DE3685790T2

DE3685790T2 - Flugzeugterrainannaeherungswarnsystem mit auf die abstieggeschwindigkeit basierten huellenaenderung.

Info

Publication number: DE3685790T2
Application number: DE8686902091T
Authority: DE
Inventors: M Grove
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Corp
Priority date: 1985-02-22
Filing date: 1986-02-21
Publication date: 1993-02-11
Anticipated expiration: 2006-02-22
Also published as: EP0217852A1; EP0217852A4; FI864239A; US4792799A; WO1986005023A1; CA1243118A; FI864239A0; DE3685790D1; JPS62500264A; EP0217852B1

Description

Hintergrund der Erfindung

Gebiet der Erfindung

Die Erfindung bezieht sich allgemein auf Bodennähe-Warnsysteme für Flugzeuge und insbesondere auf Systeme, die die Höhe über Grund und die Bodenannäherungsgeschwindigkeit des Flugzeugs überwachen, um eine gefährliche Flugbedingung festzustellen. Noch spezieller bezieht sich die vorliegende Erfindung auf ein System, das den Piloten vor einer übermäßigen Bodenannäherung warnt, wobei die Warnkriterien als Funktion der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs modifiziert werden, um zu verhindern, daß Warnungen erzeugt werden, wenn die Bodenannäherungsgeschwindigkeit das Ergebnis einer absichtlich hohen Sinkgeschwindigkeit ist, wie sie während eines Sturzfluges oder bei einem anderen abrupten Manöver auftreten kann.

Beschreibung des Standes der Technik

Bodenannäherungs-Warnsysteme, die vor einer gefährlichen Flugbedingung warnen, sind bekannt. Beispiele solcher Systeme sind in den US-Patenten 3 934 221, 3 934 222, 3 944 968, 3 946 358, 3 958 218 und 3 958 219 offenbart, die auf die Anmelderin der vorliegenden Erfindung übertragen sind. Alle diese Systeme überwachen die Funkhöhe und die Funkhöhen-Boden-Annäherungsgeschwindigkeit und erzeugen eine Warnung, wenn die Annäherungsgeschwindigkeit für die Höhe, in der das Flugzeug fliegt, zu hoch ist.
Während diese Systeme einen Weg weisen, einen Piloten vor einer gefährlichen Bedingung zu warnen, die aus einer gegenüber dem Grund übermäßigen Annäherungsgeschwindigkeit resultiert, sind diese Systeme für die Verwendung bei Transportflugzeugen ausgelegt und nicht für hoch-manövrierbare, hoch-leistungsfähige taktische Flugzeuge, wie beispielsweise die Lockheed S3-A, deren Flug- und Betriebscharakteristiken derart sind, daß hohe Sinkgeschwindigkeiten oft im normalen Betrieb auftreten. Solche hohen Sinkgeschwindigkeiten können ausreichend hohe Bodenannäherungsgeschwindigkeiten zur Folge haben, um Systeme, die für Transportflugzeuge ausgelegt sind, zu veranlassen, falsche oder Störwarnungen bei gewissen normalen Betriebsbedingungen eines solchen Flugzeugs zu erzeugen.
Die Betriebs- und Flugbedingungen eines hochleistungsfähigen Flugzeugs, beispielsweise eines taktischen Flugzeugs, wie die Lockheed S3-A, sind wesentlich verschieden von denjenigen von Transportflugzeugen. Beispielsweise ist es für ein solches Flugzeug ganz üblich, Manöver durchzuführen, bei denen hohe Sinkgeschwindigkeiten auftreten. Solche hohen Sinkgeschwindigkeiten können ausreichend hohe Bodenannäherungsgeschwindigkeiten zur Folge haben, die eine Warnung vor einer übermäßigen Bodenannäherungsgeschwindigkeit auslösen, wenn eine solche Warnung unerwünscht ist. Es ist möglich, die Erzeugung solcher Störwarnungen zu verhindern, indem die Warnkriterien derart geändert werden, daß die von solchen normalerweise auftretenden Sinkgeschwindigkeiten hervorgerufenen Bodenannäherungsgeschwindigkeiten nicht ausreichend sind, um eine Warnung zu erzeugen. Jedoch veranlaßt ein solches Vorgehen das Bodenannäherungs-Warnsystem, weniger sensibel zu werden und die Warnzeit zu reduzieren, die unter Bedingungen geliefert wird, bei denen die Bodenannäherungsgeschwindigkeit tatsächlich übermäßig hoch ist.

