JPS608195A - 回転翼航空機の危険な飛行状態に関する警報を発生するための警報装置 - Google Patents
回転翼航空機の危険な飛行状態に関する警報を発生するための警報装置Info
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- JPS608195A JPS608195A JP59116818A JP11681884A JPS608195A JP S608195 A JPS608195 A JP S608195A JP 59116818 A JP59116818 A JP 59116818A JP 11681884 A JP11681884 A JP 11681884A JP S608195 A JPS608195 A JP S608195A
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- aircraft
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- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C5/00—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels
- G01C5/005—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels altimeters for aircraft
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- Physics & Mathematics (AREA)
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- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Emergency Alarm Devices (AREA)
- Alarm Systems (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
発明の背景
産業上の利用分野
本発明は、対地接近警報@置の分野に係り、特に離陸後
成いは進入失敗もしくは復行後の着陸復行中に過度の航
空機の高度損失の警報を与える装置、特にヘリコプタの
ような回転翼航空機に対して最適化された装置に関する
。
成いは進入失敗もしくは復行後の着陸復行中に過度の航
空機の高度損失の警報を与える装置、特にヘリコプタの
ような回転翼航空機に対して最適化された装置に関する
。
従来技術の説明
離陸俊才たは進入失敗後の着陸復行中に航空機の降下に
関して警報を与える対地接近警報装置は既に知られてい
る。このような装置の例としで、本願と同じ出願人に譲
渡されている米国特許第3163!を号、第3籠7g0
g@、第3タグ7Ir70号および第379.21g号
各明細書に開示されているシステムが挙げられる。上記
米国特許第399’636g号および第39’ltgO
g号明細層に開示されている訃報装置は、航空機の降下
率が所与の高度以下で予め定められた降下率を超えた場
合に警報を発生し、そして米国特許第39e’1g10
号および第ダ319.2tg号明細書に開示されている
装置は、高度損失が、予め定められた高度に達する前に
予め定められた値を超える場合に警報を発生する。
関して警報を与える対地接近警報装置は既に知られてい
る。このような装置の例としで、本願と同じ出願人に譲
渡されている米国特許第3163!を号、第3籠7g0
g@、第3タグ7Ir70号および第379.21g号
各明細書に開示されているシステムが挙げられる。上記
米国特許第399’636g号および第39’ltgO
g号明細層に開示されている訃報装置は、航空機の降下
率が所与の高度以下で予め定められた降下率を超えた場
合に警報を発生し、そして米国特許第39e’1g10
号および第ダ319.2tg号明細書に開示されている
装置は、高度損失が、予め定められた高度に達する前に
予め定められた値を超える場合に警報を発生する。
上記のような警報装置は、離陸中或いは進入復行運航相
中の過度の降下率丈たは過度の高度損失から生ずる危険
な状態を航空機の操縦者もしくはパイロットに対して警
報を与えるための手段を提供しているが、これら装置は
輸送用航空機での使用のために設計されているものであ
り、輸送用航空機とは全く異なる飛行および運航もしく
は機動特性を有するヘリコプタのような高度に機動性に
富む回転翼航空機で使用するように設計されているもの
ではない。したがって、輸送用航空機のために設計され
た装置は。
中の過度の降下率丈たは過度の高度損失から生ずる危険
な状態を航空機の操縦者もしくはパイロットに対して警
報を与えるための手段を提供しているが、これら装置は
輸送用航空機での使用のために設計されているものであ
り、輸送用航空機とは全く異なる飛行および運航もしく
は機動特性を有するヘリコプタのような高度に機動性に
富む回転翼航空機で使用するように設計されているもの
ではない。したがって、輸送用航空機のために設計され
た装置は。
回転翼航空機の成る通常の運航状態中に偽もしくは有害
信号を発生し、そして他の飛行状態中に警報を発生しな
かったり或いは発生した警報が不適切であったりする場
合が有り得る。
信号を発生し、そして他の飛行状態中に警報を発生しな
かったり或いは発生した警報が不適切であったりする場
合が有り得る。
発明の目的
したがって1本発明の目的は、特にヘリコプタのような
回転翼航空機での使用に適している離陸後の過度高度損
失を警報する警報装置を提供することにある。
回転翼航空機での使用に適している離陸後の過度高度損
失を警報する警報装置を提供することにある。
本発明の他の目的は5回転翼航空機の運航もしくは機動
および性能特性に適合するように調整された警報包絡線
を有する回転翼航空機での使用に適した過度高度損失警
報発生装置を提供することにある。
および性能特性に適合するように調整された警報包絡線
を有する回転翼航空機での使用に適した過度高度損失警
報発生装置を提供することにある。
本発明のさらに他の目的は、飛行の離陸相および進入復
行相中、高度、対気速度および着陸装置位置の関数とし
て警報機能を可能化し、他の飛行相中には警動機能を不
能化して、偽もしくは有害警報を最小限度に抑制する可
能化および不能化(禁止)論理を有するヘリコプタのよ
うな回転翼航空機のための過度高度損失警報発生装置を
提供することにある。
行相中、高度、対気速度および着陸装置位置の関数とし
て警報機能を可能化し、他の飛行相中には警動機能を不
