DE2729857A1 - Bodenannaeherungswarnungssystem - Google Patents

Bodenannaeherungswarnungssystem

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DE2729857A1
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Jean-Claude Grima
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Telecommunications Radioelectriques et Telephoniques SA TRT
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    • G01CMEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
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    • G01C5/005Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels altimeters for aircraft
    • GPHYSICS
    • G01MEASURING; TESTING
    • G01SRADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
    • G01S13/00Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
    • G01S13/88Radar or analogous systems specially adapted for specific applications
    • G01S13/93Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes
    • G01S13/933Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes of aircraft or spacecraft
    • G01S13/935Radar or analogous systems specially adapted for specific applications for anti-collision purposes of aircraft or spacecraft for terrain-avoidance
    • GPHYSICS
    • G05CONTROLLING; REGULATING
    • G05DSYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
    • G05D1/04Control of altitude or depth
    • G05D1/06Rate of change of altitude or depth
    • G05D1/0607Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G05D1/0653Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing
    • G05D1/0676Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing

Description

PHF 76-559
wijn/fk/jong Dt. πεπνεπτ srrrorz 15 6 1977
"Bodenannäherungswarnungssystem"
Die Erfindung bezieht sich auf ein Bodenannäherungswarnungssystem zur Bestimmung der Annäherung eines Flugzeuges an den Boden, wobei Fluglageneingangsparameter verwendet werden, die Mittel' enthalten zum Berechnen der Lage des Flugzeuges in bezug auf spezifische Flugwarnungsmodusumhüllenden, Mittel zum Vergleichen der genannten berechneten Lage mit der Ist-Lage des Flugzeuges während aufeinanderfolgen-der Abtastperioden und Mittel zum Erzeugen eines Alarm-
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ORIGINAL TNSPECTED
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signals, wenn das Flugzeug in die genannten Flugwarnungsmodusumhüllenden eingedrungen ist.
Systeme dieser Art werden in der Luftfahrt angewandt zur Verbesserung der Sicherheitsrate von Flugzeugen während des Fluges durch Alarmierung der Mannschaft wenn das Flugzeug in vorbestimmte unsichere Flugumstände gerät. Die Anwendung derartiger Systeme in der Luftfahrt nimmt an Bedeutung zu und es erscheint als erwünscht, dass sie in vielen Ländern eine Anforderung bei Flugzeugen wird.
In der Vergangenheit wurden Anordnungen verwendet, bei denen analoge Techniken angewandt wurden, und zwar zum Berechnen der Lage des Flugzeuges in bezug auf die vorbestimmten spezifischen Flugwarnungsmodusumhüllenden, zum Durchführen der notwendigen Vergleiche mit der Ist-Lage des Flugzeuges und zum Erhalten der rdevanten Warmingssignale, die zum Erzeugen geeigneter hörbarer oder sichtbarer Signale verwendet werden konnten. Ein derartiges System, bei dem analoge Techniken angewandt werden, ist in der U.S. Patentschrift 3t715·718 mit dem Titel "Bodenannäherungswarnungssystem, bei dem eine Funk- und Barometerhöhenmesserkombination verwendet wird," beschrieben worden.
Die Erfindung hat zur Aufgabe, ein flexibles Alarmfiltersystem zu schaffen. Diese Aufgabe wird erfindungsgemäss dadurch gelöst, dass das System weiter
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Mittel enthält zum Filtern der Alarmumstände, die in den genannten Flugwarnungsmoden detektje~t werden zum etwaigen Erzeugen von Alarmsignalen als Funktion des weitergehenden Fluges des Flugzeuges durch Maximal- und Minimalpegelmittel, wobei für jeden Flugwarnungsmodus ein zugeordneter Wert durch eine Konstante vergrössert wird während jeder Abtastperiode wenn d±e zugehörende Alarmbedingung vorhanden ist, wobei ein Alarmsignal erzeugt wird, wenn der maximale Wert erreicht wird, wobei der genannte Wert durch eine Konstante verringert wird, wenn die Grosse zwischen den genannten Maximal- und Minimalpegeln liegt und die entsprechende Alarmbedingung aufhört zu bestehen und gleich auf Null zurückgestellt wird, wenn die Grosse den genannten Minimalpegel unterschreitet und die genannte Alarmbedingung nicht mehr vorhanden ist.
Zum Schaffen eines flexiblen Alarmsystems werden die berechneten Alarmbedingungen gefiltert, d.h. das Zeitintervall zwischen der Detektion einer Alarmbedingung für einen Flugwarnungsmodus und der Erzeugung einer entsprechenden hörbaren bzw. sichtbaren Warnung zur Warnung der Mannschaft durch Maximal— und Minimalpegel derart geregelt wird, dass ein augenblickliches und nicht gefährliches Eindringen in eine Flugwarnungsmodusumhüllende durch das Flugzeug nicht unnötigerweise ^u einem Falschalarm führt. Dies wird dadurch er-
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reicht, dass einzelne Flugmodusalarmzähler vorgesehen sind und zwar für jeden der Flugwarnungsmoden und dadurch, dass die einzelnen Konstanten in einem preisgünstigen effektiven programmierbaren Festwertspeicher (PROM)gespeichert werden ebenso wie die Minimal- und Maximalpegel für jeden der Flugwarnungsmoden. Das Filterverfahren an sich wird in einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung näher erläutert.
Eine andere Ausführungsform der Erfindung enthält Mittel zum Aendern der Geschwindigkeit, mit der Flugwarnungsmodus-Alarmverhältnisse abgetastet werden, d.h. das Zeitintervall zwischen aufeinanderfolgenden Ueberwachungen der Detektion von Alarmumständen. Dies wird erreicht durch Aenderung der Ansprechgeschwindigkeit der analogen Eingangsparameter, so dass künftige Kennlinien oder Ergänzungen-neuer Flugwarnungsmoden, die geänderte Abtastgeschwindigkeiten erfordern, leicht angepasst werden können.
Eine andere Ausführungsform der Erfindung erhöht die Flexibilität dadurch, dass Mittel vorgesehen werden zum Aendern der Maximal- und Miniraalpegel wobei ebenfalls Mittel vorgesehen werden zum Aendern der Filterzeit zwischen Alarmdetektion und Alarmerzeugung zum Anpassen des Systems an verschiedene Flugzeug- und Geländeeigenschaften. Dies ist erzielbar durch Neuprogramnierung oder durch Ersatz des kleinen "PROM", der die
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obengenannten Parameter enthält, ohne die Notwendigkeit, das in einem grösseren PROM vorhandene Hauptprogramm zu ändern.
Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es zusätzliche Flexibilitäten zu schaffen und zwar durch Mittel zum Aendern der Zu- oder Abnahmekonstante, äso durch Aenderung der Alarmfilterzeitkonstante für eine Flugwarnung zur Anpassung an verschiedene Flugzeug— und Geländeeigenschaften, wobei die Konstanten in dem leicht änderbaren "PROM" festgehalten werden.
Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es eine noch grössere Flexibilität zu schaffen durch Mittel zum für jeden Flugwarnungsmodus unabhängigen Aendern der Maximal- und Minimalpegel und der Zu- und Abnahmekonstanten. Der Ersatz bzw. die Neuprogrammierung des bereits genannten PROM's mit den zugeordneten Parametern für jeden Flugwarnungsmodus gewährleistet eine maximale Flexibilität.
Eine andere Aufgabe der Erfindung ist es der Flugmannschaft eine genaue Information zu erteilen durch eine Ausführungsform mit Mitteln, die es ermöglichen, -dass eine hörbare Warnung erzeugt wird, die beendet wird, im Falle des AlarmerζeugungszuStandes, wodurch diese Warnung während der Erzeugung aufhört, wenn Alarmerzeugungsunistände mit grösserer Priorität nicht gleichzeitig vorhanden sind. Bestimmte Flugwarnungsmoden er-
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fordern eine "leise Warnung", wodurch die Flugmann- -schaft über die Grenzlinie einer Flugkonfiguration informiert wird. Eine hörbare Warnung ohne Einmischung in diesem Fall ist erwünscht, weil obschon eine unmittelbare Korrektur nicht notwendig ist, die Lage des Flugzeuges genau bekannt ist.
Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es, die Sicherheit zu vergrössern und zwar durch Mittel, durch die die Erzeugung einer hörbaren Warnung mit einer niedrigeren Priorität gestartet wird, die durch hörbare Warnungen mit höherer Priorität unterbrochen wurden, wenn der betreffende Zustand von Alarmerzeugung mit niedrigerer Priorität noch vorhanden ist wenn die Zustände von Alarmerzeugung mit höherer Priorität ver echwunden sind. Hierdurch wird gewährleistet, dass wenn eich das Flugzeug in einer "leisen Warnung"-Konfiguration in einem Flugwarnungsmodus befindet und eine "harte Warnung" mit höherer Priorität in einem anderen Flugwarnungsmodus auftritt, während die leise Warnungskon- figuration immerhin noch vorhanden ist und die Warnungskonfiguration mit höherer Priorität korrigiert worden ist, die weiche hörbare Warnung angekündigt wird.
Zum Schluss ist es die Aufgabe der Erfindung die bereits genannten Vorteile zu verwirklichen und zwar mit Hilfe von Mitteln in einer bevorzugten Aus-
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führungsform des Systems unter Ansteuerung einer digitalen Rechenanlage.
Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in
den Zeichnungen dargestellt und werden im folgenden näher beschrieben. Es zeigen
Figur 1 ein Blockschaltbild eines Bodenannähe rungswamungs systems mit einer digitalen Rechenanlage,
Figur 2 ein Schaltbild einer bevorzugten Ausführungsform des Flugwarnungsmodusalarmfiltersystems,
Figur 3 ein Flussdiagramm zur Erläuterung der Wirkungsweise des Alarmfiltersystems nach Figur 2,
Figur k eine graphische Darstellung einer Flugwarnungsmodusumhüllenden,
Figur 5 eine graphische Darstellung zur Erläuterung der Alarmfilterung,
Figur 6 eine graphische Darstellung der Alarmfilterung eines Flugwarnungsmodus in bezug auf die Geländebeschaffenheit,
Fig. 7 ein Blockschaltbild des hörbaren Warnungserzeugungsregelsystems,
Fig. 8 ein Schaltbild einer bevorzugten Ausführungsform des hörbaren ¥arnungserzeugungsrege1systems nach Figur 7 mit Unterbrechungs- und Prioritätsregelfunktionen und mit einem Haupttaktimpulssystem,
Figur 9 ein Blockschaltbild einer allge-
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ti
meinen Ausführungsform des Alarmfiltersystems nach Fig. 2.
Figur 1 zeigt ein Blockschaltbild eines Bodenannäherungswarnungssystems mit einer digitalen Rechenanlage als Regelelement, wobei die Hauptaufgabe ist, einen erläuternden Hintergrund der vorliegenden Erfindung zu schaffen..
JEn Figur 1 enthält die zentrale digitale Rechenanlage 12 den PACE i6 Mikroprozessor 13» der in P-leitendem Metalloxyd-Halbleitertechnologie (PMOS) mit einer 16 Bit grossen Instruktions- und Datenstrecke, einem Instruktionssatz von 45 mikroprogrammierten Instruktionen, einem RAM-Halbleiterspeicher ]k mit einer 1 Mikrosekunde dauernden Zykluszeit, die in 256 16-Bit-Vort-Schritten verfügbar ist, und mit -einem PROM-Halbleiterspeicher I5 mit einer 1 Mikrosekunde dauernden Zykluszeit, die in 512 Wortschritten verfügbar ist. Maximal 32 Kilowörter (KW) verschiedener Kombination von RAM und PROM können angewendet werden. Alle obengenannten Elemente sind mit einer allgemeinen Eingangs/Ausgangsbüchse verbunden, die in Figur 1 nicht dargestellt ist. Ein Haupttaktimpulsgenerator 17 mit einer Basisfrequenz von 2 MHz erzeugt Synchronisiersignale, die zur Regelung der Wirkung des Bodenannäherungswarmingssystems notwendig sind.
