Gebiet der Erfindung
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Die Erfindung betrifft allgemein das Gebiet von Bodennäherungs-
Warnsystemen, besonders Systeme, die vor einem übermäßigen
Verlust an Flughöhe nach dem Abheben oder während des Durchstartens
nach einer mißlungenen Annäherung warnen, und speziell Systeme,
bei denen die Warnbedingungen als eine Funktion der
verstrichenen Zeit nach dem Abheben als auch der Höhe über Grund, in der
das Flugzeug fliegt, geändert werden.
Beschreibung des Standes der Technik
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Bodennäherungs-Warnsysteme, die vor einem Sinken des Flugzeugs
nach dem Abheben oder während des Durchstartens nach einer
mißlungenen Annäherung warnen, sind bekannt. Beispiele solcher
Systeme sind in den U.S. Patenten Nr. 3,946,358, 3,947,808,
3,947,810, 4,319,218 und 4,433,323 offenbart, die auf den
Inhaber der vorliegenden Erfindung übertragen worden sind. Die in
den Patenten '358 und '808 offenbarten Systeme liefern eine
Warnung, wenn die Sinkrate des Flugzeugs eine vorgegebene Rate
unterhalb einer vorgegebenen Höhe unterschreitet, und die in den
Patenten '810, '218 und '323 offenbarten Systeme erzeugen eine
Warnung, wenn der Höhenverlust einen vorgegebenen Wert
überschreitet, bevor eine vorgegebene Höhe erreicht wird. Das Patent
'323 offenbart auch ein System, das zwischen Betriebsarten
wechselt und das Signal für den Höhenverlust in Abhängigkeit von
Zeit und Funkhöhe beeinflußt.
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Während diese Systeme einen Weg zur Warnung des Piloten eines
Flugzeugs vor einer gefährlichen Situation vorsehen, die auf
einer übermäßigen Sinkrate oder auf einem übermäßigen Verlust an
Höhe nach dem Abheben oder während des Durchstartens nach einer
mißlungenen Annäherung herrühren, beziehen diese Systeme
entweder die verstrichene Flugzeit nicht mit in die Bestimmung der
Warngrenzlinie ein oder stützen sich zur Bestimmung dieser
Warngrenzlinie auch auf die Funkhöhe. Folglich sind solche Systeme
nicht völlig für Flugzeuge geeignet, deren Betriebseigenschaften
so sind, daß sie normalerweise nach dem Abheben bei niedrigen
Höhen geflogen werden, weil solche Systeme bei beabsichtigtem
Manövrieren bei niedriger Höhe Fehlwarnungen erzeugen können.
Zusätzlich haben viele Flugzeuge Funkhöhen-Meßgeräte, die direkt
nach dem Abheben unzuverlässige Werte liefern, und Systeme, die
sich ausschließlich auf ein Funkhöhen-Meßgerät für Informationen
über die Funkhöhe stützen, werden allgemein unwirksam
geschaltet, bis sich die Funkhöhenwerte stabilisieren.
Zusammenfassung der Erfindung
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Dementsprechend ist es Ziel der vorliegenden Erfindung, ein
Warnsystem für übermäßigen Höhenverlust nach dem Abheben
bereitzustellen, das viele der aus dem Stand der Technik bekannten
Nachteile überwindet.
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Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, ein
Warnsystem für übermäßigen Höhenverlust bereitzustellen, das
besonders für niedrig fliegende Flugzeuge geeignet ist.
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Ferner ist es Ziel der vorliegenden Erfindung, ein Warnsystem
für übermäßigen Höhenverlust bereitzustellen, das kein
Funkhöhensignal benötigt, um eine Warnung zu erzeugen.
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Es ist außerdem Ziel der vorliegenden Erfindung, ein Warnsystem
für übermäßigen Höhenverlust mit einer Warngrenzlinie bereit
zustellen, die sowohl eine Funktion der Höhe als auch der
verstrichenen Flugzeit des Flugzeugs ist.
