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DE2557195A1 - Bodennaehe-warnanordnung (ii) - Google Patents

Bodennaehe-warnanordnung (ii)

Info

Publication number
DE2557195A1
DE2557195A1 DE19752557195 DE2557195A DE2557195A1 DE 2557195 A1 DE2557195 A1 DE 2557195A1 DE 19752557195 DE19752557195 DE 19752557195 DE 2557195 A DE2557195 A DE 2557195A DE 2557195 A1 DE2557195 A1 DE 2557195A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
signal
warning
altitude
aircraft
responsive
Prior art date
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Granted
Application number
DE19752557195
Other languages
English (en)
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DE2557195C2 (de
Inventor
Charles D Bateman
Hans R Muller
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Sundstrand Data Control Inc
Original Assignee
Sundstrand Data Control Inc
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Sundstrand Data Control Inc filed Critical Sundstrand Data Control Inc
Publication of DE2557195A1 publication Critical patent/DE2557195A1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE2557195C2 publication Critical patent/DE2557195C2/de
Expired legal-status Critical Current

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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
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/06—Rate of change of altitude or depth
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Description

Sundstrand Data Control, Inc., REDMOND (Washington 98052), V.St.A.
Bodennähe-Warnanordnung (II)
Die Erfindung betrifft eine Bodennähe-Warnanordnung für Flugzeuge, und insbesondere eine Warnanordnung, die bei einer nach dem Start oder während eines Fehlanflugs auftretenden negativen Steiggeschwindigkeit eine Warnung erzeugt.
Von der Anmelderin wurde bereits eine Bodennähe-Warnanordnung entwickelt (vgl. US-Patentanmeldung Ser. Nr. 480 727, eingereicht am 19.6.1974), die während der Start- oder Fehlanflugphase des Flugzeugbetriebs immer dann ein Warnsignal erzeugt, wenn eine negative Steiggeschwindigkeit, d. h. ein momentaner Abstieg in Richtung Boden, angezeigt wird. Bei dieser Warnanordnung wird die Start- oder Fehlanflugphase an einem Warninstrument durch Signale angezeigt, die die Flugkonfiguration des Flugzeugs, z. B. die Stellung der Landeklappen und des Fahrwerks, darstellen. Dieser bestimmte Warnzustanl stellt sich nur bei einer Höhe von 50 bis 700 ft Ober dem Boden ein, bei der sich das Flugzeug im Normalbetrieb
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im Steigen befindet. Es ist Jedoch vorstellbar, daß das Flugzeug trotz eines normalen Starts und Steigflugs unterhalb dieser 700 ft-Höhe abgefangen, d. h. in eine Horizont a !bewegung gebracht wird. Bei der bereits entwickelten Warnanordnung löst schon eine momentan auftretende negative Steiggeschwindigkeit von 100 ft/min das Warnsignal aus. Außer beim Start werden auch bei einem Fehlanflug-Verfahren, bei dem der genannte Warnzustand ebenfalls wirksam ist, Warnsignale erzeugt, wenn der Pilot das Fehlanflug-Verfahren nicht genau nach Anweisung befolgt. In beiden Fällen können unnötige Warnungen bzw. Störwarnungen entstehen, die das von der Flugzeugbesatzung in die Warnanordnung gesetzte Vertrauen beeinträchtigen kann.
Eine mögliche Lösung dieses Problems besteht darin, die erforderliche negative Steiggeschwindigkeit auf über 100 ft/min zu erhöhen, z. B. auf 500 ft/min, doch werden dann ungewollt auch gültige Warnsignale unterdrückt, die entstehen, wenn das Flugzeug mit verhältnismäßig geringer Sinkgeschwindigkeit in Richtung Boden herabsteigt.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung, eine Negativ-Steigen-Warnanordnung anzugeben, die nur dann arbeitet, wenn ein vorbestimmter Höhenverlust auftritt, ferner eine Schaltungsanordnung anzugeben, die ein Negativ-Steigen-Warnsignal sperrt, bis das Flugzeug eine vorbestimmte Höhe herabgestiegen ist, sowie einen auf ein eine zeitliche Änderung der Luftdruckhöhe darstellendes Höhenänderungssignal ansprechenden Integrator, der die Abstiegsstrecke des Flugzeugs mißt und das Negativ-Steigen-Warnsignal sperrt, bis der vorbestimmte Höhenverlust erreicht ist.
