DE3424957A1

DE3424957A1 - Bodennaehewarnsystem fuer flugzeuge

Info

Publication number: DE3424957A1
Application number: DE19843424957
Authority: DE
Inventors: Charles Donald Bellevue Wash. Bateman
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Corp
Priority date: 1983-07-08
Filing date: 1984-07-06
Publication date: 1985-01-24
Also published as: IT8448514A0; CA1240384A; GB8417455D0; DE3424957C2; FI842728A; JPS6025469A; FR2548788A1; GR82241B; FI842728A0; IT1205353B; GB2142891B; SE8403473D0; SE8403473L; AU2884584A; CH660468A5; NL190982C; AU547328B2; US4684948A; JPH043835B2; GB2142891A

Description

Sundstrand Data Control, Inc. Redmond, Washington 98o52, V.St.A.

Bodennähewarnsystem für Flugzeuge

Die Erfindung betrifft ein Bodennähewarnsystem für Flugzeuge, das Warnsignale bei übermäßig großer Bodenannäherungsgeschwindigkeit und übermäßig großem Absinken unter einen Gleitwinkel-Funkstrahl erzeugt und bei dem die Warnkriterien abhängig davon, ob sich das Flugzeug auf dem Gleitwinkel-Funkstrahl befindet, verändert werden, um unnötige Warnsignale zu verringern.

Es sind bereits Bodennähewarnsysteme bekannt, die Warnsignale erzeugen, wenn die Terrain-Annäherungsgeschwindigkeit des Flugzeugs übermäßig groß wird und wenn das Flugzeug einen Gleitwinkelfunkstrahl unterschreitet. Die bekannten Systeme sind in den US-PS'en 3 715 718, 3 934 221, 3 934 222, 3 944 968 und 3 958 219 offenbart. Die US-PS'en 3 925 751 und 3 947 809 offenbaren Beispiele von Systemen, die auf einen Gleitwinkel-Funkstrahl ansprechen und ein Warnsignal erzeugen, wenn das Flugzeug zu tief unter dem Leitstrahl fliegt. Die US-PS

572-B01621/AtAl

3 946 358 offenbart ein System, das bei verschiedenen gefährlichen Flugsituationen einschließlich einer zu hohen Annäherungsgeschwindigkeit und zu großen Sinkgeschwindigkeit unterhalb dem Leitstrahl ein Warnsignal erzeugt. Alle die genannten Patente gehören dem gleichen Anmelder wie die vorliegende Patentanmeldung.

Die bekannten Bodennähewarnsysteme arbeiten in den meisten Situationen richtig, haben jedoch die Tendenz unter bestimmten Umständen, wie beim normalen Instrument Landing System (ILS) Anflug bestimmter von Bergen umgebener Flugplätze, wie St. Johns in Newfoundland, Zürich in der Schweiz, Lissabon in Portugal und Madrid in Spanien falsche oder unnötige Warnsignale zu erzeugen.

Es sind verschiedentlich Anstrengungen gemacht worden,, die genannte Neigung zur Erzeugung von Falschalarmen bei den bekannten Systemen zu vermeiden, die darauf zielten, die Warneinhüllende und die Signalverarbeitungsschaltung, wie Geschwindigkeitsbegrenzer und Filter, die die Erzeugung von Falschalarmen beim Anflug auf bestimmte Flugplätze verhindern sollen, zu ändern. Diese Veränderungen brachten jedoch keine zufriedenstellenden Ergebnisse, da die durch das System ermöglichte Warnzeit möglicherweise bei gefährlichen Situationen verringert wurde.

Es ist deshalb Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung von Warnsignalen zu ermöglichen, die die obengenannten Nachteile des Standes der Technik vermeiden und die beim Landeanflug von den herkömmlichen System erzeugten Falschalarme ohne Verringerung der durch das System bei tatsächlicher übermäßig großer Terrain-Annäherungsgeschwindigkeit ermöglichten Warnzeit verringert. Dabei sollen die Warnkriterien, die bei übermäßig großer Annäherungsgeschwindigkeit zugrundeliegen abhängig davon, ob das Flugzeug auf einem ILS-

Leitstrahl und nicht wesentlich unterhalb dem Leistrahl ist oder nicht änderbar sein.

