DE3421518A1

DE3421518A1 - Verfahren und vorrichtung zur erzeugung eines warnsignals bei uebermaessig grossem hoehenverlust eines hubschraubers nach dem start

Info

Publication number: DE3421518A1
Application number: DE3421518A
Authority: DE
Inventors: Noel S. Bothell Wash. Paterson
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1983-06-10
Filing date: 1984-06-08
Publication date: 1984-12-13
Also published as: GB2148824B; AU549700B2; FI841930A; IT8448341A0; CH660158A5; JPS608195A; SE8403094L; IT1178398B; US4818992A; GB8412986D0; GR82107B; GB2141087B; AU2884484A; GB2148824A; FR2553506A1; NZ207887A; FR2553506B1; NL8401855A; GB8428732D0; BE899877A

Description

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

Verfahren und Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei übermäßig großem Höhenverlust eines Hubschraubers nach dem Start

Die Erfindung betrifft allgemein ein Bodennähewarnsystem und insbesondere ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei übermäßig starkem Höhenverlust eines Hubschraubers nach dem Start oder dem Durchstarten nach einem Fehlanflug.

Es sind bereits Bodennähewarnsysteme bekannt, die nach dem Start oder nach dem Durchstarten nach einem Fehlanflug eines Flugzeugs Warnsignale erzeugen. Die US-Patentschriften 3 946 358 , 3 947 808, 3 948 810 und 4 319 218 desselben Anmelders offenbaren solche Warnsysteme. Die beiden erstgenannten Patentschriften betreffen Systeme zur Erzeugung eines Warnsignals, falls die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs ein vorgegebenes Maß unterhalb einer gegebenen Flughöhe

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(ibcrschreitet und die beiden letztgenannten Patentschriften offenbaren Warnsysteme, die ein Warnsignal erzeugen, falls der Höhenverlust, vor Erreichen einer vorgegebenen Flughöhe ein bestimmtes Maß überschreitet.

Die bekannten Verfahren und Vorrichtungen sind für den Einsatz in Transportflugzeugen entworfen und sind für den Einsatz in schnell manövrierbaren Hubschraubern ungeeignet, deren Flug- und Betriebscharakteristiken ganz anders sind als die von Transportflugzeugen. Folglich kann ein für den Einsatz in Transportflugzeugen entworfenes System bei bestimmten normalen Betriebssituationen eines Hubschraubers Falschalarme erzeugen und bei anderen Flugsituationen keine oder unpassende Warnsignale erzeugen. Es ist deshalb Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren·und eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei übermäßig großem Höhenverlust eines Flugzeuges nach dem Start oder dem Durchstarten nach einem Fehlanflug zu ermöglichen, deren Warneinhüllende an die Betriebs- und Leistungscharakteristiken eines Hubschraubers angepaßt ist. Dabei soll die Warnfunktion als Funktion der Flughöhe, der Lniftgeschwindigkeit und der Fahrwerksstellung nur während dem Start und dem Durchstarten nach einem Fehlanflug freigegeben und während anderer Flugphasen zur Verhinderung von Fehlalarmen gesperrt werden.

F,s wurde oben bereits gesagt, daß sich die Betriebs- und Flugcharakteristiken von Hubschraubern von denen der Transportflugzeuge wesentlich unterscheiden. Beispielsweise wird ein Transportflugzeug normalerweise nach dem Start stetig steigen, wohingegen ein Hubschrauber bei bestimmten Situationen seinen Flug nach dem Start in geringer Höhe fortsetzt. Solche Tiefflüge nach dem Start sind gefährlich, da der Pilot bei einer Störung oder Ablenkung das Flugzeug unweigerlich zur Bodenberührung fliegt. Solche Situationen können insbesondere dort auftreten, wo der Hubschrauber bei Nacht über Wasser oder im Dschungel oder Wüstengegenden geflogen wird, wo der Pilot den Sichtbezug

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verliert und somit ein Absinken des Hubschraubers zum Boden oder in das Wasser verursacht. Folglich ist die Erzeugung eines spezifischen Sprachwarnsignals wünschenswert, das beispielsweise "Nicht absinken" ("DON'T SINK") lauten kann, um dem Piloten die spezifische Gefahr einer Bodenberührung genügend früh mitzuteilen, damit er korrigierende Maßnahmen ergreifen kann. Das Warnsignal sollte jedoch nur dann erzeugt werden, wenn tatsächlich eine Bodenberührung bevorsteht und nicht während anderer Flugphasen, bei denen große Höhenverluste vorgesehen sind wie beim Landen und bei gewissen taktischen Manövern.

