DE2557195C2

DE2557195C2 - Einrichtung in einem Flugzeug zur Abgabe eines Warnsignals

Info

Publication number: DE2557195C2
Application number: DE2557195A
Authority: DE
Inventors: Charles D. Bellevue Wash. Bateman; Hans R. Kirkland Wash. Muller
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1975-01-13
Filing date: 1975-12-18
Publication date: 1987-05-07
Also published as: GB1495881A; JPS5195397A; SE415831B; US3947810A; AU506645B2; SE7600147L; DE2557195A1; AU8649375A; CA1058305A; FR2297402B1; FR2297402A1; JPS5823881B2; IT1053375B

Description

Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zur Abgabe eines Warnsignals nach dem Oberbegriff des Patenanspruchs.

Von der Anmelderin wurde bereits eine Bodennähe-Warnanordnung vorgeschlagen (US-PS 39 46 358), 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 Warnzustand stellt sich nur bei einer Höhe von 50 bis 700 ft über dem Boden ein, bei der das Flugzeug im Normalbetrieb 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 Horizontalbewegung 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 Answeisung 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 bereits ein Flughöhen-Meßgerät bekannt (FR-PS 21 06 082), das, ausgehend von einer Bezugshöhe, beim Erfassen einer vorbestimmten Höhenabweichung einen Warnton abgibt. Im Gegensatz zur vorliegenden Erfindung werden bei dieser bekannten Einrichtung jedoch beim Sinkflug die sich ergebenden Höhenänderungen nicht durch die Integration der in dieser Phase auftretenden Sinkgeschwindigkeiten bestimmt und in Beziehung zu den anderen Betriebszuständen des Flugzeugs gesetzt.

Die vorliegende Erfindung geht von einem durch die US-PS 37 15 718 bekannt gewordenen Stand der Technik aus. Bei dieser bekannten Einrichtung wird eine Warnung abgegeben, wenn die Sinkgeschwindigkeit bei einer vorgegebenen Flughöhe einen vorbestimmten Betrag überschreitet. Die Sinkgeschwindigkeit wird hierbei, zur Ausschaltung von Einflüssen der Bodenbeschaffenheit bzw. der Struktur des überflogenen Geländes, aus einer Kombination der Höhenbestimmung aus Messungen des Luftdrucks und der Ermittlung des Bodenabstandes durch Radar abgeleitet. Auch bei dieser bekannten Einrichtung ist es nicht ausgeschlossen, daß Alarm gegeben wird obwohl kein unmittelbar gefährlicher Zustand gegeben ist. Durch die Auslösung derartiger Alarme wird das Vertrauen der Piloten in die Warneinrichtung herabgesetzt.

Der vorliegenden Erfindung liegt deshalb die Aufgabe zugrunde, ausgehend von einer Einrichtung nach der US-PS 37 15 718, eine Warneinrichtung zu schaffen, die den tatsächlichen Bedingungen, bei denen Alarm gegeben werden muß, besser gerecht wird und zwar sowohl bei der Startphase des Flugzeugs als auch bei einem Fehllande-Anflug mit nachfolgendem Durchstarten und wobei jeder Höhenverlust unterhalb einer vorgegebenen Mindesthöhe genau erfaßt wird.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs angegebenen Merkmale gelöst.

Die Erfindung wird nun anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigt
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. 1 mit Δ h _B bezeichnet. Wenn das Flugzeug mit dem 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 Verlauf des Warnsignals in Fig. 1).
Wenn das Flugzeug zwischen dem Punkt 12 und einem Punkt 14 wieder an Höhe gewinnt, nimmt das Ausgangssignal des Integrators allmählich ab, bis das Flugzeug im Punkt 14 näherungsweise dieselbe Höhe wie zu Beginn des Abstiegs erreicht. In diesem Punkt wird das Ausgangssignal des Integrators erneut Null und bleibt Null, 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 das 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 hinaus steigt, 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 &wedgeq; _B eingespeist, das die zeitliche Änderung der Flugzeug-Höhe darstellt. Dieses Signal ist mit dem Luftdruck-Höhenänderungssignal der US-PS 37 15 718 wesensgleich und wird wie dort gezeigt gebildet. Das &wedgeq; _B-Signal stellt das Eingangssignal eines Integrationsverstärkers 30 dar. Die Zeitkonstante des Integrationsverstärkers wird durch einen Widerstand 32 und einen Kondensator 34 gebildet und beträgt im bevorzugten Ausführungsbeispiel etwa 1 s, so daß das Ausgangssignal 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 (Δ h _B), 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 &wedgeq; _B-Signal wird dazu in den negativen Eingang des Vergleichers 40 eingespeist. Sobald das Flugzeug abzusinken beginnt, z. B. im Punkt 10 nach Fig. 1, wird das &wedgeq; _B-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 Vergleichers 40 eingespeist. Durch diese Mitkopplung des Vergleichers 40 wird der Integrator in der Betriebsart "integrieren" betrieben, bis das Ausgangssignal auf der Leitung 36 wieder einen Wert Null annimmt. Die Arbeitsweise des Vergleichers 40 ist in Fig. 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 Flugzeug im Punkt 14 näherungsweise wieder seine ursprüngliche Höhe erreicht, worauf das Signal auf der Leitung 36, dessen Amplitude näherungsweise Null beträgt, zusammen mit einem positiven &wedgeq; _B-Signal bewirkt, daß das Ausgangssignal des Vergleichers 40 auf Null zurückschaltet.
Das Signal auf der Leitung 36, das die Höhenänderung darstellt, wird in den positiven Eingang eines Vergleichers 46 eingespeist. Ein Signal h _R, das die Radarhöhe des Flugzeugs über dem Boden ausdrückt, wird über einen Skalierverstärker 37 übertragen und in einem Addierer 48 mit einem 5-ft-Überlagerungssignal verknüpft. Das resultierende Signal wird in den negativen Eingang des Vergleichers 46 eingespeist. Immer wenn die an den positiven Eingang des Vergleichers 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 Durchschaltesignal eines UND-Gatters 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 nach Fig. 3 erzeugt wird. Wie aus Fig. 3 hervorgeht, muß der Höhenverlust zum Triggern des Vergleichers 46 und damit zum Entsperren des Negativ-Steigen- Warnsignals um so größer sein, je größer die Radarhöhe ist.
Je größer also die Flugzeug-Höhe über dem Boden ist, desto 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 ist, 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-Ausgang 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 Flipflop 56 gelöscht werden kann. Zu vermerken ist, daß während der letzten Phase bei der Landung, 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 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 &wedgeq; _B-Signal auf der Leitung 28 wird in den negativen Eingang des Vergleichers 64 eingespeist, dessen positiver Eingang geerdet ist. Dadurch erzeugt der Vergleicher 64 ein negatives bzw. "Null"-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.

