DE3417884C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Anzeige einer gefährlichen Flugsituation nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.

Es sind bereits Bodennäherungswarnsysteme bekannt, die dem Piloten eine gefährliche Flugsituation anzeigen. Diese Systeme erzeugen Warnsignale z. B. bei Flügen unterhalb einer bestimmten Minimal­ flughöhe, dem Überschreiten einer übermäßigen Sinkge­ schwindigkeit nach dem Start oder beim Landeanflug. Als Bei­ spiel sei hier ein System genannt, das ein Warnsignal erzeugt, falls der Pilot das Flugzeug unter eine vorgegebene Flughöhe steuert. Dieses System vergleicht die Flughöhe mit einer vorbestimmten Minimalflughöhe und erzeugt ein akustisches oder optisches Warnsignal, falls das Flugzeug die vorgegebene Minimalflughöhe unter­ schreitet. In den US-Patentschriften 39 46 358, 39 47 808, 39 47 810 und 43 19 218, des gleichen Anmelders, sind Bei­ spiele solcher Systeme offenbart, die ein Warnsignal während des Starts oder während eines mißlungenen Landeanflugs er­ zeugen, falls das Flugzeug mit einer übermäßig großen Sink­ geschwindigkeit absinkt oder eine vorgegebene Mindestflug­ höhe unterschreitet. Die bekannten Systeme sind jedoch in erster Linie für den Einsatz in Transportflugzeugen bestimmt, die normalerweise weder in geringerer Höhe fliegen, noch Wendungen oder gefährliche Flugmanöver in der Nähe des Erdbodens ausführen. Deshalb würden die bekannten Systeme, falls sie in Jägern oder Kampfflugzeugen einge­ setzt wären, bei Flugbewegungen in der Nähe des Erdbodens, Falschalarme erzeugen.

Die Flugbewegungen von Jagd- bzw. Kampfflugzeugen weisen Marschflüge und Kampfabschnitte bei geringer Flughöhe auf, bei denen, falls der Pilot gestört oder abgelenkt wird, unweigerlich eine Bodenberührung, insbesondere bei ansteigendem Terrain, stattfinden kann. Dabei ist die Bodenberührung bei ansteigen­ dem Terrain insbesondere beim Start und beim Marschflug in niedriger Höhe wahrscheinlich. Dagegen besteht die Gefahr eines versehentlichen Absinkens insbesondere bei Flugbewegun­ gen in geringer Höhe, die große Rollwinkel erfordern, wie sie beim Angriffsflug auftreten, weil der Pilot dabei leicht abgelenkt werden kann und weil ein Flug­ zeug bei solch großen Rollwinkeln zum Absinken neigt.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung von Warnsignalen bei schnellen und niedrigen Flugbewegungen eines Jagd- beziehungsweise eines Kampfflugzeuges zu schaffen, die dem Piloten eine gefährliche Flugsituation früh genug anzeigen, so daß dieser korrigierende Maßnahmen ergreifen kann. Dabei soll dem Piloten des Flugzeugs durch ein Warnsignal insbesondere bei Wende- und Kurvenflügen in der Nähe des Erdbodens eine gefährliche Flugsituation, die durch eine übermäßig große Sinkgeschwindigkeit und einen übermäßig großen Höhenverlust beim Start in ansteigendes Gelände entsteht, frühzeitig genug angezeigt werden.

Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale gelöst. Zweckmäßige Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.

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

Fig. 1 ein Blockschaltbild eines Ausführungsbei­ spiels der erfindungsgemäßen Vorrichtung;

Fig. 2 die Beziehung zwischen Fluggeschwindig­ keit und Flughöhe, die zur Erzeugung von Warn­ signalen führen kann; und

Fig. 3 die Beziehung zwischen Sinkgeschwindigkeit und Rollwinkel, die zur Erzeugung eines Warnsignals führt, falls das Flugzeug während eines Rollmanövers mit übermäßig großer Sinkgeschwindig­ keit absinkt.