Unter Ansteuerung von 12 führt der Block 10
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eine feste Anzahl Male pro Sekunde das Liefern, das Filtern, das Anpassen des Pegels und die Umwandlung in die digitale Form der analogen Flugeingangsparameter, Funkhöhe IL·., barometrische Senkgeschwindigkeit H und den Gleitneigungsabweichungsfehler GS durch. Der Block
11 dient zum Liefern und zur Pegelanpassung gewisser digitaler Eingänge wie den Landungsgang LG und die Klappenlage FP, die zusammen mit den durch 10 gelieferten Eingangsparametern verwendet werden zum Berechnen der Lage des Flugzeuges und zum Vergleichen der berechneten Lage mit den Bezugsflugwarnungsmodusumhüllenden, <iie in 15 festgehalten werde«, während jeder Abtastperiode, wobei die Berechnungen und Vergleichungen durch
12 dufchgeführt werden. Venn das Flugzeug eine oder
mehrere Flugwarnungsmodusumhüllenden überschritten hat, werden die entsprechenden Alarmzustände in einem Pufferregister in 1U aufgenommen. Während aufeinanderfolgender Abtastperioden wird durch 12 der Alarmzustand . für jeden Flugwarnungsmodus überwacht und entsprechend <iem Filteralgorithmus gefiltert, was durch die Filterlogik 20 durchgeführt wird, die auf unabhängige Weise das Zeitintervall und die Zustände, unter denen ein Signal zum Erzeugen eines Alarms gegeben wird, für jeden Flugwarnungsinodus regelt. Der Block 16 enthält die Schaltungsanordnung, die zur Regelung über Unterbrechungen nach 12 und Befehle nach 18 der Erzeugung von hör-
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baren Warnungen notwendig ist, welche Warnungen vom Block 18 nach Ausgangspegelanpassung und Umwandlung in analoge Form der hörbaren Warnungsfolgen, die in digitaler Form in 15 gespeichert sind, erzeugt werden. Der Block 19 führt die Ausgangsanpassung und sichtbare Wiedergabe an einem Wiedergabepanel des Flugwarnungsmoduszustandes unter Regelung von 12 durch und schickt ebenfalls die Flugwarnungsmodusalarmerzeugungssignale nach 16. Alle oben-stehend beschriebenen Funktionen werden durch ein Programm geregelt, das ständig in 15 gespeichert ist und von 13 durchgeführt wird. Der RAM 1k wird zum Durchführen von.Berechnungen und zum vorübergehenden Speichern verwendet. In Figur 1 stellen die gezogenen Linien zwischen den Blöcken Datenstrecken dar und die gestrichelten Linien Regelstrecken, während die Pfeile die Richtung der Informationsübertragung angeben.
Figur 2 ist ein Blockschaltbild einer bevorzugten Ausführungsform der Alarmfilterung. In dieser Ausführungsform enthält 1U 256 Worte und 15 2KW, von denen 1 KW vom Regelprogramm benutzt wird, -J- KW von den hörbaren Warnungerzeugungsdaten und -J KW ist für zukünftigen Ausbau erhältlich.
Zum Erhalten des bestmöglichen Kosten/Leistungsverhältnisses mit kommerziell erhältlichen Schaltungsanordnungen wird eine Mischung von Technologien
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eingewandt, die geeignete Grenzflächen erfordern. Die Grenzfläche 33 bildet eine Grenzfläche zwischen 13 und der Eingangs-/Ausgangsbüchse 21, während die Grenzfläche 3k eine Grenzfläche zwischen I3 und der Regelbüchse 22 bildet. Die Grenzflächen 33 und 3k bilden einen Teil von Verstärkern, die komplementäre Metalloxyd-Halbleitereingänge (CMOS) von 21 und 22 in MOS-Eingänge, kompatibel mit 13i umwandeln, während die MOS-Ausgänge von 13 in kompatibele CMOS-Ausgänge umgewandelt werden, die bei 21 und 22 verwendet werden, Die Grenzflächen 33 und 3k sind 16 bzw. 6 Bits gross. Die Datenbüchse 21 wird zum Uebertragen von Daten zu und von verschiedenen Blöcken verwendet, während die Regelbüchse 22 zum liefern von Regelinformationen und zur Regelung der Uebertragung von Daten in dem System verwendet wird. Die Adressierlogik 35 enthält ein- 16 Bit-Register das aus bistabilen CMOS-Elementen vom D-Typ bestehen zusammen mit der notwendigen Dekodierlogik. Dieses Register erhält die Information über 21 unter Ansteuerung von 22 und das dekodierte Ausgangssignal wird zur Adressenbüchse 23 übertragen. Diese ist mit verschiedenen Blöcken verbunden, wie dies in Figur 2 dargestellt ist.
Die Alarmfilterlogik 20 enthält ein 8 Bit-Register 30, eine 8-Bit-Vergleichsanordnung 31 und einen 64 Wor£c ^ 8 Bit -?ROM ZA. . Ein 8-Bit-Genauig-
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keitspegel reicht aus, kann aber nötigenfalls auf 12 oder 16 bits vergrössert werden. Das Register 30 beeteht aus getakten Verriegelungsschaltungen vom D-Typ in CMOS-Technologie und wird aus I^ unter Ansteuerung von 13 geladen. Der Ausgang desselben bildet einen Eingang für 31» der aus 2 4-Bit-Vergleichsanordnungen in CMOS-Ausbildung in Kaskadenschaltung besteht. Der zweite Eingang von 31 ist der Ausgang von 32. Das Resultat der Vergleichung in 31 ist als ein Jf oder ^. Sprungzustand (JC) bei 13 erhältlich. PROM 32 ist ein 6k Worte χ 8 Bit bipolarer Speicher, der die Zunahmekonstante (ΐκ), Abnahmekonstante (DK), den Maximalpegelwert (ML) und den Minimalpegelwert (MnL) für jeden Flugwarnungsmodus • beibehält. In der vorliegenden Ausführungsform werden fünf Flugwarnungsmoden verwendet und folglich können mehr als ein Satz von Werten für jeden Flugwarnungsmodus gespeichert werden, so dass Speicherkapazität für künftige Erweiterung verfügbar ist. Die Grenzfläche besteht aus Stromverstärkern, die 22 und 23 mit 32 verbinden, während ein offener Kollektorausgang mit einem Widerstand 37 jeden Ausgang von 32 mit 21 und 31 verbindet. Die Verbindungen für 20 sind in Figur 2 dargestellt.