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Die Betriebs- und Flugeigenschaften der meisten Flugzeuge, wie
Transportflugzeuge, sind so, daß die Flugzeuge dazu neigen, nach
dem Abheben stetig zu steigen. Sollte ein solches Flugzeug
übermäßig viel Höhe verlieren oder mit einer übermäßig hohen
Sinkrate absinken, bevor es eine vorbestimmte Höhe erreicht hat, kann
eine gefährliche Situation auftreten. Folglich wurden
Bodennäherungs-Warnsysteme entwickelt, um den Piloten vor einer
übermäßigen Sinkrate oder einem übermäßigen Höhenverlust bei niedrigen
Höhen zu warnen. Solche Systeme werden allgemein deaktiviert, um
störende Warnungen oberhalb einer vorbestimmten Höhe zu
vermeiden, bei der ein unbeabsichtigtes Absinken keine potentiell
gefährliche Flugsituation herbeiführt.
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Bestimmte andere Flugzeuge, insbesondere flugzeugträgergestützte
Flugzeuge, wie die Lockheed S3-A, heben oft z. B. vom Deck eines
Flugzeugträgers ab und fliegen weiterhin bei niedrigen Höhen,
anstatt weiter zu steigen, wie es z. B. Transportflugzeuge tun.
Solches Fliegen auf niedriger Höhe nach dem Abheben ist
gefährlich, weil, wenn der Pilot abgelenkt wird oder die Orientierung
verliert, er irrtümlicherweise das Flugzeug auf den Boden oder
in das Wasser absinken läßt. Solch ein Verlust der Orientierung
ist besonders bei Nacht über Wasser oder in anderen Gebieten
möglich, in denen der Pilot den visuellen Bezug nach dem
Abheben verlieren und ein Absinken des Flugzeugs auf den Boden oder
in das Wasser zulassen kann. Folglich ist es wünschenswert, dem
Piloten ein empfindliches Warnsystem zur Verfügung zu stellen,
das ihn vor übermäßigem Sinken nach dem Abheben warnt. Ein
empfindliches System ist besonders notwendig wegen der niedrigen
Höhe, auf der so ein Flugzeug fliegt. Nach dem Abheben können
diese Flugzeuge jedoch Manöver ausführen, die die Erzeugung von
Warnungen bewirken, obwohl die Manöver, die die Flugzeuge
ausführen, beabsichtigt und nicht irrtümlich sind. Eine
Möglichkeit, die Häufigkeit des Auftretens solcher Fehlwarnungen zu
eliminieren oder zu reduzieren, ist es, das System weniger
empfindlich zu machen. Eine andere Möglichkeit ist es, die Höhe
oberhalb der das System ausgestaltet wird, auf eine Höhe zu
setzen, die unterhalb der normalen Manöverhöhe liegt. Keine dieser
Lösungen ist vollständig befriedigend, weil ein
Desensibilisieren
des Systems die Warnung verzögert und es sein kann, daß dem
Piloten für den Fall eines irrtümlichen Absinkens nach dem
Abheben eine ungenügende Warnzeit zur Verfügung steht. Das
Herabsetzen der Höhe, oberhalb der eine Warnung nicht erzeugt werden
kann, wirft auch Probleme auf, weil keine Warnung abgegeben
wird, wenn ein irrtümliches Absinken bei größeren Höhen
auftritt.
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Daher verwendet das erfindungsgemäße System nicht nur die Höhe,
sondern auch die verstrichene Flugzeit des Flugzeugs, um die
Warnbedingungen zu bestimmen. Das erfindungsgemäße System ist so
strukturiert, daß es unmittelbar nach dem Abheben, wenn sich das
Flugzeug auf niedriger Höhe befindet und sehr kurze Flugzeit
verstrichen ist, am empfindlichsten ist. Die Empfindlichkeit des
Systems wird dann als eine Funktion der Höhe und der
verstrichenen Flugzeit, d. h. des Zeit-Höhen-Produkts, herabgesetzt.