In Fig. 1 ist ein Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Vorrichtung dargestellt, das mit dem Bezugszeichen 10 be­ zeichnet ist. Die Vorrichtung 10 ist als Blockschaltbild dargestellt, das aus einer Reihe von Gattern, Vergleichern, Flip­ flops und ähnlichen Bauteilen besteht. Selbstverständlich kann die tatsächliche Realisierung der Logik anders als in Fig. 1 sein und insbesondere in verschiedenen analogen oder digitalen Ausführungsformen erfolgen. Die von der beschriebenen Ausführungsform der Erfindung verwendeten Signale geben die mit Funk gemessene Flughöhe, die barometrisch ermittelte Sinkgeschwindigkeit, die Fluggeschwindigkeit, die Maschinendrehzahl, den Roll­ winkel des Flugzeugs und die Soll-Mindesthöhe an. Weitere Signale stellen die Stellung des Fahrwerks und verschiedene Gültigkeitssignale dar. Dabei hängt es vom Flugzeugtyp, in dem das Warnsystem eingebaut ist, ab, ob die in Fig. 1 dar­ gestellten Signale von einzelnen Instrumenten, wie einem barometrischen Höhenmesser 12, einer Differentiations­ schaltung 14, einem Funkhöhenmesser 16 und einer Gyros­ kopplattform 18 sowie von verschiedenen Schalt­ elementen, wie von einem Element, das die Stellung des Fahrwerks angibt, erzeugt werden. Diese Signale können jedoch auch digitalisiert sein.

Gemäß den obigen Ausführungen erzeugt die erfindungsgemäße Vorrichtung bei verschiedenen Flugphasen verschiedene Warnsignale. Beispielsweise erzeugt die Vorrichtung das Sprachwarnsignal "TOO LOW" als erstes spezielles Warnsignal falls beim Fliegen in der Nähe des Erdbodens eine vorgegebene Mindestflughöhe unter­ schritten wird. Dieses Warnsignal wird auch erzeugt, falls das Flugzeug einen vorgegebenen Prozentsatz der nach dem Start erreichten Flughöhe vor dem Erreichen der Mindestflughöhe variiert. Zusätzlich erzeugt die Vorrichtung 10 ein zweites Sprachwarnsignal "ROLL-OUT" (Geradestellen) als zweites spezielles Warnsignal falls das Flugzeug während eines Rollmanövers zu schnell absinkt. Die in Fig. 1 dargestellte Logik erzeugt eine die jeweilige Flug­ situation kennzeichnende Information, d. h. das Abheben, den Marsch­ flug in niedriger Höhe oder Tiefflüge, so daß das zutreffende Warnsignal beim Überschreiten bestimmter Flug­ parameter erzeugt wird. Diese Funktion wird von der Logikschaltung einschließlich der UND-Glieder 20, 22, 24, 26 und 28, einem ODER-Glied 30, zwei Setz/Rücksetz-Flipflops 32 und 34, einem Übergangsdetektor 36 und einem Schalter 38, der vom Flipflop 34 gesteuert wird, ausgeführt. Die erzeugte Information muß zwischen Abheben, Marschflug bei niedrigen Flughöhen und Tiefflügen unterscheiden. Das UND-Glied 20 gibt die UND-Glieder 22 und 24 nur frei, wenn bestimmte Bedingungen erfüllt sind. Im einzelnen sind dies die Bedin­ gungen, daß das Fahrwerk nicht belastet ist, womit festge­ stellt wird, daß das Flugzeug tatsächlich fliegt, daß das Fahrwerk eingezogen ist und daß das Flugzeug nicht langsamer als 360 km/h (200 kts) fliegt, was angibt, daß das Flug­ zeug nicht im Landeanflug ist. Zusätzlich müssen für den Betrieb der Vorrichtung 10 der barometrische Höhenmesser 12, die Differentiationschaltung 14 und der Funkhöhenmesser 16 richtig arbeiten. Folglich werden dem UND-Glied 20 Signale zugeführt, die angeben, daß der barometrische Höhenmesser und der Funkhöhenmesser nicht gesperrt sind und ein Signal, das angibt, daß die Sinkgeschwindigkeit nicht zu groß ist, zu­ geführt und die UND-Glieder 22 und 24 werden nur freigegeben, falls die Signale von dem barometrischen Höhenmesser 12, der Differentiationsschaltung 14 und dem Funkhöhenmesser 16 vorliegen.