Eine detaillierte Beschreibung des Alarmfilteralgorithmus folgt nun an Hand einer bevorzugten Aueführungsform in Fiffur 2. Ejjl· Zähler für jeden von 5
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spezifischen Flugwarnungsmoden befindet sich in 1^. Venn ein Alarmzustand durch einen Vergleich der berechneten Flugzeuglage mit der Bezugsflugwarnungsmodusumhüllenden detektiert wird, wird ein Bit auf 1 gestellt (ST1) in einem Pufferregister in Ik. Das Pufferregister wird abgetastet und dadurch fängt eine
Folge von Tätigkeiten an und zwar durch das Regelprogramm in 15 und wird.durch 13 in den jeweiligen Blöcken durchgeführt. Der Inhalt des Flugwarnungsmoduszählers (FWMC), der angangs Null ist, wird von 1^ in 30 gebracht. Der relevante Minimalpegelwert in 32 wird danach durch Wahl der Adresse und durch Takten des Inhaltes in dem Ausgangspuffer von 32 ausgelesen. Die zwei 8-Bit-Ausgänge von 30 und 32 werden verglichen (:) i*1 31 und die Resultate der Vergleichung werden nach 13 als J^ oder ^ Sprungzustand übertragen. Wenn der
Inhalt von 30, (30)^ Minimalpegel ist, wird danach -der Maximalpegel aus 32 ausgelesen und es wird eine Vergleichung zwischen demselben und dem Inhalt von wieder durchgeführt und zwar in 31· Wenn der Inhalt von 30^ ist als der Maximalpegel, lässt der Sprungzuetand, der nach 13 übertragen worden ist, das betreffende Alarmerzeugungssignal anfangen. Ein Flugmoduswarnzähler darf hinter dem Maximalpegel nicht zu- nehmen. Wenn die Vergleichung zwischen dem Inhalt von 30 und dem Minimalpegel zu dem Inhalt von 30 <^ als der
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Minimalpegel führt, wird die Zunahmekonstante aus 32 gewählt und einem Arbeitsregister in Ik zugeführt, wo diese Konstante zu dem Inhalt des Flugwarnungsmodus-Zählers addiert wird. Wenn die Vergleichung zwischen dem Inhalt von 30 und dem Maximalpegel zu dem Inhalt von 30 <£ als der Maximalpegel führt, wird der Zähler vergröss.ert wie obenstehend angegeben.
Wenn die Vergleichung zwischen der berechneten Lage des Flugzeuges und der Bezugsflugwarnungsmodusumhüllenden nicht zu einem Alarmzustand führt, tritt eine andere Folge von Tätigkeiten auf. Das betreffende Alarmzustandsbit im Pufferregister in Ik wird auf Null zurückgestellt (RTZ) und, wie bereits beschrieben, wird der Inhalt von 30 mit dem Minimalpegel verglichen.
Wenn der Inhalt von 30 ^?der Minimalpegel, wird aus 32 die Abnahmekonstante gewählt und Ik zugesandt, wo diese Konstante vom Inhalt des Flugwarnungsmoduszählers subtrahiert wird. Wenn der Inhalt von 30 ^C der Minimalpegel ist, verursacht der sich daraus ergebende sprunghafte Zustand nach 13 dass der Flugwarnungsmoduszähler unmittelbar auf Null zurückgestellt wird.
Das Durchführen der Algorithmusfilterung
für einen Flugwarnungsmodus führt zu einer sequentiellen Beobachtung anderer Flugwarnungsmoden auf eine Art und Weise, die der beschriebenen entspricht und zu einer '
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* ig-
Rückkehr zum ersten Flugwarnungsmodus nach Durchführung der Beobachtung des letzteren. Der Alarmzustand für jeden Flugwarnungsmodus wird also wiederholt abgetastet und zu spezifischen Zeitintervallen gefiltert. Die Reihenfolgen, die beim Filtern auftreten, sind in dem Flussdiagramm nach Figur 3 dargestellt. Es ist ersichtlich, dass viele Kombinationen von Konstanten und Maximal- und Minimalpegeln zum Erhalten optimaler Filterzeiten für jeden Flugwarnungsmodus möglich sind.
Die Bedeutung der Filterung des Alarms zum Minimalisieren von Falschalarm ist in den Figuren k, und 6 auf schematische Weise dargestellt. Figur k zeigt eine Flugmoduswarnungsumhüllende kO, die die Anfluggeschwindigkeit zum Gelände in Fuss/Minute (H-) als Funktion der Höhe des Flugzeuges über dem Gelände bzw. der Funkhöhe in Fuss H bestimmt. Ausserhalb
der Umhüllenden kO, d.h. in dem Gebiet kl, befindet sich das Flugzeug in einer sicheren Lage, während das Eindringen in das Gebiet k2 dazu führt, dass das Bodenannäherungswarnungssystem einen Alarmzustand registriert und das Alarmfiltersystem gegebenenfalls eine Warnung erzeugt wenn das Eindringen gefährlich ist.
Figur 51 die nicht massgerecht ist, zeigt die minimale Alarmfilterzeit zum Erzeugen einer Warnung für ein gefährliches Ueberschreiten von kO durch ein
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Flugzeug. Darin ist 5I der "kein-Alarm-Pegel" mit dem Flugmoduszähler auf Null. 52 ist der Minimalpegelwert und 53 der Maximalpegelwert. Wenn 52 einen Wert von 130 und 53 einen Wert von 2*K) hat, sind die Zu- und Abnahmekonstanten Je 2 und die Abtastgeschwindigkeit für Jeden Flugwarnungsmodus betragt 30 Mal/Sekunde, wobei die minimale Alarmfilterzeit im Falle eines gefährliehen Ueberschreitens durch das Flugzeug vier Sekunden sein wird, wie durch 50 angegeben, was den Inhalt des Flugwarnungsmodusalarmzählers während aufeinanderfolgender Abtastperioden darstellt.
Figur 6, die nicht massgerecht dargestellt ist, zeigt auf schematische Weise, wie die Alarmfilterung in bezug auf die in Figur 4 dargestellte Flugwarnungsjnodusumhüllende funktioniert. In Figur 6 -haben die Bezugszeichen 50, 51 ι 52 und 53 dieselbe Bedeutung und . dieselben Werte wie in Figur 5, 60 ist eine Basisgeländehöhe, unter der für die dargestellte Flugstrecke keine Alarmzustände detektiert werden, 61 ist das Geländeprofil und 62 die Flugstrecke des Flugzeuges. Es wird vorausgesetzt, dass die ansteigende Neigung des Geländes 6i über der Basishöhe 60, d.h., die Annäherungsgeschwindigkeit, ausreicht um unmittelbar einen Alarmzustand herbeizuführen, wie dies in Figur 6 dargestellt ist.
