DE3424957C2 - - Google Patents
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Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung
zur Erzeugung eines Bodenannäherungs-Warnsignals in Flugzeugen
nach den Oberbegriffen der Ansprüche 1 und 6.
Ein solches Verfahren und eine solche Vorrichtung sind aus
der US-PS 39 46 358 bekannt. Dabei wird ein Bodenannäherungswarnsignal
erzeugt, wenn ein Flugzeug in verschiedenen
gefährlichen Flugsituationen beispielsweise mit zu hohen
Annäherungsgeschwindigkeiten und zu großen Sinkgeschwindigkeiten
unterhalb eines Gleitwinkel-Funkleitstrahls fliegt.
Die bekannte Warnvorrichtung arbeitet in den meisten Situationen
richtig, hat jedoch die Tendenz unter bestimmten Umständen,
wie beim normalen Instrument Landing System (ILS) -
Anflug bestimmter von Bergen umgebener Flugplätze, wie St.
Johns in Newfoundlang, Zürich in der Schweiz, Lissabon in
Portugal und Madrid in Spanien falsche oder unnötige Warnsignale
zu erzeugen. Bei solchen Flugplätzen stellt sich
heraus, daß der ILS-Gleitwegwinkel so beschaffen ist, daß
eine normale Bodenannäherung auf dem Leitstrahl eine Sinkgeschwindigkeit
bedingen würde, die bei der bekannten Warnvorrichtung
Warnsignale aufgrund übermäßig großer Bodenannäherungsgeschwindigkeit
erzeugen würde, auch wenn der Funkleitstrahlanflug
genügend großen Bodenabstand, um gefährliche
Flugbedingungen zu vermeiden, gewährleistet. Deshalb
ist die bekannte Warnvorrichtung in solchen Fällen ungeeignet
und führt zur Irritation des Piloten.
Es sind weiterhin verschiedene Anstrengungen gemacht worden,
die genannte Neigung zur Erzeugung von Falschalarmen bei den
bekannten Systemen zu vermeiden, die darauf zielten, die
Warneinhüllende und die Signalverarbeitungsschaltung, wie
Geschwindigkeitsbegrenzer und Filter, die die Erzeugung von
Falschalarmen beim Anflug auf bestimmte Flugplätze verhindern
sollen, zu ändern. Diese Veränderungen brachten jedoch
keine zufriedenstellenden Ergebnisse, da die durch das
System ermöglichte Warnzeit möglicherweise bei gefährlichen
Situationen verringert wurde.
Es zeigte sich, daß beim Anflug auf manche Flugplätze, insbesondere
solche, die von Bergen umgeben sind, der Winkel
des ILS-Leitstrahls bei normalem Anflug auf dem Leitstrahl
Annäherungsraten ergibt, die die Warneinhüllende der Vorrichtung,
die übermäßige Terrain-Annäherungsgeschwindigkeits-
Warnsignale erzeugen, schneiden, auch wenn tatsächlich
der Gleitpfad eine genügende Bodenfreiheit ermöglicht,
so daß keine gefährliche Flugsituation entsteht. Ein sicherer
Anflug ist damit solange möglich, wie das Flugzeug innerhalb
des ILS-Funkleitstrahls bleibt. Die Erfinder haben
somit erkannt, daß die Warnkriterien einer Bodenannäherungswarnvorrichtung
ohne Sicherheitskompromisse desensibilisiert
werden können, solange das Flugzeug innerhalb des Funkleitstrahls
bleibt.
Es ist demnach Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren und eine
Vorrichtung zur Erzeugung eines Bodenannäherungs-Warnsignals
in Flugzeugen zu ermöglichen, das die beim Landeanflug von
der bekannten Warnvorrichtung erzeugten Falschalarme vermeidet,
ohne die durch die bekannte Warnvorrichtung bei einer
einen bestimmten Grenzwert überschreitenden Bodenannäherungsgeschwindigkeit
ermöglichte Warnzeit zu verringern.
Dabei sollen die Warnkriterien, die zugrunde gelegt werden,
wenn das Flugzeug eine gegebene Bodenannäherungsgeschwindigkeit
überschreitet abhängig davon, ob das Flugzeug auf einem
Funkleitstrahl ist, oder nicht und nicht wesentlich unterhalb
des Funkleitstrahls fliegt, änderbar sein.
Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung durch die in den unabhängigen
Ansprüchen 1 und 6 angegebenen Merkmale gelöst.
Die Ansprüche 2 bis 5 kennzeichnen vorteilhafte Ausbildungen
des in Anspruch 1 angegebenen Verfahrens, während die Ansprüche
7 und 8 vorteilhafte Ausbildungen der in Anspruch 6
angegebenen Vorrichtung kennzeichnen.
Die Erfindung wird im folgenden anhand der Zeichnung näher beschrieben.
Es zeigt
Fig. 1 ein Funktionsblockschaltbild eines Ausführungsbeispiels
des erfindungsgemäßen Bodennähewarnsystems;
Fig. 2 graphisch Änderungsmöglichkeiten der Bodenannäherungsgeschwindigkeits-
Warnkriterien, in dem die
Geschwindigkeitsbegrenzung des Funkhöhenratensignals,
wenn das Flugzeug auf dem Leitstrahl ist,
geändert werden, und
Fig. 3 und 4 graphisch, wie die Warneinhüllenden durch Modifikation
der Geschwindigkeitsgrenzen gemäß Fig. 2
verändert werden.
Fig. 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen
Vorrichtung mit der Bezugsziffer 10. Die Vorrichtung 10 ist
in Fig. 1 als ein Funktionsblockschaltbild dargestellt und
besteht aus einer Reihe von Torschaltungen, Vergleichern und
ähnlichen Gliedern, um die Darstellung zu vereinfachen. Die
tatsächliche Realisierung der Logik kann von dem Ausführungsbeispiel
in Fig. 1 abweichen und insbesondere verschiedene
analoge und digitale Ausführungen umfassen. Die von der beschriebenen
Warnvorrichtung verwendeten Signale umfassen
die Funkhöhe und Rate, die barometrische Höhe und Rate (in
Fig. 1 nicht dargestellt), ein Signal, das die Abweichung des
Flugzeugs vom Winkel des Funkleitstrahls (Gleitwinkel) angibt, Signale, die die
Position der Klappen des Flugzeugs angeben und verschiedene
Gültigkeitssignale.
Da die Bodenannäherungsrate sowohl vom Funkhöhenratensignal
allein (Fig. 1) als auch vom durch das barometrische Höhenratensignal
modifizierte Funkhöhensignal abgeleitet werden kann,
soll bei der vorliegenden Erfindung unter der Bezeichnung "Annäherungsgeschwindigkeit"
sowohl die Funkhöhenannäherungsrate
als auch die durch ein barometrisches Ratensignal modifizierte
Funkhöhenrate umfassen.
Es ist vom Flugzeugtyp abhängig, ob diese Signale von einzelnen
Instrumenten, wie einem Gleitwinkelempfänger 12 (Fig. 1)
einem Funkhöhenmesser 14, einer Funkhöhenratenschaltung 16
und von einem diskreten Schaltelement, das die Position der
Klappen angibt oder von einem digitalen Datenbus abgeleitet
werden.
Die in Fig. 1 dargestellte Vorrichtung erzeugt ein Warnsignal,
falls die Bodenannäherungsgeschwindigkeit bei der Ist-Flughöhe
des Flugzeugs übermäßig groß wird. Dazu weist die Vorrichtung
einen Vergleicher 18 auf, der die Funkhöhenrate der Funkhöhenratenschaltung
16 (oder wahlweise eine in Fig. 1 nicht dargestellte
nichtbarometrische Höhenrate) mit der vom Signal des
Funkhöhenmessers 14 angegebenen Flughöhe über Grund vergleicht
und ein Warnfreigabesignal erzeugt, sobald die Bodenannäherungsgeschwindigkeit
bei der Ist-Flughöhe des Flugzeugs übermäßig
groß wird. Das Warnfreigabesignal wird einem Warngenerator 20
angelegt, der gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ein
Sprachgenerator ist und ein Sprachwarnsignal einem Wandler 22
entweder direkt oder indirekt zuführt, damit der Pilot des
Flugzeugs eine der spezifischen Situation entsprechende Sprachwarnung
erhält. Die US-PS 39 34 221 beschreibt
einen für die in Fig. 1 dargestellte Vorrichtung geeigneten
Bodenannäherungsgeschwindigkeits-Vergleicher 18.