Deswegen ist bei größeren Höhen ein größeres Absinken erlaubt,
bevor eine Warnung erzeugt wird. In ähnlicher Weise wird ein
größeres Absinken erlaubt, je mehr Flugzeit vergeht und der Pilot
eine Gelegenheit zur Orientierung hatte, bis dann das System
abgeschaltet wird, wenn genug Höhe und/oder Flugzeit angesammelt
wurde, um anzuzeigen, daß dieser Warnmodus nicht länger benötigt
wird. Weil ein Signal der Vertikalgeschwindigkeit zur Erzeugung
des Zeit-Höhen-Produkts verwendet wird, wird ein gültiges
Funkhöhen-Signal zum Betrieb des Systems nicht benötigt. Dieses ist
besonders vorteilhaft für Flugzeuge, die Funkhöhenmesser mit
langen Aufschaltzeiten haben, d. h. die bis einige Sekunden nach
dem Abheben kein gültiges Funkhöhensignal liefern.
Beschreibung der Zeichnung
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Diese und andere Ziele und Vorteile der vorliegenden Erfindung
werden bei Betrachtung der folgenden detaillierten Beschreibung
und den beigefügten Zeichnungen offensichtlich. In denen:
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Fig. 1 ein Funktions-Blockschaltbild eines nach der
vorliegenden Erfindung hergestellten Systems ist und
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Fig. 2 ein Diagramm darstellt, das den Zusammenhang zwischen
dem Zeit-Höhen-Produkt und dem für die Erzeugung einer Warnung
benötigten Höhenverlust darstellt.
Detaillierte Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform
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Ein erfindungsgemäßes System, das in der Lage ist, die oben
beschriebene Warnfunktion bereitzustellen, ist in Fig. 1
dargestellt und insgesamt mit der Bezugsziffer 10 bezeichnet. Das
erfindungsgemäße System ist in Fig. 1 in Form eines Funktions-
oder Logik-Blockschaltbilds als eine Reihe von Gattern,
Komparatoren u. ä. für Erläuterungszwecke dargestellt; es sollte
verstanden werden, daß die tatsächliche Verwirklichung der Logik
auf andere Weise als in Fig. 1 dargestellt erfolgen kann, wobei
verschiedene digitale und analoge Ausführungen möglich sind. Die
von dem beschriebenen Warnsystem verwendeten Signale beinhalten
die Funkhöhe, die barometrische Höhe, die Änderungsrate der
barometrischen Höhe, Signale, die die Positionen der Klappen und
des Fahrgestells repräsentieren, Signale für die Abhebeleistung
und ob sich das Flugzeug im Abhebe-Modus befindet, einem Signal,
das anzeigt, ob Gewicht auf den Rädern ist, und verschiedenen
Gültigkeitssignale. Abhängig von dem Typ des Flugzeugs, in dem
das Warnsystem installiert ist, können die in Fig. 1 gezeigten
Signale von einzelnen Instrumenten wie einem barometrischen
Höhenmesser 12, einer Schaltung zur Bestimmung der Änderungsrate
der barometrischen Höhe 14, einem Funkhöhenmesser 16 und von
diskreten Elementen erhalten werden, die anzeigen, ob sich das
Flugzeug in einem Abhebemodus des Fluges befindet, ob Gewicht
auf den Rädern ist und ob die Klappen und das Fahrgestell ein-
oder ausgefahren sind. Ferner kann ein Signal der
Vertikalgeschwindigkeit wie das Signal der 2-Geschwindigkeit von einem
Trägheitsnavigations-Signal verwendet werden, um anstelle der
Schaltung zur Bestimmung der Änderungsrate der barometrischen
Höhe ein Signal für die Änderung der Höhe zu liefern. In
bestimmten neueren Flugzeugen können die Daten von einem digitalen
Datenbus erhalten werden.