Zusammenfassung der Erfindung

Die Anmelderin hat erkannt, daß die oben beschriebenen falschen oder Störwarnungen reduziert oder verhindert werden können durch Modifizierung der Kriterien zur Erzeugung einer Warnung vor einer übermäßigen Bodenannäherungsgeschwindigkeit als Funktion der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges. Keines der in den oben genannten US-Patenten offenbarten Systeme weist eine solche von der Sinkgeschwindigkeit abhängige Modifikation auf, und keines widmet sich dem Problem der Störwarnungen bei hochleistungsfähigen Flugzeugen.
Es ist daher eine Aufgabe der Erfindung, ein Warnsystem für übermäßige Bodenannäherungsgeschwindigkeiten zu schaffen, das besonders geeignet ist für die Verwendung in manövrierfähigen, hochleistungsfähigen Flugzeugen.
Die Erfindung schafft ein Bodennähe-Warnsystem für ein Flugzeug, das Mittel aufweist, die auf ein der Flughöhe des Flugzeugs über Grund entsprechendes Signal ansprechen sowie auf ein Signal, das der Bodenannäherungsgeschwindigkeit des Flugzeugs entspricht, um eine Warnung zu erzeugen, wenn die Bodenannäherungsgeschwindigkeit für einen vorbestimmten Satz von Kriterien zu hoch ist in Bezug auf die Höhe, in der das Flugzeug fliegt, und ist dadurch gekennzeichnet, däß Mittel vorgesehen sind, die auf ein Signal ansprechen, das der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeuges entspricht, um den vorbestimmten Satz von Kriterien als Funktion der Sinkgeschwindigkeit zu ändern.
In einem bevorzugten Ausführungsbeispiel schafft die Erfindung ein Bodenannäherungs-Warnsystem für ein Flugzeug mit
- einer Quelle für Signale, die der Höhe des Flugzeugs über Grund entsprechen,
- einer Quelle für Signale, die der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs entsprechen,
- Mitteln zur Erzeugung eines der Bodenannäherungsgeschwindigkeit des Flugzeugs entsprechenden Signals, und
- Mitteln, die auf das Flughöhensignal über Grund, das Sinkgeschwindigkeitssignal und das Bodenannäherungsgeschwindigkeitssignal ansprechen, um eine Warnung bei einem unsicheren Flugzustand des Flugzeugs zu erzeugen,
dadurch gekennzeichnet,
- daß Mittel zum Subtrahieren wenigstens eines Teils des Sinkgeschwindigkeitssignals von dem Bodenannäherungsgeschwindigkeitssignal vorgesehen sind, um daraus ein systemabhängiges Signal für die Bodenannäherungsgeschwindigkeit zu bilden, und
- die Mittel zur Erzeugung der Warnung sprechen an auf die Mittel zur Erzeugung des Flughöhensignals über Grund und auf die Subtraktionsmittel zur Erzeugung der Warnmeldung, wenn die systemabhängige Bodenannäherungsgeschwindigkeit des Flugzeugs für die Flughöhe des Flugzeugs übermäßig groß ist.

Beschreibung der Zeichnung

Fig. 1 ist ein logisches Blockdiagramm des Warnsystems gemäß der Erfindung;
Fig. 2 ist eine grafische Darstellung, die die Bodenannäherungsgeschwindigkeiten veranschaulicht, die notwendig sind, um eine Warnung zu erzeugen, wenn das Flugzeug mit eingezogenen Klappen fliegt;
Fig. 3 ist eine grafische Darstellung, die die Bodenannäherungsgeschwindigkeiten veranschaulicht, die notwendig sind, um eine Warnung zu erzeugen, wenn das Flugzeug mit ausgefahrenen Klappen fliegt oder wenn es in einem taktischen Betriebsmodus fliegt; und
Fig. 4 ist eine Tabelle, die veranschaulicht, wie die Begrenzer- Grenzgeschwindigkeiten und die Filterzeitkonstanten ermittelt werden.