Zusätzlich wird unterschieden, ob das Flugzeug in einer Anflugphase, oder in einer Abhebephase oder in einer Durch­ startphase nach einem Fehlanflug ist. Diese Unterscheidung wird von den UND-Gliedern 26 und 28, dem ODER-Glied 30 und dem Setz/Rücksetz-Flipflop 32 ausgeführt. Beim dargestellten Ausführungsbeispiel wird ein Abheben oder ein Durchstarten nach einem Fehlanflug nur dann angezeigt, wenn sowohl die Bedingung, daß die Startleistung erzeugt wird und daß das Fahrgestell eingezogen ist, erfüllt sind. Wenn beide Bedin­ gungen gemeinsam erfüllt sind, wird das Setz/Rücksetz-Flip­ flop 32 zurückgesetzt. Signale, die die Abhebeleistung an­ geben und dem UND-Glied 26 zugeführt werden, können von verschiedenen Quellen erzeugt werden, wie beispielsweise von einer Vergleicherschaltung, die dem Gatter 26 ein Frei­ gabesignal zuführt, wenn die Drehzahl der Antriebsmaschine einen der Startleistung entsprechenden Wert hat oder von einem Element, das die Drosselklappenposition angibt. Ein Tachometer, das beispielsweise die Drehzahl des Primär­ kompressors einer Strahlturbine angibt, kann das Maschinen­ drehzahlsignal erzeugen. Dabei kann die Startleistung bei­ spielsweise bei 90% der Maximaldrehzahl erzeugt werden. Das Signal, das das eingezogene Fahrwerk angibt, kann durch ein weiteres Element wie von einem vom Fahrgestell betätigten Schalter oder von der Fahr­ gestell-Steuervorrichtung im Cockpit abgeleitet werden. Die Gatter 30 und 28 erzeugen ein Signal, das die Anflugs­ situation angibt, wenn das Fahrwerk nicht eingezogen ist oder die Flughöhe 30 m (100 ft) unterschreitet und die Antriebsmaschine nicht die Startleistung erzeugt und die Geschwindigkeit des Flugzeugs 360 km/h (200 kts) unter­ schreitet. Das vom Gatter 28 abgegebene Signal setzt das Flipflop 32.

Während des Abhebens wird das Flipflop 32 zurückgesetzt, worauf dessen Q-Ausgang vom hohen Pegel auf niedrigen Pegel geht. Dieser Pegelübergang wird vom Übergangsdetek­ tor 36 erfaßt, der daraufhin einen Ausgangsimpuls erzeugt und das Flipflop 34 setzt. Dessen Q-Ausgang stellt den Schalter 38 dann in die in Fig. 1 dargestellte Stellung, wodurch einem Eingang des UND-Glieds 22 das Ausgangssignal einer aus einem zu-niedrig-Vergleicher 40 einer Skalie­ rungsschaltung 42 und einem Flughöhenspeicher 44 bestehenden Schaltung zugeführt wird. Diese Schaltung gibt ein Kriterium zur Erzeugung des ersten speziellen Warnsignals ab, das einen Warnsignalgenerator 46 während des Abhebens ansteuern kann, der die Warnung "TOO LOW" ertönen läßt.