In Wirklichkeit ist die genaue Abtastperiode, während der ein Alarmzustand detektiert wird, von der Hohe des
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Flugzeuges über dem Gelände Hn und von einer Kombination der Geschwindigkeit des Flugzeuges und der Neigung des Geländes Hln abhängig. In Figur 6 folgt 50
ti.
dem Geländeprofil bis 53 erreicht ist und ein Alarmsignal erzeugt wird, wie dies durch die ansteigende Flanke von 6k angegeben ist, wodurch das Flugzeug steigt als Resultat einer Korrektur. Die Perioden, in denen Alarmzustände registriert werden, sind durch die positiven Pegel von 63 bezeichnet, die negativen Pegel zeigen die Perioden, in denen keine Alarmzustände vorhanden sind. Weil 50 verringert aber nicht auf Null zurückgestellt wird während der "kein-Alarm-Zustände" über 52, die durch negative Annäherungsgeschwindigkeiten verursacht werden, wird das Alarmerzeugungssignal in 1 Sekunde statt in vier Sekunden gegeben. Die Alarmfilterung ist folglich imstande, eine Falschalarmerzeugung zu unterdrücken unter Umständen, wo es nicht gefährlich ist, dass das Flugzeug die Flugwarnungsmodusumhüllende überschreitet, wobei gleichzeitig das Flugzeug dem Geländeprofil nahe folgt, so dass ein Alarmerzeugungssignal schnell gegeben wird in dem Falle einer gefährlichen Ueberschreitung.
Andere Flugwarnungsmodusalarmumstände können ebenfalls unabhängig gefiltert werden und zwar auf die- selbe Art und Weise wie beschrieben. Die Geländebeschaf-
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fennelt kann zum Anpassen jedes Flugwarnungsmodus durch Aenderung der Neigung von 50 und/oder durch Aenderung der Werte von 52 und 53 berücksichtigt werden.
Figur 7 ist ein Blockschaltbild des Erzeugungsregelsystems einer hörbaren Warnung. Die Blöcke sowie die Regel- und Datenstrecken sind wie diese für Figur beschrieben worden. Die Alarmerzeugungssignale, die nach Filterung durch 20 erzeugt werden, wenn ein Flugzeug Flugwarnungsmodusumhüllenden überschritten hat, werden im Pufferregister in 19 gespeichert und zwar über die Datenbüchse und unter Ansteuerung von 12. Ausserdem. überträgt 19 zum Gebrauch der Alarmerzeugungssignale für sichtbare Wiedergabe des Flugwarnungsmoduszustandes die Alarmerzeugungssignale zu 16 . In 16 werden eine Anzahl Funktionen durchgeführt. Die Priorität der Alarmerzeugungssignale wird bestimmt, Unterbrechungen werden 12 zugeführt zum Auslesen des betreffenden Tonspeichers und Startbefehle werden 18 zugeschickt und zwar zum Erzeugen der betreffenden hörbaren Warnung. Das Aufhören der hörbaren Warmingssignale von 18 wird durch 16 berücksichtigt zur Bestimmung der Reihenfolge der durchzuführenden Tätigkeiten. Das Haupttaktimpulssystem 17 liefert Synchronsignale mit verschiedenen Frequenzen zu 12, 16 und 18. .
Figur 8 ist ein Schaltplan einer bevorzugten Ausführungsform des Unterbrechungs- und Prioritätsregel-
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blocks 16 und des Haupttaktimpulssystems 17« Die Alarmerzeugungssignale AL1 bis AL k für die Flugwarnungsmoden 1 bis k werden durch 19 übertragen und dein ODER-Gatter 70 zugeführt, wenn sie alle denselben Prioritätspegel haben. Ausserdem sind bestimmte Flugmoden gegenseitig exklusiv. Das Alarmerzeugungssignal AL 5 für den 'Flugwarnungsmodus 5 t der eine Gleitneigungsabweichungswarnung ist, hat eine geringere Priorität und ist mit dem UND-Gatter 72 verbunden. Die hörbaren Warnungen, die durch die Schaltungsanordnung nach Figur 8 geregelt werden, sind eine hörbare Warnung hoher Priorität "WHOOP WHOOP" unmittelbar befolgt von der Ankündigung "PULL UP", die erzeugt wird, wenn eine Bodenannäherungssituation auftritt und eine hörbare Warnung niedriger Priorität "GLIDE SLOPE", die erzeugt wird, wenn ein Gleitneigungsabweichungsfehler auftritt. Die beiden Warnungen werden von 18 erzeugt.
Wenn der Alarm AL 5 mit niedrigerer Priorität gilt und die Alarmsignale AL 1 bis AL k unwirksam sind, wird das UND-Gatter 72 geöffnet und eine logische 1 an dem D-Eingang einer bistabilen Flip-Flop-Schaltung 80 vom D-Typ wird durch das 2 MHz Qo-Ausgangssignal des Systemzeitgeberelementes 83 getaktet. Dadurch wird der Q- Ausgang von 80 negativ und setzt die bistabile Schaltung 81, die ihrerseits das UND-Gatter 82 öffnet, wodurch die vom Q 12-Ausgang des
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Frequenzteilens 85 erzeugten Signale der Mikrorechenanlage 12 zugeführt werden als Unterbrechung INR 1. Diese Unterbrechung, die mit einer Frequenz von ^88. 28125 Hz (2 MHz + ΊΌ96) erzeugt wird, wird unter Ansteuerung von 12 zum Auslesen der digital kodierten hörbaren Daten verwendet, die im PROM I5 gespeichert sind. Das Q8-Ausgangssignal DA von 85, das mit einer Frequenz von 7812.5 Hz (2 MHz .+ 256) erzeugt wird, wird zum Deltamodulieren der hörbaren Daten verwendet, die durch 12 zu 18 Uebertragen werden zum Erzeugen der hörbaren Mitteilung : "GLIDE SLOPE". Die Mitteilung wird wiederholt solange AL 5 wirksam ist, weil die bistabile Schaltung 82 gesetzt wurde und das Gatter 82 in diesem Zustand geöffnet ist.