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Zur Unterdrückung der in einer Negativ-Steigen-Warnanordnung auftretenden Störwarnungen wird diejenige Strecke gemessen, um die das Plugzeug beim "Negativ-Steigen" absteigt bzw. absinkt. Während dieser Zeit wird das Warnsignal gesperrt, so daß in der Start- oder Fehlanflugphase bei sehr kleinen oder kurzzeitigen Abstiegen des Flugzeugs keine Störwarnsignale erzeugt werden. Die Abstiegsstrecke des Flugzeugs wird durch Integration des (Luftdruck- )HöhenänderungssignaIs gemessen. Wenn das integrierte Höhenänderungssignal bei einer bestimmten Höhe einen vorbestimmten Wert -übersteigt, z. B. 75 ft Höhenverlust bzw. Abstieg bei 200 ft Höhe, schaltet die Warnanordnung einen Warnsignalgenerator an. Diese Anschaltung erfolgt derart, daß die zur Aufhebung des Sperrzustandes für das Warnsignal erforderliche Abstiegsstrecke um so größer ist, je größer die Höhe über dem Boden ist. Bei diesem Verfahren zur Erzeugung des Warnsignals darfjdas Flugzeug kurze Zeit absinken, ohne daß die Warnanordnung getriggert wird, so daß Störwarnsignale dieses Typs vermieden werden.
Durch die Erfindung wird also eine Warnanordnung für Flugzeuge angegeben, die ein Warnsignal erzeugt, wenn das Flugzeug während der Start- oder Fehlanflugphase absinkt, wobei das Warnsignal für einen vorbestimmten Höhenverlust gesperrt wird, damit das Flugzeug kleine Strecken absinken darf, ohne daß eine Störwarnung ausgelöst wird. Insbesondere wird durch ule Erfindung eine Schaltungsanordnung angegeben, die ein Signal, das die Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs darstellt, integriert, bis das integrierte Signal einem vorbestimmten Höhenverlust entspricht, worauf das Warnsignal ausgelöst wird.
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Die Erfindung wird nun anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1 Kurven zur Erläuterung der Arbeitsweise der Warnanordnung bei einer willkürlich angenommenen Flugbahn des Flugzeugs;
Fig. 2 ein Blockschaltbild einer Schaltungsanordnung für die Warnanordnung; und
Fig. 3 eine Kurve zur Erläuterung des Zusammenhangs zwischen der Radarhöhe und dem benötigten Höhenverlust des Flugzeugs, bevor das Warnsignal entsperrt .wird.
Fig. 1 zeigt die Sperrfunktion für ein Negativ-Steigen-Warnsignal bei einer hypothetischen Flugzeug-Flugbahn. Solange das Flugzeug steigt (bis zu einem Punkt 10 auf der Flugzeug-Flugbahn nach Fig. 1), ist das Ausgangssignal eines Integrators, der zur Messung des Höhenverlustes des Flugzeuges dient, auf Null. Dieser Netto-Höhenverlust des Flugzeugs, d. h, diejenige Höhendifferenz, um die das Flugzeug absinkt, ist in Fig.l mit Ah0 bezeichnet. Wenn das Flugzeug mit dem
JD
Abstieg vom Punkt 10 zu einem Punkt 12 auf seiner Flugbahn beginnt, wird eine elektronische Klemmschaltung des Integrators abgeschaltet und der Integrator beginnt mit der Erzeugung einer Spannung, die den Gesamt-Höhenverlust in der Einheit ft darstellt. Unter der Annahme, daß das Flugzeug im Punkt 12 seiner Flugbahn nicht weit genug abgestiegen ist, so daß das Ausgangssignal des Integrators ein Warnsignal nicht entsperren kann, wird kein Negativ-Steigen-Warnsignal erzeugt (vgl. den Verla-uf des Warnsignals in Fig. Ϊ).
