DE2732646C2 - Warneinrichtung für Flugzeuge zum Anzeigen einer gefährlichen Bodenannäherung - Google Patents

Warneinrichtung für Flugzeuge zum Anzeigen einer gefährlichen Bodenannäherung

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Description

Die Erfindung betrifft eine Warneinrichtung für Flugzeuge zum Anzeigen einer gefährlichen Bodenannäherung, wie sie im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 näher definiert ist.
Warneinrichtungen, die in einem Flugzeug den Piloten in Abhängigkeit von dem Betriebszustand von Einrichtungen des Flugzeugs sowie von dessen momentaner Fluggeschwindigkeit und Flughöhe eine Anzeige liefern, wenn sich aus der Kombination dieser verschiedenen Daten eine gefährliche Fluglage ergeben könnte, sind in verschiedenen Ausführungen bekannt. Beispiele für solche Warneinrichtungen finden sich etwa in den US-PS 39 46 358, 39 44 968 und 28 04 501 sowie der GB-PS 7 33 938.
Bei diesen bekannten Warneinrichtungen wird jeweils dann ein Warnsignal erzeugt, wenn das Flugzeug eine bestimmte Flughöhe unterschreitet, ohne daß seine Fluggeschwindigkeit oder sein Betriebszustand den sich aus der jeweiligen Flughöhe ergebenden Notwendigkeiten entspricht. So erfolgt bei der in der GB-PS 7 33 938 beschriebenen Warneinrichtung eine optische Anzeige, wenn das Flugzeug eine bestimmte Fluggeschwindigkeit unterschreitet, ohne daß das Fahrwerk ordnungsgemäß ausgefahren ist. In ähnlicher Weise erfolgt bei der in der US-PS 28 04 501 beschriebenen Warneinrichtung eine akustische Anzeige, wenn sich die Landeklappen eines Flugzeugs nicht in den seinen momentanen Flugzustand
entsprechender Stellung befinden. Die in der US-PS 39 44 968 beschriebene Warneinrichtung ist darauf abgestellt, Warnsignale zu erzeugen, wenn eine in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit bestimmte Mindestflughöhe unterschritten wird. Die in der US-PS 39 46 358 beschriebene Warneinrichtung spricht immer dann an, wenn das Flugzeug unter Abweichung von einem bestimmten Gleitwinkel die diesem entsprechende Flughöhe in gefährlichem Maße unterschreitet Die bekannten Warneinrichtungen liefern somit Warnsignale, die den Piloten auf unterschiedliche und jeweils für sich gefahrdrohende Flugzustände aufmerksam machen, wobei es jedoch dem Piloten überlassen bleibt, auf welchen dieser verschiedenen und möglicherweise gleichzeitig auftretenden Gefahrenzustände er in welcher Weise reagieren will und muß.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Warneinrichtung der eingangs erwähnten Art so auszubilden, daß sie dem Piloten eine zwar vollständige, aber stets nur eine einzige Reaktion verlangende Flugzustandsinformation liefert, wobei innerhalb der einzelnen Gefahrenzustände eine Prioritätenbildung erfolgt, so daß immer nur ein einziges Warnsignal für einen einzigen, ggf. aus einer Mehrzahl von gleichzeitig auftretenden Gefahrenzuständen ausgewählt wird.
Die gestellte Aufgabe wird gemäß der Erfindung gelöst durch eine Warneinrichtung, wie sie im Patentanspruch 1 angegeben ist; vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.
Die erfindungsgemäß ausgebildete Warneinrichtung gibt immer dann ein Warnsignal ab, wenn das Flugzeug eine für seinen momentanen Flug- und Betriebszustand erforderliche Mindestflughöhe unterschreitet Dabei erfolgt weiter eine Spezifizierung der Warnanzeige dahingehend, daß der Pilot jeweils auf die gerade wesentlichste Gefahrenquelle aufmerksam gemacht wird. So erhält er beispielsweise eine allgemeine Anzeige, die ihn darauf aufmerksam macht, daß die Flughöhe für die momentane Fluggeschwindigkeit oberhalb einer bestimmten Schwelle liegt. Unterhalb dieser Geschwindigkeitsschwelle wird der Pilot bei Unterschreiten der erforderlichen Mindestflughöhe ggf. darauf aufmerksam gemacht, daß sich das Fahrwerk oder die Landeklappen nicht in dem für die jeweilige Flughöhe erforderlichen Betriebszustand befinden. Dabei wird für diese beiden letzten Fälle dem Betriebszustand des Fahrwerks der Vorrang eingeräumt, eine Anzeige für eine nicht sachgerechte Einstellung der Landeklappen erfolgt also erst dann, wenn das Fahrwerk ordnungsgemäß ausgefahren ist. Befindet sich das Flugzeug in einem korrekten Landeanflug mit ausgefahrenem Fahrwerk und in Landestellung gebrachten Landeklappen, so hat die Annäherung an den Boden nicht die Auslösung irgendwelcher Warnsignale zur Folge. Die erfindungsgemäß ausgebildete Warneinrichtung gibt also in jedem Flugzustand höchstens ein Warnsignal ab, das den Piloten zu sachgerechter Reaktion auf die jeweils akuteste Gefahr auffordert, sie erfaßt jedoch sämtliche möglichen Gefahrenquellen und weist zu deren Berücksichtigung in entsprechender Reihenfolge an.