Wenn während der Erzeugung von GLIDE SLOPE, AL 5 unwirksam wird j wird die bistabile Flip-Flop-Schaltung 80 durch den nächsten Taktimpuls, den sie erhält, rückgestellt, aber das Q-Ausgangssignal, das positiv verläuft, hat keinen Einfluss auf den Zustand der bistabilen Schaltung 81 und aus diesem Grunde bleibt das Gatter 82 geöffnet, wodurch die Unterbrechung INR 1 erzeugt und folglich die hörbare Warnung 11GLiDE SLOPE" durchgeführt werden, kann. Beim Durchführen vom "GLIDE SLOPE" taktet eine Beeindigung des hörbaren Signals EA von 12 die bistabile Schaltung 81, die nun rückgestellt wird, weil ihr D-Eingangssignal eine logische 0 ist.
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Dies schliesst das UND-Gatter 82 und vermeidet die Erzeugung von INR 1.
Wenn eines der Alarmerzeugungssignale AL 1 bis AL k während der Erzeugung von "GLIDE SLOPE" wirksam wird, wird AL 5 unmittelbar durch eine logische Null am UND-Gatter 72 gesperrt, wobei das Gatter 71 die logische 1, die vom ODER-Gatter 70 erzeugt wurde, umkehrt. Die bistabilen Schaltungen 76 und 77 bilden zueammen mit dem NOR-Gatter 78 und dem NAND-Gatter 79 einen dreistelligen Zähler. Die drei Werte an den Q-Ausgängen der bistabilen Schaltungen 76 und 77 sind 10, 00 und 01. Die Ausgangsrückstellposition des Zählers ist immer 10 weil am Ende einer hörbaren Nachricht das EA-Signal von 18 76 stellt und 77 rückstellt. Das Wirksam werden eines der Signale AL 1 bis AL k öffnet dadurch das UND-Gatter 75. wodurch ein Start-"WHOOP"-Signal SW erzeugt wird, für den "WHOOP WH00P"-Genera- £or, von 18 und gleichzeitig wird die bistabile Schaltung 81 rückgestellt, wodurch eine weitere Erzeugung von hörbaren Mitteilungen über INR 1 gesperrt wird.
Der erste "WHOOP" wird von 18 erzeugt und zwar unter Ansteuerung der DA—Signale vom Q8—Ausgang des Frequenzteilers 85 und beim Durchführen davon sendet 18 ein "WHOOP"-Beendigungssignal EW zu 16, wo dieses Signal zum Takten der bistabilen Schaltungen 76 und 77 des Zählers verwendet wird, die nun den Wert 00
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haben. Da das UND-Gatter 5 immer noch geöffnet ist verursacht das SW-Ausgangssignal die Erzeugung eines zweiten "WHOOP"-Signals und das Ende des WHOOP-Signals EW taktet beim Durchführen des zweiten "WIIOOP"-Signals wieder die bistabilen Schaltungen 76 und 77 des Zählers, die nun den Wert 01 annehmen. Dadurch wird das UND-Gatter 75 gesperrt, wodurch eine weitere Erzeugung von "WH00P"-Signalen SW vermieden wird, während das UND-Gatter 7k geöffnet ist und eine logische 1 am D-Eingang der bistabilen Triggerschaltung 80 über das ODER-Gatter 73 erzeugt. Wie obenstehend beschrieben wurde ,· wird die bistabile Schaltung 80 durch den nächsten Taktimpuls gestellt, wodurch wieder die bistabile Schaltung 81 gestellt wird und wodurch es möglich wird, dass die Unterbrechung INR 1 erzeugt wird. Auf diese Weise wird die hörbare Nachricht "PULL UP" auf gleiche Weise wie "GLIDE SLOPE" erzeugt. Am Ende der »PULL UP»-Nachricht stellt das Ende des hörbaren Nachrichtsignals EA die bistabile Schaltung 81 zurück, wodurch die Unterbrechung INR 1 gesperrt wird und dadurch die weitere Erzeugung von hörbaren Nachrichten. Wenn eines oder mehrere der Signale AL 1 bis AL k dennoch wirksam sind, wird die "WHOOP WHOOP PULL UP"-Folge wiederholt solange sie vorhanden sind weil am Ende jeder Folge die bistabilen Schaltungen
76. und 77 des Zählers auf den Wert 10 zurückgestellt werden und zwar durch das Ende des hörbaren Signals EA.
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Das System wird dadurch in dem Zustand zum Neustarten der Tonfolge gebracht wenn eines der Signale AL 1 bis AL U vorhanden ist. Wenn am Ende der "WHOOP WHOOP PULL UP"-Folge AL 5 dennoch wirksam ist, wird automatisch eine hörbare "GLIDE SLOPE"-Warnung erzeugt. Die Alarmerzeugungsbedingungen für jede Flugwarnung werden ebenfalls im RAM 14 gespeichert und dadurch kann die Hikrorechenanlage 12 die Unterbrechung INR 1 zum Ausgeben von digitalen Daten für die korrekte hörbare Warnung zu dem Erzeugungssystem 18 von hörbaren Warnungen verwenden.
Das Haupttaktimpulssystem 17 besteht aus
einem Systemzeitgeberelement 831 das ein 2 MHz-Ausgangssignal Qo von einem k MHz-Kristalloszillator 8h erzeugt. Das 2 MHz-Ausgangssignal Qo wird zum Takten der bistabilen Schaltung 80 und zum Betreiben der PACE 16-Mikrorechenanlage 12 verwendet. Qo wird ebenfalls von einem Frequenzteiler 85 verwendet, der aus 3 7-Stufen-Binärzählern in Kaskadenschaltung besteht, und zwar zum Erzeugen einer Anzahl Taktimpulsausgangssignale niedriger Frequenz. Die wichtigsten derselben sind Q8, die zum Deltamodulieren der digitalen hörbaren Daten verwendet werden und zwar zum Erzeugen der hörbaren Warnungen und Q12, das zum Erzeugen der Unterbrechung" INR 1 verwendet wird zum Auslesen der digitalen Daten aus dem PROM 15. Ausserdem wird QI4 mit einer Frequenz
15. Ausserdem wii
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von etwa 122 Hz (2 MHz + 16384) oder eine Periode von 8.192 Millisekunden zum Erzeugen der Unterbrechung INR verwendet, die beim Erhalten der analogen Eingangsparameter durch das Bodenannäherungswarnungssystem benutzt wird. Die Erwerbung wird alle vier Unterbrechungen mit einer Geschwindigkeit von etwa 30/Sekunden durchgeführt. Mittels einer Schleifenverbindung, wie diese in Figur 8 dargestellt ist, kann INR 2 mit verschiedenen Q-Ausgängen von 85 verbunden werden. So würde beispielsweise die Verbindung zu Q-13 die Unterbrechungserzeu- gungsgeschwindigkeit von INR 2 auf etwa ZhO Hz mit einer sich daraus ergebenden Erwerbungsgeschwindigkeit von 60/Sekunde ändern, während die Verbindung zu QI5 die Unterbrechungserzeugungsgeschwindigkeit von INR 2
auf etwa 60 Hz und der sich daraus ergebenden Erwerbungsgeschwindigkeit von 15/Sekunde ändern würde. Da jeder Flugwarnungsmodus einmal pro Eingangsparametererwerbung überwacht wird, führt eine Aenderung der Erwerbungsgeschwindigkeit zu einer Aenderung der Ueber- wachung bzw. der Abtastgeschwindigkeit für jeden Flugwarnungsmodus .