Zur Lösung der obigen Aufgabe ist das erfindungsgemäße Verfahren dadurch gekennzeichnet, daß Signale über die Flughöhe über Grund und die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs erfaßt werden und daraus der Höhenverlust des Flugzeugs ermittelt wird und daß für die Ist-Flughöhe und den ermittelten Höhenverlust ein übermäßig starker Höhenverlust erfaßt wird und ein Warnsignal, das den übermäßig großen Höhenverlust anzeigt, erzeugt wird, wenn das Flugzeug etwa zwischen 6,6m (20 ft) und 66,6 m (200 ft) Höhe fliegt und wenn der Höhenverlust bei 6,6 m (20 ft) Flughöhe etwa 5 m (15 ft) überschreitet und bei 66 m (200 ft) Flughöhe über Grund 16 m (50 ft) überschreitet.

Die Vorrichtung, die die obige Aufgabe löst, ist gekennzeichnet durch eine Einrichtung, die die Flughöhe über Grund und die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs erfaßt,

eine Einrichtung, die den Höhenverlust des Flugzeugs erfaßt, und

eine Einrichtung, die einen übermäßig großen Höhenverlust erkennt und ein diesbezügliches Warnsignal erzeugt, wenn das Flugzeug etwa zwischen 6,6 m (20 ft) und 66,6 m (200 fi) Flughöhe über Grund fliegt und wenn der Höhenverlust bei 6,6 m (20 ft) Flughöhe etwa 5 m (15 ft) und bei 66,6 m (200 ft)

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etwa 16 m (50 ft) überschreitet.

Tn vorteilhafter Weiterbildung davon wird die zur Erzeugung des Warnsignals nötige Höhe linear zwischen 6,6 m (20 ft) und 66,6 m (200 ft) über Grund erhöht.

In einem Ausführungsbeispiel sind verschiedene Signale und logische Einrichtungen vorgesehen, die das Warnsignal nur dann freigeben, wenn das Flugzeug startet oder nach einem Fehlanflug durchstartet. Wegen den möglichen schnellen Abfangflugbewegungen der Hubschrauber gestattet das System einen relativ großen Höhenverlust, bevor ein Alarm erzeugt wird, wodurch unnötige Warnsignale vermieden werden·. So ist gemäß der Erfindung ein Höhenverlust bis zu 5 m bei der Flughöhe 6,6 m über Grund und ein Höhenverlust von 16 m bei der Flughöhe 6(> m über Grund gestattet, bevor ein Warnsignal erzeugt wird, überhalb der Flughöhe 66 m wird kein Warnsignal erzeugt.

Die logischen Schaltkreise überwachen die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs, die Position des Fahrwerks und die Flughöhe und bestimmen, ob das Flugzeug tatsächlich startet oder nach einem Fehlanflug durchstartet. Sobald festgestellt wurde, daß das Flugzeug tatsächlich startet oder durchstartet, wird die Funkhöhe überwacht und der Höhenverlust durch Integration der barometrischen Höhenrate ermittelt und ein spezifisches Sprachwarnsignal, wie "Nicht absinken" erzeugt, wenn ein zu großes Absinken erfaßt wurde.

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

Fig. 1 ein Funktionsblockschaltbild eines Ausführungsheispiels der erfindungsgemäßen Vorrichtung, und

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Fig. 2 graphisch die Beziehung zwischen der Funkhöhe und
dem Höhenverlust, die das Flugzeug zur Erzeugung
eines Warnsignals annehmen muß .