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Wenn das Flugzeug zwischen dem Punkt 12 und einem Punkt wieder an Höhe gewinnt, nimmt das Ausgangssignal des Integrators allmählich ab, bis das Flugzeug im Punkt 14 nähferungsweise dieselbe Höhe wie zu Beginn des Abstiegs erreicht. In diesem Punkt wird das Ausgangssignal des Integrators erneut Null und bleibt Mull, wenn das Flugzeug seinen Steigflug bis zu einem Punkt 16 auf seiner Flugbahn fortsetzt.
Im Punkt 16 auf der Flugzeug-Flugbahn beginnt ein weiterer Abstieg, so daß des Flugzeug etwa 65 ft unterhalb des Punktes 16 einen Punkt 18 erreicht. Wenn das Flugzeug vom Punkt 16 zum Punkt 18 absteigt, nimmt das Ausgangssignal des Integrators bis zum Erreichen des Punktes 18 auf der Flugbahn ebenfalls zu. Die Amplitude dieses Integrator-Ausgangssignals reicht aus, das Negativ-Steigen-Warnsignal zu entsperren, so daß das Warnsignal erzeugt wird. Dieses Warnsignal wird bis zum Erreichen des tiefsten Punktes (Punkt 20) erzeugt und danach abgeschaltet. Die Höhenzunahme vom Punkt 20 zu einem Punkt 22 auf der Flugbahn bewirkt, daß der Integrator seine Ausgangsspannung abbaut, bis im Punkt 22 ein Spannungswert erreicht ist, der zum erneuten Sperren des Warnsignals ausreicht. Wenn das Flugzeug über einen Punkt 24 auf seiner Flugbahn hinausjsteigt, nimmt das Ausgangssignal des Integrators wieder den Wert Null an und bleibt auf diesem Wert Null.
Fig. 2 zeigt die Schaltungsanordnung eines bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung. In die Schaltungsanordnung
wird auf einer Leitung 28 ein Signal hg eingespeist, das die zeitliche Änderung der Flugaeug-Höhe darstellt. Dieses Signal läßt sich wie ein Luftdruck-Höhenänderungssignal in der UB-Patentanmeldung Ser. Nr. 480 727 erzeugen und ist diesem
ähnlich. Das hg-Signal stellt das Eingangssignal eines
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Integrationsverstärkers 30 dar. Die Zeitkonstante des Integrationsverstärkers wird durch einen Widerstand 32 und einen Kondensator 34 gebildet und beträgt im bevorzugten Ausftihrungsbeispiel etwa Is, so daß das A us gangs signal des Verstärkers 30 auf einer Leitung 36 näherungsweise den Absolutwert der Luftdruck-Höhenänderung in ft darstellt.
Der Integrationsverstärker 30 ist auch mit einer Klemmschaltung versehen, die durch einen Schalter 38 dargestellt ist. Die Klemmschaltung 38 hält das Ausgangssignal des Verstärkers 30 auf Null, solange der Klemmschalter 38 geschlossen ist. Wenn der Klemmschalter 38 geöffnet ist, erzeugt der Verstärker 30 auf der Leitung 36 eine Spannung, die näherungsweise die Änderung der Luftdruckhöhe des Flugzeugs darstellt.