Nachstehend wird die Erfindung anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispieles näher erläutert. Es zeigt
F i g. 1 eine graphische Darstellung der Beziehung zwischen Flughöhe und Fluggeschwindigkeit für die Erzeugung eines Warnsignals bei eingefahrenem Fahrwerk;
Fig.2 eine graphische Darstellung der Beziehung zwischen Flughöhe und Fluggeschwindigkeit für die Erzeugung eines Warnsignals bei nicht in Landestellung befindlichen Landeklappen und
Fig.3 ein Blockschaltbild einer Schaltung für die Gewinnung der Kennlinien von F i g. 1 und 2.
F i g. 1 zeigt eine graphische Darstellung der Beziehung zwischen der Fluggeschwindigkeit, deren Größe
ίο mit der Machzahl als Einheit wiedergegeben ist, und der Flughöhe über Grund für die Erzeugung eines Warnsignals, wenn das Fahrwerk eingefahren ist Beispielsweise wird stets, wenn das Flugzeug mit einer Geschwindigkeit von höchstens 0,35 Mach fliegt und unter 150 m gegenüber dem Gelände absinkt ein tonfrequentes Warnsignal »zu niedrig, Fahrwerk« abgegeben, wie das durch einen schraffierten Bereich 10 in F i g. 1 dargestellt ist Für Fluggeschwindigkeiten zwischen 035 und 0,45 Mach hängt die Warnsignal-Grenzkurve, die in F i g. 1 durch eine Linie 12 dargestellt ist, im wesentlichen von der Fluggeschwindigkeit ab und das tonfrequente Warnsignal würde anzeigen, daß das Flugzeug zu niedrig ist und gegenüber dem Gelände. Für höhere Fluggeschwindigkeiten ist daher die Höhe, bei der eine Warnung abgegeben wird, ebenfalls höher. Für Fluggeschwindigkeiten über 0,45 Mach wird das »zu niedrig, Gelände«-Warnsignal immer dann abgegeben, wenn sich das Flugzeug bis auf weniger als 300 m dem Gelände nähert wie das in Fig. 1 durch einen schraffierten Bereich dargestellt ist.
In ähnlicher Weise zeigt die graphische Darstellung gemäß F i g. 2 die Betriebsweise der Warneinrichtung, wenn zwar das Fahrwerk ausgefahren ist, jedoch die Landeklappen nicht in ihrer Landestellung sind. Ein schraffierter Bereich 16 in Fig.2 zeigt, daß ein tonfrequentes Warnsignal »zu niedrig, Landeklappen« erzeugt wird, wenn das Flugzeug mit einer Geschwindigkeit von höchstens 0,28 Mach und unterhalb 60 m über dem Gelände fliegt. Wenn das Flugzeug eine Geschwindigkeit zwischen 0,28 Mach und 0,45 Mach aufweist, wird ein Warnsignal »zu niedrig, Gelände« abgegeben, wenn das Flugzeug bis unter eine Linie 18 für gegebene Machzahlen zwischen 0,28 und 0,45 Mach absinken sollte. Wenn das Flugzeug schneller ist als 0,45 Mach, wird immer dann ein Warnsignal »zu niedrig, Gelände« abgegeben, wenn das Flugzeug unter 300 m gegenüber dem Gelände absinkt, wie das durch den schraffierten Bereich 20 in F i g. 2 dargestellt ist.
Aus den in F i g. 1 und 2 dargestellten Kennlinien ergibt sich, daß sowohl die Art als auch die Höhe, bei der Warnsignale abgegeben werden, von der Fluggeschwindigkeit abhängen. Weiter sind die Höhe und die Art der Warnung, die abgegeben wird, auch abhängig von der Stellung des Fahrwerks und der Landeklappen. Ein Vergleich der Darstellungen in Fig. 1 und 2 zeigt auch, daß dann, wenn das Flugzeug mit hoher Geschwindigkeit von über 0,45 Mach weiterfliegt, mit sowohl eingefahrenem Fahrwerk als auch eingefahrenen Landeklappen, ein Geländefreiheits-Warnsignal abgegeben wird für relativ hohe Höhen, wodurch eine rechtzeitige Warnung erreicht wird in Fällen, in denen das Flugzeug unbeabsichtigt oder versehentlich nahe dem Boden mit Reisegeschwindigkeit fliegt.