Figur 1 zeigt mit dem Bezugszeichen 10 ein Ausführungsbeispiel der Erfindung. Die Vorrichtung 10 ist zur Funktionsdarstellung aus einer Reihe von Torschaltungen, Vergleichern, Flip-Flops und ähnlichen Gliedern aufgebaut, wobei selbstverständlich
die tatsächliche Realisierung der Logik anders als in Figur sein kann, insbesondere kann die Vorrichtung 10 in verschiedenen analogen und digitalen Formen realisiert sein. Die von der erfindungsgemäßen Vorrichtung verarbeiteten Signale sind die Funkhöhe, die barometrische Höhe, die barometrische Höhenrate, die Luftgeschwindigkeit, ein Signal, das die Stellung des Landegestells angibt, ein Signal, das angibt, ob sich das Flugzeug in einer taktischen- oder nichttaktischen Flugphase befindet und verschiedene Gültigkeitssignale. Dabei hängt es vom Flugzeugtyp ab, ob die in Figur 1 dargestellten Signale von einzelnen Instrumenten, wie von einem barometrischen Höhenmesser 12 , einer barometrischen Höhenra'tenschaltung 14, einem Funkhöhenmesser 16, einer Luftgeschwindigkeitssignalquelle 18, die ein Luftdatencomputer oder ein Luftgeschwindigkeitsgeber sein kann und von verschiedenen diskreten Bauteilen, die angeben, ob das Flugzeug in nichttaktischer oder taktischer
Flugphase ist, und ob das Landegestell eingefahren oder ausgefahren ist, erzeugt werden. Alternativ können die Signale auch von einem digitalen Datenbus in gewissen neueren Flugzeugen abgeleitet sein.

Zur Ermittlung, ob das Flugzeug in übermäßigem Maße bei der Ist-Flughöhe an-Höhe verliert, wird das barometrische Ratensignal durch einen Integrator 20 integriert und einem Vergleicher 22 zugeführt, wenn das Flugzeug sinkt. Das barometrische Ratensignal kann von einer barometrischen Ratenschaltung erhalten werden, die die vom barometrischen Höhenmesser 12 erzeugten Signale differenziert oder von einer

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anderen geeigneten Quelle. Der Integrator 20 integriert das Signal von der barometrischen Ratenschaltung 14 und erzeugt ein Signal, das den Höhenverlust des Flugzeugs nach dem Start darstellt. Somit wird der Integrator 20 nur freigegeben, wenn ein Absinken durch einen Sinkdetektor 24 erfaßt ist und wenn eine Logikschaltung 26 den Start oder das Durchstarten angibt. Die Logikschaltung 26 enthält UND-Glieder30,32 und 34, ODER-Glieder 36, 38 und 40 und ein Setz/Rücksetz-Flip-Flop 42. Sobald die Bedingungen, daß das Absinken und ein Starten oder ein Durchstarten von der Logik erfaßt sind, wird ein UND-Glied 44 freigegeben, das ein Freigabesignal dem Integrator 20 über eine ODER-Glied 46 zuführt. Der Integrator 20 integriert dann das barometrische Ratensigna L von der barometrischen Ratenschaltung 14 und erzeugt ein Höhenverlustsignal. Das Höhenverlustsignal wird dem VergleLcher 22 über eine Anstiegsperrschaltung 48 zugeführt, dessen Funktion im nachfolgenden Teil der Beschreibung erläutert wird. Der Vergleicher 22 erzeugt ein Warnaktivierungssignal , wenn der Höhenverlust für die Ist-Flughöhe des Flugzeugs übermäßig groß wird und führt dieses einem UND-Glied 50 zu. Unter der Annahme, daß alle anderen Eingänge des UND-Glieds 50 wahr sind, führt dieses das Warnaktivierungssignal einem Sprachwarngenerator 52 zu, der ein digitaler Sprachgenerator sein kann. Das Warnaktivierungssignal verursacht die Erzeugung einer Sprachnachricht wie z.B . die Worte "Nicht absinken", die einem Wandler, wie einem Kopfhörer oder Lautsprecher 54 zugeführt werden und dem Piloten die spezifische gefährliche Situation mitteilen. Das Ausgangssignal des·Sprachgenerators 52 ist bei der Vorrichtung IO direkt an den Wandler 54 gelegt. Alternativ kann c s auch dem Wandler 54 indirekt über das bordeigene. Kommunikat ionssys tem des Flugzeugs zugeführt werden.