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Das Ausgangssignal des Funkhöhenmessers 16 wird über einen
Schalter 20, der nur geschlossen ist, wenn das Signal des
Funkhöhenmessers gültig ist, auf eine Sample-and-Hold-Schaltung 18
geleitet. Der Ausgang der Sample-and-Hold-Schaltung 18 ist über
einen Schalter 22 mit einer Summationsstelle 24 und einer
Skalierungsschaltung 26 verbunden, deren Ausgang mit einer zweiten
Summationsstelle 28 verbunden ist. Das Ausgangssignal der
Schaltung zur Bestimmung der Änderungsrate der barometrischen Höhe 14
wird auf einen Integrator 30 geleitet, dessen Ausgangssignal auf
die Summationsstelle 24 geleitet wird. Das Ausgangssignal der
Summationsstelle 24 wird auf einen zweiten Integrator 32
geleitet, dessen Ausgangssignal über die Summationsstelle 28
summiert und mit einem Komparator 34 gekoppelt wird. Das
Ausgangssignal des Komparators 34 ist an ein UND-Gatter 36
angeschlossen, dessen Ausgangssignal einen akustischen Warngenerator 38
über eine Verzögerungsschaltung 39 steuert, die wiederum einen
Umformer 40 betätigt.
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Ein weiterer Eingang des UND-Gatters 36 ist mit dem Ausgang
eines UND-Gatters 42 verbunden, das außerdem dazu dient, die
Integratoren 30 und 32 zu aktivieren. Das UND-Gatter 42 erhält über
eine Zeitverzögerung 46 ein Signal für kein Gewicht auf den
Rädern von einem diskreten Element 44, ein gültiges Signal für die
barometrische Höhe von einem barometrischen Höhenmesser 12 und
ein Abhebemodus-Signal von einer Abhebemodus-Logikschaltung 48,
das in Bodennäherungs-Warnsystemen wie dem Mark II Ground
Proximity Warning System Standard ist, welches von Sundstrand Data
Control, Inc. hergestellt wird. Der vierte Eingang des
UND-Gatters 42 kommt von einem ODER-Gatter 50 mit drei Eingängen, das
Signale von einem diskreten Element 52 für Klappen hoch, einem
diskreten Element 54 für Fahrgestell hoch und einer
Halteschaltung für Abhebeleistung 56 erhält. Die Logik- und Halteschaltung
56 für die Abhebeleistung kann z. B. eine Schaltung sein, die
den Tachometer von einem oder mehreren der Motoren des Flugzeugs
überwacht und ein Signal für die Abhebeleistung liefert, wenn
die Umdrehungszahl (RPM) von einem oder mehreren Motoren die
Abhebeleistung anzeigt, und das Signal unabhängig von
Leistungsverlusten bis zu einer Zeit hält, in der andere vorbestimmte
Bedingungen existieren, die die Signale löschen.
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Der dritte Ausgang des UND-Gatters 36 ist mit dem Ausgang eines
Sinkkomparators 58 verbunden, der das Ausgangssignal der
Schaltung zur Bestimmung der Änderungsrate der barometrischen Höhe 14
mit einem Referenzsignal vergleicht, das Null Fuß pro Sekunde
(Null Meter pro Sekunde) darstellt und von einer
Referenzsignalquelle 60 erhalten wird. Ein weiterer Integrator 62 integriert
das Signal der Änderungsrate der barometrischen Höhe von der
Schaltung zur Bestimmung der Änderungsrate der barometrischen
Höhe 14 und leitet das integrierte Signal über eine
Summationsstelle 64, die außerdem ein Signal für 10 Fuß (3 Meter) Höhe von
einer Referenzschaltung 66 erhält, auf den Komparator 34. Der
Ausgang des Integrators 62 ist außerdem mit einem anderen
Komparator 68 gekoppelt, der das Ausgangssignal des Integrators 62
mit einem Signal für Null Fuß (Null Meter) Höhe vergleicht, das
er von einer Referenzschaltung 69 erhält. Der Ausgang des
Komparators 68 ist mit einem ODER-Gatter 70 verbunden, dessen anderer
Eingang mit dem Ausgang des Sinkkomparators 58 und dessen
Ausgang mit dem UND-Gatter 72 verbunden ist. Ein anderer Eingang
des UND-Gatters 72 ist mit dem Ausgang des UND-Gatters 42
verbunden, und der Ausgang des UND-Gatters 72 ist mit einem
Aktivierungseingang des Integrators 62 verbunden.