能化して、偽もしくは有害警報を最小限度に抑制する可
能化および不能化(禁止)論理を有するヘリコプタのよ
うな回転翼航空機のための過度高度損失警報発生装置を
提供することにある。
発明の構成
回転翼航空機の運航および飛行特性は、輸送用航空機の
ものとは相当に異なっている。例えば、輸送用航空機は
離陸後定常的に上昇する傾向を有するが、ヘリコプタの
ような回転翼航空機は、成る種の状況下では、離陸後も
低空飛行を続けることがある。離陸後のこのような低空
飛行は危険である。というのは、パイロットが注意を逸
らされたり方向感覚を失うと、不本意にも地面に向けて
航空機を降下してし才うことが有り得るからである。こ
のような方向感覚の混乱は回転翼航空機の場合特に起り
易い。その理由は回転翼航空機は通常海上やジャングル
或いは未開の領域で用いられるものであって操縦者はそ
の視界基準を失い航空機を地面または水上に向けて降下
させてしまう可能性があるからである。したがって5パ
イロットが矯正動作をとるのに十分な時間内で接迫して
いる地面との衝突をパイロットに気付かせるために1例
えば「降下するな(DON’T 5INK)Jのような
特定の音声警報をパイロットに与えるのが望ましい。
ものとは相当に異なっている。例えば、輸送用航空機は
離陸後定常的に上昇する傾向を有するが、ヘリコプタの
ような回転翼航空機は、成る種の状況下では、離陸後も
低空飛行を続けることがある。離陸後のこのような低空
飛行は危険である。というのは、パイロットが注意を逸
らされたり方向感覚を失うと、不本意にも地面に向けて
航空機を降下してし才うことが有り得るからである。こ
のような方向感覚の混乱は回転翼航空機の場合特に起り
易い。その理由は回転翼航空機は通常海上やジャングル
或いは未開の領域で用いられるものであって操縦者はそ
の視界基準を失い航空機を地面または水上に向けて降下
させてしまう可能性があるからである。したがって5パ
イロットが矯正動作をとるのに十分な時間内で接迫して
いる地面との衝突をパイロットに気付かせるために1例
えば「降下するな(DON’T 5INK)Jのような
特定の音声警報をパイロットに与えるのが望ましい。
しかしながら、このような警報は、実際に地面との衝突
が差し迫っている時にのみ与えるべきであって、例えば
着陸相或いは成る種の戦術的機動中のような大きな高度
損失が故意に生ぜしめられる他の飛行相中には警報は与
えるべきではない。
が差し迫っている時にのみ与えるべきであって、例えば
着陸相或いは成る種の戦術的機動中のような大きな高度
損失が故意に生ぜしめられる他の飛行相中には警報は与
えるべきではない。
梗概するに1本発明による装置は、約、20フイートの
高度になるかまたは実質的に航空機が地面を離れている
いろな計器からの信号が有効にはると直ちに動作状態と
なり、航空機が対地高度−〇〇フィート未満である限り
動作状態に留糠っている。回転翼航空機の復旧もしくは
回復特性は迅速”ζあるので、装置は警報発生前に比較
的高い高度損失が生ずることを許容し、それにより偽も
しくは有害警報を最小限度にする。
高度になるかまたは実質的に航空機が地面を離れている
いろな計器からの信号が有効にはると直ちに動作状態と
なり、航空機が対地高度−〇〇フィート未満である限り
動作状態に留糠っている。回転翼航空機の復旧もしくは
回復特性は迅速”ζあるので、装置は警報発生前に比較
的高い高度損失が生ずることを許容し、それにより偽も
しくは有害警報を最小限度にする。
例えば1本発明による装置は、航空機が対地高度2.0
フイートで飛行している時には警報発生前にisフィー
トまでの一度損失を許容し、そして航空機かコOOフィ
ートで飛行しつつある時にはsOフィートの高度損失を
許容する。地上、200フィート以上では%警報は発生
されない。航空機が過度に降下したことをツ」確に指示
するために「降下するな」のような特定の音声警報が発
生される。
フイートで飛行している時には警報発生前にisフィー
トまでの一度損失を許容し、そして航空機かコOOフィ
ートで飛行しつつある時にはsOフィートの高度損失を
許容する。地上、200フィート以上では%警報は発生
されない。航空機が過度に降下したことをツ」確に指示
するために「降下するな」のような特定の音声警報が発
生される。
さらに、離陸組成いは着陸後行相中外の飛行相中に偽或
いは有害警報の発生を阻止するために、離陸中および着
陸後行相中のみ装置を可能化する論理回路が設けられる
。この回路は航空機の対気速度1M陸架装置位置および
航空機の高度を監視して、航空機が実際に着陸相にある
か或いは進入失敗後の着陸復行相にあるかを決定する。
いは有害警報の発生を阻止するために、離陸中および着
陸後行相中のみ装置を可能化する論理回路が設けられる
。この回路は航空機の対気速度1M陸架装置位置および
航空機の高度を監視して、航空機が実際に着陸相にある
か或いは進入失敗後の着陸復行相にあるかを決定する。
航空機が実際に離陸組成いは進入失敗後の着陸復行相に
あると確定されると、装置は電波高度および気圧高度変
化率を積分することによって得られる高度損失を監視し
て、過度の降下が生じている時には「降下するな」のよ
うな音声管軸を発生する。
あると確定されると、装置は電波高度および気圧高度変
化率を積分することによって得られる高度損失を監視し
て、過度の降下が生じている時には「降下するな」のよ
うな音声管軸を発生する。
本発明の上に述べた目的および他の目的ならびに利点は
添付図面を参照しての以下の詳細な説明を検討すること
により容易に理解されるであろう。
添付図面を参照しての以下の詳細な説明を検討すること
により容易に理解されるであろう。
好才しい実施例の詳細な説明
第1図には、過度の有害な警報を発生することなく上述
の警報を発生することができる本発明による装置が示さ
れており、参照数字10で全体的に表わされている。本
発明による装置10は、第f図には、説明の便宜上、一
連のゲート、比較器、フリップフロップおよび同様物か
ら構成されるものさして機能もしくは論理ブロックダイ
アグラムで示されているが、しかしながら、実際には第
1図に示したもの以外の構成で論理を実現することがで
き、いろいろなディジタルおよびアナログ技術を用いた
実現が可能であるものと理解されたい。ここで述べる警
報装置で用いられる信号には、電波高度、気圧計高度、
気圧高度変化率、対気速度、航空機の着陸装置の位置を
表わす信号、航空機が戦術飛行相にあるか或いは非戦術
飛行相にあるかを表わす信号およびその他のいろいろな
有効信号が含まれる。館報装置が設置される航空機の形
式に依存して、第1図に示した信号は、気圧高度計/2
.気圧高度変化率回路t p % Tlul高波計/6
.空気データ計算機或いは対気速度指示器とすることが