Ein Blockschaltbild für eine Warneinrichtung mit den in Fig. 1 und 2 wiedergegebenen Kennlinien ist in F i g. 3 dargestellt. Bei diesem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung enthält, wie in F i g. 3 dargestellt, ein Digitalspeicher 22 eine Folire von Bits.
die zur Bildung eines Wortes erforderlich sind. Ein Digital/Analog-Umsetzer 24 empfängt die Bits vom Digitalspeicher 22 über eine Leitung 26 und setzt den Bitstrom um in ein Analogsignal, das seinerseits über eine Leitung 28 einem Verstärker 30 zugeführt wird. Das verstärkte Analogsignal wird über eine Leitung 32 einem Lautsprecher 34 zur Erzeugung geeigneter Worte zugeführt. Die im Digitalspeicher 22 enthaltenen Bits werden für die Übertragung zum Digital/Analog-Umsetzer 24 ausgewählt mittels einer Speicheradressenlogik 36.
Die Speicheradressenlogik 36 ihrerseits wird über mehrere Eingangsleitungen 40, 42, 44, 46 angesteuert, die anzeigen, daß Teile des Digitalspeichers 22 zur Bildung der Worte »Gelände«, »Fahrwerk«, »Landungsklappen« bzw. »zu niedrig« ausgewählt werden sollen. Die Speicheradressenlogik 36 wird gesperrt mittels eines über eine Leitung 48 von einem UND-Glied 50 übertragenen Signals. Wenn ein Signal GD, das bedeutet, daß das Fahrwerk ausgefahren ist, über eine Leitung 52, und ein Signal FD, das anzeigt, daß die Landeklappen in ihrer Landestellung sind, über eine Leitung 54 dem UND-Glied 50 zugeführt werden, wird ein Unterdrückungssignal über die Leitung 48 zur Speicheradressenlogik 36 übertragen, um die Erzeugung jedes Warnsignals zu verhindern. Daher erfolgt keine Warnung, wenn das Fahrwerk ausgefahren ist und die Landeklappen in ihrer Ladestellung sind.
Ein die Fluggeschwindigkeit darstellendes Signal wird über eine Leitung 56 von einem Machmeter 58 oder einem ähnlichen Gerät einem Funktionsgenerator 60 zugeführt. Der Funktionsgenerator 60 legt ein Signal an einen positiven Anschluß eines Addierers 62 über eine Leitung 64, wobei das Signal auf der Leitung 64 so bemessen ist, daß es 60 m entspricht für 0,28 Mach oder weniger, zwischen 60 und 150 m für Geschwindigkeiten zwischen 0,28 und 0,35 Mach und zwischen 150 und 300 m für Geschwindigkeiten zwischen 0,35 und 0,45 Mach. Für alle Geschwindigkeiten über 0,45 Mach ist das Ausgangssignal des Funktionsgenerators 60 ein Signal, das 300 m entspricht. Ein funktechnischer Höhenmesser 66 erzeugt ein Höhensignal Λ«, das als Eingangssignal für einen anderen positiven Anschluß des Addiereres 62 dient Ein Vergleicher 68 empfängt das Ausgangssignal acz Addierers 62 über eine Leitung 70 und erzeugt ein hohes Logiksignal auf einer Leitung 72, wenn das Flugzeug unterhalb einer gewünschten Soll-Höhe sich mit eingefahrenem Fahrwerk und/oder nicht in Landestellung befindlichen Landeklappen bewegt, wodurch sofort die Erzeugung der Worte »zu niedrig« ausgelöst wird. Ein hohes Logiksignal auf der Leitung 72 dient auch zum Setzen jedes von mehreren UND-Gliedern 74,76,78, die das Auslösen von Signalen über die Leitungen 40, 42, 44 und 46 steuern, was dann die Erzeugung gewünschter Worte mittels der Speicheradressenlogik 36 zur Folge hat
Ein mit der Leitung 56 verbundener zweiter Vergleicher 80 erzeugt ein hohes Logiksignal auf einer Leitung 82, wenn die Fluggeschwindigkeit größer als 0,35 Mach ist Wenn das Fahrwerk eingefahren ist, was durch ein hohes Logiksigna] auf einer Leitung 84 angezeigt wird, gibt ein die beiden Leitungen 82 und 84 als Eingangssignal-Leitungen aufweisendes UND-Glied 85 ein hohes Logiksignal über eine Leitung 86 an ein ODER-Glied 88 ab. Das ODER-Glied 88 überträgt das hohe Logiksignal auf der Leitung 86 zu einem zweiten Eingangsanschluß des UND-Glieds 78, wo dieses Signal in Zusammenwirken mit dem hohen Logiksignal auf der Leitung 72 die Erzeugung des Wortes »Gelände« auslöst. Diese Betriebsweise der Schaltung gemäß F i g. 3 entspricht der Linie 12 der graphischen Darstellung gemäß F i g. 1. Ein hohesLogiksignal auf der Leitung 86, das anzeigt, daß die Fluggeschwindigkeit über 0,35 Mach ist, wird mittels eines invertierenden Anschlusses dem UND-Glied 76 zugeführt, was eine Unterdrückung der Erzeugung des Wortes »Fahrwerk« bewirkt. Dadurch wird, wie sich das auch aus F i g. 1 ergibt, der Fluggeschwindigkeiten über 0,35 Mach das Wort »Fahrwerk« nicht erzeugt.
