrichtung nach Anspruch 10,
dadurch gekennzeichnet,

daß die vorgegebene obere Flughöhe etwa 30 m (100 ft) beträgt.
12. Vorrichtung nach Anspruch 10,
dadurch gekennzeichnet,

daß die vorgegebene untere Flughöhe etwa 6 m (20 ft) beträgt.
13. Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei einer gefährlichen Flugsituation eines Flugzeugs während dem Start oder dem Durchstarten nach misslungenem Anflug,

gekennzeichnet durch

eine Einrichtung, die auf Signale über die Flughöhe und ' die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs anspricht und eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit erfaßt und ein Warnsignal erzeugt, das eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit angibt, falls die Ist-Flughöhe zwischen 6 m (20 ft) und 30 m (100 ft) liegt und wenn die Sinkgeschwindigkeit etwa 0,625 m/s (125 ft/min) bei der Ist-Flughöhe 30 m (100 ft) und etwa 0,125 m/s bei der Ist-Flughöhe 6 m (20 ft) überschreitet.
14. Vorrichtung nach Anspruch 13,
dadurch gekennzeichnet,

daß der zur Erzeugung des Warnsignals nötige Wert der Sinkgeschwindigkeit linear zwischen der Ist-Flughöhe 6 m (20 ft) und 30 m (100 ft) anwächst.
15. Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei einer gefährlichen Flugsituation eines Flugzeugs beim Start oder Durchstarten nach misslungenem Anflug,

gekennzeichnet durch

eine Einrichtung (12; 16), die ein Signal über die Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden abgibt;

eine Einrichtung (14), die ein Signal über die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs abgibt;

eine Einrichtung (31), die ein Signal über die Ausgangsleistung der Antriebsmaschine des Flugzeugs abgibt;

eine Einrichtung, die ein Signal über die Stellung des Fahrwerks abgibt und

eine Einrichtung (22, 34 - 44), die auf die Ausgangssignale der Einrichtungen (12; 16, 14, 31) anspricht und ein Warnsignal erzeugt, wenn die Abstiegssituation einen vorgegebenen Wert überschreitet, der von der Ist-Flughöhe des Flugzeugs abhängt, wenn das Fahrwerk eingezogen ist . und die Ausgangsleistung der Antriebsmaschine einen vorgegebenen Wert hat.
16. Vorrichtung nach Anspruch 15,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Absinkbedingung eine Sinkgeschwindigkeit ist.
17. Vorrichtung nach Anspruch 15,
dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (31) ein Tachometer aufweist.
18. Vorrichtung nach Anspruch 15,
dadurch gekennzeichnet,

daß eine Einrichtung (36 - 40) die Erzeugung des Warnsignals verhindert, wenn das Flugzeug eine zweite vorgegebene Flughöhe überschreitet.
19. Vorrichtung nach Anspruch 18,
dadurch gekennzeichnet,

daß die zweite vorgegebene Flughöhe etwa 30 m (100 ft) beträgt.
20. Vorrichtung nach Anspruch 15, gekennzeichnet durch

eine Einrichtung (36 - 40), die die Erzeugung des Warnsignals verhindert, wenn die .Geschwindigkeit des-Flugzeugs einen vorgegebenen Wert überschreitet.
21. Vorrichtung nach Anspruch 20,

dad urch gekennzeichnet,.

daß die vorgegebene Geschwindigkeit eine vorgegebene Luftgeschwindigkeit ist.
22.' Vorrichtung nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet,

daß die vorgegebene Luftgeschwindigkeit etwa 360 km/h (200 kts) beträgt.
23. Vorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet,

daß die Sinkgeschwindigkeit dann als übermäßig groß erfaßt wird, wenn sie etwa 0,625 m/s (125 ft/min) bei der Flughöhe 30 m (100 ft) überschreitet.
24. Vorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet,

daß die Sinkgeschwindigkeit dann als übermäßig groß erfaßt wird, wenn sie etwa 0,125 m/s (25 ft/min) bei der Flughöhe 6 m (20 ft) überschreitet.
25. Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei einer gefährlichen Flugsituation eines Flugzeugs während dem Start oder Durchstarten nach misslungenem Anflug,