できる対気速度信号源/1のような個々の計器および航
空機が戦術飛行相にあるか或いは非戦術飛行相にあるか
を指示したり着陸装置が上がっている(ギヤ・アップ)
か或0は下がっている(ギヤ・ダウン)かを指示する離
散的素子から得ることができる。別法として。
の警報を発生することができる本発明による装置が示さ
れており、参照数字10で全体的に表わされている。本
発明による装置10は、第f図には、説明の便宜上、一
連のゲート、比較器、フリップフロップおよび同様物か
ら構成されるものさして機能もしくは論理ブロックダイ
アグラムで示されているが、しかしながら、実際には第
1図に示したもの以外の構成で論理を実現することがで
き、いろいろなディジタルおよびアナログ技術を用いた
実現が可能であるものと理解されたい。ここで述べる警
報装置で用いられる信号には、電波高度、気圧計高度、
気圧高度変化率、対気速度、航空機の着陸装置の位置を
表わす信号、航空機が戦術飛行相にあるか或いは非戦術
飛行相にあるかを表わす信号およびその他のいろいろな
有効信号が含まれる。館報装置が設置される航空機の形
式に依存して、第1図に示した信号は、気圧高度計/2
.気圧高度変化率回路t p % Tlul高波計/6
.空気データ計算機或いは対気速度指示器とすることが
できる対気速度信号源/1のような個々の計器および航
空機が戦術飛行相にあるか或いは非戦術飛行相にあるか
を指示したり着陸装置が上がっている(ギヤ・アップ)
か或0は下がっている(ギヤ・ダウン)かを指示する離
散的素子から得ることができる。別法として。
成る種の最新の航空機においてはこれら信号をディジタ
ルデータ母線から受けることができる。
ルデータ母線から受けることができる。
航空機が飛行しつつある高度に対して該航空機が過度の
高度量を失っているか否かを判定するために、航空機が
降下している時に、気圧高度変化率信号は積分器20に
よって積分されて比較器−一に印加される。気圧高度変
化率信号は、気圧高度@t/ 、27たは他の適当な信
号源からの信号を微分する気圧高度変化率回路/G’か
ら得ることができる。積分器20の機能は、気圧高度変
化率回路/Vからの信号を積分して。
高度量を失っているか否かを判定するために、航空機が
降下している時に、気圧高度変化率信号は積分器20に
よって積分されて比較器−一に印加される。気圧高度変
化率信号は、気圧高度@t/ 、27たは他の適当な信
号源からの信号を微分する気圧高度変化率回路/G’か
ら得ることができる。積分器20の機能は、気圧高度変
化率回路/Vからの信号を積分して。
離陸後の航空機の高度損失を表わす信号を発生すること
にある。したがって、積分器aθは。
にある。したがって、積分器aθは。
降下検出器、2G’に降下状態が検出され且つ離陸才た
は着陸復行状態が離陸論理回路−λ6により指示された
時にのみ可能化される。該離陸論理回路、26は、アン
ドケート30..3.2および3Y。
は着陸復行状態が離陸論理回路−λ6により指示された
時にのみ可能化される。該離陸論理回路、26は、アン
ドケート30..3.2および3Y。
オアゲート36,3gおよびダθならひにセット−リセ
ットフリップフロップtIコから構成されている。した
がって、離陸或いは進入失敗後の着陸復行状態が表示さ
れ且つ降下が降下検出器、2すによって検出されると、
アンドゲートG1G(が可能化されて、積分器、20に
はオアゲートV6を介し可能化信号が印加される。そこ
で積分器、20は気圧高度変化率回路/G’からめ気圧
高度変化率信号を積分して、高度損失信号を発生する。
ットフリップフロップtIコから構成されている。した
がって、離陸或いは進入失敗後の着陸復行状態が表示さ
れ且つ降下が降下検出器、2すによって検出されると、
アンドゲートG1G(が可能化されて、積分器、20に
はオアゲートV6を介し可能化信号が印加される。そこ
で積分器、20は気圧高度変化率回路/G’からめ気圧
高度変化率信号を積分して、高度損失信号を発生する。
この高度損失信号は、上昇禁止回路pgを介して比較器
22に印加される。該上昇禁止回路atの機能に関して
は追って説明する。
22に印加される。該上昇禁止回路atの機能に関して
は追って説明する。
比較器、2コは、航空機が飛行しつつある高度に対して
高度損失が過度である場合に警報起動信号を発生して、
該信号をアンドゲートsOに印加する。アンドゲートs
Oの他の入力の全てが可能化されているき仮定すると、
該アンドゲートsoは警報起動信号を、ディジタル音声
発生器とすることができる音声警報発生器S2に印加す
る。この警報起動信号で、音声発生器Sλは例えば[降
下するな(DON’TS工NK ) Jのような音声メ
ツセージを、イヤホーン或いは拡声器5Vのような変換
器に印加して、操縦者に対処すべき特定の危険な飛行状
態を報知する。図示の例では音声発生器タコの出力は直
接変換器sqに接続されているが、該音声発生器は変換
器、ttIに対し直接的でも或いは間接的に接続しても
よく、特に機内通信システムを介して間接的に接続する
のが好ましい。
高度損失が過度である場合に警報起動信号を発生して、
該信号をアンドゲートsOに印加する。アンドゲートs
Oの他の入力の全てが可能化されているき仮定すると、
該アンドゲートsoは警報起動信号を、ディジタル音声
発生器とすることができる音声警報発生器S2に印加す
る。この警報起動信号で、音声発生器Sλは例えば[降
下するな(DON’TS工NK ) Jのような音声メ
ツセージを、イヤホーン或いは拡声器5Vのような変換
器に印加して、操縦者に対処すべき特定の危険な飛行状
態を報知する。図示の例では音声発生器タコの出力は直
接変換器sqに接続されているが、該音声発生器は変換
器、ttIに対し直接的でも或いは間接的に接続しても
よく、特に機内通信システムを介して間接的に接続する
のが好ましい。
前に述べたように、警報は、航空機が離陸モードか或い
は進入失敗後の着陸復行モードにあり、且つ航空機が地
上2oフイートと、200フイートとの間にある時にの
み発生することができる。本実施例においては、航空機
の着陸装置が降りており(ギヤ・ダウン)、航空機が電
波高度lθOフィート未満であり且つ航空機の対気速度
がtioノットより小さいかまたは電波高庇がIOフィ
ートよりも低い場合に離陸状態が存在すると定義される
。したがって、離陸モードは、着陸装置が降りており、
高度が100フィート未満で且つ対気速度かりθノット
未満かまたは航空機の対地高度が10フィート未満であ
る時にフリップフロップF、2をセットするアンドゲー
ト30によって指示される。上の条件を表わす信号は1
着陸装置位置検出素子、オアゲートqo、高度比較器5
6および対気速度比較器sgから受けられる。
は進入失敗後の着陸復行モードにあり、且つ航空機が地