Die obige Aufgabe wird anspruchsgemäß gelöst.

Es zeigte sich , daß beim Anflug auf manche Flugplätze, insbesondere solche, die von Bergen umgeben sind, der Winkel des ILS-Leitstrahls bei normalem Anflug auf dem Leitstrahl Annäherungsraten ergibt, die die Warneinhüllende der Systeme, die übermäßige Terrain-Annäherungsgeschwindigkeits-Warnsignale erzeugen, schneiden, auch wenn tatsächlich der Gleitpfad eine genügende Bodenfreiheit ermöglicht, so daß keine gefährliche Flugsituation entsteht. Ein sicherer Anflug ist damit solange möglich, wie das Flugzeug innerhalb des ILS-Landeleitstrahls bleibt. Damit kann ein solches Bodennähewarnsystem ohne Sicherheitskompromisse solange das Flugzeug innerhalb des Leitstrahls bleibt, desensibilisiert werden.

Aus diesem Grunde wird erfindungsgemäß ein Bodennähewarnsystem, das bei normalen Flugbewegungen außerhalb eines Landeanflugs in einem ILS-Leitstrahl zur Erzeugung von Warnsignalen mit genügender Warnzeit bei übermäßig großer Bodenannäherungsgeschwindigkeit sensibilisiert ist, beim Vorhandensein des ILS-Leitstrahls und wenn das Flugzeug nicht wesentlich unterhalb dem Leitstrahl fliegt, desensibilisiert.

Die Vorrichtung zur Ausführung des Verfahrens ist dadurch gekennzeichnet, daß sie aufweist:

eine Einrichtung, die auf ein Signal über die Höhe des Flugzeugs über Grund und auf ein Signal über die Bodenannäherungsgeschwindigkeit des Flugzeugs anspricht und ein Warnsignal erzeugt, wenn die Bodenannäherungsgeschwindigkeit entsprechend einem vorgegebenen Satz von Warnkriterien für die Ist-Flughöhe übermäßig groß wird, ferner eine Einrichtung, die auf einen

Funk-Leitstrahl anspricht und ein Warnsignal erzeugt,

wenn das Flugzeug zu stark von dem durch den Funkleitstrahl gegebenen Gleitwinkel abweicht und

eine Einrichtung, die den vorgegebenen Satz von Warnkriterien bei erfaßtem Leitstrahl und wenn das Flugzeug nicht zu stark vom durch den Leitstrahl gegebenen Gleitwinkel abweicht, ändert

Die Erfindung wird im folgenden anhand der Zeichnung näher beschrieben. Es zeigen:

Fig. 1 ein Funktionsblockschaltbild eines Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Bodennähewarnsystems;

Fig. 2 graphisch Änderungsmöglichkeiten der Bodenannäherungsgeschwindigkeits-Warnkriterien, in dem die Geschwindigkeitsbegrenzung des Funkhöhenratensignals, wenn das Flugzeug auf dem Leitstrahl ist, geändert werden, und

Fig. 3 und

4 graphisch, wie die Warneinhüllenden durch Modifikation der Geschwindigkeitsgrenzen gemäß Figur 2 verändert werden.

Figur 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Vorrichtung mit der Bezugsziffer 10. Die Vorrichtung 10 ist in Figur 1 als ein Funktionsblockschaltbild dargestellt und besteht aus einer Reihe von Torschaltungen, Vergleichern und ähnlichen Gliedern, um die Darstellung zu vereinfachen. Die tatsächliche Realisierung der Logik kann von dem Ausführungsbeispiel in Figur „1 abweichen und insbesondere verschiedene analoge und digitale Ausführungen umfassen. Die von der beschriebenen Warnvorrichtung verwendeten Signale umfassen die Funkhöhe und Rate, die barometrische Höhe und Rate (in Figur 1 nicht dargestellt), ein Signal, das die Abweichung des

-β- " " " 342A957

Flugzeugs vom Leitstrahlwinkel angibt und Signale, die die Position der Klappen des Flugzeugs angeben und verschiedene Gültigkeitssignale.