Gemäß den obigen Ausführungen kann das Warnsignal nur beim Start oder beim Durchstarten nach einem Fehlanflug und bei einer Flughöhe zwischen 6,6 m (20 ft) und 66 m (200 ft)

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über Grund erzeugt werden. Beim vorliegenden Ausführungsbeispiel wird eine Startsituation bei folgenden Bedingungen definiert: Das Landegestell ist ausgefahren, das Flugzeug fliegt tiefer als 33 m Funkhöhe und die Luftgeschwindigkeit ist kleiner als 72 km/h (40 kts) oder die Funkhöhe ist kleiner als 3 m (10 ft). Auf diese Weise wird der Startbetrieb durch den Ausgang des UND-Glieds 30 dargestellt, das mit den obigen Bedingungen das Flip-Flop 42 setzt. Die die obigen Bedingungen darstellenden Signale werden von einem Landegestell-Positionsschalter, dem ODER-Glied 40, einem Höhenvergleicher -56 und einem Luftgeschwindigkeitsvergleicher 58 empfangen.

Der Höhenvergleicher 56 vergleicht das ihm zugeführte Funkhöhensignal vom Funkhöhenmesser 16 mit verschiedenen Bezugssignalen, die verschiedene Höhenstufen angeben (die entweder intern oder extern erzeugt werden können) und erzeugt verschiedene Ausgangssignale, wenn die verschiedenen diskreten Höhenwerte erreicht sind. Diese diskreten Höhenwerte entsprechenden Signale werden verschiedenen Torschaltungen und logischen Gliedern zugeführt und geben verschiedene Funktionen frei oder sperren diese, wenn die verschiedenen Höhen erreicht ₍ sind. Der Höhenvergleicher erzeugt beim vorliegenden Ausführungsbeispiel ein Signal, das eine Höhe kleiner als 3,3 m (10 ft) angibt, ein Signal, das eine Höhe größer als 3,3 m (10 ft) angibt, ein Signal, das eine Höhe größer als 6,6 m (20 ft) angibt, ein Signal, das eine Höhe größer als 33 m (100 ft) angibt, ein Signal, das eine Höhe kleiner als 66 m (200 ft) angibt und ein Signal, das eine Höhe größer als 66 m (200 ft) angibt. In ähnlicher Weise vergleicht der Luftgeschwindigkeitsvergleicher 58 das von der Luftgeschwindigkeitssignalquelle 18 zugeführte Signal mit einem Bezugssignal, das eine Luftgeschwindigkeit von 72 km/h (40 kts) darstellt und erzeugt ein größer als 72 km/h (40 kts)-Signal und ein kleiner als 72 km/h (40 kts)-Signal, die verschiedenen logischen Komponenten zugeführt werden.