Der Klemmschalter 38 des Integrators 30 wird durch ein Signal gesteuert,das über ein ODER-Gatter 42 in einem Vergleicher 40 erzeugt wird. Das hg-Signal wird dazu in den negativen Eingang des Vergleichers 40 eingespeist. Sobald das Flugzeug abzusinken beginnt, z. B. im Furkt 10 nach Fig. 1, wird das hg-Signal negativ, so daß der Vergleicher 40 ein positives Signal abgibt. Dieses positive Signal wird durch das ODER-Gatter 42 invertiert und öffnet den Klemmschalter 38 derart, daß auf der Leitung 36 ein Ausgangssignal erzeugbar ist, das eine Höhenänderung darstellt. Das Signal auf der Leitung 36 wird in einem Addierer 44 mit dem Ausgangssignal des Vergleichers 40 verknüpft und in Form einer Mitkopplung in den positiven Eingang des Vsrgleichers 40 eingespeist. Durch diese Mitkopplung des Vergleichers 40 wird der Integrator in der Betriebsart lfIntegrieren" be-
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trieben, bis das Ausgangssignal auf der Leitung 36 wieder einen Wert Null annimmt. Die Arbeitsweise des Vergleichers ist iß Flg. 1 dargestellt, wo der Vergleicher 40 im Punkt 10 ein positives Ausgangssignal erzeugt, das die Klemmschaltung vom Integrator 30 abtrennt. Der Vergleicher 40 bleibt in seinem positiven Zustand, bis das Plugzeug im Punkt 14 näherungsweise wieder seine ursprüngliche Höhe erreicht, worauf das Signal auf der Leitung 36, dessen Amplitude nMherungsweise Null beträgt, zusammen mit einem positiven hg-Signal bewirkt, daf das Ausgangssignal des Vergleiohers 40 auf Null zurückschaltet.
Das Signal auf der Leitung 36, das die Höhenänderung darstellt, wird in den positiven Eingang eines Vergleichers eingespeist. Ein Signal h_, das die Radarhöhe des Plugzeugs über dem Boden ausdrückt, wird über einen Skalierverstärker i&ertragen und in einem Addierer 48 mit einem 5 ft-tJberlagerungs· signal verknüpft. Das resultierende Signal wird in den negativen Eingang des Vergleichers 46 eingespeist. Immer wenn die an den positiven Eingang des Vergleiohers 46 angelegte Spannung größer als die an den negativen Eingang angelegte Spannung ist, erzeugt der Vergleicher auf einer Leitung 50 ein positives Signal, das ein Durohschaltesignal eines UHD-öatters 52 darstellt. Der Vergleicher 46 weist eine durch einen Widerstand 54 gegebene Mitkopplung auf, wodurch zusammen mit dem Höhenänderungssignal auf der Leitung 36 und dem Überlagerten Radarhöhensignal am negativen Eingang eine Betriebskennlinie 55 naoh Pig. 3 erzeugt wird. Wie aus Fig. 3 hervorgeht, muß der Höhenverlust zum Triggern des Vergleiehers 46 und damit zum Enfcsperren des Negatlv-Steigen-Warasigmis um so größer sein, je größer die Radarhöhe ist.
Je größer also die Plugzeug-Höheüber dem Boden ist, desto
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größer muß der Abstieg des Flugzeugs sein, um das Negativ-Steigen-Warnsignal zu entsperren. Die schraffierte Fläche rechts von der Kurve 55 in Fig. 3 gibt den Bereich der Höhe über dem zum Entsperren des Warnsignals benötigten Abstieg bzw. Höhenverlust des Flugzeugs an.
Die weiteren Eingangssignale des UND-Gatters 52 geben andere Bedingungen an, bei denen das genannte Warnsignal gesperrt ist. Beispielsweise muß das Flugzeug zwischen 50 ft und 700 ft über dem Boden sein. Weiterhin muß sich das Flugzeug im Startzustand befinden.