Nach beendetem Abheben, wie das durch das Überschreiten der ge­ wünschten Mindestflughöhe (MDA) durch den Funkhöhenmesser 16 feststellbar ist, erzeugt ein MDA-Vergleicher 50 ein entsprechendes Aus­ gangssignal, das das Flipflop 34 zurücksetzt. Durch das Rücksetzen des Flipflops 34 wird mittels des Schalters 38 das UND-Glied 22 vom Vergleicher 40 abgetrennt und mit einem Ausgang des Vergleichers 50 verbunden, dessen Ausgangs­ signal die Bedingung kleiner als MDA angibt, wodurch die Vorrichtung dann auf jedes Absinken unter die gesetzte Min­ destflughöhe MDA ansprechen kann. Wenn in diesem Zustand dann das Flugzeug die gesetzte Mindestflughöhe MDA unterschreitet, erzeugt der Warngenerator 46 das erste spezielle Warnsignal, das einem Lautsprecher 48 zugeführt wird.

Solange die vorbestimmte Mindestflughöhe MDA plus einem vorgegebe­ nen Höhenanschlag beispielsweise 30 m (100 ft), die vorbestimmte Mindestflughöhe (MDA) jedoch nicht unterschritten ist, wird das UND-Glied 24 durch zwei Ausgangssignale des Vergleichers 50 freigegeben, die jeweils die Bedingung: größer als MDA und kleiner als MDA + 30 m (100 ft) angeben. Damit kann das UND-Glied 24 auf die Ausgangssignale zweier Vergleicher 52 und 54 ansprechen und aktiviert dann mit seinem Ausgangs­ signal einen zweiten Warngenerator 56, der das zweite spezielle Warnsignal erzeugt, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Flug­ zeugs einen vorgegebenen Wert für einen gegebenen Rollwinkel überschreitet.

Im folgenden wird die Funktion der Vorrichtung 10 genauer beschrieben. Beim Abheben des Flugzeugs wird das Flipflop 32 zurückgesetzt. Dadurch erzeugt der Übergangsdetektor 36 einen Ausgangsimpuls, der das Flipflop 34 setzt, wodurch das UND-Glied 22 mit dem Vergleicher 40 verbunden wird. Der Aus­ gangsimpuls des Übergangsdetektors 36 setzt auch den Funk­ höhenspeicher 44 auf Null oder auf einen vorgegebenen niedri­ gen Höhenwert, beispielsweise auf 17 m (50 ft). Der Flug­ höhenspeicher 44 empfängt die Höhensignale des Funkhöhen­ messers 16 und speichert die höchste nach dem Start erreichte Höhe ab. Dieser Maximalwert der Flughöhe wird einer Skalie­ rungsschaltung 42 zugeführt, die ihn mit einem Skalierungs­ faktor multipliziert, beispielsweise mit 75% und damit den Vergleicher 40 ansteuert, der den Warngenerator 46 während der Abhebeflugphase ansteuert.

Das Funkhöhensignal wird ebenfalls dem Vergleicher 40 zuge­ führt. Damit wird kein Warnsignal erzeugt, solange die Flug­ höhe oberhalb des mit dem Skalierungsfaktor multiplizierten Maximalflughöhenwerts bleibt. Falls jedoch die Flughöhe unter den skalierten Maximalwert geht, beispielsweise unter 75% der beim Abheben erreichten Maximalhöhe, erzeugt der Ver­ gleicher 40 ein Signal, das dem UND-Glied 22 zugeführt wird. Dadurch aktiviert das UND-Glied 22 den Warngenerator 46, der das erste spezielle Warnsignal erzeugt, das entweder direkt oder indirekt dem Lautsprecher 48 zugeführt wird, vorausgesetzt, daß der andere Eingang des UND-Glieds 22 durch das UND-Glied 20 freigegeben ist.