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Wenn im Betrieb das Flugzeug abhebt, das Landegestell unten ist, die Flughöhe unter 33 m (100 ft) liegt und die Fluggeschwindigkeit kleiner als 72 km/h (40 kts) ist, wird das UND-Glied freigegeben und setzt das Flip-Flop 42, das somit den Startmodus anzeigt und ein Freigabesignal jeweils an die UND-Glieder 32 und 50 legt. Das Flugzeug gewinnt an Höhe und Geschwindigkeit, bis die Flughöhe über Grund größer als 6,6 m (20 ft) und die Geschwindigkeit 72 km/h (40 kts) überschreiten oder das Landegestell eingezogen wird. Durch diese Bedingungen wird das UND-Glied 32 durch Signale vom Höhen- und vom Luftgeschwindigkeitsvergleicher 56 und 58 und durch die Gatter 34 und 36 freigegeben. Damit wird das UND-Glied 44 freigegeben, das dann vom Sinkdetektor 24 angesteuert wird. Solange das Flugzeug seinen Steigflug fortsetzt, bleiben das UND-Glied 44 durch den Sinkdetektor 24 und die Anstiegssperrschaltung 48 gesperrt. Wenn jedoch das Flugzeug absinkt, erfaßt der Sinkdetektor 2Ί ein Signal von der barometrischen Ratenschaltung 14, das eine Sinkrate angibt und gibt das UND-Glied 44 und die Steigsperrschaltung 48 frei. Unter diesen Bedingungen integriert der Integrator 20 das barometrische Ratensignal von der barometrischen Ratenschaltung 14 und erzeugt ein Signal, das den,kumulierten Höhenverlust angibt. Dieses Signal liegt dem VergleLcher 22 über die Steigsperrschaltung 48 an. Der Vergleicher 22 vergleicht das kumulierte Höhenverlustsignal mit der Funkhöhe und erzeugt ein Warnaktivierungssignal, falls der Höhenverlust ein vorgegebenes Maß überschreitet, das durch die Ist-Flughöhe bestimmt ist. Das Warnaktivierungssignal liegt dem UND-Glied 50 an und falls das Landegestell oben ist oder die Geschwindigkeit des Flugzeugs 72 km/h (40 kts) überschreitet (Eingangssignale des ODER-Glieds 60) und falls die Flughöhe größer als 3,3 m (10 ft) und kleiner als 66 m (200 ft) (F, ingangss igna 1 e der UND-Glieder 62 und 50) ist, wird das Warnsignal erzeugt.

Das "Nicht absinken" ("DON'T SINK")-Warnsignal wird vom Warngenerator solange wiederholt, bis der Pilot korrigierende

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Maßnahmen zur Beendigung des Sinkflugs ergreift. Sobald dies geschieht, erzeugt die barometrische Ratenschaltung ein Signal, das den Steigflug angibt, wodurch die Anstiegssperrschaltung 48 und das UND-Glied 44 gesperrt werden. Das Sperrsignal der Steigsperrschaltung 48 beendet den Alarm; die Integration des barometrischen Ratensignals durch den Integrator 20 ist jedoch nicht abgeschlossen. Letzterer wird nach wie vor durch das
ODER-Glied 46 freigegeben, das ein Freigabesignal vom Integrator 20 solange empfängt, wie ihm ein Signal anliegt, das
einen kumulativen Höhenverlust am Ausgang des Integrators 20 angibt.

Mit fortgesetztem Steigflug integriert der Integrator 20 das positive barometrische Ratensignal von der barometrischen
Ratenschaltung 14 und verringert die Größe des Höhenverlustsignals, das am Ausgang des Integrators 20 anliegt. Falls das Flugzeug wiederum zum Sinken beginnt, addiert der Integrator 20 jeden Höhenverlust zu dem zuvor akkumulierten Höhenverlustsignal und veranlaßt den Vergleicher 22 erneut, das Warnaktivierungssignal zu erzeugen, wenn der kumulative Höhenverlust den maximal erlaubten Höhenverlust für die Ist-Flughöhe überschreitet.

Mit fortgesetztem Steigflug überschreitet die Flughöhe 66 m
und das UND-Glied 50 wird durch das Ende des Signals
"<66m" (^ 200 ft) gesperrt. Dadurch wird die Erzeugung
von Warnsignalen über 66 m (200 ft) Funkhöhe verhindert.
Gleichzeitig wird das "> 66 m" (> 200 ft)-Signal dem
ODER-Glied 38 angelegt, das das Flip-Flop 42 zurücksetzt,
wodurch wiederum das Gatter 32 gesperrt und der Betrieb des Integrators 20 beendet wird.

Nach beendeter Mission und beim Landeanflug fährt das Flugzeug das Landegestell aus und sinkt evtl. unter 30 m ab.
Sobald seine Luftgeschwindigkeit 72 km/h (40 kts) unterschreitet oder seine Höhe 3 m (10 ft) unterschreitet, wird

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das Flip-Flop 42 durch das Gatter 30 gesetzt. Dadurch werden wiederum die UND-Glieder 32 und 50 freigegeben. Folglich wird bei einem Fehlanflug , falls der Pilot das Landegestell einzieht oder 72 km/h (40 kts) und die Funkhöhe 3,3 m (10 ft) überschreiten, das UND-Glied 32 erneut über die Gatter 34 und 36 freigegeben. Dadurch wird das UND-Glied 44 freigegeben und das Warnsystem kann bei einem übermäßig großen Höhenverlust beim Durchstarten ein Warnsignal erzeugen.