Wenn die Fluggeschwindigkeit größer ist als 0,28 Mach, was durch einen dritten Vergleicher 90 erfaßt wird, und wenn die Landeklappen nicht in Landestellung sind, was durch ein hohes Logiksignal auf einer Leitung S2 angezeigt wird, erzeugt ein UND-Glied 94 ein hohes Logiksignal auf einer Leitung 96. Ein hohes Logiksignal auf der Leitung 96 wird über das ODER-Glied 88 dem UN D-Glied 78 zugeführt, wodurch die Erzeugung des Wortes »Gelände« ausgelöst wird. Auf die gleiche Weise führt ein hohes Logiksignal auf der Leitung % als Eingangssignal über einen invertierenden Eingang für das UND-Glied 74 zur Unterdrükkung der Erzeugung des Wortes »Landeklappen«. Die Betriebsweise dieses Teils der logischen Schaltung entspricht folglich dem durch die Linie 18 dargestellten Bereich der graphischen Darstellung gemäß F i g. 2.
Wenn das Flugzeug eine Geschwindigkeit unter 0,35 Mach hat mit eingefahrenem Fahrwerk, entsprechend dem Bereich 10 der graphischen Darstellung in Fig. 1, liegt ein niedriges Logiksignal auf der Leitung 82, wodurch ein niedriges Logiksignal auf der Leitung 86 erzeugt wird, was zur Unterdrückung der Erzeugung des Wortes »Gelände« führt Das hohe Logiksignal auf der Leitung 84 wirkt jedoch mit einem niedrigen Logiksignal auf der Leitung 86 zur Erzeugung des Wortes »Fahrwerk«, zusammen mittels des UND-Glieds 76. Folglich wird für Fluggeschwindigkeiten unter 0,35 Mach ein »zu niedrig, Fahrwerkw-Warnsignal erzeugt.
Wenn das Flugzeug eine Geschwindigkeit unter 0,28 Mach aufweist, erzeugt der dritte Vergleicher 90 ein niedriges Logiksignal, wodurch das fünfte UND-Glied 94 gesperrt wird und ein niedriges Logiksignal auf der Leitung 96 erzeugt. Dieses wirkt mit einem ähnlichen niedrigen Logiksignal auf der Leitung 86 zusammen zur Sperrung des dritten UND-Glieds 78, wodurch die Erzeugung des Wortes »Gelände« verhindert wird. Wenn das Fahrwerk ausgefahren ist, löst ein hohes Logiksignal auf der Leitung 96 die Erzeugung des Wortes »Landeklappen« aus. Wenn das Fahrwerk nicht ausgefahren ist, sperri ein hohes Logiksignal auf der Leitung 84 das sechste UND-Glied 74 und verhindert so die Erzeugung des Wertes »Landeklappen«. Folglich ergibt sich aus der Verbindung der Leitung 84 mit dem sechsten UND-Glied 74, daß das Wort »Fahrwerk« Priorität gegenüber dem Wort »Landeklappen« besitzt wenn beide nicht ausgefahren sind.
Die Bauteile 48 bis 96 bilden eine elektrische Analog-Rechner-Schaltung zur Steuerung der Erzeugung verschiedener tonfrequenter Warnsignale abhängig von der Flughöhe, der Fluggeschwindigkeit und der Stellung der Landeklappen und des Fahrwerks. Wenn auch das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung eine Analog-Rechner-Logik verwendet kann auch ein Digital-Rechner zur Durchführung der gleichen Funktionen verwendet werden.
Die so erzeugten tonfrequenten Warnsignale, nämlich »zu niedrig, Gelände«, »zu niedrig, Fahrwerk« bzw. »zu niedrig Landeklappen« sind die bevorzugten Worte zur Verwendung bei der beschriebenen Warneinrichtung. Die Erfindung ist jedoch nicht auf die Verwendung dieser Worte beschränkt, vielmehr sind diese Worte in der Beschreibung und auch in den Ansprüchen zur Erläuterung der Art der Information in Form eines
Gattungsbegriffes verwendet, die dem Piloten zugeführt wird. In gleicher Weise sind die verschiedenen Werte für die Kurven der F i g. 1 und 2 sowie die Zahlenwerte in der Schaltung gemäß F i g. 3 lediglich zur Erläuterung des bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung verwendet, und es können selbstverständlich verschiedene Werte abhängig von anderen Betriebsbedingungen und anderen Flugzeugtypen verwendet werden.
Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (7)

Patentansprüche:
1. Warneinrichtung für Flugzeuge zum Anzeigen einer gefährlichen Bodenannäherung mit einer ersten Signalquelle für der momentanen Fluggeschwindigkeit entsprechende erste Signale, einer zweiten Signalquelle für der momentanen Flughöhe entsprechend zweite Signale, einer dritten Signalquelle für den Betriebszustand des Fahrwerks anzeigende dritte Signale, einer vierten Signalquelle für den Betriebszustand der Landeklappen anzeigende vierte Signale, einem Funktionsgenerator zum Erzeugen eines eine untere Sicherheitsgrenze für die Flughöhe in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit darstellenden Kurvenzuges und einer Logikschaltung zum Verknüpfen der ersten, zweiten, dritten und vierten Signale mit dem Kurvenzug aus dem Funktionsgenerator entsprechenden Bezugssignalen und zum Auslösen von akustischen Warnsignalen beim Auftreten von vorgegebenen Zusammenhängen zwischen den ersten, zweiten, dritten und vierten Signalen und den Buzugssignalen als Anzeige für einen gefährlichen Betriebszustand des Flugzeugs, dadurch gekennzeichnet, daß die Logikschaltung (68 bis 96) außer auf die Auslösung eines ersten Warnsignals bei Unterschreiten einer für die jeweilige Fluggeschwindigkeit oberhalb eines ersten Schwellenwertes vorgeschriebenen Mindestflughöhe auf die Auslösung eines zweiten Warnsignals bei Unterschreiten eines ersten Festwertes für die Flughöhe mit unterhalb des ersten Schwellenwertes liegender Fluggeschwindigkeit und nicht ausgefahrenem Fahrwerk und auf die Auslösung eines dritten Warnsignals bei Unterschreiten eines zweiten, niedrigeren Festwertes für die Flughöhe mit unterhalb eines zweiten, niedrigeren Schwellenwertes liegender Fluggeschwindigkeit und nicht in Landestellung befindlichen Landeklappen eingerichtet ist.
2. Warneinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Logikschaltung (68 bis 96) über eine Speicheradressenlogik (36) mit einem Digitalspeicher (22) für den abzugebenden akustischen Warnsignalen entsprechende Digitalworte gekoppelt ist, an den über einen Digital/Analog-Umsetzer (24) ein Lautsprecher (34) angeschlossen ist.
3. Warneinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Logikschaltung (68 bis 96) einen, einerseits mit einem die zweite Signalquelle für die der momentanen Flughöhe entsprechenden zweiten Signale darstellenden Höhenmesser (66) und andererseits mit dem Funktionsgenerator (60) für die Bezugssignale gekoppelten ersten Vergleicher (68) für die Abgabe von Auslösesignalen für das erste Warnsignal, sowie, über zweite und dritte Vergleicher (80 bzw. 90) für einen Vergleich der von einem die erste Signalquelle für die der momentanen Fluggeschwindigkeit entsprechenden ersten Signale bildenden Machmeter (58) mit dem ersten bzw. mit dem zweiten Schwellenwert für die Fluggeschwindigkeit mit dem Machmeter (58) einerseits und mit dem Ausgang des ersten Vergleichers (68) sowie mit den dritten und vierten Signalquellen für die dem Betriebszustand von Fahrwerk und Landeklappen entsprechenden dritten und vierten Signale gekoppelte UND-Glieder (74, 76t 78) für die Auslösung der Warnsignale
enthält
4. Warneinrichtung nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Speicheradressenlogik (36) über ein UND-Glied (50) mit der dritten und der vierten Signalquelle für die dem Betriebszustand von Fahrwerk und Landeklappen entsprechenden dritten und vierten Signale gekoppelt ist und von dort ein die Weitergabe der Auslösesignale für die Warnsignale unterbindendes Sperrsignal
ίο zugeführt erhält, wenn sowohl das Fahrwerk ausgefahren ist als auch die Landeklappen in ihrer Landestellung gebracht sind.
5. Warneinrichtung nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, daß die UND-Glieder (74, 76, 78) für die Auslösung der Warnsignale mit der dritten und der vierten Signalquelle über zwei UND-Glieder (85,94) gekoppelt sind, die jeweils mit einem ersten Eingang an die dritte bzw. an die vierte Signalquelle und mit einem zweiten Eingang an den zweiten bzw. an den dritten Vergleicher (80 bzw. 90) angeschlossen und an ihrem Ausgang mit den Eingängen der nachgeordneten UND-Glieder (74, 76, 78) teils direkt und teils über ein ODER-Glied (88) verbunden sind.
6. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 3 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Vergleicher (68) mit dem Höhenmesser (66) und mit dem Funktionsgenerator (60) über einen zwischengesohalteten Addierer (62) verbunden ist.
7. Warneinrichtung nach einem der Ansprüche 3 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Vergleicher (68) zwischen den beiden Schweiieiiwerten für die Fluggeschwindigkeit vom Funktionsgenerator (60) Bezugssignale zugeführt erhält, die jeweils linear mit der momentanen Fluggeschwindigkeit zwischen den beiden Festwerten für die Flughöhe variierenden Flughöhenwerten entsprechen.