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In Betrieb und unter der Annahme, daß die Signale des
barometrischen Höhenmessers 12 und des Funkhöhenmessers 16 gültig sind,
wird das System durch das UND-Gatter 42 nur aktiviert, wenn
bestimmte Bedingungen erfüllt sind. Im speziellen wird das System
nur aktiviert, wenn für mehr als zwei Sekunden kein Gewicht auf
den Rädern war und das Flugzeug sich im Abhebemodus befindet und
wenn die Abhebeleistungs-Sperre gesetzt ist oder das Fahrgestell
eingefahren ist oder die Klappen oben sind. Die
Verzögerungsschaltung 46 verzögert die Aktivierung des Systems für ungefähr
zwei Sekunden, um eine Stabilisierung des Signals des
barometrischen Höhenmessers nach dem Abheben zu ermöglichen.
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Wenn die zuvor genannten Bedingungen erfüllt sind, leitet das
UND-Gatter 42 Aktivierungssignale auf die UND-Gatter 36 und 72,
auf die Integratoren 30 und 32 und zu der
Sample-and-Hold-Schaltung 18 und dem Schalter 22. Demzufolge wird auf die Aktivierung
der Integratoren 30 und 32 das Signal der Änderungsrate der
barometrischen Höhe oder andere geeignete Signale der
Vertikalgeschwindigkeit von dem Integrator 30 integriert, um ein Signal
für den Gewinn oder den Verlust an Höhe zu liefern. Das Signal
wird nochmals von dem Integrator 32 über die Zeit integriert, um
ein Zeit-Höhen- oder Fuß-Sekunden-Signal zu liefern. Auch wird
unmittelbar nach dem Abheben und nachdem das UND-Gatter 42
aktiviert wurde, der Ausgang der Sample-and-Hold-Schaltung 18 mit
dem Ausgang des Integrators 30 kombiniert, um ein Referenzsignal
der Höhe über Grund für den Ausgang des Integrators 30
bereitzustellen. In dem Fall, daß kein Funkhöhen-Signal vorhanden ist,
z. B. während des Verlusts der Eingangsbedingung, ist das
Ausgangssignal der Sample-and-Hold-Schaltung 18 Null Fuß, und nimmt
dadurch den Bodenreferenzwert an. Zusätzlich wird das
Ausgangssignal der Sample-and-Hold-Schaltung 18 von einer
Skalierungsschaltung 26 mit einem Skalierungsfaktor, z. B. 10%
multipliziert, um ein Referenzsignal für das Ausgangssignal des
Integrators 32 bereitzustellen. Das kombinierte Fuß-Sekunden-Signal des
Integrators 32 und das skalierte Referenzsignal der
Skalierungsschaltung 26 werden kombiniert und zum Vergleich mit dem über
die Summationsstelle 64 erhaltenen Ausgangssignal des
Integrators 62 auf den Warnkomparator 34 geleitet.
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Der kombinierte Effekt dieser Schaltungen ist es, eine richtige
Anzeige der akkumulierten Fuß-Sekunden der Zeit-Höhe bereit
zustellen, wenn das System in einer gewissen Höhe über Grund oder
Meereshöhe initialisiert wird, wie es z. B. im Fall einer
mißlungenen Annäherung möglich wäre. Die abgetastete Funkhöhe dient
zur Einbeziehung der ursprünglichen Höhe über Grund oder
Meereshöhe in die Zeit-Höhen-Integration und auch zur Erhöhung des
anfänglichen Höhenverlustes, der für eine Warnung benötigt wird,
von 10 Fuß (3 Meter) auf 10 Fuß plus 10% der augenblicklichen
Funkhöhe, einem Wert, der mit herkömmlichen, auf
Funkhöhenmessern basierenden Systemen besser übereinstimmt.