上2oフイートと、200フイートとの間にある時にの
み発生することができる。本実施例においては、航空機
の着陸装置が降りており(ギヤ・ダウン)、航空機が電
波高度lθOフィート未満であり且つ航空機の対気速度
がtioノットより小さいかまたは電波高庇がIOフィ
ートよりも低い場合に離陸状態が存在すると定義される
。したがって、離陸モードは、着陸装置が降りており、
高度が100フィート未満で且つ対気速度かりθノット
未満かまたは航空機の対地高度が10フィート未満であ
る時にフリップフロップF、2をセットするアンドゲー
ト30によって指示される。上の条件を表わす信号は1
着陸装置位置検出素子、オアゲートqo、高度比較器5
6および対気速度比較器sgから受けられる。
高度比較器56は、電波高度計16からの電波高度信号
(第1図に示すように内部的に発生してもよいし或いは
外部的に発生することもできる)をいろいろな高度を表
わすいろいろな基準信号と比較して、電波高度が上記各
種の離散的な高度に達した時にいくつかの出力信号を発
生する。これら離散的な高度を表わす信号は。
(第1図に示すように内部的に発生してもよいし或いは
外部的に発生することもできる)をいろいろな高度を表
わすいろいろな基準信号と比較して、電波高度が上記各
種の離散的な高度に達した時にいくつかの出力信号を発
生する。これら離散的な高度を表わす信号は。
上記各種高度に達した時にいろいろな機能を可能化した
り不能もしくは禁止するためにいろいろなゲートおよび
論理素子に印加される。本実施例の場合には、高度比較
器はIOフィート未満信号%10フィート超過信号、−
〇フィート超過信号、100フィート未満信号%100
フィート超過信号およびλOOフィート超過信号をいろ
いろな論理素子に供給する。同様にして。
り不能もしくは禁止するためにいろいろなゲートおよび
論理素子に印加される。本実施例の場合には、高度比較
器はIOフィート未満信号%10フィート超過信号、−
〇フィート超過信号、100フィート未満信号%100
フィート超過信号およびλOOフィート超過信号をいろ
いろな論理素子に供給する。同様にして。
対気速度比較器stは対気速度信号源1gからの信号を
、poノットの対気速度を表イつす基準信号と比較して
、す0ノット超過信号およびpoノット未満信号をいろ
いろな論理素子に供給する。
、poノットの対気速度を表イつす基準信号と比較して
、す0ノット超過信号およびpoノット未満信号をいろ
いろな論理素子に供給する。
動作において、航空機の離陸時には1着陸装置は降りて
おり、航空機の高度はiooフィート未満であり、そし
て航空機の速度はI10ノット未満である。この結果、
アンドゲート30は可能化され゛Cフリップフロップ4
t2を離陸モードを表わすようにセットし、それにより
可能化信号がアンドゲート3コおよび50に印加される
。航空機の対地高度が、20フイートを超え且つ航空機
の対気速度がpoノットを超えるかまたは着陸装置が格
納される(ギヤ・アンプ)まで航空機は高度および対気
速度を上げる。このような状態下では、アンドゲート3
コは、高度および対気速度比較器S6および5gからの
信号ならびにゲート311および36により完全に可能
化される。その結果、アンドゲート%Fが可能化されて
、該アンドゲートFψは降下検出器、2Ilの制御下に
置かれる。
おり、航空機の高度はiooフィート未満であり、そし
て航空機の速度はI10ノット未満である。この結果、
アンドゲート30は可能化され゛Cフリップフロップ4
t2を離陸モードを表わすようにセットし、それにより
可能化信号がアンドゲート3コおよび50に印加される
。航空機の対地高度が、20フイートを超え且つ航空機
の対気速度がpoノットを超えるかまたは着陸装置が格
納される(ギヤ・アンプ)まで航空機は高度および対気
速度を上げる。このような状態下では、アンドゲート3
コは、高度および対気速度比較器S6および5gからの
信号ならびにゲート311および36により完全に可能
化される。その結果、アンドゲート%Fが可能化されて
、該アンドゲートFψは降下検出器、2Ilの制御下に
置かれる。
航空機が上昇し続ける限り、降下検出器2すはアンドゲ
ートu u flらびに上昇禁止回路tIgを禁止され
た状態に維持する。しかしながら。
ートu u flらびに上昇禁止回路tIgを禁止され
た状態に維持する。しかしながら。
航空機が降下すると、降下検出器、2ダは気圧高度変化
率回路/G’から降下率もしくは降下速度を表わす信号
を検出して、アンドゲートダダおよび上昇禁止回路tt
gを可能化する。このような条件下においては、積分器
20は気圧高度変化率回路llIからの気圧高度変化率
信号を積分して、累積高度損失を表イつす信号を上列禁
止回路vgを介し比較器、22に供給する。該比較器2
2は、累積高度損失を電波高度と比較して。
率回路/G’から降下率もしくは降下速度を表わす信号
を検出して、アンドゲートダダおよび上昇禁止回路tt
gを可能化する。このような条件下においては、積分器
20は気圧高度変化率回路llIからの気圧高度変化率
信号を積分して、累積高度損失を表イつす信号を上列禁
止回路vgを介し比較器、22に供給する。該比較器2
2は、累積高度損失を電波高度と比較して。
高度損失が、航空機が飛行している電波高度で決定され
る予め定められた量を超えた時に警報起動信号を発生す
る。この警報起動信号はアンドゲートSθに印加され、
そして着陸装置が格納(ギヤ・アップ)状態にあるか或
いは航箪機の速度がtioノットを超えている場合で然
も航空機が10フイートと20フイートとの間の高度で
飛行している場合(これはオアゲート60ならびにアン
ドゲートsoおよび6.2に印加される信号によって決
定される)には、陸報が発生される。
る予め定められた量を超えた時に警報起動信号を発生す
る。この警報起動信号はアンドゲートSθに印加され、
そして着陸装置が格納(ギヤ・アップ)状態にあるか或
いは航箪機の速度がtioノットを超えている場合で然
も航空機が10フイートと20フイートとの間の高度で
飛行している場合(これはオアゲート60ならびにアン
ドゲートsoおよび6.2に印加される信号によって決
定される)には、陸報が発生される。
「降下するな」警報は、操縦者もしくはパイロットが降
下を止める矯正動作をとるまで、音声発生器によって繰
返される。この事態が一和生ずると、気圧高度変化率回
路/IIは、降下状態を表わす信号を発生し、それによ
り上昇禁止回路t、tgおよびアンドゲートtlりを禁
止する。
下を止める矯正動作をとるまで、音声発生器によって繰
返される。この事態が一和生ずると、気圧高度変化率回
路/IIは、降下状態を表わす信号を発生し、それによ
り上昇禁止回路t、tgおよびアンドゲートtlりを禁