Dieser Startzustand ist durch ein positives Ausgangssignal am Ausgang Q eines Flipflops 56 gekennzeichnet. Das Flipflop 56 wird gesetzt, wenn das Flugzeug zum landen bereit 1st, d. h. wenn die Landeklappen unten sind und das Fahrwerk ausgefahren ist, wodurch am Ausgang eines UND-Gatters 58 ein positives Signal erzeugt wird. Dies kann nur unterhalb von 480 ft der Fall sein, so daß in diesem Fall das Ausgangssignal eines UND-Gatters 60 Null ist und das Flipflop 56 somit gesetzt werden kann, wobei an dessen Q-A us gang ein positives Signal entsteht. Das Flipflop 56 bleibt während des Startens und Steigens des Flugzeugs gesetzt, bis das Flugzeug eine Höhe von mehr als 700 ft erreicht, bei der, da die Landeklappen oben sind und das Fahrwerk eingefahren ist,das Gatter 58 gesperrt und das Gatter 60 durchgeschaltet wird, so daß das Fllfflop 56 gelöscht werden kann. Zu vermerken ist, daß während der letzten Phase bei der Iandung, bei der das Flipflop 56 gesetzt ist, das Negativ-Steigen-Warnsignal durch ein Gatter 62 gesperrt wird, da das Fahrwerk eingefahren sein muß, um die Klemmschaltung des Integrators 30 abzuschalten, während, wie durch das UND-Gatter 58 angezeigt ist, das Fahrwerk zum Setzen
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des Flipflops 56 ausgefahren sein muß.
Das UND-Gatter 62 sperrt das Negativ-Steigen-Warnsignal, bis das Fahrwerk eingefahren ist, das Flugzeug sich im Startzustand befindet und höher als 50 ft ist, indem über das ODER-Gatter 42 ein positives Signal übertragen wird, um das Ausgangssignal des Integrators 30 festzuklemmen. Durch diese besondere Eigenschaft kann das Negativ-Steigen-Warnsignal während eines Fehlanflug-Verfahrens aktiv werden, da das Flugzeug normalerweise tiefer als 700 ft,jedoch höher als 50 ft ist, sich im Startzustand befindet sowie die Landeklappen oben und das Fahrwerk eingefahren hat, damit das Flugzeug einen weiteren Anflug durchführen kann.
Das UND-Gatter 52 erhält ein weiteres Sperrsignal aus einem Vergleicher 64, der die Erzeugung des Warnsignals verhindert, wenn das Flugzeug steigt. Das h_-Signal auf der Leitung 28 wird in den negativen Eingang des Vergleichers eingespeist, dessen positiver Eingang geerdet ist. Dadurch erzeugt der Vergleicher 64 ein negatives bzw. "Null'i-Signal für das UND-Gatter 52, wenn das Flugzeug steigt, so daß das Warnsignal gesperrt wird. Durch diese vorteilhafte Eigenschaft muß das Flugzeug nicht fast den gesamten Höhenverlust wieder ausgleichen, bevor das Warnsignal abgeschaltet wird. Diese Warnsignalsperre tritt im Punkt 20 nach Fig. 1 ein.
Die genannten Zahlenwerte für die Höhen-und Sinkgeschwindigkeiten sind selbstverständlich nur als beispielhaft anzusehen.
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Claims (19)

- ίο - Patentansprüche
1) Bodennähe-Warnanordnung mit einem Höhenmeßgerät zum Messen von Flugzeug-Höhenänderungen, mit einer Anzeigeeinheit zur Anzeige der Flugbetriebsphasen und mit einem Warnsignalgenerator für ein Warnsignal, das ein Absinken des Flugzeugs während einer vorbestimmten Flugbetriebsphase anzeigt, gekennzeichnet durch
einen Detektor (30, 38) zum Erfassen eines vorbestimmten Höhenverlustes des Flugzeugs; und
eine Steuereinheit (46, 52) zum Erzeugen des Warnsignals, wenn der vorbestimmte Höhenverlust erreicht ist (Fig. 2).
2. Warnanordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Detektor (30,38) aufweist;
einen auf das Höhenmeßgerät ansprechenden Integrator (30) zur zeitlichen Integration der Flugzeug-Sinkgeschwindigkeit; und
einen auf den Integrator (30) ansprechenden Generator (38) für ein Höhenverlustsignal (36), das den Netto-Höhenverlust des Flugzeugs darstellt (Fig. 2).
3. Warnanordnung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuereinheit (46, 52) auf das Höhenmeßgerät und auf die Anzeigeeinheit zur Anzeige der Flugbetriebsphasen anspricht (Fig. 2).