Da die Bodenannäherungsrate sowohl vom Funkhöhenratensignal allein (Figur 1) als auch vom durch das barometrische Höhenratensignal veränderten Funkhöhensignal abgeleitet werden kann, soll bei der vorliegenden Erfindung unter der Bezeichnung "Annäherungsgeschwindigkeit" sowohl die Funkhöhenannäherungsrate als auch die durch ein barometrisches Ratensignal veränderte Funkhöhenrate umfassen.

Es ist vom Flugzeugtyp abhängig, ob diese Signale von einzelnen Instrumenten, wie einem Gleitwinkelempfänger 12 (Figur 1) einem Funkhöhenmesser 14, einer Funkhöhenratenschaltung 16 und von einem diskreten Schaltelement, das die Position der Klappen angibt oder von einem digitalen Datenbus abgeleitet werden.

Die in Figur 1 dargestellte Vorrichtung erzeugt ein Warnsignal, falls die Bodenannäherungsgeschwindigkeit bei der Ist-Flughöhe des Flugzeugs übermäßig groß wird. Dazu weist die Vorrichtung einen Vergleicher 18 auf, der die Funkhöhenrate der Funkhöhenratenschaltung 16 (oder wahlweise eine in Figur 1 nicht dargestellte nichtbarometrische Höhenrate) mit der vom Signal des Funkhöhenmessers 14 angegebenen Flughöhe über Grund vergleicht und ein Warnfreigabesignal erzeugt, sobald die Bodenannäherungsgeschwindigkeit bei der Ist-Flughöhe des Flugzeugs übermäßig groß wird. Das Warnfreigabesignal wird einem Warngenerator 20 angelegt, der gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ein Sprachgenerator ist und ein Sprachwarnsignal einem Wandler 22 •entweder direkt oder indirekt zuführt, damit der Pilot des Flugzeugs eine der spezifischen Situation entsprechende Sprachwarnung erhält. Die eingangs genannte US-PS 3 934 221 beschreibt einen für die in Figur 1 dargestellte Vorrichtung geeigneten Bodenannäherungsgeschwtndigkeits-Vergleicher 18.

* y ■·

Durch diesen Warnvergleicher 18 werden vorzugsweise Warnsignale zwischen einer Höhe von 600 m (1800 ft) bei einer Sinkgeschwindigkeit von 24 m/s (4800 ft/m) und einer Höhe von 16 m (50 ft) bei einer Sinkgeschwindigkeit von 10,3 m/s (2063 ft/min) initiiert.

Die Vorrichtung 10 weist ferner einen Gleitwinkelvergleicher 24 auf, der ein Signal vom Gleitwinkelempfänger 12, das die Gleitwinkelabweichung angibt, mit dem vom Funkhöhenmesser 14 erzeugten Ist-Flughöhensignal vergleicht und ein Gleitwinkel-Warnfreigabesignal erzeugt, falls das Flugzeug zu sehr unterhalb des Gleitwinkels liegt. Das Gleitwinkel-Warnfreigabesignal wird einem Gleitwinkel-Warngenerator 26 zugeführt, der ein Sprachwarnsignal erzeugt, das das übermäßige Absinken unter den Gleitwinkel angibt. Dieses Signal wird ebenfalls dem Wandler 22 zugeführt . Eine als Gleitwinkelvergleicher 24 einsetzbare Einrichtung stellt die Figur 2 der eingangs genannten US-PS 3 948 809 dar. Dieser Vergleicher 24 dient zur Erzeugung eines Hinweis-Warnsignals und eines Befehls-Warnsignals abhängig vom Grad der Abweichung vom Gleitwinkel nach unten. Er erzeugt vorzugsweise einen Hinweisalarm, wenn die Flughöhe zwischen 330 m (1000 ft) und 16 m (50 ft) und die Abweichung mindestens einen Punkt (dot) beträgt und einen Befehlsalarm, wenn die Flughöhe zwischen 100 m (300 ft) und 16 m (50 ft) und die Abweichung mindestens zwei Punkte beträgt.

