SE452300B - Markvarnande system for flygplan - Google Patents

Description

l0 l5 20 25 30 35 40 452 300 sig i en viss flygsituation. Det finns vissa flygplanstyper, som under vissa för- hållanden, såsom när en motor stannat och landningshjulen är utfällda eller landnings- I klaffarna är utfällda, inte kan stiga och i själva verket tenderar att förlora höjd.

Under sådana omständigheter kommer en enkel varning av typen "pull-up" eller "don't sink“ inte att ge piloten någon användbar information, eftersom han mycket väl för- stâr att han sjunker, men han kanske inte inser att skälet att han sjunker är att flygplanet inte befinner sig i lämpligt tillstànd för det fall att en motor stannat.

Det bör noteras att förutom landningshjulen och klaffarna kan flygtillstândet för ett flygplan innefatta ett antal andra element, såsom en förlängning av vingens främre kant, och trimavvägningar. Det har funnits olytkstillfällen där flygplanets besätt- ning vid det fallet att en motor stannat under statten inte har insett att landnings- hjulen var utfällda pâ grund av den stora mängden arbete som utfördes i tockpiten i samband med âtervändningen till flygplatsen under nödförhâllanden.

Tidigare kända sjunkningsvarningssystem efter starten, som använder en verk- lig minskning av den barometriska höjden efter starten för att alstra en varnings- signal, såsom det system som beskrives i den amerikanska patentskriften 3.947.8l0, använder en integrator för att integrera den barometriska sjunkningshastigheten för att erhålla storleken på höjdförlusten. Integreringen av en barometnisk ändringssig- nal kan leda till fel baserade på integratorns drift eller naturen av den använda barometriska signalen. mä Det är därför ett ändamål med föreliggande uppfinning att åstadkomma ett sjunk- ningsvarningssystem, som åstadkommer en speciell varning till flygplanets besättning för flygplanets utformning samt en varning att flygplanet sjunker efter starten.

Ytterligare ett ändamål med uppfinningen är att åstadkomma ett sjunknings- varningssystem, som alstrar en varning till piloten att landningshjulen äršutfällda om flygplanet sjunker efter starten med hjulen nedfällda, och alstrar också en var- ning till piloten att klaffarna är utfällda om flygplanet sjunker efter starten med klaffarna utfällda.

Ytterligare ett ändamål med uppfinningen är att åstadkomma ett sjunkningsvar- ningssystem med logiska element, som i beroende av tillståndet för landningshjulen och klaffarna alstrar en röstvarning för landningshjulen eller klaffarna förutom röstvarningen “don't sink“ när flygplanet sjunker efter en start eller en missad landning.

Ytterligare ett ändamål med uppfinningen är att åstadkomma ett markvarnings- system för ett flygplan, som alstrar en varning om flygplanet sjunker under starten, i beroende av signaler som motsvarar tillståndet hos flygplanet, signaler som anger typen av flygningen, såsom start, missad landning eller landning, och en signal som anger att flygplanet sjunker, farvid en första varningssignal alstras när flygplanet sjunker och en andra typ av varningssignal alstras när flygplanet sjunker i ett förut- bestämt tillstànd. 10 15 20 25 30 35 40 452 300 Ytterligare ett ändamål med uppfinningen är att åstadkomma ett sjunknings- varningssystem, som reagerar pâ signaler motsvarande den barometriska höjden hos flygplanet, signaler motsvarande flygplanets tillstånd, och signaler motsvarande flyg- = planets flygfas, Systemet innefattar en elektronisk minneskrets, som vid opereringen av en första logisk krets lagrar den maximala barometriska höjden som flygplanet upp- nätt under startfasen, och en andra elektronisk logisk krets, som i beroende av den första logiska kretsen alstrar en varningssignal när den förhandenvarande barometriska höjdenfförflygplanet är mindre än den barometriska höjden som lagras i minneskretsen, och en krets för att alstra en röstvarning som anger att flygplanet sjunker.

För att förse flygplanets besättning med mer detaljerad information när flyg- planet sjunker under en start, är varningssystemet beroende av tillståndet hos landningehjulen och klaffarna för att alstra ytterligare röstvarningar som anger att landningshjulen är nedfällda eller klaffarna är utfällda i kombination med en röstvarning som anger att flygplanet sjunker.