DE2732646A 1976-07-19 1977-07-19 Warneinrichtung für Flugzeuge zum Anzeigen einer gefährlichen Bodenannäherung Expired DE2732646C2 (de)

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IT (1) IT1079327B (de)
SE (1) SE420820B (de)

Families Citing this family (63)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2343223A1 (fr) * 1976-07-01 1977-09-30 Trt Telecom Radio Electr Filtrage des alarmes dans un systeme de surveillance de la proximite du sol
US4224669A (en) * 1977-12-22 1980-09-23 The Boeing Company Minimum safe altitude monitoring, indication and warning system
US4160339A (en) * 1978-05-18 1979-07-10 Scott Dankman Toy flying vehicle including sound effect generator
US4319218A (en) * 1980-01-04 1982-03-09 Sundstrand Corporation Negative climb after take-off warning system with configuration warning means
US4495483A (en) * 1981-04-30 1985-01-22 Sundstrand Corporation Ground proximity warning system with time based mode switching
US4433323A (en) * 1982-02-04 1984-02-21 Sundstrand Data Control, Inc. Ground proximity warning system with time and altitude based mode switching
US4684948A (en) * 1983-07-08 1987-08-04 Sundstrand Data Control, Inc. Ground proximity warning system having modified terrain closure rate warning on glide slope approach
US4567483A (en) * 1982-12-10 1986-01-28 Sundstrand Data Control, Inc. Position based ground proximity warning system for aircraft
JPS59133424A (ja) * 1983-01-20 1984-07-31 Mitsubishi Electric Corp 車輌用速度計装置
US4916447A (en) * 1983-05-13 1990-04-10 Sundstrand Data Control, Inc. Warning system for aircraft landing with landing gear up
US4951047A (en) * 1983-05-13 1990-08-21 Sunstrand Data Control, Inc. Negative climb after take-off warning system
US4939513A (en) * 1983-05-13 1990-07-03 Sundstrand Data Control, Inc. System for alerting a pilot of a dangerous flight profile during low level maneuvering
US4639730A (en) * 1983-05-13 1987-01-27 Sundstrand Data Control, Inc. Excessive terrain closure warning system
IL68737A0 (en) * 1983-05-20 1984-06-29 Israel Aircraft Ind Ltd Excessive ground-closure rate alarm system for aircraft
US4818992A (en) * 1983-06-10 1989-04-04 Sundstrand Data Control, Inc. Excessive altitude loss after take-off warning system for rotary wing aircraft
CA1240771A (en) * 1983-06-10 1988-08-16 Noel S. Paterson Warning system for tactical rotary wing aircraft
US4980684A (en) * 1983-06-10 1990-12-25 Sundstrand Data Controls, Inc. Warning system for tactical rotary wing aircraft
US4646244A (en) * 1984-02-02 1987-02-24 Sundstrand Data Control, Inc. Terrain advisory system
US5220322A (en) * 1984-07-18 1993-06-15 Sundstrand Corporation Ground proximity warning system for use with aircraft having egraded performance
IL76204A0 (en) * 1984-09-06 1985-12-31 Sundstrand Data Control Excessive descent rate warning system for tactical aircraft
CA1243405A (en) * 1985-02-22 1988-10-18 Michael M. Grove Configuration responsive descent rate warning system for aircraft
US5187478A (en) * 1985-02-22 1993-02-16 Sundstrand Corporation Configuration responsive descent rate warning system for aircraft
US4694694A (en) * 1986-01-06 1987-09-22 Vertical Instruments, Inc. Solid state accumulating altimeter
US4857923A (en) * 1986-07-15 1989-08-15 Sundstrand Data Control, Inc. Ground proximity warning system for an excessive descent rate over undulating terrain
US4849756A (en) * 1986-07-15 1989-07-18 Sundstrand Data Control, Inc. Ground proximity warning system terrain classification system
FR2605094B1 (fr) * 1986-10-14 1990-08-24 Thomson Csf Dispositif d'aide a l'acquisition de cible par un operateur dans un systeme d'armes
US4916448A (en) * 1988-02-26 1990-04-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Low altitude warning system for aircraft
US5136512A (en) * 1988-06-26 1992-08-04 Cubic Defense Systems, Inc. Ground collision avoidance system
US5058427A (en) * 1990-09-28 1991-10-22 Avocet, Inc. Accumulating altimeter with ascent/descent accumulation thresholds
US5295085A (en) * 1992-02-25 1994-03-15 Avocet, Inc. Pressure measurement device with selective pressure threshold crossings accumulator
US5428354A (en) * 1993-11-05 1995-06-27 Alliedsignal Inc. Ground proximity warning system for non-retractable landing gear aircraft
FR2725691B1 (fr) * 1994-10-18 1997-01-03 Sextant Avionique Dispositif d'aide au pilotage, en phase d'atterrissage, d'un aeronef