Erfindungsgemäß werden die durch den Vergleicher 18 zur Erzeugung des Warnfreigabesignals verwendeten Kriterien verändert, wenn das Flugzeug innerhalb des Leitstrahls ist. Dazu dient ein UND-Glied 28, das ein Ausgangssignal des Leitstrahlempfängers 12 und weitere Freigabesignale, wie ein ILS-Freigabesignal und ein G/S NOISY-Signal empfängt und bestimmt, ob ein gültiges Leitstrahlsignal empfangen wurde. Das G/S-NOISY-Signal wird durch Filtern des Leitstrahlsignals erzeugt und gibt an, daß das Leitstrahlsignal nicht verrauscht ist.

Das UND-Glied 28 empfängt außerdem ein Ausgangssignal des Leitstrahl-Vergleichers 24 über ein Invertierglied 30, das ein NICHT G/S-Warnsignal, das angibt, daß das Flugzeug nicht zu tief unterhalb des Leitstrahls fliegt, dem UND-Glied 28 anlegt. Der Ausgang des UND-Glieds 28 wird dem Vergleicher 18 über ein ODER-Glied 32 angelegt und ändert die der Freigabe des Warngenerators 20 zugrundeliegenden Bodenannäherungsgeschwindigkeitskriterien. Zusammengefaßt werden diese Kriterien geändert, wenn ein gültiges Leitstrahlsignal empfangen wird, das nicht verrauscht ist, das ILS freigegeben und kein Leitstrahlwarnsignal erzeugt wird , wie dies durch das NICHT G/S-Warnsignal angegeben ist. Das vom UND-Glied 28 über das ODER-Glied 32 dem Vergleicher 18 angelegte Signal ändert die Warnkriterien so, daß das System weniger empfindlich wird und reduziert somit die Wahrscheinlichkeit der Erzeugung von Falschwarnsignalen.

Die US-Patentschrift 3 934 221 offenbart in Figur 1 ein als Bodenannäherungsgeschwindigkeits-Vergleicher 18 geeignetes System. Bei Verwendung dieses System kann der Ausgang des ODER-Glieds 32 dem Eingang des Ratenbegrenzers 10 angelegt werden, der in Figur 1 dieser Patentschrift mit FLAPS bezeichnet ist. Wenn somit das Flugzeug beim Landeanflug innerhalb des Leitstrahls ist, werden die Kriterien zur Erzeugung des Bodenannäherungsgeschwindigkeits-Warnsignals so geändert, daß Warnsignale bei Fjunkhöhen oberhalb etwa 230 bis 300 m (700 bis 900 ft) wirksam gesperrt werden. Dem ODER-Glied 32 kann auch ein Signal, das die Position der Klappen "Klappen unten" angibt, angelegt werden, das die Warnkriterien in gleicher Weise ändert. Obwohl sich dieses Verfahren zur Änderung der Warnkriterien als sehr wirksam herausgestellt hat, können die Warnkriterien auch auf andere Weise geändert werden und zur Verringerung von unnötigen Warnsignalen während dem Anflug an von Bergen umgebene Flugplätze optimiert werden.

Figur 2 zeigt ein Verfahren zur Änderung der Warnkriterien beim die übermäßig große Bodenannäherungsgeschwindigkeit betreffenden Warnbetrieb, in dem die Ratengrenzen des Funkhöhenratenbegrenzers 10 der zuvor genannten US-PS 3 934 221 geändert werden. Eine Kurve A stellt die Begrenzung der Sinkgeschwindigkeit zwischen 10 m/s (2000 ft/min) und 20,45 m/s (4090 ft/min) dar, die bei normalen Marschflugbedingungen, wenn die .Klappen des Flugzeugs oben sind und das Flugzeug nicht auf dem Leitstrahl ist, gelten. In der graphischen Darstellung in Figur 2 bedeutet eine positive Funkhöhenannäherungsrate eine Sinkgeschwindigkeit.