止する。
上昇禁止回路rigが禁止されると警報は停止せしめら
れる。しかしながら、積分器、20による気圧高度変化
率信号の積分は中断されない。積分器コθは、該積分器
の出力端に累積高度損失を表わす信号が存在する限り該
積分器、20から可能化信号を受けるオアゲートク乙に
より可能化された状態に維持されるのである。
れる。しかしながら、積分器、20による気圧高度変化
率信号の積分は中断されない。積分器コθは、該積分器
の出力端に累積高度損失を表わす信号が存在する限り該
積分器、20から可能化信号を受けるオアゲートク乙に
より可能化された状態に維持されるのである。
航空機が上昇し続けている時には、積分器20は気圧高
度変化率回路/4’からの正の気圧高度変化率信号を積
分して、それにより積分器20の出力に存在する高度損
失信号の大きさを減少する。航空機が再び降下し始める
と、績分器コOは先に累積されていた高度損失信号に現
在高度損失に加算して、累積高度損失が航空機の飛行中
の高度に対して許容される最大損失を超えた場合に比較
器2.2をして警報起動信号を発生せしめる。
度変化率回路/4’からの正の気圧高度変化率信号を積
分して、それにより積分器20の出力に存在する高度損
失信号の大きさを減少する。航空機が再び降下し始める
と、績分器コOは先に累積されていた高度損失信号に現
在高度損失に加算して、累積高度損失が航空機の飛行中
の高度に対して許容される最大損失を超えた場合に比較
器2.2をして警報起動信号を発生せしめる。
航空機が上昇し続けており、その対地高度が20Qフイ
ートを超えている時には、アントゲ−トsoは200フ
ィート未満信号の終末によって不能化(禁止)される。
ートを超えている時には、アントゲ−トsoは200フ
ィート未満信号の終末によって不能化(禁止)される。
この動作で、電波高度200フイート超過警報の発生は
阻止される。同時に、、200フィート超過信号はオア
ゲート3gに印加され、このオアゲートはフリップフロ
ップVコをリセットして、それによりゲート32および
ppを不能化もしくは禁止し。
阻止される。同時に、、200フィート超過信号はオア
ゲート3gに印加され、このオアゲートはフリップフロ
ップVコをリセットして、それによりゲート32および
ppを不能化もしくは禁止し。
以って積分器20の動作を終末せしめる。
航空機がその任務飛行を完了し着陸進入相にある時には
、航空機はその着陸装置を下げ、終極的には100フィ
ート未満に降下する。その場合に、対気速度がti−o
ノット未満に落ちるか或いはその高度がioフィート未
満に落ちると、ゲート30はフリップフロップe2をセ
ットして、それによりゲート32およびSOを可能化す
る。したがって、進入失敗もしくは進入復行の場合に、
パイロットがその着陸装置を上げるか或いは航空機がt
itoノットを超えて電波高庇ioフィート以上に上昇
Tると、ゲート32は再びゲート3すおよび36によっ
て可能化される。その結果警報発生系統が動作可能状態
に設定されて1着陸後行中に過度の高度損失が生じた時
には警報を発生することができる状態になる。
、航空機はその着陸装置を下げ、終極的には100フィ
ート未満に降下する。その場合に、対気速度がti−o
ノット未満に落ちるか或いはその高度がioフィート未
満に落ちると、ゲート30はフリップフロップe2をセ
ットして、それによりゲート32およびSOを可能化す
る。したがって、進入失敗もしくは進入復行の場合に、
パイロットがその着陸装置を上げるか或いは航空機がt
itoノットを超えて電波高庇ioフィート以上に上昇
Tると、ゲート32は再びゲート3すおよび36によっ
て可能化される。その結果警報発生系統が動作可能状態
に設定されて1着陸後行中に過度の高度損失が生じた時
には警報を発生することができる状態になる。
第2図のグラフには、警報を与えるのに必要な降下率対
高度損失基準が図解されている。第2図のグラフの斜影
領域で示すように、装置は、航空機の電波高度が20フ
イートと200フイートとの間にある時にのみ可能化さ
れる。この範囲の高度でシステムを可能化することはい
ろいろな仕方で達成することができるが、第1図に示し
た実施例においては、この可能化は、アンドゲート50
に印加される200フィート未満信号およびアンドゲー
ト32に印加される一〇フィート超過信号によって達成
される。
高度損失基準が図解されている。第2図のグラフの斜影
領域で示すように、装置は、航空機の電波高度が20フ
イートと200フイートとの間にある時にのみ可能化さ
れる。この範囲の高度でシステムを可能化することはい
ろいろな仕方で達成することができるが、第1図に示し
た実施例においては、この可能化は、アンドゲート50
に印加される200フィート未満信号およびアンドゲー
ト32に印加される一〇フィート超過信号によって達成
される。
20フィート高度と200フィート高度との間の対角線
は、ヘリコプタのような典型的な回転翼航空機の動作特
性に適するように選択されている。包絡線は、対地高度
20フイートで警報を発生するのにlSフィートの高度
損失で十分であるが、200フイートの対地高度におい
てはSθフィートの高度損失が許容されて警報が発生さ
れないように選択されている。この曲線は次式で表わす
ことができる。
は、ヘリコプタのような典型的な回転翼航空機の動作特
性に適するように選択されている。包絡線は、対地高度
20フイートで警報を発生するのにlSフィートの高度
損失で十分であるが、200フイートの対地高度におい
てはSθフィートの高度損失が許容されて警報が発生さ
れないように選択されている。この曲線は次式で表わす
ことができる。
HWAFtN、=−5り、u + 、t、/ 4t3
HB Loss上式中、 HWARN は、警報が発生
される高度を表イっし、モしてHB Lossは気圧計
高度損失である。
HB Loss上式中、 HWARN は、警報が発生
される高度を表イっし、モしてHB Lossは気圧計
高度損失である。
以上1本発明の好ましい実施例について説明したが、上
に述べた教示に鑑み数多の変更および変形が可能である
。したがって1本発明の範囲内で、上に特定的に述べた
以外の仕方で本発明を実施し得るものと理解されたい−
。
に述べた教示に鑑み数多の変更および変形が可能である
。したがって1本発明の範囲内で、上に特定的に述べた
以外の仕方で本発明を実施し得るものと理解されたい−
。
第1図は本発明による警報装置の一実施例を示す機能ブ
ロックダイアグラム、そして第2図は警報発生のために
航空機が達しなければならない電波高度および高度損失
間の関係を図解するグラフを示す図である。 /2・・気圧高度計、/v・・気圧高度変化率回路、/
6・・電波高度計、1g・・対気速度信号源、20・・