Detaillierte Beschreibung des bevorzugen Ausführungsbeispiels

Unter Bezugnahme auf die Zeichnung und insbesondere auf Fig. 1 ist ein Ausführungsbeispiel eines Warnsystems für eine übermäßige Bodenannäherung allgemein mit der Bezugsziffer 10 bezeichnet. Das System 10 gemäß der Erfindung ist in Fig. 1 in der Form eines Diagrammes mit logischen Blöcken für Zwecke der Veranschaulichung als eine Reihe von Torschaltkreisen, Vergleichern, Summierverbindungen, Begrenzerschaltungen, Filtern, Zählkreisen und dergleichen dargestellt. Es ist jedoch verständlich, daß die tatsächliche Ausführung der logischen Schaltkreise anders sein kann, als in Fig. 1 gezeigt, wobei verschiedene digitale und analoge Anordnungen möglich sind. Die von dem beschriebenen System benutzten Signale schließen die Funkhöhe, die Funkhöhengeschwindigkeit, die barometrische Höhengeschwindigkeit und die Luftgeschwindigkeit bzw. die Fluggeschwindigkeit gegenüber der Luft ein sowie Signale, die der Klappenstellung, der Fahrwerkstellung und der Betriebsartwahl entsprechen und die außerdem angeben, ob auf den Rädern des Flugzeugs ein Gewicht ruht. In Abhängigkeit von der Art des Flugzeugs, in dem das Warnsystem installiert ist, können die Signale für das in Fig. 1 gezeigte System von einzelnen Instrumenten erhalten werden, beispielsweise einem barometrischen Höhenmesser 12, einem barometrischen Geschwindigkeitskreis 14, einem Funkhöhenmesser 16, einem Funkgeschwindigkeitskreis 26, einem Pitot- oder statischen Luftgeschwindigkeitsmesser 17 und einzelnen Schaltkreisen, die die Klappenstellung, die Fahrwerkstellung, die Betriebsartwahl und ferner angeben, ob ein Gewicht auf den Rädern ruht oder nicht. Solche diskrete Bauteile umfassen ein Steuer- oder Anzeigegerät 18 für die Klappenstellung, ein Steuer- oder Anzeigegerät 20 für die Fahrwerkstellung, einen Betriebsart-Wählschalter 21 und ein Anzeigegerät 22 für das Gewicht auf den Rädern (WOW), wie in Fig. 1 gezeigt. Alternativ können die Signale für die barometrische Höhe und die Geschwindigkeit von einem Luftdatencomputer erhalten werden, oder das Z-Geschwindigkeitssignal von einem Trägheitsnavigationssystem kann anstelle des barometrischen Geschwindigkeitssignals verwendet werden. Auch können die Signale bei bestimmten neueren Flugzeugen von einer digitalen Datenleitung erhalten werden.
Das erfindungsgemäße System vergleicht die Höhe über Grund des Flugzeugs mit der Bodenannäherungsgeschwindigkeit, vorzugsweise der Funkhöhengeschwindigkeit oder einer berechneten Annäherungsgeschwindigkeit, die auf einer Kombination der Funkhöhengeschwindigkeit und der barometrischen Höhengeschwindigkeit beruht. Wenn die Annäherungsgeschwindigkeit für die Höhe, in der das Flugzeug fliegt, übermäßig groß ist, wird ein Warnsignal erzeugt. Die Entscheidung, ob oder ob nicht ein Warnsignal erzeugt werden soll, wird durch einen Betriebsartenvergleicher 24 getroffen, der das Funkhöhensignal von dem Funkhöhenmesser 16 mit einem Bodenannäherungsgeschwindigkeitssignal vergleicht, das er von einem Geschwindigkeitskreis 26 über einen Begrenzer- und Filterschaltkreis 28 und über ein Paar von Summierverbindungen 30 und 32 erhält. Der Vergleicher 24 vergleicht das Annäherungsgeschwindigkeitssignal und das Funkhöhensignal und verursacht die Erzeugung eines Warnsignals, wenn die Annäherungsgeschwindigkeit für die Höhe, in der das Flugzeug fliegt übermäßig groß ist. Vorzugsweise ist das erzeugte Warnsignal ein hörbares Warnsignal, beispielsweise eine "Boden"- Warnung, die durch einen Bodenwarnungsgenerator 34 erzeugt wird, oder eine "Hochzieh"-Warnung, die durch einen Hochzieh-Warnungsgenerator 36 erzeugt wird und entweder direkt oder indirekt auf einen Wandler 38 gegeben wird, der ein Laut -sprecher oder ein Satz von Kopfhörern sein kann.