Falls jedoch die Klappen gesenkt oder das Flugzeug unabhängig von der Position der Klappen auf dem Gleitstrahl ist, wird das Ratensignal auf Werte zwischen beispielsweise 15 m/s (3000 ft/min) und 4,5 m/s (910 ft/min) Sinkgeschwindigkeit begrenzt. (Kurve B in Figur 2) Die Kurven C und D zeigen Änderungen der Geschwindigkeitsbegrenzungen, wenn das Flugzeug die Flughöhe 66N^ (200 ft) unterschreitet bzw. bei Luftgeschwindigkeitsexpansion, wenn die Klappen oben sind. Die Luftgeschwindigkeitsexpansion oder Mach-Expansion erhöht die Empfindlichkeit des Bodenannäherungsgeschwindigkeits-Warnsystems als Funktion der Luftgeschwindigkeit, wie aus Figur 3 deutlich wird.

Figur 3 stellt die Warneinhüllende oder die zur Erzeugung eines übermäßig großen Bodenannäherungsgeschwindigkeits-Warnsignals nötigen Kriterien dar, wenn sich das Flugzeug im Marschflug befindet und die Klappen nicht oben sind und es nicht auf dem Leitstrahl ist. Mit diesen Bedingungen wird der Bodenannäherungsgeschwindigkeits-Alarm unterhalb 550 m (1650 ft) erzeugt, wenn das Flugzeug mit Mach 0,35 oder langsamer fliegt, falls die durch die ausgezogene und die gestrichelte Linie dargestellte Warneinhüllende überschritten wird. Beim dargestellten Ausführungsbeispiel wird zunächst ein zweimaliges Sprachwarn-

signal "TERRAIN-TERRAIN" erzeugt, dem beim Durchschreiten der gestrichelten Warneinhüllende ein "PULL UP"-Warnsignal folgt. Oberhalb der Luftgeschwindigkeit Mach 0,35 bis zur Luftgeschwindigkeit Mach 0,45 wird die Warneinhüllende bis 810 m (2450 ft) ausgedehnt, damit bei diesen höheren Geschwindigkeiten eine verlängerte Warnzeit ermöglicht wird.

Falls sich das Flugzeug jedoch auf dem Leitstrahl befindet, ist der durch die Warnkriterien in Figur 3 gegebene Schutz unnötig und kann sogar Falschalarme bewirken. Folglich wird das System gemäß der Erfindung weniger empfindlich eingestellt. Falls das System durch Änderung der Geschwindigkeitsgrenzen, wie dies in Figur 2 dargestellt ist, desensibilisiert wird (durch Änderung der Geschwindigkeitsbegrenzungen des Begrenzers 10 der US-PS 3 934 221), ergibt sich die in Figur 4 dargestellte Warneinhüllende. Beim Überschreiten der Einhüllenden wird, sobald sich das Flugzeug auf dem Leitstrahl befindet (oder seine Klappen unten sind) ein Warnsignal wie das Sprachwarnsignal "TERRAIN" erzeugt. Wenn somit die Flughöhe, die das Warnsystem freigibt auf unter 220 bis 300 m (700 bis 900 ft) oder wie in Figur 4 auf unter 260 m (790 ft) begrenzt wird, lassen sich Falschalarme beim Landeanflug eliminieren oder zumindest wesentlich verringern. Indem das Warnsystem unterhalb der Höhe 60 m (200 ft) entsprechend Figur 4 gesperrt wird, werden ebenfalls Falschalarme beim Berühren des Bodens verhindert.

Zusätzlich stellt es sich als nützlich heraus, daß gemeinhin als Modus 4B bekannte Bodenabstandswarnsystem zu sperren, wenn sich das Flugzeug auf dem Leitstrahl befindet und das Fahrwerk ausgefahren ist und der Gleitwinkel nicht wesentlich nach unten vom Leitstrahl abweicht. Das unter der Bezeichnung Modus 4B bekannte Bodenabstandswarnsystem wird in den US-PS'en 3 936 796, 4 944 968 und 4 030 065 desselben Anmelders beschrieben.