Die Figur 2 zeigt die Beziehung zwischen der Funkhöhe und dem Höhenverlust als Kriterium zur Erzeugung des Warnsignals. Wenn die Funkhöhe und der Höhenverlust die im schraffierten Bereich liegenden Werte annehmen, wird das Sprachwarnsignal "Nicht absinken" (" DON'T SINK"),'falls die anderen zuvor erwähnten Bedingungen erfüllt sind, erzeugt. Somit wird das System nur zwischen 6,6 m (20 ft) und 66 m (200 ft) freigegeben. Beim in Figur 1 dargestellten Ausführungsbeispiel wird die "Freigabe durch das kleiner als 66 m (200 ft)-Signal bewirkt, das dem UND-Glied 50 anliegt und durch das größer als 0,() m(Z0 ft. !-Signal, das dem UND-Glied 32 anliegt ,bewirkt. Die schräg ansteigende Linie zwischen 6,6 m (20 ft) und 66 m (200 Et) Höhe ist an die Betriebscharakteristiken eines typischen Hubschraubers angepaßt. Die Warneinhüllende ist so gewählt, daß bei der Höhe 6,6 m (20 ft) über Grund ein Höhenverlust von nur 5 m (15 ft) ausreicht und daß bei der Höhe 66 m (200 ft) ein Höhenverlust von 16 m (50 ft) zur Erzeugung des Warnsignals ausreicht.

Oer schräge Teil zwischen der Höhe 6,6 m (20 ft) und 66,6 m (200 ft) kann durch die folgende Gleichung ausgedrückt v/erden:

II WARN = - 19,19 + 5,143 HB LOSS (11 WARM = - 5 7,4 + 5.143 HB LOSS),

worin H WARN die Höhe in m (ft) , bei der das Warnsignal erzeugt wird und HB LOSS in m (ft) der barometrische Höhenverlust darstellen.

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Claims

BEETZ & PARTNER ^:..^:-"..'- ^.--".Patentanwälte T
Steinsdorfstr. 10 · D-8000 München 22 " European Patent Attorneys 3 471518
Telefon (089) 227201 - 227244 - 295910
_R Telex 522048 - Telegramm Allpat'* München _ . _ _____.
572-36 323P Dn-In₉: W. TIMPE
_/_ Jb-J-Ji- DipL-Ing. J. SIEGFRIED
Priv.-Doz. Dipl.-Chem. Dr. rer. nat. W.SCHMITT-FUMIAN Dipl.-Ing. K. LAMPRECHT 11981
8. Juni 19 84

Patentansprüche

Verfahren zur Erzeugung eines Warnsignals bei übermäßig großem Höhenverlust eines Hubschraubers nach dem Start oder nach dem Durchstarten nach einem Fehlanflug,

gekennzeichnet durch folgende

Schritte:

Erzeugung eines Signals, das die Flughöhe über Grund darstellt,

Erzeugung eines Signals, das die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt, *

Erzeugung eines Signals, das den Höhenverlust des Flugzeugs darstellt aus dem Signal über die Sinkgeschwindigkeit ,

Erfassung eines übermäßig großen Höhenverlusts aus dem Signal über die Höhe und dem Signal über den Höhenverlust, und

Erzeugung eines Warnsignals, wenn das Flugzeug zwischen etwa 6,6 m (20 ft) und 66,6 m (200 ft) Flughöhe über Grund ist und wenn der Höhenverlust bei 6,6m (20 ft) Höhe etwa 5 m (15 ft) überschreitet und bei etwa 66 ,6 m (200 ft) Höhe über Grund etwa 16,6 m (50 ft) überschreitet.

2. Verfahren nach Anspruch 1 ,

dadurch gekennzeichnet,

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daß der zur Erzeugung eines Warnsignals nötige Höhenverlust, linear zwischen 6,6 m (20 ft) und 66,6 m (200 ft) Höhe über dem Grund anwächst.