Systemet för att avgöra huruvida flygplanet sjunker under starten eller en missad landning innefattar ett minneselement, som svarar pà en signal som anger flyg- planets förhanden-varande barometriska höjd. När flygplanet fortsätter att stiga uppdateras kontinuerligt höjden som lagras i minneselementet, varigenom ástadkunmes en referens för flygplanets maximala höjd. Om emellertid flygplanet skulle börja sjunka är logiska element anordnade i varningssystemet för att jämföra flygplanets förhandenvarande barometriska höjd med den barometriska höjd som lagras i minnesele- mentet, och en varning alstras om skillnaden mellan den förhandenvarande höjden och den maximala höjden överskrider ett förutbestämt värde. Den höjdskillnad som erfordras för att alstra en varning varierar som en funktion av radiohöjden, som också används såsom en ingàngssignal till systemet. Skillnaden mellan den maximala barometriska höjden och den förhandenvarande barometriska höjden innan en varning avgives, ökar som en funktion av ökad radiohöjd, så att flygplanet tillätes att sjunka mer när det befinner sig högre ovanför marken.

I exemplifierande syfte beskrives här nedan en föredragen utföringsform av uppfinningen under hänvisning till bifogade ritningar. Därvid är fig. l ett funktions- blockschema för varningssystemet enligt uppfinningen. Fig. 2 är ett diagram som visar sambandet mellan radiohöjden och den sträcka sonfiflygplanet mäste sjunka innan en varning alstras.

I fig. l visas ett blockschema över logikkretsarna i den föredragna utförings- formen av uppfinningen. Signalkällor eller en datakälla för varningssystemet för negativ stigning efter start visas i blocket l0 i fig. l. Signalerna som används av det beskrivna varningssystemet innefattar signaler för radiohöjd, barometrisk höjd, barometrisk höjdändring och signaler som anger läget för flygplanets landningshjul och klaffar tillsammans med olika samlingssignäler. Beroende på den typ av flygplan i vilket varningssystemet skall installeras, kan signalerna som visas i block 10 l0 l5 20 25 30 35 40 452 500 erhållas från individuella instrument, såsom en radiohöjdmeter, en barometrisk höjd- meter eller diskreta kretselement angivande läget för landningshjulen och klaffarna, eller vid någon av de nyare flygplanen finns all denna information tillgänglig på en digital databuss.

För att avgöra huruvida flygplanet förlorar barometrisk höjd, överföres den barometriska höjdsignalen hB från datakällan 10 på ledningen l2 till ett filter l4.

Filtret l4, som företrädesvis har en tidskonstant i storleksordningen 2 - 3 sek., bortfiltrerar korttidsvariationer i signalen för baranetrisk höjd. Den filtrerade signalen för barometrisk höjd överföres därefter på ledningen l6 till en låskrets eller elektronisk minneskrets l8, som lagrar värdet på flygplanets barometriska höjd. Den låskrets l8, som visas i fig. l kan vara en analog låskrets, som fungerar _, för att bibehålla en spänning motsvarande flygplanets höjd, eller kan vara ett elektro-' niskt minne eller register, som fungerar för att kvarhålla en digital angivning av flygplanets höjd. Värdet på den barometriska höjden som lagras i minneselementet l8, hßmax, motsvarar den maximala barometriska höjd, som flygplanet har uppnått under startfasen, och hßmax överföres via ledningen 20 till en positiv kontakt på ett sumne~ ringselement 22. Värdet på den förhandenvarande barometriska höjden HB på ledningen l6 tillföres till en negativ kontakt på sumneringselementet 22. Radiohöjdinformation- en hR, som vanligen erhålles från en radiohöjdmeter och motsvarar flygplanets höjd ovanför marken, överföres från datakällanïlü via ledningen 24 till en multiplicerings- 5” krets 26. Multipliceraren 26 multiplicerar eller skalar värdet på radiohöjdsignalen hR med en faktor 0,092. Det skalade värdet på radiohöjdsignalen tillföres därefter via ledningen 28 en negativ kontakt på sumneringskretsen 22. Sumneringselenentet 22 erhåller också vid en negativ kontakt en förspänningsstorhet motsvarande 5,4 feet (l,65 m) som tillföres från datakällan l0 via ledningen 30a. Utgången från'summerings- E elementet tillföres därefter via en ledningen 30 till en komparator eller logisk krets 32, som alstrar en positiv utgångssignal på ledningen 34 om kombinationen av signaler på ledningarna 28, l6, 20 och 30a är större än 0. En positiv logisk utgång på led- ningen 34 anger att flygplanet har sjunkit en förutbestämd sträcka under den maximala barometriska höjden hßmax, som uppnåtts under starten eller den missade landningen.