Es wurde festgestellt, dass die Verwendung einer digitalen Rechenanlage zum Gebrauch des Unterbrechung s- und Prioritätsregelsystems für hörbare Warnungserzeugung, wie dies in Figur 8 beschrieben wurde, nicht zentral ist. Das System kann bei Bodenannäherunge-
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warmingssystemen mit anderen Regelmitteln als einer digitalen Rechenanlage angewandt werden. Es dürfte einleuchten, dass die Alarmerzeugungssignale und die Endeder hörbaren Nachricht-Signale durch andere Mittel dem System zugeführt werden können, während die vom Regelsystem erzeugten Ausgangssignale durch andere nicht digitale Rechenmittel benutzt werden können.
Es dürfte einleuchten, dass eine spezifische Ausfuhrungsform einer Alarmfilterung in Bodenannäherungs-Warnungssystemen, die eine digitale Rechenanlage benutzen, bekannt ist. Aber eine digitale Rechenanlage ist für die Erfindung nicht unbedingt notwendig. Eine allgemeinere Ausführungsform von Alarmfilterung bei Bodenannäherungswarnungs sy steinen, bei denen die Mittel zum Detektieren der Alarmzustände nicht spezifisch sind, ■wird untenstehend beschrieben.
Figur 9 ist ein Blockschaltbild eines der-' artigen allgemeinen Alarmfiltersystems· Der Block stellt ein Taktimpulssystem dar, in dem ein Oszillator 90 Ausgangstaktimpulse mit Frequenzen H und h Hz erzeugt, wobei h die doppelte Frequenz von H ist. Der Taktimpuls H wird 9I zugeführt, der aus einem oder mehreren kaskadengeschalteten binären Zählern besteht zur Bildung eines η-Stufenzählers, der η Taktimpulse mit Frequenzen von H/2, H/k bis H/n Hz erzeugt. Ein η bis m-Demultiplexer 92, der aus einem oder mehreren
•lexer y«i, der au
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Demultiplexerstufen besteht, die miteinander verbunden sind, wird zum Erzeugen von m Taktimpulsausgangssignalen verwendet, so dass jedes der η Ausgangssignale von 91 m/n-mal reproduziert wird. Der Taktimpuls h wertet <)Z aus und zwar zum Erzeugen der erforderlichen Ausgangssignale. Die Taktimpulsfrequenz CLK ist die niedrigste Frequenz in dem System und wird jedesmal, wenn der Zähler 91 rückgestellt wird, reproduziert. CLK wird als Abtastfrequenz in dem Alarmfiltersystem verwendet, welches System zum Ueberwachen des Zustandes einer Flugwarnungsmodusalarmbedingung benutzt wird. Folglich kann die Abtastgeschwindigkeit durch Aenderung der Taktfrequenz H geändert werden. Die Ausgänge STC 1 bis STCm werden zur Bestimmung der Zunähme- bzw. Abnahmekonstanten für Flugwarnungsmoden 1 bis m verwendet. Ihre Verwendung dürfte aus der nachfolgenden Beschreibung hervorgehen. Mittels einer Schleifenverbindung können mehrere Ausgänge von 92 mit STC-Ausgängen verbunden werden, wodurch die Konstanten geändert werden können. Wenigstens m Flugmoduswarnungsfilterstufen können vom Taktimpulssystem 110 betrieben werden.
Alarmfilterung für einen Flugwarnungsmodus wurde beschrieben. Die Flugwarnungsmodusalarmbedingung AC1 wird überwacht und in der bistabilen Schaltung 93
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wie A1 durch die Abtastfrequenz CLK, die gleichzeitig die bistabile Schaltung 9k stellt, getaktet. Zunächst ist das UND-Gatter 97 geöffnet wodurch ebenfalls das UND-Gatter 95 geöffnet ist, das seinerseits die positiven Impulse des Taktimpulssignals H über das UND-Gatter 97 zum Taktimpulseingang CP eines x-Bit-Schieberegisters 98 gehen lässt, das aus einem oder mehreren Schieberegisterstufen zusammengestellt ist. Der "schiebe nach rechts-Eingang" SRI des Schieberegisters 98 ist mit einer Logik 1 verbunden, die Einsen herbeiführt, die in dem Register nach rechts geschoben werden, wenn ein "Schiebe-nach-rechts"-Befehl dem Eingang SRC zugeführt wird. Auf gleiche Weise wird der "Schiebe-nachlinks"-Eingang SLI mit einer Logik 0 verbunden, wodurch Nullen nach links in das Register geschoben werden wenn ein "Schiebe-nachlinks"-Befehl dem Eingang SLC zugeführt wird. Eine Schleifenverbindung befindet sich zwischen dem Minimalpegel MNL und jedem der Datenausgänge Q1 bis Qq des Schieberegisters 98; auf gleiche Weise ist der Maximalpegel MXL mit jedem der Datenausgänge Qq + bis Qx verbunden. Folglich können die Minimal- und Maximalfilterpegel geändert werden.
Der Maximalpegel MXL (θ in diesem Fall) öffnet nach Umkehrung durch den Inverter 99 zusammen mit dem Alarmzustand Al, wirksam in diesem Fall, das UND-Gatter 100, das seinerseits dem "Schiebe-nach-rechts"-
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Befehlseingang SRC öffnet. Dadurch werden logische Einsen in das Schieberegister 98 nach rechts geschoben und zwar unter Ansteuerung des Taktimpulses H, der dem Taktimpulseingang CP zugeführt wird, bis der Stopp-Taktimpulseingang STC1 zusammen mit A1 das NAND-Gatter 101 öffnet,das seinerseits dafür sorgt, dass die bistabile Schaltung ?k rückgestellt wird und die UND-Gatter
95 und 97 gesperrt werden, wodurch die Zuführung des Tä<timpulses H zu dem Schieberegister 98 vermieden wird.