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Der Integrator 62 integriert das Ausgangssignal der Schaltung
für die Bestimmung der Änderungsrate der barometrischen Höhe 14,
um ein Signal für den akkumulierten Verlust flach dem Abheben zu
liefern. Dieses geschieht, weil der Integrator 62 nur aktiviert
wird, wenn das Flugzeug sinkt oder wenn ein Höhenverlust schon
stattgefunden hat. Die Aktivierungsfunktion wird von dem
Sinkratenkomparator 58 und dem Komparator 68 durchgeführt. Der
Sinkratenkomparator 58 vergleicht das Sinkraten-Signal der Schaltung
zur Bestimmung der Änderungsrate der barometrischen Höhe 14 mit
einem Referenzsignal für Null Fuß pro Sekunde (Null Meter pro
Sekunde) von der Referenzquelle 60 und liefert über die Gatter
70 und 72 nur dann ein Aktivierungssignal an den Integrator 62,
wenn das Flugzeug sinkt. Der Komparator 68 vergleicht das
Ausgangssignal des Integrators 62 mit einem Referenzsignal für Null
Fuß (Null Meter) und hält den Integrator 62 solange aktiviert,
wie das Ausgangssignal des Integrators 62 einen akkumulierten
Verlust an Flughöhe darstellt. Demgemäß wird der Integrator 62,
nachdem er einmal nach einem anfänglichen Sinken aktiviert
worden ist, aktiviert gehalten, bis die gesamte verlorene Flughöhe
wiedergewonnen wurde. Das Signal für den Höhenverlust ist um 10
Fuß (3 Meter) durch die Summationsschaltung 64 versetzt und wird
auf den Komparator 34 geleitet. Wegen des 10 Fuß (3 Meter)
Offset muß das Flugzeug mindestens 10 Fuß (3 Meter) sinken, bevor
eine Warnung gegeben wird, um dadurch Fehlwarnungen
herabzusetzen.
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Der Komparator 34 vergleicht demgemäß den akkumulierten Verlust
an Flughöhe des Komparators 62 mit dem Zeit-Höhen- oder
Fuß-Sekunden-Signal des Integrators 32 und liefert ein Signal zur
Auslösung einer Warnung an das Gatter 36, wenn der Verlust an
barometrischer Höhe übermäßig für das Zeit-Höhen-Produkt des
Flugzeugs ist. Diese Beziehung ist in Fig. 2 dargestellt. Wie aus
Fig. 2 offensichtlich, ist nur ein Höhenverlust von 10 Fuß
(3 Meter) bei niedrigen Höhen oder während anfänglicher
Flugphasen
erlaubt, wenn das Zeit-Höhen-Produkt klein ist, bevor eine
Warnung erzeugt wird. Wenn das Zeit-Höhen-Produkt größer wird,
vergrößert sich auch der erlaubte Verlust an Höhe bis zu einem
erlaubten Höhenverlust von 310 Fuß (94 Meter) bei einem Zeit-
Höhen-Produkt von 37500 Fuß-Sekunden (11430 Meter-Sekunden).
Oberhalb von 37500 Fuß-Sekunden ist das System effektiv bis zum
nächsten Abheben oder dem nächsten Durchstarten nach einer
mißlungenen Annäherung abgeschaltet.
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Wie zuvor diskutiert, hat man herausgefunden, daß eine
akustische Warnung, die den Piloten über eine gefährliche Situation
informiert, sehr effektiv ist und in der vorliegenden
Ausführungsform wird das Gatter 36 verwendet, um dem akustischen
Warngenerator nach einer geeigneten Verzögerung, z. B. 0,8 Sekunden,
die dazu dient, momentane Abweichungen des Höhenverlusts durch
Signalrauschen zu ignorieren, zur Erzeugung einer Meldung wie
"DONT'T SINK< zu veranlassen. Die so erzeugte Meldung wird
entweder direkt oder indirekt über das Bordkommunikationssystem des
Flugzeugs auf den Umformer 40 geleitet, der ein Lautsprecher
oder ein Paar Kopfhörer sein kann.
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Offensichtlich sind viele Modifikationen und Variationen der
vorliegenden Erfindung im Sinne der obigen Lehren möglich.
Demgemäß ist es zu verstehen, daß innerhalb des Rahmens der
beigefügten Ansprüche die Erfindung abweichend von der obigen
speziellen Beschreibung ausgeführt werden kann.