Durch diesen Warnvergleicher 18 werden vorzugsweise Warnsignale
zwischen einer Höhe von 600 m (1800 ft) bei einer
Sinkgeschwindigkeit von 24 m/s (4800 ft/m) und einer Höhe
von 16 m (50 ft) bei einer Sinkgeschwindigkeit von 10,3 m/s
(2063 ft/min) initiiert.
Die Vorrichtung 10 weist ferner einen Gleitwinkelvergleicher
24 auf, der ein Signal vom Gleitwinkelempfänger 12, das die
Gleitwinkelabweichung angibt, mit dem vom Funkhöhenmesser
14 erzeugten Ist-Flughöhensignal vergleicht und ein Gleitwinkel-
Warnfreigabesignal erzeugt, falls das Flugzeug zu sehr
unterhalb des Gleitwinkels liegt. Das Gleitwinkel-Warnfreigabesignal
wird einem Gleitwinkel-Warngenerator 26 zugeführt,
der ein Sprachwarnsignal erzeugt, das das übermäßige Absinken
unter den Gleitwinkel angibt. Dieses Signal wird ebenfalls dem
Wandler 22 zugeführt. Eine als Gleitwinkelvergleicher 24 einsetzbare
Einrichtung stellt die Fig. 2 der
US-PS 39 48 809 dar. Dieser Vergleicher 24 dient zur Erzeugung
eines Hinweis-Warnsignals und eines Befehls-Warnsignals abhängig
vom Grad der Abweichung vom Gleitwinkel nach unten. Er erzeugt
vorzugsweise einen Hinweisalarm, wenn die Flughöhe zwischen
330 m (1000 ft) und 16 m (50 ft) und die Abweichung mindestens
einen Punkt (dot) beträgt und einen Befehlsalarm, wenn die
Flughöhe zwischen 100 m (300 ft) und 16 m (50 ft) und die
Abweichung mindestens zwei Punkte beträgt.
Erfindungsgemäß werden die durch den Vergleicher 18 zur Erzeugung
des Warnfreigabesignals verwendeten Kriterien verändert,
wenn das Flugzeug innerhalb des Leitstrahls ist. Dazu
dient ein UND-Glied 28, das ein Ausgangssignal des Leitstrahlempfängers
12 und weitere Freigabesignale, wie ein ILS-Freigabesignal
und ein G/S NOISY-Signal empfängt und bestimmt, ob
ein gültiges Leitstrahlsignal empfangen wurde. Das G/S-NOISY-
Signal wird durch Filtern des Leitstrahlsignals erzeugt und
gibt an, daß das Leitstrahlsignal nicht verrauscht ist.
Das UND-Glied 28 empfängt außerdem ein Ausgangssignal des
Leitstrahl-Vergleichers 24 über ein Invertierglied 30, das
ein NICHT G/S-Warnsignal, das angibt, daß das Flugzeug nicht
zu tief unterhalb des Leitstrahls fliegt, dem UND-Glied 28
anlegt. Der Ausgang des UND-Glieds 28 wird dem Vergleicher
18 über ein ODER-Glied 32 angelegt und ändert die der Freigabe
des Warngenerators 20 zugrundeliegenden Bodenannäherungsgeschwindigkeitskriterien.
Zusammengefaßt werden diese Kriterien
geändert, wenn ein gültiges Leitstrahlsignal empfangen
wird, das nicht verrauscht ist, das ILS freigegeben und kein
Leitstrahlwarnsignal erzeugt wird, wie dies durch das
NICHT G/S-Warnsignal angegeben ist. Das vom UND-Glied 28
über das ODER-Glied 32 dem Vergleicher 18 angelegte Signal
ändert die Warnkriterien so, daß das System weniger empfindlich
wird und reduziert somit die Wahrscheinlichkeit der Erzeugung
von Falschwarnsignalen.