Den förutbestämda höjdförlusten som resulterar i ett positivt värde på ledningen 34 är beroende av radiohöjden, så att ju större radiohöjden är, desto större är den sänkning under den maximala barometriska höjden som tillåtes att uppnås innan en varning alstras. Den logiska signalen på ledningen 34 tillföres ett logiskt element eller en OCH-grind 36, vars utgång via en ledningt38 är förbunden med en röstvarnings- generator 40. Exempel på liknande digitala röstvarningsgeneratorer som används i markvarningssystem finns i de amerikanska patentskrifterna 3.925.75l, 4.030.065 och 4.060.793. I den föredragna utföringsformen av uppfinningen alstrar röstvarnings~ generatorn 40 orden "don't sink“ via en högtalare 42 i tockpiten, varvid flygplanets besättning erhåller information om att flygplanet sjunker. lO 15 20 25 30 35 40 452 300 I fig. 2 visas grafiskt sambandet mellan radiohöjden och förlusten i baro- metrisk höjd som erfordras för att alstra en sjunkningsvarningssignal. Den vertikala axeln motsvarar radiohöjden i feet och den horisontella axeln motsvarar förlust i barometrisk höjd i feet, varvid kombinationerna av radiohöjd och barometrisk höjd- förlust som resulterar i en varningssignal för negativ stigning efter startning anges med det streckade omrâdet 43. Såsom visas i diagramnet i fig. 2 medges större sjunk- ningar under den maximala barometriska höjden för större radiohöjd utan att en sjunk- ningsvarning alstras. Vidare alstras ingen varning under en radiohöjd av 50 feet (l5 m).

Eftersom varningen endast skall alstras i den föredragna utföringsformen när flygplanet befinner sig i en startfas eller vid en missad landning, och när flygplanet ; sjunker med avseende på den barometriska höjden, är logikkretsar anordnade för att tillförsäkra att varningar endast gives under dessa omständigheter. För detta ändamål avger datakällan l0 en signal på ledningen 44 att flygplanets landningshjul befinner sig i ett indraget läge och en signal på ledningen 46 anger att flygplanets klaffar är indragna. Dessa signaler tillföres en ELLER-grind 48, som i sin tur tillför den resulterande logiska signalen till en logisk OCH-grind 50. Den andra ingången till den logiska OCH-grinden 52 är en logisk signal på ledningen 54 från datakällan 10, som anger när flygplanet befinner sig 50 feet (l5 m) eller mer ovanför marken.

Denna signal kan erhållas från en radiohöjdmeter. Om endera eller båda av landnings- hjulen och klaffarna är indragna och om flygplanet befinner sig mer än 50 feet ovanför marken, erhålles en logisk utgàngssignal från den logiska grinden 52 på ledningen 56, vilken signal tillföres en logisk OCH-grind 58. Till den logiska grinden 58 tillföres också en signal via ledningen 60, som anger att flygplanet sjunker med avseende på den barometriska höjden. Den tredje ingången till den logiska grinden 58 på ledningen 60 anger huruvida flygplanet befinner sig under en start eller en missad landning.