4. Warnanordnung nach Anspruch 3* gekennzeichnet durch ein auf das Höhenmeßgerät ansprechendes Stellglied zum Ändern der Antwort der Steuereinheit (46, 52) abhängig von der Flugzeug-Höhe (Fig. 2).
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- ir -
5. fTegätiv-Steigen-Warnanordnung für ein Plugzeug in Üieht -Land ekonf igurat ion,
gekennzeichnet durch
einen HÖhenänderungssignalgenerator für ein die zeitliche Höhenänderung des Plugzeugs darstellendes Höhenänd eruisgss ignal (28);
einen Konfigurationssignalgenerator für die Flugkonfiguration des Flugzeugs darstellende Konfigurationssignale;
eine auf den Höhenänderungssignalgenerator ansprechende Meßeinheit (30) zum Messen des Flugzeug-Abstiegs; und
einen auf die Meßeinheit (30) und den Konfigurationssignal, generator ansprechenden Warnsignalgenerator (52) für ein Abstiegs-Warnsignal, das ein weiteres Absinken des Flugzeugs nach dem Abstieg um eine vorbestimmte Strecke anzeigt (Fig. 2).
6. Warnanordnung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Höhenänderungssignalgenerator auf die Luftdruckhöhe anspricht und eine elektronische Schaltuns zur zeitlichen Differentiation des Signals aus dem Luftdruckhöhenmesser aufweist.
7. Warnanordnung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Konfigurationssignalgenerator auf Betriebszustandssignale anspricht, die den Betriebszustand der Landeklappen und des Fahrwerks des Flugzeugs anzeigen.
8. Warnanerdnung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Meßeinheit (30) eine elektronische Schaltung zur Integration des differenzierten Luftdruckhöhensignals (28) und zur Erzeugung eines einen Nett o-Höhenv er lust darstellenden Netto-Höhenverlustsignals (36) aufweist (Fig. 2).
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- 12. -
9. Warnanordnung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Warnsignalgenerator (52) auch auf einen. Radarhöhenmesser anspricht und das Abstiegs-Warnsignal abhängig sowohl vom Nett o-Höhenv er lusts ignal (36) als auch von der Flugzeug-Höhe über dem Boden erzeugt (Fig. 2)v
10. Warnanordnung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Warnsignalgenerator (52) das Abstiegs-Warnsignal als lineare Funktion zwischen der Zunahme des Netto-Höhenverlustsignals (36) und der Zunahme der Flugzeug-Höhe erzeugt (Fig. 2).
11. Negativ-Steigen-Warnanordnung für Flugzeuge, mit einem Luftdruck- und einem Radarhöhenmesser, g ekennzeichnet durch
eine Meßeinrichtung (30) zur Messung des Netto-Luftdruckhöhenverlustes (36) des Flugzeugs;
eine Vergleichseinrichtung (46) zum Vergleich des Netto-Luftdruckhöhenverlustes (36) mit der Radarhöhe; und
einen auf die Vergleichseinrichtung (46) ansprechenden Warnsignalgenerator (52) zum Erzeugen eines Warnsignals, wenn der Netto-Luftdruckhöhenverlust (36) bei einer vorbestimmten Höhe einen vorbestimmten Betrag übersteigt (Fig. 2, 3).
12. Warnanordnung nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch ein Sperrglied zum Sperren des Warnsignals Über einer ersten und unter einer zweiten vorbestimmten Höhe.
13· Warnanordnung nach Anspruch 12, geken_nzelehnet durch eine erste Sperreinheit' (56-62) zum Sperren des Warnsignals während vorbestimmter Betriebsphasen des Flugzeug» (Fig. 2).
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14. Warnanordnung nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch eine zweite Sperreinheit (64) zum Sperren des Warnsignals, wenn das Plugzeug steigt (Pig. 2).