Die US-Patentschrift 39 34 221 offenbart in Fig. 1 ein als
Bodenannäherungsgeschwindigkeits-Vergleicher 18 geeignetes
System. Bei Verwendung dieses Systems kann der Ausgang des
ODER-Glieds 32 dem Eingang eines Ratenbegrenzers angelegt
werden, wobei dieser Eingang in Fig. 1 dieser Patentschrift mit FLAPS bezeichnet
ist. Wenn somit das Flugzeug beim Landeanflug innerhalb
des Leitstrahls ist, werden die Kriterien zur Erzeugung des
Bodenannäherungsgeschwindigkeits-Warnsignals so geändert,
daß Warnsignale bei Funkhöhen oberhalb etwa 230 bis 300 m
(700 bis 900 ft) wirksam gesperrt werden. Dem ODER-Glied 32
kann auch ein Signal, das die Position der Klappen "Klappen
unten" angibt, angelegt werden, das die Warnkriterien in
gleicher Weise ändert. Obwohl sich dieses Verfahren zur Änderung
der Warnkriterien als sehr wirksam herausgestellt hat,
können die Warnkriterien auch auf andere Weise geändert werden
und zur Verringerung von unnötigen Warnsignalen während
dem Anflug an von Bergen umgebene Flugplätze optimiert werden.
Fig. 2 zeigt ein Verfahren zur Änderung der Warnkriterien
beim die übermäßig große Bodenannäherungsgeschwindigkeit betreffenden
Warnbetrieb, in dem die Ratengrenzen des Funkhöhenratenbegrenzers
10 der zuvor genannten US-PS 39 34 221
geändert werden. Eine Kurve A stellt die Begrenzung der Sinkgeschwindigkeit
zwischen 10 m/s (2000 ft/min) und 20,45 m/s
(4090 ft/min) dar, die bei normalen Marschflugbedingungen,
wenn die Klappen des Flugzeugs oben sind und das Flugzeug
nicht auf dem Leitstrahl ist, gelten. In der graphischen
Darstellung in Fig. 2 bedeutet eine positive Funkhöhenannäherungsrate
eine Sinkgeschwindigkeit.
Falls jedoch die Klappen gesenkt oder das Flugzeug unabhängig
von der Position der Klappen auf dem Gleitstrahl ist, wird
das Ratensignal auf Werte zwischen beispielsweise 15 m/s
(3000 ft/min) und 4,5 m/s (910 ft/min) Sinkgeschwindigkeit
begrenzt. (Kurve B in Fig. 2) Die Kurven C und D zeigen
Änderungen der Geschwindigkeitsbegrenzungen, wenn das Flugzeug
die Flughöhe 66 m (200 ft) unterschreitet bzw. bei
Fluggeschwindigkeitsexpansion, wenn die Klappen oben sind.
Die Fluggeschwindigkeitsexpansion oder Mach-Expansion erhöht
die Empfindlichkeit des Bodenannäherungsgeschwindigkeits-
Warnsystems als Funktion der Fluggeschwindigkeit (Geschwindigkeit
des Flugzeugs bezogen auf die als ruhend angenommene
Umgebungsluft), wie aus Fig. 3 deutlich wird.
Fig. 3 stellt die Warneinhüllenden 100, 102 und 104 und die zur Erzeugung
eines übermäßig großen Bodenannäherungsgeschwindigkeits-Warnsignals
nötigen Kriterien dar, wenn sich das Flugzeug im Marschflug
befindet und die Klappen nicht oben sind und es nicht auf dem
Leitstrahl ist. Mit diesen Bedingungen wird der Bodenannäherungsgeschwindigkeits-
Alarm unterhalb etwa 550 m (1650 ft) erzeugt
(Kurve 102), wenn das Flugzeug mit Mach 0,35 oder langsamer
fliegt, falls die durch die ausgezogene und gestrichelte Linie
dargestellte Warneinhüllende überschritten wird. Beim dargestellten
Ausführungsbeispiel wird zunächst ein zweimaliges Sprachwarnsignal
"TERRAIN-TERRAIN" erzeugt, dem beim Durchschreiten
der gestrichelten Warneinhüllende ein "PULL UP"-Warnsignal
folgt. Oberhalb der Fluggeschwindigkeit Mach 0,35 bis zur
Fluggeschwindigkeit Mach 0,45 wird die Warneinhüllende bis
810 m (2450 ft) ausgedehnt (Kurve 104), damit bei diesen höheren Geschwindigkeiten
eine verlängerte Warnzeit ermöglicht wird.