För att ange att flygplanet befinner sig vid en start eller en missad landning, tillföres signalerna på ledningarna 44 och 46, som anger att landningshjulen och klaffarna är indragna, till en logisk grind 68. Till denna logiska grind 68 tillföres också en signal på ledningen 70a, som anger att flygplanet befinner sig under en terrängvarningskurva. Terrängvarningskurvan motsvarar ett annat funktionssätt hos markvarningssystenet, som beskrives i detalj i de amerikanska patentskrifterna 3.936.796 och 4.030.065. När flygplanet befinner sig under en terrängvarningskurva med både landningshjulen och klaffarna indragna antages att flygplanet befinner sig i en startfas eller en missad landning, varvid en logisk signal överföres på led- ningen 70 genom en fördröjningskrets 72 till ledningen 74 och till en vippa 76.

En positiv logisk signal på ledningen 74 ställer vippan 76, varigenom överföres en logisk signal på ledningen 66 till den logiska grinden 58. När flygplanet närmar sig en höjd av 700 feet (200 m) ovanför marken, varigenom anges att man ej längre be- finner sig i en startfas eller missad landning, överföres en signal från datakällan l0 l5 20 25 30 35 40 452 300 l0 pä ledningen 78 till en logisk OCH-grind 80. En logisk signal överföres från grinden 80 via ledningen 82 och en fördröjningskrets 84 och ledningen 86 till vippan 76 och återställer denna. När vippan 76 har återställts befinner sig flygplanet inte längre i en startfas och den logiska signalen på ledningen 66 avstänges. Det bör noteras att ytterligare en sanningsingång tillföres via ledningen 81 till de logiska grindarna 68 och 80 för att tillförsäkra att signalerna är giltiga.

Den logik som beskrivits i ovanstående stycken anger också när flygplanet be- finner sig i en missadllandning. Normalt när en missad landning påbörjas befinner sig flygplanet under terrängvarningskurvan 70 samt under 700 feet (200 m), så att när landningshjulen och klaffarna indrages kommer vippan 76 att ställas, varvid er- hálles en logik utgång pâ ledningen 90.

Såsom ett resultat härav kommer flygplanet så snart det befinner sig med landningshjulen och klaffarna indragna och befinner sig 50 feet (l5 m) ovanför marken och befinner sig i en startfas samt sjunker med avseende på den barometriska höjden, så överföres en logisk signal från grinden 58 på ledningen 90 och verksam- gör den logiska grinden 36, så att röstvarningen kan alstras av röstvarningsgeneratorn 40.

En ytterligare ingång till logikgrinden 36 erhåller en signal via ledningen 92 från en logisk OCH-grind 94. En första ingång till den logiska grinden 94 via ledningen 96 motsvarar en logisk signal från datakällan l0, som anger att den baro- fi metriska höjdändringshastigheten är giltig. En anira logisk signal från datakällan l0 överföres via ledningen 98 och via en fördröjningskrets l00 samt en ledning l02 till grinden 94 och anger att den barometriska höjden är giltig.

För att tillförsäkra att den barometriska höjdsignalen som finns i minneselemen- tet l8 motsvarar flygplanets maximala barometriska höjd, som uppnås under startfasen, överföres enšlogisk signal genom en logisk ELLER-grind l06 till minneselementet 18.

Signalen som överföres till minneselementet l8 via ledningen l08 från ledningen 90 anger att flygplanet befinner sig i en startfas och sjunker och att det förhanden- varande värdet på den barometriska höjden skall kvarhållas. Värdet på den barometriska höjden i minneselementet 18 kvarhålles också när värdet på den barometriska höjden i minneselementet 18 är större än den förhandenvarande barometriska höjden, flygpla- net befinner sig mer än 50 feet (l5 m) över marken, och antingen landningshjulen eller klaffarna är indragna. Dennasinformation erhålles från en komparatorkrets ll0, som alstrar enppositiv logisk signal på ledningen ll2, när värdet på hßmax är större än flygplanets förhandenvarande barometriska höjd hB. Denna logiska signal tillföres därefter till en logisk OCH-grind ll4. Den magiska grinden ll4 erhåller också en logisk signal från ledningen 56 på sin andra ingång. När värdet på den maximala barometriska höjden överskrider den förhandenvarande barometriska höjden och när flygplanet är mer än 50 feet (l5 m) ovanför marken med landningshjulen eller klaffarna indragna, alstras en logisk signal som överföres på ledningen ll6 och genom den l0 15 20 25 30 35 452 300 logiska ELLER-grinden 106 till minneselementet ll8, varigenom kvarhålles det existe- rande värdet i minneselementet.