US6292721B1 (en) 1995-07-31 2001-09-18 Allied Signal Inc. Premature descent into terrain visual awareness enhancement to EGPWS
US6691004B2 (en) 1995-07-31 2004-02-10 Honeywell International, Inc. Method for determining a currently obtainable climb gradient of an aircraft
US6092009A (en) 1995-07-31 2000-07-18 Alliedsignal Aircraft terrain information system
US5839080B1 (en) 1995-07-31 2000-10-17 Allied Signal Inc Terrain awareness system
US6606034B1 (en) 1995-07-31 2003-08-12 Honeywell International Inc. Terrain awareness system
US6138060A (en) * 1995-07-31 2000-10-24 Alliedsignal Inc. Terrain awareness system
US5745053A (en) * 1995-12-08 1998-04-28 Fleming, Iii; Hoyt A. Landing gear warning apparatus and method for pilots approaching a runway with retracted landing gear
US6043759A (en) * 1996-07-29 2000-03-28 Alliedsignal Air-ground logic system and method for rotary wing aircraft
US5781126A (en) * 1996-07-29 1998-07-14 Alliedsignal Inc. Ground proximity warning system and methods for rotary wing aircraft
EP1121678B1 (de) 1998-10-16 2004-06-16 Universal Avionics Systems Corporation Warnungsverfahren und -system für flugpläne
US6445310B1 (en) 1999-02-01 2002-09-03 Honeywell International, Inc. Apparatus, methods, computer program products for generating a runway field clearance floor envelope about a selected runway
EP1151359B1 (de) 1999-02-01 2006-08-30 Honeywell International Inc. Methode,vorrichtung und computerprogramm produkte für feststellung von einem korrigierten abstand zwischen einem flugzeug und einer landebahn
WO2000047948A1 (en) 1999-02-01 2000-08-17 Honeywell International Inc. Apparatus, method, and computer program product for generating terrain clearance floor envelopes about a selected runway
DE60002835T2 (de) 1999-02-01 2004-03-11 Honeywell International Inc. Verfahren und vorrichtung zur erzeugung einer bodennäherungswarnung und computerprogramm zum kontrollierten verändern der basisbreite einer alarmhülle
DE60041810D1 (de) 1999-02-01 2009-04-30 Honeywell Int Inc Bodennähe-warnsystem
US6785594B1 (en) 1999-03-25 2004-08-31 Honeywell International Inc. Ground proximity warning system and method having a reduced set of input parameters
US6421603B1 (en) 1999-08-11 2002-07-16 Honeywell International Inc. Hazard detection for a travel plan
US6734808B1 (en) 1999-10-05 2004-05-11 Honeywell International Inc. Method, apparatus and computer program products for alerting submersible vessels to hazardous conditions
US6469664B1 (en) 1999-10-05 2002-10-22 Honeywell International Inc. Method, apparatus, and computer program products for alerting surface vessels to hazardous conditions
US6583733B2 (en) 2000-05-26 2003-06-24 Honeywell International Inc. Apparatus, method and computer program product for helicopter ground proximity warning system
US6833797B2 (en) 2000-05-26 2004-12-21 Honeywell International Inc. Method, apparatus and computer program product for displaying terrain in rotary wing aircraft
WO2002023125A1 (en) 2000-09-14 2002-03-21 Honeywell International Inc. Method, apparatus and computer program product for helicopter tail strike warning
WO2003008908A1 (en) * 2001-07-17 2003-01-30 Honeywell International Inc. Pitch angle alerting device for ground proximity warning system (egpws)
US20070120708A1 (en) * 2005-09-09 2007-05-31 Honeywell International Inc. Methods and systems for monitoring aircraft approach between approach gates
US8600586B2 (en) * 2009-02-04 2013-12-03 Honeywell International Inc. Stable approach monitor (SAM) system
US8451144B2 (en) * 2009-02-04 2013-05-28 Honeywell International Inc. Flaps overspeed advisory system
US8773299B1 (en) * 2009-09-29 2014-07-08 Rockwell Collins, Inc. System and method for actively determining obstacles
FR2962838B1 (fr) * 2010-07-16 2012-07-13 Eurocopter France Procede d'aide au pilotage ameliore pour aeronef
US8532848B2 (en) 2010-10-19 2013-09-10 Honeywell International Inc. Systems and methods for alerting potential tailstrike during landing
US9529010B2 (en) * 2013-06-17 2016-12-27 Honeywell International Inc. Flight deck display systems and methods for visually indicating low speed change conditions during takeoff and landing
US10227140B2 (en) 2014-07-11 2019-03-12 Cmc Electronics Inc System and method for detecting and alerting the user of an aircraft of an impendent adverse condition

Family Cites Families (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA782142A (en) * 1968-04-02 Thomas B. Meek, Jr. Helicopter landing gear unsafe warning system