Wie zuvor diskutiert wurde, modifiziert das erfindungsgemäße System die Warnungskriterien, die benötigt werden, um eine Warnung zu erzeugen, um Bodenannäherungsgeschwindigkeiten zu kompensieren, die von hohen Sinkgeschwindigkeiten herrühren. Die Modifikation wird erreicht durch eine Summierverbindung 40, einen Begrenzer 42, einen Zählkreis 44 und die Summierverbindung 30, die dazu dienen, das Funkgeschwindigkeitssignal von dem Geschwindigkeitskreis 26 zu beeinflussen, um ein beeinflußtes Annäherungsgeschwindigkeitssignal zu liefern, das dem Begrenzungs- und Filterkreis 28 zugeführt wird.
In dem in Fig. 1 veranschaulichten Ausführungsbeispiel weist der Begrerizungs- und Filterkreis ein Paar Tiefpäßfilter 46 und 48, ein Hochpaßfilter 50, ein Paar von Begrenzern 52 und 54 und eine Summierverbindung 56 auf. Die Filter 48 und 50 wirken mit einem Summierverbinder 56 zusammen, um ein Komplementärfilter der Art zu schaffen, wie es in den zuvor genannten Patenten offenbart ist. Eine Serie von Gattern 58, 60 und 62 sowie von Vergleichern 64 und 66 arbeitet mit den Anzeigeeinheiten 18 für die Klappenstellung, 20 für die Fahrwerkstellung und 22 für die Anzeige des Radgewichts zusammen, um das System nur unter gewissen Bedingungen zu aktivieren, die in einem nachfolgenden Teil der Beschreibung diskutiert werden. Ein Verzögerungsschaltkreis 68 dient dazu, die Störwarnungen zu reduzieren, die unmittelbar nach dem Abheben (Verlust des Radgewichtssignals) aufgrund barometrischer Bodeneffekte auftreten könnten, und ein anderer Verzögerungskreis 70 verzögert die Erzeugung des "Hochzieh"- Warnsignals, bis zwei Wiederholungen des "Boden"-Warnsignals aufgetreten sind. Ein Zählkreis 72, eine Summierverbindung 74, ein Begrenzer 76 und ein Vergleicher 78 dienen dazu, ein Signal für weniger als 200 Fuß (61 Meter) zu liefern, das dazu benutzt wird, die Grenzwerte der Begrenzer 52 und 54 und damit die Warnkriterien als Funktion der barometrischen Geschwindigkeit in herkömmlicher Weise zu ändern.
Im Betrieb wird das Geschwindigkeitssignal von dem Begrenzungs- und Filterkreis 28 modifiziert durch den Zählkreis 80 und die Summierverbindung 32. Diese Funktionen dienen dazu, die Neigung und den Versatz zu implementieren, die in den Warnsignal- Kurven der Fig. 2 und 3 beobachtet werden. Der Vergleicher 24 vergleicht das Signal von der Summierverbindung 32 mit dem Ausgangssignal des Funkhöhenmessers 16 und veranläßt entweder den Warngenerator 34 oder den Warngenerator 36, ein Warnsignal zu erzeugen, wenn die Bodenannäherungsgeschwindigkeit für die Höhe über Grund, in der das Flugzeug fliegt, übermäßig groß ist.
Wie zuvor festgestellt, dienen die Summierverbindung 40, der Begrenzer 42 und der Zählkreis 44 dazu, ein Signal, das für die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs repräsentativ ist, mit dem Signal von dem Geschwindigkeitskreis 26 zu kombinieren. Somit wird die von dem Zählkreis 44 gemessene Sinkgeschwindigkeit von dem Ausgangssignal des Geschwindigkeitskreises 26 durch die Summierverbindung 30 subtrahiert, um vor dem Begrenzen und Filtern einen Teil des Bodenannäherungsgeschwindigkeitssignals auszulöschen. Auch dient die Summierverbindung 40 dazu, ein Signal, das einer Sinkgeschwindigkeit von 2.000 Fuß pro Minute (10,2 Meter pro Sekunde) entspricht, von dem Ausgangssignal des Geschwindigkeitskreises 14 zu subtrahieren, so däß keine Beeinflussung des Bodenannäherungsgeschwindigkeitssignals erfolgen kann, sofern nicht die Sinkgeschwindigkeit 2.000 Fuß pro Minute (10,2 Meter pro Sekunde) übersteigt. Der Begrenzer 42 gestattet es, däß Signale, die Sinkgeschwindigkeiten von mehr als 2.000 Fuß pro Minute (10,2 Meter pro Sekunde) entsprechen, von der Summierverbindung 40 zu dem Zählkreis 44 weitergegeben werden, aber er begrenzt alle Signale, die Sinkgeschwindigkeiten von weniger als 2.000 Fuß pro Minute (10,2 Meter pro Sekunde) oder Steiggeschwindigkeiten entsprechen.