I den föredragna utföringsformen av uppfinningen kan det vara önskvärt under vissa omständigheter att ge flygplanets besättning ytterligare information med av- seende på flygplanets tillstånd tillsammans med den grundläggande sjunkningsvarningen efter start, vilken i den föredragna utföringsformen av uppfinningen är en röstvarning "don't sink". Om exempelvis landningshjulen är nere vore det önskvärt att ge flygpla- nets besättning en indikation att flygplanet sjunker och att landningshjulen fort- farande är nere. Detta åstadkommes i den föredragna utföringsformen av uppfinningen enligt fig. l medelst ett logiskt element ll8, som svarar på den grundläggande sjunk- ningsvarningen på ledningen 38 och signalen att landningshjulen är indragna på led- ningen 44. När landningshjulen är indragna överföres den logiska signalen på led- ningen 44 via en inverterande ingång på OCH-grinden ll8, varigenom grinden aktiveras och alstrar en logisk signal på ledningen l20 för att aktivera en röstvarning "gear" i röstvarningsgeneratorn 40. varningen som alstras genomíhögtalaren 42 till flygpla- nets besättning kommer att bli "don't sink, gear".

I det fallet att flygplanet sjunker efter start med klaffarna utfällda, kommer en logisk OCH-grind l22 att alstra en utgångssignal i beroende av den grundläggande varningssignalen på ledningen 38 och signalen att klaffarna är indragna på ledningen 46, vilken sistnänwda signal tillföres via en inverterande ingång till OCH-grinden l22, vilken avger en logisk signal till röstgeneratorn via ledningen 124 och förorsa- kar att varningssignalen "donft sink, flaps" avges. Således kommer flygplanets besätt- ning att erhålla en mer detaljerad information om flygplanets tillstånd och kan vara speciellt hjälpsamma i de fallen när en motor inte fungerar och på grund av den mycket höga belastningen i cockpiten flygplanets besättning kanske inte inser att landningshjulen är utfällda eller klaffarna är utfällda.

Den föredragna utföringsformen av uppfinningen har beskrivits här ovan med hjälp av ett logiskt schema som använder analoga symboler och terminologi.

Emellertid inses att uppfinningen kan utföras med digitala kretsar eller en allmän digital dator, varvid de olika symbolerna i fig. l motsvarar logiska tillstånd som utföres i det digitala systemet: Vidare har de olika höjderna och sjunkningshastig- heterna som beskrivits här ovan givits för att illustrera den föredragna utförings- formen av uppfinningen och är inte avsedda att begränsa uppfinningens omfång. Även om varningarna som beskrives i den föredragna utföringsformen använder specifika uttryck i röstgeneratorn, såsom "don't sink" eller "gear" eller "flaps", är avsikten att uppfinningen inte skall begränsas till dessa speciella uttryck, som innefattar hänvisning till olika delar av flygplanet. Uppfinningen begränsas endast av nedan- stående patentkrav.

Claims (9)

TU 15 20 25 30 35 40 452 300 8 PATENTKRAV

1. Markvarningssystem för användning i ett flygplan som har ett flertal flygtillstånd, för att alstra en varning vid sjunkning av flygplanet under startfasen av en flygning, innefattande en källa för signaler motsvarande den barometriska höjden för flygplanet, en källa för signaler motsvarande flyg- tíllståndet hos flygplanet, och en källa för signaler motsvarande radiohöjden hos flygplanet, k ä n n e t e c k n a t av en anordning för att alstra en flygfassignal i beroende av nämnda barometriska höjdsignal, nämnda radiohöjd- signal och nämnda tillståndssignal för att alstra en signal som anger fasen för flygningen; en sjunksignalanordning, som i beroende av nämnda baromet- riska höjdsignal alstrar en signal som anger att flygplanet sjunker med avseende på den barometriska höjden; en sjunkningsvarningssignalanordning, som i beroende av nämnda flygfassignal och nämnda sjunkningssignal alstrar en sjunkningsvarningssignal när flygplanet sjunker med avseende på den baromet- riska höjden under startfasen av en flygning; en tillståndsvarningssignal- anordning, som i beroende av tillståndssignalen och nämnda sjunkvarnings- signal alstrar en tillstândsvarningssignal när flygplanet befinner sig i ett förutbestämt tillstånd; och en röstgenerator som i beroende av nämnda sjunk- varningssignal och nämnda tíllståndsvarningssignal alstrar en röstvarning, som anger att flygplanet sjunker i det förutbestämda tillståndet.