積分器、ココ・・比較器、2tI・・降下検出器、26
・・離陸論理回路、30.32.3’rt−・アンドゲ
ート、3&、3g、’I。 ・・オアゲート、グコ・・セット−リセットフリップフ
ロップ、クク・・アンドゲート、弘6・・オアゲート、
yg・・上昇禁止回路、SO・・アンドゲート、sコ・
・音声警報発生器、!rF・・拡声器、56・・高度比
較器、sg・・対気速度比較器、6o・・オアゲート、
62・・アンドゲート。
ロックダイアグラム、そして第2図は警報発生のために
航空機が達しなければならない電波高度および高度損失
間の関係を図解するグラフを示す図である。 /2・・気圧高度計、/v・・気圧高度変化率回路、/
6・・電波高度計、1g・・対気速度信号源、20・・
積分器、ココ・・比較器、2tI・・降下検出器、26
・・離陸論理回路、30.32.3’rt−・アンドゲ
ート、3&、3g、’I。 ・・オアゲート、グコ・・セット−リセットフリップフ
ロップ、クク・・アンドゲート、弘6・・オアゲート、
yg・・上昇禁止回路、SO・・アンドゲート、sコ・
・音声警報発生器、!rF・・拡声器、56・・高度比
較器、sg・・対気速度比較器、6o・・オアゲート、
62・・アンドゲート。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 /)離陸相丈たは進入失敗後の着陸復行飛行相中に回転
翼航空機の危険な状態の警報を与えるための警報装置に
おいて、航空機の対地高度および航空機の降下率を表わ
す信号を発生するための手段と、該降下率信号発生手段
によって与えられる(g号に応答し航空機の高度損失を
表わす信号を発生するための手段と、前記対地高度信号
発生手段および高度損失信号発生手段に応答して、過度
の高度損失を検出し、航空機が対地高度約20フイート
と200フイートとの間で飛行しており且つ高度損失が
約20フイートの対地高度で約lSフィートを超え、約
20フイートの対地高度で約50フイートを超えた場合
に過度高度損失を表イつす警報を発生する手段とを含む
警報装置〇λ)警報を発生するのに必要な高度損失が対
地高度20フイートと対地高度200フイートとの間で
線形的に増加する特許請求の範囲第1項記載の警報装置
。 3)高度および降下率信号発生手段が電波高度計を備え
る特許請求の範囲第1項記載の警報装置。 リ 高度および降下率信号発生手段がさらに、気圧高度
計および気圧高度変化率回路を備えている特許請求の範
囲第3項記載の警報装置。 S)高度損失信号発生手段が、気圧高度変化率回路に応
答して高度損失を表わす信号を発生する積分器を備えて
いる特許請求の範囲第V項記載の警報装置。 6)航空機が離陸相または進入失敗後の着陸復行相にあ
る時にのみ警報の発生を可能化する手段をさらに備えて
いる特許請求の範囲第S項記載の警報装置。 7)航空機が、下げ位置と撤収位置との間で運動可能な
着陸装置を備えており、そして警報装置が1着陸装置の
位置を表わす信号を発生す、るための手段と、航空機の
対気速度を表わす信号を発生する手段とを備え、可能化
手段が着陸装置位置信号発生手段、対気速度信号発生手
段および高度信号発生手段に応答して、航空機の対気速
度が約aOノットより小さいかまたは航空機が地上10
フイートより低く且つ着陸装置が下がっており且つ航空
機が約100フイート未満の高度である時にのみ警報装
置を可能化するための離陸モード可能化信号を発生する
ための手段を備えている特許請求の範囲第6項記載の警
報装置。 ざ)高度損失信号発生手段を可能化するための第コの手
段をさらに備えており、該第−の可能化手段は、高度変
化率信号発生手段1着陸装置位置信号発生手段、対気速
度信号発生手段、高度信号発生手段および離陸信号発生
手段に応答して1着陸装置が上がっているかまたは航空
機が約yoノットを超えて飛行中であり且つ航空機が降
下しつつあって、対地高度が約10フイートを超えてお
り、然も離陸モード信号が存在する時にのみ前記高度損
失信号発生手段を可能化するための手段を備えている特
許請求の範囲第7項記載の警報装置。 9)撤収位置と下げ位置との間で運動可能な着陸装置を
有する回転翼航空機の離陸用または進入失敗後の着陸復
行飛行相中の危険な飛行状態の警報を発生するための警
報装置において、航空機の対地高度、航空機の降下率お
よび航空機の対気速度を表わす信号を発生するための手
段と、前記降下率信号発生手段により発生される信号に
応答して航空機の高度損失を表わす信号を発生するため
の手段と、航空機の着陸装置の位置を表わす信号を発生
する手段と、前記対地高度信号発生手段および前記高度
損失信号発生手段に応答して過度の高度損失を検出し、
航空機損失が航空機の飛行している高度に対して過度で
ある時に過度高度損失を表わす警報を発生する手段と、
前記高度信号発生手段、前記対気速度信号発生手段およ
び着陸装置位置信号発生手段に応答して、航空機の対気
速度が約qoノット未満であるかまたは航空機の対地高
度が約10フイート未満であり1着陸装置が下がってお
り且つ航空機の高度が地上約20フイート未満である時
にのみ前記警報手段を可能化する可能化手段とを備え、
該可能化手段は上記条件が満されている場合に離陸モー
ド信号を発生するように動作し、さらに、前記離陸モー
ド信号発生手段ならびに前記降下率信号発生手段、前記
高度信号発生手段、前記対気速度信号発生手段および前
記着陸装置位置信号発生手段に応答して、着陸装置が上
がっているか才たは対気速度が約VOノットを超えてお
り且つ高度が地上約20フイートより大きくそして航空
機が離陸モードにある時にのみ前記高度損失信号発生手
段を可能化するための手段を備えている回転翼航空機の
危険な飛行状態の警報発生装置。 10) 管軸信号発生手段が、航空機が地上約20フイ
ートと200フイートとの間を飛行しており高度州失が
対地高度約200イートで約10フイートを超えそして
対地高度約200フイートで約50フイートを超えてい
る場合に過度高度損失を検出するための手段を備え。 警報を発生するのに要求される高度損失は対地高度20
フイートと対地高度、2OOフイートとの間で糾形的に
増加する特許請求の範囲第9項記載の回転翼航空機の危
険な飛行状態の警報発生装置。 tt) g報手段が、音声警報を発生するための手段を
含む特許請求の範囲第9項記載の回転翼航空機の危険な
飛行状態の警報発生装置。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/503,217 US4818992A (en) | 1983-06-10 | 1983-06-10 | Excessive altitude loss after take-off warning system for rotary wing aircraft |