Das Flughöhensignal des Höhenmessers 16 wird dem MDA-Ver­ gleicher 50 zugeführt, der ein Ausgangssignal zum Rücksetzen des Flipflops 34 erzeugt, wenn die Flughöhe die gesetzte Mindestflughöhe MDA überschreitet. Das Rücksetzen des Flip­ flops 34 bewirkt, daß der Schalter 38 das UND-Glied 22 mit dem MDA-Vergleicher 50 verbindet, so daß ein Warnsignal durch den MDA-Vergleicher aktiviert wird. Der MDA-Vergleicher 50 überwacht die Flughöhe weiterhin, wobei kein Warnsignal aktiviert wird, solange die Flughöhe oberhalb der gesetzten Mindesthöhe MDA bleibt. Falls jedoch die Flughöhe die gesetzte Mindesthöhe unterschreitet, und das UND-Glied 22 durch das UND-Glied 20 freigegeben ist, wird der Warngenerator 46 durch das vom MDA-Vergleicher 50 erzeugte Ausgangssignal, das das Unterschreiten der gesetzten Mindesthöhe MDA an­ gibt, aktiviert und erzeugt das erste spezielle Warnsignal.

Wenn die Flughöhe die gesetzte Mindestflughöhe MDA überschreitet, jedoch nicht um einen vorgegebenen Zuschlag, der z. B. 30 m (100 ft) beträgt, wird das Gatter 24, solange das UND- Glied 20 ein Freigabesignal erzeugt, durch einen Vergleicher 52 und einen Rollwinkel-Vergleicher 54 gesteuert. Die Vergleicher 52 und 54 überwachen den Rollwinkel und die barometrisch gemessene Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs und akti­ vieren über das UND-Glied 24 die Erzeugung eines zweiten speziellen Warnsignals des Warngenerators 56, falls Sinkgeschwindigkeit und Roll­ winkel eine gefährliche Kombination bilden.

Wie zuvor beschrieben, neigt das Flugzeug mit größer werden­ dem Rollwinkel zum Sinken. Diese Tendenz wird jedoch erst dann beträchtlich, wenn der Rollwinkel beispielsweise 45° bei modernen Jagd- bzw. Kampfflugzeugen übersteigt. Deshalb überwacht der Rollwinkel­ vergleicher 54 das von der Gyroskop-Plattform 18 oder einer vergleichbaren Einrichtung, die den Rollwinkel des Flugzeugs angibt, erzeugten Rollwinkelsignal und gibt das UND-Glied 24 frei, wenn der Rollwinkel denjenigen Rollwinkel übersteigt, bei dem das Flugzeug zum Sinken tendiert. Dadurch wird der Warngenerator 56, falls die barometrisch gemessene Sinkgeschwindig­ keit, die für einen gegebenen Rollwinkel erlaubte maximale Sink­ geschwindigkeit überschreitet, was der Vergleicher 52 feststellt. Die Bedingungen, die zur Erzeugung des zweiten speziellen Warnsignals außerdem noch nötig sind, wer­ den anhand der Fig. 2 und 3 besprochen.

Fig. 2 zeigt graphisch die zur Erzeugung des ersten speziellen Warnsignals und zum Auslösen des zweiten speziellen Warnsignals nötigen Bedingungen als Funktion der Fluggeschwindigkeit und der Flughöhe. Diese Bedingungen werden durch die zwei schraffierten Bereiche in Fig. 2 dargestellt. Solange die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs einen vorgegebenen Wert, der in diesem Ausführungsbeispiel 360 km/h (200 kts) beträgt, nicht überschreitet, wird kein Warnsignal erzeugt. Wenn da­ gegen die Fluggeschwindigkeit 360 km/h (200 kts) überschrei­ tet und die anderen zuvor diskutierten Bedingungen erfüllt sind, wird das erste spezielle Warnsignal erzeugt, wenn die Ist-Flughöhe die gesetzte Mindesthöhe MDA oder einen vor­ gegebenen Prozentsatz der beim Starten oder Durchstarten vor dem Erreichen der gesetzten Mindestflughöhe MDA erreichten Maximalflughöhe unterschreitet.