Das Schieberegister 98 bleibt in diesem Zustand bis der nächste Abtasttaktimpuls CLK eine Wiederholung der obenstehend beschriebenen Vorgänge herbeiführt, unter der Bedingung jedoch, dass der Alarmzuetand AVnoch vorhanden ist. Venn der Maximalpegel MXL nach den aufeinanderfolgenden Abtastperioden erreicht ist, geht MXL zu der logischen 1, Wodurch der "Schiebenach-rechts"-Befehlseingang SRC über das UND-Gatter 100 geschlossen wird und gleichzeitig das Zuführen des Taktimpulses H zu dem Schieberegister 98 ebenfalls durch Sperrung der UND-Gatter 95 und 97 über das NAND-Gatter
96 gesperrt wird und das Alarmerζeugungssignal AL 1 der bistabilen Schaltung 105 zugeführt wird. Das Alarmerzeugungssignal AL 1 kann dann vom Bodenannäherungswarnungssystem dx,u benutzt werden, die geeignete Warnung zu erzeugen. Die bistabile Schaltung I05 wird rückgestellt wenn A1 unwirk
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Wenn der Alarmzustand AC 1 aufhört zu bestehen, wird A1 negativ werden und A1 positiv und der nächste Abtasttaktimpuls CLK wird der bistabilen Schaltung 93 zugeführt. Wenn der Minimalpegel MNL bereits überschritten worden ist, d.h. eine logische 1 ist, werden MNL und A1 das UND-Gatter 102 öffnen, wodurch der "Schiebe-nach-links"-Befehlseingang SLC aktiviert wird. Das Zuführen des Taktimpulses H zu dem Taktimpuls eingang CP des Schieberegisters 98 wird eine Verschiebung nach links von Nullen herbeiführen bis dies durch das Eintreffen des Stopp-Taktimpulseingangssignals STC1 vermieden wird. Wenn genügend Verschiebungen nach links von Nullen stattgefunden haben um den Miniraalpegel MNL nach 0 gehen zu lassen, öffnet MNL nach Umkehrung durch den Inverter 103 und zusammen mit A1 das UND-Gatter 104, wodurch der Schieberegisterrückstelleingang CR angeregt •wird und das Schieberegister auf 0 zurückgestellt wird.
Das in Figur 9 allgemein dargestellte Alarmfilter sy stem ist für nur einen Flugwarnungsmodus und die Schaltungsanordnung muss, m Mal für m unabhängige Flugwarnungsmoden wiederholt werden. Das Taktimpulssystem 110 kann jedoch wenigstens m Flugwarnungsmodusalarmfilterstufen betreiben, die je mit unabhängigen Parametern gefiltert werden können.
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Claims (8)

- γϊ - FPH 76-559 15.6.1977 PATENTANSPRUECHE:
1. Bodenannäherungswarnungssystem zur Bestimmung der Annäherung eines Flugzeuges in bezug auf den Boden mit Fluglageneingangsparametern, die Mittel enthalten zum Berechnen der Lage des Flugzeuges in bezug auf spezifische Flugwarnungsinodusumhüllenden, Mittel zum Vergleichen der genannten berechneten Lage mit der Ist-Lage des Flugzeuges während aufeinanderfolgender Abtastperioden, Mittel zum Erzeugen eines Alarmsignals wenn das Flugzeug die genannten Flugwarnungsmodusumhüllenden überschreitet, dadurch gekennzeichnet, dass das System weiter Mittel enthält zum Filtern von Alarpiumständen, die in den genannten Flugwarnungsmoden detektiert wurden zum etwaigen Erzeugen von Alarmsignalen als eine Funktion des kontinuierlichen Fluges des Flugzeuges durch Maximal- und Minimalpegelmittel, wobei für jeden Flugwarnungsmodus ein zugeordneter Wert durch eine Konstante vergrössert wird während jeder Abtastperiode .wenn der entsprechende Alarmzustand vorhanden ist, wobei ein Alarmsignal erzeugt wird, wenn der Maximalpegel erreicht wird, wobei der genannte Wert durch eine Konstante verringert wird, wenn seine Grosse zwischen dem genannten Maximal- und Minimalpegel liegt und der entsprechende Alarinzustand aufhört zu bestehen und unmittelbar auf Null zurückgestellt wird, wenn seine Grosse unterhalb des genannten Minimalpegels ist und der genannte Alarmzustand aufhört zu bestehen.
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ORIGINAL INSPECTED
FPH 76-559 15.6.1977
2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das System Mittel enthält zum Aendern der Geschwindigkeit, mit der die genannten Flugwarnungsmodusalarmumstände abgetastet werden.
3. System nach Anspruch 1 oder 2, mit Mitteln zum Aendern der Maximal- und Minirnalpegel.
k. System nach Anspruch 1 oder 2 oder 3i mit Mitteln zum Aendern der Zunahme- und/oder Abnahmekonstante .
5· System nach Anspruch 1, und einem oder mehreren der vorstehenden Ansprüche 2 bis h, mit Mitteln zum unabhängigen Aendern der Maximal- und Minimalpegel für jeden Flugwarnungsmodus und der Zunahme- und Abnahmekonstanten.
6. System nach Anspruch 5 mit Mitteln, durch die eine hörbare Warnung erzeugt wird, in dem Falle eines Alarmerzeugungszustandes, wodurch dieser aufhört zu bestehen, während der genannten Erzeugung, unter der Bedingung jedoch, dass Alarmerzeugungszustände mit höherer Priorität nicht gleichzeitig vorhanden sind.
7· System nach Anspruch 6, mit Mitteln zum Neustarten der Erzeugung einer hörbaren Warnung mit geringerer Priorität, die durch hörbare Warnungen höherer Priorität unterbrochen wurden, wenn der betreffende Alarmerzeugungszustand mit geringerer Priorität noch vorhanden ist wenn die Alarmerzeugungszustände mit
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höherer Priorität verschwunden sind.
8. System nach Anspruch 1 bis 7 mit Mitteln in einer bevorzugten Ausfiihrungsform des Systems unter Ansteuerung einer digitalen Rechenanlage.
70: -M i / 1 ') 1 R
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