Die Modifikation der Warnkriterien ist in Fig. 2 veranschaulicht. Wie in Fig. 2 in grafischer Form veranschaulicht ist, wird, wenn das Flugzeug mit eingezognen Klappen fliegt, ein Warnsignal immer dann erzeugt, wenn die Bodenannäherungsgeschwindigkeit die durch eine Linie 100 definierte Geschwindigkeit übersteigt. Wenn die Geschwindigkeit des Flugzeugs 214 Knoten (110 Meter pro Sekunde) oder weniger beträgt, wird das Warnsignal nur zwischen den Höhen 30 Fuß (9,1 Meter) und 1.650 Fuß (503 Meter) erzeugt. Mit zunehmender Fluggeschwindigkeit wird die obere Höhenbegrenzung erhöht, bis das Warnsignal bei Höhen bis zu 2.450 Fuß (747 Meter) bei Fluggeschwindigkeiten oberhalb von 275 Knoten (142 Meter pro Sekunde) erzeugt werden kann. Somit definiert die Linie 100 zusammen mit den unteren und oberen Höhenbegrenzungen die Warnkriterien, wenn die barometrische Sinkgeschwindigkeit 2.000 Fuß pro Minute (10,2 Meter pro Sekunde) oder weniger ist.
Das beeinflußte Bodenannäherungsgeschwindigkeitssignal, das durch die Summierverbindung 30 an den Begrenzungs- und Filterkreis 28 gegeben wird, kann durch folgende Gleichung definiert werden:
BCR = CR - < K(DR -A)> ,
wobei BCR die systemabhängige, beeinflußte Bodenannäherungsgeschwindigkeit in Fuß pro Minute (Meter pro Sekunde mal 197), CR die nichtmodifizierte Bodenannäherungsgeschwindigkeit oder Funkgeschwindigkeit in Fuß pro Minute (Meter pro Sekunde mal 197), DR die Sinkgeschwindigkeit (barometrische Sinkgeschwindigkeit mit Z-Geschwindigkeit) in Fuß pro Minute (Meter pro Sekunde mal 197) und K und A Konstanten sind. Wegen der Wirkung des Begrenzerkreises 42 bleibt der Ausdruck in Klammern Null, bis die Sinkgeschwindigkeit 2.000 Fuß pro Minute (10.2 Meter pro Sekunde) übersteigt. Somit würde der Wert für A in der Gleichung für die beeinflußte, systemabhängige Bodenannäherungsgeschwindigkeit bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel 2.000 Fuß pro Minute (10,2 Meter pro Sekunde) betragen. Infolgedessen sind die Warnkriterien durch die Linie 100 für Sinkgeschwindigkeiten von weniger als 2.000 Fuß pro Minute (10,2 Meter pro Sekunde) definiert. Bei höheren Sinkgeschwindigkeiten ist jedoch die Warngrenze wirksam nach rechts als Funktion der Sinkgeschwindigkeit verschoben. Der Betrag, um den die Grenze bei einer bestimmten Sinkgeschwindigkeit verschoben ist, hängt davon ab, ob das Fahrwerk des Flugzeugs eingefahren oder ausgefahren ist. Wenn das Fahrwerk ausgefahren ist, wird der Zählfaktor K bei 0,75 gewählt. Wenn das Fahrwerk eingefahren ist, können größere Sinkgeschwindigkeiten toleriert werden und der Zählfaktor wird auf 1,5 angehoben, wodurch die Warngrenze weiter nach rechts verschoben wird.
Fig. 3 veranschaulicht die Kriterien, die für ein Warnsignal benötigt werden, das erzeugt werden soll, wenn das Flugzeug mit ausgefahrenen Klappen fliegt oder wenn das Flugzeug in einer taktischen Betriebsart fliegt, wie beispielsweise im Aufklärungsbetrieb in niedriger Höhe oder im Angriffsbetrieb. Eine taktische Betriebsweise wird dem System angezeigt, wenn der Pilot einen Betriebsart-Wählschalter im Cockpit des Flugzeugs betätigt.
Die in Fig. 3 veranschaulichte Warnkurve stellt die Warnkriterien dar, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs weniger als 2.000 Fuß pro Minute (10,2 Meter pro Sekunde) beträgt. In einem solchen Fall ist die linke Warngrenze durch eine Linie 102 definiert. Die obere Warngrenze ist durch eine Linie 104 bei 789 Fuß (241 Meter) Funkhöhe definiert, und die untere Warngrenze ist durch eine Linie 106 definiert. Die Warngrenze 106 ist als Funktion der barometrischen Sinkgeschwindigkeit verschiebbar und ist so gewählt, däß sie 200 Fuß (61 Meter) Funkhöhe bei Sinkgeschwindigkeiten kleiner als 400 Fuß (122 Meter) pro Minute beträgt. Für größere Sinkgeschwindigkeiten wird die untere Grenze 106 angehoben, bis sie 600 Fuß (183 Meter) Funkhöhe für Sinkgeschwindigkeiten von 1.000 Fuß pro Minute (5,1 Meter pro Sekunde) und mehr erreicht. Zwei unterschiedliche Warnsignale werden gegeben. Oberhalb 550 Fuß (168 Meter) Funkhöhe lautet das Warnsignal "BODEN - Hochziehen". Unterhalb 550 Fuß (168 Meter) Funkhöhe, lautet das Warnsignal nur "BODEN", wenn das Fahrwerk und die Klappen ausgefahren sind. Sonst wird das gesamte Signal "BODEN - Hochziehen" erzeugt. Wie bei der in Fig. 2 veranschaulichten Kurve wird die Warngrenze 102 als Funktion der Sinkgeschwindigkeit nach rechts verschoben, wobei die Verschiebefunktion die gleiche ist wie die in Verbindung mit Fig. 2 beschriebene Funktion.