Wenn die Flughöhe die gesetzte Mindestflughöhe MDA überschrei­ tet, jedoch nicht um mehr als einem vorgegebenen Zuschlag der beispielsweise 30 m (100 ft) beträgt, wird das zweite spezielle Warnsignal freigegeben. Beim Überschreiten der "Gerade­ stellen"-Warngrenze wird jedoch das entsprechende zweite spezielle Warnsignal nicht automatisch erzeugt, wie es beim Überschreiten der "zu-niedrig"-Warngrenze der Fall ist. Zwar wird der "Geradestellen"-Warnmodus freigegeben, das Signal jedoch tatsächlich nur dann erzeugt, wenn der Roll­ winkel einen vorgegebenen Winkel, beispielsweise 45° über­ schreitet und wenn die Sinkgeschwindigkeit die Grenze der Sinkgeschwindigkeitskurve (Fig. 3), die die maximale erlaubte Sinkgeschwindigkeit als Funktion des Rollwinkels definiert, überschreitet.

Eine spezifisch für den Einsatz in Jagd- und Kampfflug­ zeugen geeignete Sinkgeschwindigkeitskurve zeigt Fig. 3. Der schraffierte Bereich zeigt die Beziehung zwischen dem Rollwinkel und der barometrisch ermittelten Sinkgeschwindigkeit, die zur Erzeugung des zweiten speziellen Warnsignals nötig ist. Fig. 3 zeigt, daß das zweite spezielle Warn­ signal solange nicht erzeugt wird, bis der Rollwinkel 45° erreicht, bei dem das entsprechende zweite spezielle Warn­ signal erzeugt wird, falls die Sinkgeschwin­ digkeit 0,5 m/s (100 ft/min) überschreitet. Wenn der Roll­ winkel auf 60° anwächst, sind zur Erzeugung des zweiten speziellen Warnsignals nur noch 0,25 m/s (50 ft/min) Sink­ geschwindigkeit nötig und wenn der Rollwinkel 90° erreicht, kann überhaupt kein Absinken toleriert werden, da der bei diesem Rollwinkel erzeugte Auftrieb der Tragflächen Null ist.

Claims (18)

1. Verfahren zur Anzeige einer gefährlichen Flugsituation nach einem Start und während eines Tieffluges eines Flugzeuges mit folgenden Schritten:

• - Erzeugen eines Singals, das die Flughöhe über Grund angibt;
• - Speichern eines Signals, das die höchste nach dem Start erreichte Flughöhe angibt;
• - manuelles Einstellen einer erforderlichen Mindest­ flughöhe;
• - Erzeugen eines Signals, das die Sinkgeschwindigkeit angibt;
• - Erzeugen eines Signals, das den Rollwinkel angibt;
• - Auslösung eines ersten speziellen Warnsignals in Abhängigkeit vom Flughöhensignal, von der einge­ stellten Mindestflughöhe und der gespeicherten Maximalflughöhe,
  falls das Flugzeug unterhalb eines vorbestimmten Prozentsatzes der Maximalhöhe vor dem Erreichen der eingestellten Mindestflughöhe absinkt, und
  falls das Flugzeug unter die eingestellte Mindest­ flughöhe absinkt, nachdem es diese überschritten hat,

gekennzeichnet durch folgenden weiteren Schritt:

• - Auslösung eines zweiten speziellen Warnsignals in Ab­ hängigkeit vom Rollwinkelsignal und dem Sinkgeschwin­ digkeitssignal falls das Flugzeug oberhalb der Min­ destflughöhe ist und die Sinkgeschwindigkeit einen vorbestimmten Wert, der eine Funktion des Rollwinkels ist, überschreitet.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das zweite spezielle Warnsignal nur erzeugt wird, falls der Rollwinkel einen vorgegebenen Wert über­ schreitet.

3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der vorgegebene Wert des Rollwinkels etwa 45° ist.

4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die zur Erzeugung des zweiten speziellen Warn­ signals erforderliche Sinkgeschwindigkeit in etwa umgekehrt proportional dem Rollwinkel ist.