3. Verfahren nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Erzeugung des Warnsignals nur beim Start oder beim Durchstarten nach einem Fehlanflug freigegeben wird.

4. Verfahren nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Freigabe abhängig von der Stellung des Landegestells der Luftgeschwindigkeit und der Flughöhe erfolgt, wobei

ein Startmodussignal zur Freigabe nur dann erzeugt wird,

wenn das Landegestell ausgefahren ist und die Flughöhe

kleiner als 33 m (100 ft) ist und die Luftgeschwindigkeit

kleiner als 72 km/h (40 kts) oder die Flughöhe kleiner als 3,3 m (10 ft) sind.

5. Verfahren-nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet,

daß das Höhenverlustsignal nur erzeugt wird, wenn das Startmodussignal vorhanden ist und das Flugzeug absinkt und 6,6 m (20 ft) Flughöhe überschritten sind und das Landegestell eingezogen ist oder die Luftgeschwindigkeit 72 km/h (40 kts) überschreitet.

6. Vorrichtung zur Erzeugung eines Warnsignals bei übermäßig großem Höhenverlust eines Hubschraubers beim Start oder beim Durchstarten nach einem Fehlanflug,

gekennzeichnet durch

eine Einrichtung (12, 14; 16), die jeweils ein Signal über die Höhe des Flugzeugs über Grund und die Sinkgeschwindigkeit erzeugt ,

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eine Einrichtung C20), die in Abhängigkeit vom Signal über die Sinkgeschwindigkeit ein Signal erzeugt, das den Höhenverlust des Flugzeugs angibt, und

eine Einrichtung (22, 50, 52, 54), die ein Warnsignal erzeugt, das einen übermäßig großen Höhenverlust bei der Ist-Flughöhe des Flugzeugs angibt, wenn das Flugzeug zwischen etwa 6,6 m (2.0 ft) -und 66 m "(200 ft) Flughöhe über Grund ist und wenn der Höhenverlust bei 6,6 m (20 ft) Flughöhe über Grund etwa 5m (15 ft) überschreitet und bei 66 m (200 ft) Flughöhe über Grund etwa 16,6 m (50 ft) überschreitet.

7. Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet,

daß die Einrichtung, die das Höhen- und Sinkgeschwindigkeitssignal erzeugt, ein Funkhöhenmesser (16) aufweist.

8. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet,

daß die Einrichtung, die das Höhen- und Sinkgeschwindigkeitssignal erzeugt, weiter einen barometrischen Höhenmesser und eine barometrische Ratenschaltung aufweist.
9. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet,

daß die Einrichtung, die das Höhenverlustsignal erzeugt, einen Integrator■(20) aufweist, der das barometrische Ratensignal integriert und das Höhenverlustsignal erzeugt.
10. Vorrichtung nach Anspruch 9, gekennzeichnet durch

eine Freigabelogik (26), die die Erzeugung eines Warnsignals nur freigibt, wenn das Flugzeug startet oder nach einem Fahlanflug durchstartet.

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11. Vorrichtung nach Anspruch.10,
gekennzeichnet durch

eine Einrichtung , die die Stellung des Landegestells erfaßt und eine Einrichtung (18, 58), die die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs erfaßt, wobei die Freigabelogik (26) ein Startmodus-Fre.igabesignal erzeugt, wenn das Landegestell unten ist und die Flughöhe kleiner als 33 m (100 ft) ist und die Luftgeschwindigkeit 72 km/h (40 kts) unterschreitet oder die Flughöhe 3,3 m (10 ft) unterschreitet.
12. Vorrichtung nach Anspruch 11,
gekennzeichnet durch

eine zweite Freigabelogik (32, 34, 36), die die Einrichtung, die das Höhenverlustsignal erzeugt, nur dann freigibt, wenn die erste Freigabelogik (26) das Startmodussignal erzeugt und die Flughöhe größer als 6,6 m (20 ft) ist und das Landegestell eingezogen ist oder die Luftgeschwindigkeit größer als 72 km/h (40 kts) ist.
13. Vorrichtung nach-Anspruch 6,
gekennzeichnet durch einen Sprachwarngenerator (52).

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