Wie zuvor festgestellt, werden die Gestalten der Warnkriterien als Funktion der Fluggeschwindigkeit und der Stellung des Fahrwerkes und der Klappen verändert. Diese Veränderung wird erreicht durch Veränderung der Grenzwerte der Begrenzer 52 und 54 und der Zeitkonstanten T&sub1; und T&sub2; der Filter 46, 48 und 50 (Fig. 1). Die Zeitkonstante T&sub1;, die am Ausgang des Filters 46 gemessen wird, wird als Funktion der Annäherungsgeschwindigkeit variiert. Wenn die Geschwindigkeit zwischen den Grenzen A und B des Begrenzers 54 ist, wird die Zeitkonstante T&sub1; auf 0,1 Sekunden eingestellt. Wenn die Geschwindigkeit außerhalb der Grenzen A und B liegt, wird die Zeitkonstante auf 3,0 Sekunden erhöht. Diese Geschwindigkeitsbegrenzung und -Filterung hat ein wirksames "Haften" der Annäherung an den Grenzwerten für kurze Zeitperioden zur Folge, wodurch bessere Randbedingungen für Störwarnungen für erratische Funkhöhensignale geschaffen sind.
Die Bedingungen zum Einstellen der Geschwindigkeitsgrenzen A und B sind in Fig. 4 veranschaulicht. Wenn die Klappen ausgefahren sind und das Flugzeug sich oberhalb von 30 Fuß (9 Meter) Funkhöhe befindet und wenn kein Gewicht auf den Rädern ruht und das Flugzeug mit weniger als 214 Knoten (110 Meter pro Sekunde) fliegt, wobei die Betriebsartenwahl nicht aktiviert ist, wird A auf 2.000 Fuß pro Minute (10,2 Meter pro Sekunde) und B auf 4.090 Fuß pro Minute (20,8 Meter pro Sekunde) eingestellt, wie es durch die Beziehung (1) gezeigt ist. Bei 275 Knoten (142 Meter pro Sekunde) oder mehr wird die Geschwindigkeitsgrenze B auf 5.100 Fuß pro Minute (25,9 Meter pro Sekunde) eingestellt, wie es durch die Beziehung (2) gezeigt ist. Zwischen Fluggeschwindigkeiten von 214 Knoten (110 Meter pro Sekunde) und 275 Knoten (142 Meter pro Sekunde) wird die Geschwindigkeitsgrenze B linear erhöht, wie es durch die Gleichung verlangt wird, die die Grenzgeschwindigkeit B in Fig. 4 definiert. Die Beziehungen (1) und (2) entsprechen der Fluggeschwindigkeitserhöhung über 214 Knoten (110 Meter pro Sekunde), die in Fig. 2 veranschaulicht ist. Die Geschwindigkeitsgrenzen A und B, die erforderlich sind, um die Warnkurve von Fig. 3 zu erzeugen, sind durch die Beziehungen (3) und (4) von Fig. 4 veranschaulicht. Wenn das Flugzeug oberhalb 200 Fuß (61 Meter) Funkhöhe fliegt und wenn die Klappen eingefahren sind oder der Betriebsartenwählschalter aktiviert ist, sind die Grenzgeschwindigkeiten A und B 910 und 3.000 Fuß pro Minute (4,6 und 15,5 Meter pro Sekunde). Wenn die Klappen eingefahren sind und wenn das Flugzeug entweder unterhalb 200 Fuß (61 Meter) fliegt oder wenn Gewicht auf den Rädern ist, werden die Geschwindigkeitsgrenzen bei -590 und 1.500 Fuß pro Minute (3,0 und 7,6 Meter pro Sekunde) eingestellt, um alle Funktionen zu sperren.
In ähnlicher Weise wird auch die Zeitkonstante T&sub2; eingestellt als Funktion von Fluggeschwindigkeit, Höhe, Klappenstellung und Gewicht auf den Rädern und abhängig davon, ob eine bestimmte Betriebsart gewählt wurde, wie es in Fig. 4 veranschaulicht ist. Die Signale für eingefahrenes und verriegeltes Fahrwerk (GUL) und für ausgefahrenes und verriegeltes Fahrwerk (GDL) sind logische Signale, die von einem herkömmlichen Bodenannäherungswarnsystem zur Verfügung stehen. Die Zeitkonstante wird auf höhere Werte eingestellt, da die Wahrscheinlichkeit des momentanen Eindringens in die Kurven von Fig. 2 und 3 erhöht ist, wodurch zusätzliche Sicherheit gegen Störwarnungen gegeben wird. Ein solches Eindringen ist eher wahrscheinlich, wenn sich das Flugzeug im Landebetrieb bei der endgültigen Annäherung oder in einer bestimmten gewählten Betriebsart befindet.