Falls sich das Flugzeug jedoch auf dem Leitstrahl befindet,
ist der durch die Warnkriterien in Fig. 3
gegebene Schutz unnötig und kann sogar Falschalarme bewirken.
Folglich wird das System gemäß der Erfindung weniger empfindlich
eingestellt. Falls das System durch Änderung der Geschwindigkeitsgrenzen,
wie dies in Fig. 2 dargestellt ist,
desensibilisiert wird (durch Änderung der Geschwindigkeitsbegrenzungen
des Begrenzers 10 der US-PS 39 34 221), ergibt
sich die in Fig. 4 dargestellte Warneinhüllende, die den Bereich 106 umfaßt.
Beim Überschreiten der Einhüllenden wird, sobald sich das Flugzeug
auf dem Leitstrahl befindet (oder seine Klappen unten sind)
ein Warnsignal wie das Sprachwarnsignal "TERRAIN" erzeugt.
Wenn somit die Flughöhe, die das Warnsystem freigibt auf
unter 220 bis 300 m (700 bis 900 ft) oder wie in Fig. 4 auf
unter 260 m (790 ft) begrenzt wird, lassen sich Falschalarme
bei Landeanflug eliminieren oder zumindest wesentlich verringern.
Indem das Warnsystem unterhalb der Höhe 60 m (200 ft)
entsprechend Fig. 4 gesperrt wird, werden ebenfalls Falschalarme
beim Berühren des Bodens verhindert.
Zusätzlich stellt es sich als nützlich heraus, das gemeinhin
als Modus 4B bekannte Bodenabstandswarnsystem zu sperren, wenn
sich das Flugzeug auf dem Leitstrahl befindet und das Fahrwerk
ausgefahren ist und der Gleitwinkel nicht wesentlich nach
unten vom Leitstrahl abweicht. Das unter der Bezeichnung
Modus 4B bekannte Bodenabstandswarnsystem wird in den US-PS
39 36 796, 49 44 968 und 40 30 065 desselben Anmelders beschrieben.
Claims (9)
1. Verfahren zur Erzeugung eines Bodenannäherungs-Warnsignals
in Flugzeugen mit folgenden Schritten:
- - Erfassen von Signalen bezüglich der Flughöhe über Grund und der Bodenannäherungsgeschwindigkeit des Flugzeugs,
- - Erzeugung eines Warnsignals, wenn die Bodenannäherungsgeschwindigkeit bei der erfaßten Ist-Flughöhe innerhalb einer für diese erfaßte Flughöhe vorgegebenen durch Mindest- und Höchstwerte der Flughöhe und der Bodenannäherungsgeschwindigkeit begrenzten Warneinhüllenden liegt,
- - Erfassung, ob sich das Flugzeug auf einem Gleitwinkel- Funkleitstrahl befindet, und
- - Erzeugung eines Warnsignals, falls das Flugzeug vom Gleitwinkel um einen vorgegebenen Grenzwert abweicht,
gekennzeichnet durch
Änderung der für die Erzeugung des Bodenannäherungswarnsignals
vorgegebenen Warneinhüllenden vor der Erzeugung
eines Warnsignals entsprechend einer vorgegebenen Beziehung
zwischen Bodenannäherungsgeschwindigkeit und Ist-
Flughöhe, wenn der Gleitwinkel-Funkleitstrahl erfaßt ist
und die Flugbahn des Flugzeugs vom Gleitwinkel nicht
mehr als um den vorgegebenen Grenzwert abweicht.
2. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
daß die vorgegebenen Kriterien so geändert werden, daß
die maximale Höhe, bei der das Warnsignal erzeugt wird,
verringert wird.
3. Verfahren nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet,
daß die maximale Höhe auf etwa 240 m bis 300 m (700 bis
900 ft) über Grund verringert wird.
4. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
daß die der Erzeugung des Warnsignals zugrundeliegende
Bodenannäherungsgeschwindigkeit auf Maximal- bzw. Minimalwerte
begrenzt wird und daß zur Änderung der Kriterien
zumindest einer der Maximal- und Minimalwerte verändert
wird.