US2445712A (en) * 1947-08-21 1948-07-20 Us Executive Secretary Of The Auditory tone signal indications for flying
US2631277A (en) * 1947-09-02 1953-03-10 Hughes Tool Co Flight hazard warning system
US2632881A (en) * 1951-01-12 1953-03-24 Research Corp Apparatus for aurally presenting guidance information
GB733938A (en) * 1952-12-18 1955-07-20 Roe A V & Co Ltd Improvements relating to warning indicators for aircraft
US2930035A (en) * 1954-07-12 1960-03-22 Goodyear Aircraft Corp Terrain clearance control apparatus
US2804501A (en) * 1955-09-26 1957-08-27 Boeing Co Voice warning systems
US2809340A (en) * 1955-12-12 1957-10-08 Sperry Rand Corp Aircraft clearance control system
US3287724A (en) * 1957-10-24 1966-11-22 Joseph E Zupanick Obstacle clearance system for aircraft
US3325807A (en) * 1957-12-20 1967-06-13 North American Aviation Inc Ground clearance warning system
GB1062530A (en) * 1958-02-07 1967-03-22 Sperry Gyroscope Co Ltd Aircraft control arrangements
US3815132A (en) * 1960-06-03 1974-06-04 Rockwell International Corp Radar for automatic terrain avoidance
US3243813A (en) * 1961-05-15 1966-03-29 Ibm Monopulse radar system poviding common amplification of plural signals
US3553688A (en) * 1961-09-05 1971-01-05 Texas Instruments Inc Terrain avoidance radar system
US3533105A (en) * 1961-12-29 1970-10-06 Texas Instruments Inc Terrain avoidance radar system
US3206745A (en) * 1962-04-10 1965-09-14 Litton Systems Inc Terrain clearance system
FR87853A (de) * 1962-05-18
US3241068A (en) * 1962-07-17 1966-03-15 North American Aviation Inc Electronic multiplier for terrain avoidance radar system
US3210760A (en) * 1962-08-13 1965-10-05 Gen Dynamics Corp Terrain avoidance radar
US3209353A (en) * 1962-09-26 1965-09-28 Bernard A Wiener Terrain clearance computer circuit
US3213447A (en) * 1963-04-22 1965-10-19 Lab For Electronics Inc Radar system for terrain avoidance
US3396391A (en) * 1963-12-20 1968-08-06 North American Rockwell Terrain-following system
US3355733A (en) * 1964-10-19 1967-11-28 Bell Aerospace Corp Designated area instrument landing system
US3302198A (en) * 1965-03-16 1967-01-31 United Aircraft Corp Automatic terrain avoidance system
US3706988A (en) * 1965-11-04 1972-12-19 North American Aviation Inc Vehicle controller employing passive horizon sensor
GB1195482A (en) * 1967-07-27 1970-06-17 Northrop Corp Integrated System for Processing Aircraft Operating Parameters
US3581014A (en) * 1970-02-09 1971-05-25 Northrop Corp Integrated system for reporting aircraft data
US3685034A (en) * 1970-08-27 1972-08-15 Lear Siegler Inc Altitude alerting apparatus
US3680046A (en) * 1970-12-18 1972-07-25 Us Navy Alerting system
US3808591A (en) * 1971-08-11 1974-04-30 Lockheed Aircraft Corp Voice warning system
US3946358A (en) * 1974-06-19 1976-03-23 Sundstrand Data Control, Inc. Aircraft ground proximity warning instrument
US3936796A (en) * 1974-06-19 1976-02-03 Sundstrand Data Control, Inc. Aircraft ground proximity warning instrument
US3958218A (en) * 1974-10-03 1976-05-18 Sundstrand Data Control, Inc. Aircraft ground proximity warning system with speed compensation
CA1031846A (en) * 1974-10-03 1978-05-23 Charles D. Bateman Aircraft ground proximity warning system
US3944968A (en) * 1974-11-01 1976-03-16 Sundstrand Data Control, Inc. Aircraft ground proximity warning system having speed versus altitude compensation
US3924262A (en) * 1974-12-02 1975-12-02 Us Navy Aural warning apparatus
US3947809A (en) * 1975-01-13 1976-03-30 Sundstrand Data Control, Inc. Below glide slope advisory warning system for aircraft
US3934221A (en) * 1975-03-06 1976-01-20 Sundstrand Data Control, Inc. Terrain closure warning system with altitude rate signal conditioning
US3958219A (en) * 1975-03-06 1976-05-18 Sundstrand Data Control, Inc. Terrain closure warning system with altitude rate signal conditioning
US3925751A (en) * 1975-04-02 1975-12-09 Sundstrand Data Control Glide slope warning system with a variable warning rate

Also Published As

Publication number Publication date
FR2359396B1 (de) 1981-02-13
SE420820B (sv) 1981-11-02
FR2359396A1 (fr) 1978-02-17
GB1535488A (en) 1978-12-13
AU2379277A (en) 1978-10-05
AU504133B2 (en) 1979-10-04
JPS6013124B2 (ja) 1985-04-05
SE7707871L (sv) 1978-01-20
US4030065A (en) 1977-06-14
DE2732646A1 (de) 1978-02-02
IT1079327B (it) 1985-05-08
JPS5311498A (en) 1978-02-01
CA1125418A (en) 1982-06-08

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