US503217 | 1983-06-10 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS608195A true JPS608195A (ja) | 1985-01-17 |
Family
ID=24001194
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP59116818A Pending JPS608195A (ja) | 1983-06-10 | 1984-06-08 | 回転翼航空機の危険な飛行状態に関する警報を発生するための警報装置 |
Country Status (14)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4818992A (ja) |
JP (1) | JPS608195A (ja) |
AU (1) | AU549700B2 (ja) |
BE (1) | BE899877A (ja) |
CH (1) | CH660158A5 (ja) |
DE (1) | DE3421518A1 (ja) |
FI (1) | FI841930A (ja) |
FR (1) | FR2553506B1 (ja) |
GB (2) | GB2141087B (ja) |
GR (1) | GR82107B (ja) |
IT (1) | IT1178398B (ja) |
NL (1) | NL8401855A (ja) |
NZ (1) | NZ207887A (ja) |
SE (1) | SE8403094L (ja) |
Families Citing this family (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5136512A (en) * | 1988-06-26 | 1992-08-04 | Cubic Defense Systems, Inc. | Ground collision avoidance system |
US5519391A (en) * | 1994-09-07 | 1996-05-21 | Alliedsignal Inc. | Improper flap position on take-off warning |
US5666110A (en) * | 1995-03-09 | 1997-09-09 | Paterson; Noel S. | Helicopter enhanced descent after take-off warning for GPWS |
US5745053A (en) * | 1995-12-08 | 1998-04-28 | Fleming, Iii; Hoyt A. | Landing gear warning apparatus and method for pilots approaching a runway with retracted landing gear |
US5781126A (en) * | 1996-07-29 | 1998-07-14 | Alliedsignal Inc. | Ground proximity warning system and methods for rotary wing aircraft |
US6043759A (en) * | 1996-07-29 | 2000-03-28 | Alliedsignal | Air-ground logic system and method for rotary wing aircraft |
WO1998041911A1 (en) * | 1997-03-20 | 1998-09-24 | Hedrick Geoffrey S M | Altitude alert system for aircraft operating in reduced vertical separation minimum airspace and method therefor |
US6833797B2 (en) | 2000-05-26 | 2004-12-21 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus and computer program product for displaying terrain in rotary wing aircraft |
WO2002023125A1 (en) | 2000-09-14 | 2002-03-21 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus and computer program product for helicopter tail strike warning |
US7133754B2 (en) * | 2002-11-08 | 2006-11-07 | Honeywell International Inc. | System and method for using airport information based on flying environment |
US7386373B1 (en) | 2003-01-07 | 2008-06-10 | Garmin International, Inc. | System, method and apparatus for searching geographic area using prioritized spatial order |
US6745115B1 (en) | 2003-01-07 | 2004-06-01 | Garmin Ltd. | System, method and apparatus for searching geographic area using prioritized spacial order |
US7382287B1 (en) | 2003-06-03 | 2008-06-03 | Garmin International, Inc | Avionics system, method and apparatus for selecting a runway |
US9235217B2 (en) * | 2005-10-03 | 2016-01-12 | Sikorsky Aircraft Corporation | Automatic dual rotor speed control for helicopters |