Claims

1. Bodennähe-Warnanlage für ein Flugzeug mit Mitteln (24), die auf ein der Flughöhe des Flugzeugs über dem Boden entsprechendes Signal und auf ein der Bodennäherungsgeschwindigkeit des Flugzeugs entsprechendes Signal für die Erzeugung einer Bodennäherungs-Warnmeldung ansprechen, wenn die Bodennäherungsgeschwindigkeit laut einem Satz vorbestimmter Kriterien zu schnell in Bezug auf die Flughöhe des Flugzeugs ist, dadurch gekennzeichnet, däß Mittel (30) auf ein der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs entsprechendes Signal zur Änderung des Satzes vorbestimmter Kriterien in Abhängigkeit von der Sinkgeschwindigkeit ansprechen.

2. Bodennähe-Warnanlage nach Anspruch 1, in der die vorbestimmten Kriterien geändert werden, um die Erfassungsmittel der Bodennäherungsgeschwindigkeit gegenüber der Näherungsgeschwindigkeit weniger empfindlich zu machen, wenn sich das Flugzeug im Sinkflug befindet.

3. Bodennähe-Warnanlage nach Anspruch 2, in der die Änderungsmittel auch Mittel zur Änderung der Kriterien als erste Abhängigkeit von der Sinkgeschwindigkeit bei eingezogenem Fahrwerk und als zweite Abhängigkeit von der Sinkgeschwindigkeit bei ausgefahrenem Fahrwerk umfassen.