- Leerseite -

Claims

Patentansprüche

1. Verfahren zur Erzeugung eines Warnsignals bei übermäßig großer Bodenannäherungsgeschwindigkeit eines Flugzeugs,

gekennzeichnet

durch

folgende Schritte:

Empfang von Signalen bezüglich der Flughöhe über Grund und der Bodenannäherungsgeschwindigkeit des Flugzeugs,

Erzeugung eines Warnsignals, wenn die Bodenannäherungsgeschwindigkeit bei der Ist-Flughöhe übermäßig groß wird entsprechend vorgegebener Kriterien,

Erfassen, ob sich das Flugzeug auf einem Gleitwinkel-Leitstrahl befindet,

Erzeugung eines Warnsignals, falls das Flugzeug zu stark vom Leitstrahl abweicht und

Änderung der vorgegebenen Kriterien, wenn der Leitstrahl erfaßt ist und das Flugzeug nicht zu stark vom Gleitwinkel abweicht.

Verfahren nach Anspruch 1,

dadurch gekennzeichnet, daß

bei erfaßtem Leitstrahl und wenn .das Flugzeug nicht zu stark von diesem abweicht, die vorgegebenen Kriterien so geändert werden, daß die Erzeugung eines Warnsignals bereits bei geringeren Bodenannäherungsgeschwindigkeiten erfolgt.

572-B01621/AtAl

3. Verfahren nach Anspruch 2,

dadurch gekennzeichnet,

daß die vorgegebenen Kriterien so geändert werden, daß die maximale Höhe, bei der das Warnsignal erzeugt wird, verringert wird.

4. Verfahren nach Anspruch 3,

dadurch gekennzeichnet,

daß die maximale Höhe auf etwa 240 m bis 300 m (700 bis 900 ft) über Grund verringert wird.

5. Verfahren nach Anspruch 2,

dad urch gekennzeichnet,

daß die der Erzeugung des Warnsignals zugrundeliegende Bodenannäherungsgeschwindigkeit auf Maximal bzw. Minimalwerte begrenzt wird und daß bei erfaßtem Leitstrahl und bei nicht zu großer Abweichung davon zumindest einer der Maximal- und Minimalwerte verändert wird.

6. Verfahren nach Anspruch 5,

dadurch gekennzeichnet,

daß der Maximalwert der Bodenannäherungsgeschwindigkeit, der der Erzeugung des Warnsignals zugrundeliegt, bei erfaßtem Leitstrahl und bei nicht zu großer Abweichung davon geändert wird.

7. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1 ,

gekennzeichnet durch

eine Einrichtung (14), die ein Signal über die Flughöhe abgibt,

einen Leitstrahlempfänger (12), der ein Signal abgibt, wenn ein Gleitwinkel-Leitstrahl erfaßt ist,

eine Einrichtung (16), die ein Signal über die Bodenannäherungsgeschwindigkeit abgibt, .

eine Einrichtung (18, 20), die auf die Ausgangssignale der Einrichtung (14) und der Einrichtung (16) anspricht und ein Warnsignal erzeugt, wenn entsprechend einem vorgegebenen Kriteriensatz für eine Ist-Flughöhe die Bodenannäherungsgeschwindigkeit zu groß wird,

eine Einrichtung (24, 26), die auf das Ausgangssignal des Leitstrahlempfängers (12) anspricht und ein Warnsignal erzeugt, falls das Flugzeug zu stark vom Leitstrahl abweicht, und

eine Einrichtung (18, 28, 32), die den vorgegebenen Kriteriensatz ändert, wenn der Leitstrahl durch den Leitstrahlempfänger (12) erfaßt ist und wenn die Flugbahn des Flugzeugs nicht zu stark davon abweicht.

8. Vorrichtung nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet,

daß die übergroße Abweichung vom Leitstrahl von der Ist-Flughöhe über Grund abhängt und daß die Einrichtung (24, 26) das Warnsignal erzeugt, wenn für die Ist-Flughöhe die Flugbahn zu weit unterhalb des durch den Leitstrahl gegebenen Gleitwinkels liegt.

9. Vorrichtung nach Anspruch 7,
gekennzeichnet durch

eine Einrichtung, die die Maximal- und Minimalwerte des Bodenannäherungsgeschwindigkeitssignals begrenzt und eine Einrichtung, die zumindest einen der Maximal- und Minimalwerte zur Änderung des vorgegebenen Kriteriensatzes ändert.