5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das zweite spezielle Warnsignal nur erzeugt wird, wenn der Rollwinkel 60° und die Sinkgeschwindigkeit etwa 0,25 m/s (50 ft/min) übersteigen.

6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Erzeugung des zweiten speziellen Warnsignals verhindert wird, falls die Flughöhe einen zweiten vorgegebenen Wert überschreitet.

7. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der zweite vorgegebene Wert der Flughöhe ein um einen Zuschlag vergrößerter Wert der Mindestflughöhe (MDA) ist.

8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Zuschlag einer Höhe von ungefähr 30 m ent­ spricht.

9. Verfahren nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch einen Schritt, bei dem ein Signal, das die Stellung des Fahrgestells angibt und ein Signal, das die Aus­ gangsleistung der Antriebsmaschine angibt, erzeugt werden und durch einen weiteren Schritt, bei dem in Abhängigkeit von dem Signal der Fahrgestellposition und dem Signal der Maschinenausgangsleistung die Erzeugung von Warn­ signalen freigegeben wird, wenn das Fahrgestell eingezogen und die Maschine Startleistung erzeugt.

10. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Geschwindigkeit des Flugzeugs gegenüber der Luft gemessen wird.

11. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Erzeugung von Warnsignalen verhindert wird, wenn die Flugzeuggeschwindigkeit unterhalb eines vorgegebenen Wertes liegt.

12. Verfahren nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß der vorgegebene Wert der Geschwindigkeit etwa 360 km/h (200 kts) beträgt.

13. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die speziellen Warnsignale durch Sprachgeneratoren (46, 56) erzeugt werden, die inhaltlich unterschied­ liche Warnungen erzeugen.

14. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch

• - einen Funkhöhenmesser (16),
• - einen Flughöhenspeicher (44), der die höchste nach dem Start erreichte Flughöhe speichert,
• - einen Mindestflughöhenvergleicher (MDA-Vergleicher 50), bei dem manuell die Mindestflughöhe einge­ stellt wird,
• - einen barometrischen Höhenmesser (12), dem eine Differentiationsschaltung (14) nachgeschaltet ist, zur Erzeugung eines Signals, das der Sinkgeschwin­ digkeit entspricht,
• - eine Gyroskop-Plattform (18) zur Erzeugung eines Signals, das dem Rollwinkel des Flugzeuges ent­ spricht,
• - eine erste Logik (22, 34, 38, 40, 46, 48, 50), die in Abhängigkeit von den Signalen für die Flughöhe, der eingestellten Mindestflughöhe und der höchsten nach dem Start erreichten Flughöhe ein erstes spezielles Warnsignal abgibt,
  falls das Flugzeug unterhalb eines vorbestimmten Prozentsatzes der Maximalhöhe vor dem Erreichen der eingestellten Mindestflughöhe absinkt, und
  falls das Flugzeug unter die eingestellte Mindest­ flughöhe absinkt nachdem es diese überschritten hat, und
• - eine zweite Logik (24, 56), die ein zweites speziel­ les Warnsignal abgibt, falls das Flugzeug oberhalb der der Mindestflughöhe ist und die Sinkgeschwindigkeit einen vorbestimmten Wert, der eine Funktion des Rollwinkels ist, über­ schreitet.

15. Vorrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß ein Geradstell-Vergleicher (52) ein Ausgangs­ signal abgibt, wenn die Sinkgeschwindigkeit einen vorbestimmten Wert, der eine Funktion des Rollwinkels ist, überschreitet.

16. Vorrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß der Mindestflughöhenvergleicher (50) die Mindest­ flughöhe automatisch auf einen vorgegebenen Prozent­ satz der nach dem Start erreichten höchsten Flughöhe setzt falls das Flugzeug die manuell eingestellte Mindest­ flughöhe noch nicht erreicht hat.

17. Vorrichtung nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß der vorgegebene Prozentsatz etwa 75% beträgt.