4. Bodennähe-Warnanlage nach Anspruch 3, in der die erste Abhängigkeit die Änderung der Kriterien schneller als die zweite Abhängigkeit bewirkt.

5. Bodennähe-Warnanlage nach einem der vorhergehenden Ansprüche, in der die vorbestimmten Kriterien geändert werden, wenn die Sinkgeschwindigkeit eine vorbestimmte Grenzsinkgeschwindigkeit übersteigt.

6. Bodennähe-Warnanlage nach Anspruch 5, in der die vorbestimmte Grenzsinkgeschwindigkeit etwa 2.000 Fuß in der Minute (10,2 Meter in der Sekunde) beträgt.

7. Bodennähe-Warnanlage für ein Flugzeug mit

- einer Quelle (16) für Signale, die der Höhe des Flugzeugs über dem Boden entsprechen;

- einer Quelle (14) für Signale, die der Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs entsprechen;

- Mitteln (36) zur Erzeugung eines der Bodennäherungsgeschwindigkeit des Flugzeugs entsprechenden Signals; und

- Mitteln (34, 36, 38), die auf das Flughöhensignal, das Sinkgesehwindigkeitssignal und das Bodennäherungsgeschwindigkeitssignal zur Erzeugung einer Bodennäherungswarnmeldung bei einem unsicheren Flugzustand des Flugzeugs ansprechen, dadurch gekennzeichnet, däß ferner

- Mittel (30) zur Subtraktion mindestens eines Teils des Sinkgeschwindigkeitssignals vom Bodennäherungsgeschwindigkeitssignal vorgesehen sind, um daraus ein systemabhängiges Signal für die Bodennäherungsgeschwinddigkeit zu bilden; und däß

- die Mittel (34, 36, 38) zur Erzeugnung der Bodennäherungswarnmeldung auf die Mittel (16) zur Erzeugung des Flughöhensignals und auf die Subtraktionsmittel (30) zur Erzeugung der Warnmeldung ansprechen, wenn die systemabhängige Bodennäherungsgeschwindigkeit des Flugzeugs zu schnell in Bezug auf die Flughöhe des Flugzeugs ist.

8. Bodennähe-Warnanlage nach Anspruch 7, in der die Subtraktionsmittel (30) auf die Mittel (14) zur Erzeugung des Sinkgeschwindigkeitssignals nur ansprechen, wenn sich das Flugzeug im Sinkflug befindet.

9. Bodennähe-Warnanlage nach Anspruch 8, in der die Subtraktionsmittel (30) auf die Mittel (14) zur Erzeugung des Sinkgeschwindigkeitsignals nur ansprechen, wenn die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs eine vorbestimmte Grenze übersteigt.

10. Bodennähe-Warnanlage nach Anspruch 9, in der die vorbestimmte Grenzsinkgeschwindigkeit etwa 2.000 Fuß in der Minute (10,2 Meter in der Sekunde) beträgt.

11. Bodennähe-Warnanlage nach einem der Ansprüche 7 bis 10, in der das systemabhängige Annäherungsgeschwindigkeitssignal durch die folgende Gleichung bestimmt ist:

BCR = CR - [K(DR-A)],

wobei BCR die systemabhängige Annäherungsgeschwindigkeit in Fuß in der Minute (Meter in der Sekunde x 197), CR die nicht modifizierte Näherungsgeschwindigkeit in Fuß in der Minute (Meter in der Sekunde x 197), DR die Sinkgeschwindigkeit in Fuß in der Minute (Meter in der Sekunde x 197) und K und A Konstanten sind.

12. Bodennähe-Warnanlage nach Anspruch 11, in der K die Größenordnung 0,785 bis 1,5 hat.

13. Bodennähe-Warnanlage nach Anspruch 11, die ferner Mittel zur Erzeugung eines Signals entsprechend der Lage des Fahrwerkes des Flugzeugs zur Änderung des Wertes von K von 1,5 bei eingezogenem Fahrwerk auf 0,75 bei ausgefahrenem Fahrwerk aufweist.

14. Bodennähe-Warnanlage nach einem der Ansprüche 11 bis 13, in der A die Größenordnung 2.000 hat.