15· Plugzeug-Abstieg-Warnanordnung für in Nicht-Landekonfiguration befindliche Flugzeuge,
gekennzeichnet durch
einen Höhenänderungssignalgenerator für ein die zeitliche Luftdruckhöhenänderung darstellendes Höhenänderungssignal (28);
einen Konfigurationssignalgenerator für Signale, die die Plugkonfiguration des Plugzeugs darstellen;
einen Warnsignalgenerator (52), der auf den Konfigurations· signalgenerator und auf das Höhenänderungssignal (28) anspricht und ein Warnsignal erzeugt, wenn das Plugzeug in einer vorbestimmten Konfiguration absteigt;
eine Sperrschaltung zum Sperren des Warnsignals; und eine Integrationsschaltung 00) zur Integration des
Höhenänderungssignals (28) und zum Entsperren des Warnsignals nach einem vorbestimmten Abstieg (Fig.2).
16. Elektronische Schaltungsanordnung, die auf ein Luftdruok-Höhenänderungssignal und auf ein Radar-Höhensignal eines Radar-Höhenmessers anspricht und in einem Plugzeug ein Negativ -St eigen-Warnsignal erzeugt,
geke nnz eichnet durch
einen Integrationsverstärker 00) zur Integration des Luftdruck-Höhenänderungssignals (28) derart, daß ein einen Abstieg des Flugzeugs darstellendes Abstiegssignal 06) erzeugt wird;
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eine an den Integrationsverstärker (30) angeschlossene Klemmschaltung (38), die die Abgabe des Abstiegssignals 06) aus dem Integrationsverstärker (30) verhindert;
einen ersten Vergleicher (40), der auf das Luftdruck-Höhenänderungssignal (28) und auf das Abstiegssignal (36) anspricht und die Klemmschaltung (38) steuert;
einen Addierer (48) zum Verknüpf en des Radar-Höhensigna Is mit einem Höhen-Überlagerungssignal;
einen zweiten Vergleicher (46), der an den Integrationsverstärker (30) und an den Addierer (48) angeschlossen ist und ein Logiksignal (50) erzeugt, das anzeigt, daß das Abstiegssignal (36) einen vorbestimmten Wert bezogen auf das Höhen-Überlagerungssignal überschritten hat;
eine erste Logik (52), die an den zweiten Vergleicher (46) angeschlossen ist, auf das Radar-Höhensignal anspricht und das Logiksignal (50) über und unterhalb vorbestimmter Höhen sperrt; und
einen auf das Logiksignal (50) ansprechenden Warns ignalgenerafcor zum Erzeugen des Negativ-Steigen-Warnsignals (Fig. 2).
17. Schaltungsanordnung nach Anspruch 16, gekennzeichnet durch
ein Flipflop (56) zur Anzeige der Flugbetriebsphase des Flugzeugs;
eine zweite Logik (58), die auf die Stellung der Landeklappen und des Fahrwerks sowie auf den Höhenzustand des Flugzeugs anzeigende Signale anspricht und das Flipflop (56) setzt;
eine dritte Logik (60), die auf die Flugzeug-Höhe anzeigende Signale anspricht und das Flipflop ($6) löscht; und
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ein erstes Schaltglied (42, 62) zum Übertragen des logischen Zustandesd.es. Flipflops (56) zur Klemmschaltung (38) (Pig. 2)·.
18. Schaltungsanordnung naoh Anspruch 16, gekennzeichnet durön ein zweites Schaltglied zum Übertragen des logischen Zustancfes des Flipflops (56) zur ersten Logik (52) (Fig. 2).
19. Schaltungsanordnung nach Anspruch 16, gekennzeichnet durch einen dritten Vergleioher (64), der auf das LuTtdruck-Höhenänderungssignal (28) anspricht, an die erste Logik (52) angeschlossen ist und das Logiksignal (50) bei steigender Luftdruck-Höhe sperrt (Fig. 2).
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L e e r s'e i f e
DE2557195A 1975-01-13 1975-12-18 Einrichtung in einem Flugzeug zur Abgabe eines Warnsignals Expired DE2557195C2 (de)

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