Claims

Einrichtung in einem Flugzeug zur Abgabe eines Warnsignals bei Start oder bei Fehlanflug mit folgendem Durchstarten, wenn die Sinkgeschwindigkeit bei einer vorgegebenen Flughöhe einen vorbestimmten Grenzwert überschreitet, unter Bestimmung der Sinkgeschwindigkeit aus Messungen der Flugzeughöhe über Grund und aus barometrischen Messungen, dadurch gekennzeichnet, daß am Eingang eines UND-Gliedes (52), dessen Ausgang das Warnsignal steuert, folgende Signale anliegen:

a) ein Signal, das vom Ausgang eines Vergleichers (64) geliefert wird, an dessen invertierendem Eingang ein Signal h&min; _B anliegt, das der Steiggeschwindigkeit entspricht,

b) ein Signal (50), das vom Ausgang eines weiteren Vergleichers (46) geliefert wird, an dessen invertierendem Eingang das aus der Addition mittels eines Addierers (48) hervorgegangene zusammengesetzte Signal aus dem Signal h _R (Radarhöhe des Flugzeugs), bewertet durch einen Skalierverstärker (37), und einem Signal h, das einer Mindesthöhe (z. B. 5 ft) entspricht, und an dessen zweiten positiv rückgekoppeltem (über 54) Eingang das Ausgangssignal (36) eines Integrationsgliedes (30, 32, 34) liegt, das vom Signal h&min; _B angesteuert wird, wobei das Integrationsglied einen Klemmschalter (38) aufweist, der vom Ausgang eines ODER-Gliedes (42) gesteuert wird, an dessen invertierendem Eingang das Ausgangssignal eines Vergleichers (40 ) liegt und an dessen anderem Eingang das Ausgangssignal eines NAND-Kreises (62) eingespeist wird, wobei der invertierende Eingang des Vergleichers (40) vom Signal h&min; _B beaufschlagt wird und der andere Eingang in einem positiven Rückkopplungskreis liegt, bei dem das eigene Ausgangssignal mit dem Ausgangssignal des Integriergliedes (36) addiert (in 44) wird, während an dem NAND-Kreis (62) Leitungen anliegen, die aktiviert sind, wenn die Landeklappen oben (FD) sind bzw. das Fahrwerk eingefahren (GU) ist, das Flugzeug sich in der Startphase befindet und eine vorgeschriebene Höhe h _R (z. B. 50 ft) überschritten ist,

c) ein Signal, das auftritt bei Flughöhen unter einem vorbestimmten Grenzwert h _R (z. B. unterhalb 700 ft),

d) ein Signal, das auftritt bei Flughöhen über einem vorgegebenen Wert h _R (z. B. über 50 ft), und

e) ein Signal, das anzeigt, daß sich das Flugzeug in der Startphase befindet, und das vom Ausgang (Q) eines Flipflops (56) abgenommen wird, wobei dieses Flipflop (56) über einen UND-Kreis (58) gesetzt wird in Abhängigkeit der Stellung der Landeklappen (FD), der Lage des Fahrwerks (GU) und einer Flughöhe unterhalb eines vorbestimmten Höchstwertes h _R (z. B. 480 ft) und zurückgesetzt wird durch ein Signal, das eine Höhe über einem vorbestimmten Grenzwert h _R (z. B. 700 ft) anzeigt (Fig. 2).