gekennzeichnet durch

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-7-

3A17827

eine Einrichtung, die Signale über die Flughöhe und die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs abgibt und

eine Einrichtung, die auf das Flughöhensignal und das Sinkgeschwindigkeitssignal anspricht, eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit erfaßt und ein Warnsignal erzeugt, wenn diese übermäßig große Sinkgeschwindigkeit zwischen den Flughöhen 6 m (20 ft) und 30 m (100 ft) über dem Erdboden auftritt, wenn der unverändert fortgesetzte Flugweg innerhalb etwa 48 s eine Bodenberührung zur Folge hätte.
26. Vorrichtung nach Anspruch 25,
dadurch gekennzeichnet,

daß eine Einrichtung die Erzeugung des Warnsignals verhindert, falls die Luftgeschwindigkeit einen vorgegebenen Wert überschreitet.
27. Vorrichtung nach Anspruch 26,
dadurch gekenn zeichnet,

daß der vorgegebene Wert der Luftgeschwindigkeit etwa 360 km/h (200 kts) beträgt.
28. Vorrichtung nach Anspruch 26,
gekennzeichnet durch

eine Einrichtung, die die Erzeugung des Warnsignals verhindert, falls das Fahrwerk bei der Ist-Flughöhe größer als 6 m (20 ft) über dem Erdboden nicht eingezogen ist oder falls die Maschinenausgangsleistung einen vorgegebenen Wert, der durch die Startleistung gegeben ist, unterschreitet.
29. Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei einer gefährlichen Flugsituation eines Flugzeugs während dem Starten oder Durchstarten nach misslungenem Anflug,

gekennzeichnet durch

eine Einrichtung, die Signale über die Flughöhe und die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs abgibt, und

eine Einrichtung, die auf diese Signale anspricht und eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit erfaßt und ein Warnsignal erzeugt, wenn die übermäßig große Sinkgeschwindigkeit zwischen den Flughöhen 6 m (20 ft) und 30 m (100 ft) etwa 0,625 m/s (125 ft/min) bei etwa 30 m (100 ft) Flughöhe und etwa 0,125 m/s (25 ft/min) bei etwa 6 m (20 ft) Flughöhe überschreitet.
30. Vorrichtung nach Anspruch 29,
gekennzeichnet durch

eine Einrichtung, die die Ausgangsleistung der Antriebsmaschine und die Stellung des Fahrwerks des Flugzeugs erfaßt und

eine Einrichtung,die die Erzeugung des Warnsignals verhindert, wenn das Fahrwerk ausgefahren ist und die Flughöhe etwa 6 m (20 ft) überschreitet.
31. Vorrichtung nach Anspruch 30,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Erzeugung des Warnsignals verhindert wird, wenn die Antriebsmaschine nicht die Startausgangsleistung erzeugt.
32. Vorrichtung nach Anspruch 29,
gekennzeichnet durch

eine Einrichtung, die die Erzeugung des Warnsignals verhindert, wenn die Luftgeschwindigkeit 360 km/h (200 kts) überschreitet.
33. Verfahren zur Erzeugung eines Warnsignals bei einer gefährlichen Flugsituation eines Flugzeugs während dem Start oder Durchstarten nach misslungenem Anflug,

gekennzeichnet durch die folgenden Schritte:

Erfassung der Ausgangsleistung der Antriebsmaschine des Flugzeugs;

Erfassung der Stellung des Fahrwerks;

Erfassung der Flughöhe;

Erfassung der Sinkgeschwindigkeit; und

•Erzeugung eines Warnsignals, falls bei eingezogenem Fahrwerk oder wenn das Flugzeug eine vorgegebene Höhe unterschreitet und die Antriebsmaschine Startleistung erzeugt, die Absinkbedingung übermäßig groß ist.
34. Verfahren nach Anspruch 33,
dadurch gekennzeichnet,

daß die übermäßig große Absinkbedingung durch die Sinkgeschwindigkeit gegeben ist.