5. Verfahren nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet,
daß zur Änderung der Kriterien der Maximalwert der Bodenannäherungsgeschwindigkeit,
der der Erzeugung des Warnsignals
zugrundeliegt, geändert wird.
6. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch
1 mit
einem Funkhöhenmesser (14), der ein Signal über die Flughöhe über Grund abgibt,
einem Gleitwinkel-Funkleitstrahlempfänger (12), der ein Signal abgibt, wenn ein Gleitwinkel-Funkleitstrahl erfaßt ist,
einer Ratenschaltung (16), die ein Signal über die Bodenannäherungsgeschwindigkeit abgibt,
einem Bodenannäherungswarngenerator (18, 20), der auf die Ausgangssignale des Funkhöhenmessers (14) und der Ratenschaltung (16) anspricht und ein Warnsignal erzeugt, wenn die Bodenannäherungsgeschwindigkeit innerhalb einer vorgegebenen Warneinhüllenden für die Ist-Flughöhe liegt, und
einem Gleitwinkelvergleicher (24), der auf das Ausgangssignal des Gleitwinkel-Funkleitstrahlempfängers (12) anspricht und ein Warnsignal erzeugt, falls das Flugzeug vom Gleitwinkel um mehr als einen vorgegebenen Grenzwert abweicht,
dadurch gekennzeichnet, daß der Bodenannäherungswarngenerator (18, 20) eine Einrichtung (18, 28, 32) aufweist, die die vorgegebene Warneinhüllende ändert, wenn der Funkleitstrahl durch den Gleitwinkel-Funkleitstrahlempfänger (12) erfaßt ist und wenn die Flugbahn des Flugzeugs nicht mehr als um den vorgegebenen Grenzwert vom Gleitwinkel abweicht.
einem Funkhöhenmesser (14), der ein Signal über die Flughöhe über Grund abgibt,
einem Gleitwinkel-Funkleitstrahlempfänger (12), der ein Signal abgibt, wenn ein Gleitwinkel-Funkleitstrahl erfaßt ist,
einer Ratenschaltung (16), die ein Signal über die Bodenannäherungsgeschwindigkeit abgibt,
einem Bodenannäherungswarngenerator (18, 20), der auf die Ausgangssignale des Funkhöhenmessers (14) und der Ratenschaltung (16) anspricht und ein Warnsignal erzeugt, wenn die Bodenannäherungsgeschwindigkeit innerhalb einer vorgegebenen Warneinhüllenden für die Ist-Flughöhe liegt, und
einem Gleitwinkelvergleicher (24), der auf das Ausgangssignal des Gleitwinkel-Funkleitstrahlempfängers (12) anspricht und ein Warnsignal erzeugt, falls das Flugzeug vom Gleitwinkel um mehr als einen vorgegebenen Grenzwert abweicht,
dadurch gekennzeichnet, daß der Bodenannäherungswarngenerator (18, 20) eine Einrichtung (18, 28, 32) aufweist, die die vorgegebene Warneinhüllende ändert, wenn der Funkleitstrahl durch den Gleitwinkel-Funkleitstrahlempfänger (12) erfaßt ist und wenn die Flugbahn des Flugzeugs nicht mehr als um den vorgegebenen Grenzwert vom Gleitwinkel abweicht.
7. Vorrichtung nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet, daß
die den Grenzwert überschreitende Abweichung vom Gleitwinkel
abhängig von der Ist-Flughöhe über Grund ist,
und der Gleitwinkelvergleicher (24) das Warnsignal
erzeugt, wenn die Flugbahn bei der Ist-Flughöhe den
durch den Funkleitstrahl gegebenen Gleitwinkel um mehr
als den vorgegebenen Grenzwert unterschreitet.
8. Vorrichtung nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet, daß
der Bodenannäherungswarngenerator, eine Einrichtung
die die Maximal- und Minimalwerte des Bodenannäherungsgeschwindigkeitssignals
begrenzt und eine Einrichtung
aufweist, die zumindest einen der Maximal- und Minimalwerte
zur Änderung der vorgegebenen Warneinhüllenden
ändert.
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