2. Varningssystem enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a t av att nämnda tillståndssignal motsvarar ett flertal flygplanstillstånd innefattande lägena för landningshjulen och klaffarna, varvid röstgeneratorn alstrar en röst- varning motsvarande det speciella flygplanstíllståndet.

3. Varningssystem enligt krav 2, k ä n n e t e cgk n a t av att sjunkningssignalanordningen innefattar en anordning för mätning av förlusten av barometrisk höjd och en anordning för att alstra nämnda sjunkningssignal när förlusten i barometrisk höjd överstiger ett förutbestämt värde.

4. Varningssystem enligt krav 3, k ä n n e t e c k n a t av att röst- generatorn innefattar en anordning för att alstra orden "don't sink, gear" i beroende av nämnda sjunkningsvarningssignal och nämnda tillståndsvarnings- signal, vilka anger att flygplanets landningshjul är nedfällda.

5. Varningssystem enligt krav 3, k ä n n e t e c k n a t av att röst- generatorn innefattar en anordning för att alstra'röstvarningen "don't sink, flaps" i beroende av nämnda sjunkningsvarningssignal och nämnde tillstånds- varningssignal, vilka anger att flygplanets klaffar är utfällda.

6. Markvarningsinstrument enligt krav 1, k ä n n e t e c k n a t av en elektronisk minneskrets; en första logisk anordning, som svarar på nämnda barometriska höjdsignal, varvid nämnda tillståndssignal och nämnda flygfas- signal är kopplade till den elektroniska minneskretsen för att lagra ett '\._/ 10 15 20 25 30 _ 452 300 9 värde motsvarande den maximala barometriska höjden, som flygplanet har uppnått under startfasen, i nämnda elektroniska minneskrets; en andra logisk anordning, som i beroende av den första logiska anordningen och nämnda baro- metriska höjdsignal alstrar en varningssignal när flygplanets barometriska höjd är mindre än den barometriska höjd, som är lagrad i nämnda elektroniska minneskrets, med ett förutbestämt värde under startfasen; varvid nämnda röst- generator är i beroende av nämnda varningssignal, som alstras när flygplanets barometríska höjd är mindre än den barometriska höjden, som är lagrad i den elektroniska minneskretsen, med ett förutbestämt värde under startfasen.

7. Varningssystem enligt krav 6, innefattande en källa för signaler motsvarande ändringshastigheten hos den barometriska höjdsignalen hos flyg- planet, k ä n n e t e c k n a t av att den första logiska anordningen inne- fattar en låsanordning, som i beroende av nämnda barometriska höjdändrings- signal förhindrar en ändring i värdet av höjdsignalen som lagras i nämnda elektroniska krets; när flygplanet sjunker med avseende på den barometriska höjden. B.

8. Varningssystem enligt krav 7, k ä n n e t e c k n a t av en tredje logisk anordning, som svarar på den barometríska ändringssignalen och nämnda Flygfassignal och är förbunden med låsanordningen för att förorsaka att läsanordningen förhindrar en ändring i värdet på den höjdsignal i nämnda elektroniska minneskrets när flygplanet sjunker med avseende på den barometriska höjden och flygplanet befinner sig i en startfas.

9. Varningssystem enligt något av krav 6, 7 eller 8, k ä n n e - t e c k n a t av en fjärde logisk anordning, som svarar på tillståndssignalen och nämnda varningssignal och är förbunden med nämnda röstgenerator för att förorsaka att röstgeneratorn alstrar en röstvarning, som anger flygplanets tillstånd när flygplanet har sjunkit med ett förutbestämt värde under startfasen.