CN108045589B (zh) * | 2017-12-01 | 2018-12-11 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机vne告警方法 |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5195397A (ja) * | 1975-01-13 | 1976-08-20 |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3946358A (en) * | 1974-06-19 | 1976-03-23 | Sundstrand Data Control, Inc. | Aircraft ground proximity warning instrument |
US3947808A (en) * | 1975-01-13 | 1976-03-30 | Sundstrand Data Control, Inc. | Excessive descent rate warning system for aircraft |
IL48315A (en) * | 1975-03-18 | 1978-08-31 | United Technologies Corp | Warning system for helicopters for avoiding tail contact during landing |
US4030065A (en) * | 1976-07-19 | 1977-06-14 | Sundstrand Corporation | Terrain clearance warning system for aircraft |
IL57402A (en) * | 1978-09-20 | 1982-05-31 | Israel Aircraft Ind Ltd | Excessive descent-rate warning system |
US4319218A (en) * | 1980-01-04 | 1982-03-09 | Sundstrand Corporation | Negative climb after take-off warning system with configuration warning means |
-
1983
- 1983-06-10 US US06/503,217 patent/US4818992A/en not_active Expired - Fee Related
-
1984
- 1984-04-18 NZ NZ207887A patent/NZ207887A/en unknown
- 1984-05-14 FR FR848407407A patent/FR2553506B1/fr not_active Expired
- 1984-05-14 FI FI841930A patent/FI841930A/fi not_active Application Discontinuation
- 1984-05-21 GB GB08412986A patent/GB2141087B/en not_active Expired
- 1984-05-30 AU AU28844/84A patent/AU549700B2/en not_active Ceased
- 1984-06-06 CH CH2761/84A patent/CH660158A5/fr not_active IP Right Cessation
- 1984-06-07 IT IT48341/84A patent/IT1178398B/it active
- 1984-06-07 GR GR74947A patent/GR82107B/el unknown
- 1984-06-08 BE BE0/213111A patent/BE899877A/fr not_active IP Right Cessation
- 1984-06-08 SE SE8403094A patent/SE8403094L/ not_active Application Discontinuation
- 1984-06-08 DE DE3421518A patent/DE3421518A1/de not_active Ceased
- 1984-06-08 JP JP59116818A patent/JPS608195A/ja active Pending
- 1984-06-12 NL NL8401855A patent/NL8401855A/nl not_active Application Discontinuation
- 1984-11-14 GB GB08428732A patent/GB2148824B/en not_active Expired
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5195397A (ja) * | 1975-01-13 | 1976-08-20 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
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NZ207887A (en) | 1988-02-12 |
FI841930A0 (fi) | 1984-05-14 |
BE899877A (fr) | 1984-12-10 |
GB2148824A (en) | 1985-06-05 |
DE3421518A1 (de) | 1984-12-13 |
GB8428732D0 (en) | 1984-12-27 |
GB8412986D0 (en) | 1984-06-27 |
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SE8403094D0 (sv) | 1984-06-08 |
FI841930A (fi) | 1984-12-11 |
IT8448341A0 (it) | 1984-06-07 |
CH660158A5 (fr) | 1987-03-31 |
GR82107B (ja) | 1984-12-13 |
FR2553506B1 (fr) | 1989-03-17 |
GB2141087B (en) | 1986-05-14 |
AU2884484A (en) | 1984-12-20 |
NL8401855A (nl) | 1985-01-02 |
SE8403094L (sv) | 1984-12-11 |
FR2553506A1 (fr) | 1985-04-19 |
GB2141087A (en) | 1984-12-12 |
AU549700B2 (en) | 1986-02-06 |
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