DE2554206A1

DE2554206A1 - Bodennaehe-warnanordnung

Info

Publication number: DE2554206A1
Application number: DE19752554206
Authority: DE
Inventors: Charles D Bateman; Frank J Brem; Hans R Muller
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1975-04-02
Filing date: 1975-12-02
Publication date: 1976-10-07
Also published as: AU8626875A; SE429789B; DE2554206B2; US3934222A; SU797615A3; JPS5745322B2; IT1058062B; CA1039535A; FR2306430B1; AU502561B2; FR2306430A1; JPS51120599A; SE7603427L; DE2554206C3; GB1500636A

Description

Sandstrand Data Control, Inc., Redmond (Washington), V.St.A.

Bodennähe -Warnanordnung

Die Erfindung betrifft eine Bodennähe-Warnanordnung und insbesondere eine Über-Bodennäherungsgeschwindigkeits-Warnanordnung .

Von der Anmelder in wurden bereits Bodennähe-Warnanordnungen entwickelt (vgl. US-PS 3 715 718, ferner US-Patentanmeldung Ser. Nr. 480 727, eingereicht am 19.6.1974), bei denen ein aus einem Funkhöhenmesser abgeleitetes Signal, das die zeitliche Änderung der Flugzeug-Höhe über dem Boden darstellt, mit einem Signal aus dem Funkhöhenmesser verglichen wird, das die Flugzeug-Höhe über dem Boden anzeigt, wobei ein Warnsignal erzeugt wird, wenn die Bodennäherungsgeschwindigkeit für die betrachtete Flugzeug-Höhe zu stark ist. In den bereits entwickelten Anordnungen bleibt das Warnsignal eingeschaltet, wenn sich das Flugzeug dem Boden nähert, und es wird ausgeschaltet, sobald das Flugzeug durch einen Steigflug an Höhe gewinnt, oder wenn sich das Gelände gegenüber der Flugzeug-Flugbahn abwärts zu neigen beginnt, d. h. wenn das Gelände ein Gefälle aufweist.

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Es gibt jedoch auch Situationen, in denen es vom Standpunkt der Sicherheit aus vorteilhaft wäre, zu gewährleisten, daß das Flugzeug vor dem Abfangen bzw. vor dem Übergang, in die Horizontallage eine vorbestimmte Strecke steigt, wenn ein Bodennähe-Warnsignal erhalten wurde. Dieser Fall tritt gewöhnlich auf, wenn, das Flugzeug ein Gelände mit einer Reihe von Gipfeln und Tälern überquert, deren Neigungen so stark sind, daß kurze Warnsignale ausgelöst werden. Unter der Annahme, daß das Flugzeug im Horizontalflug über welliges Gelände fliegt, dessen Höhe allmählich zunimmt, kann das Flugzeug ein oder mehrere kurze Warnsignale erhalten. Da jedoch auf jede Aufwärts neigung (Anstieg) eine Abwärtsneigung (Gefälle) folgt, besteht für die Flugzeugbesatzung, die auf die Warnsignale durch Beobachtung des Funkhöhenmessers reagiert, der Eindruck, daß der Bodenabstand zunimmt,da das Flugzeug im Beobachtungszeitpunkt eine Gefällstrecke überquert. Da diese Beobachtungen des Funkhöhenmessers offenbar ergeben, daß sich das Flugzeug augenblicklich nicht in Gefahr befindet, wird die Besatzung den Horizontal-, flug beibehalten, so daß die Möglichkeit zum ausreichend schnellen Reagieren des Flugzeugs auf ein Warnsignal geringer wird, um einen Aufprall des Flugzeugs auf eine Anstiegsstrecke, die höher als die Flughöhe des Flugzeugs ist, zu vermeiden.

Eine sorgfältige Auswertung einer Reihe von Unfällen bei ansteigendem Gelände hat ergeben, daß die Unfälle in sehr vielen Fällen vermieden werden könnten, wenn die Flugzeugbesatzung auf das erste kurze Warnsignal sofort reagieren müßte und die Flugzeug-Höhe um etwa 200 ft erhöhen würde.

Es ist daher Aufgabe der Erfindung, eine Bodennähe-Warn-

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anordnung anzugeben, mit deren Hilfe sichergestellt wird, daß ein Plugzeug mindestens U_1n 200 ft steigt, wenn ein Bodennähe-Warnsignal erzeugt wird, wobei die zeitliche Änderung der Luftdruckhöhe des Flugzeugs zur Anzeige verwendet wird, ob das Flugzeug erstens steigt und ob es zweitens vor dem Übergang in die Horizontallage eine vorbestimmte Höhe erreicht hat, andernfalls das Warnsignal erneut ausgelöst wird, bis das Flugzeug entweder wieder zu steigen beginnt oder die vorbestimmte Höhenzunahme erreicht hat, und wobei die Bodennähe-Warnanordnung eine Schaltungsanordnung aufweist, die die zeitliche Änderung der Luftdruckhöhe bzw. das Höhenänderungssignal zur Anzeige verwendet, ob das Flugzeug steigt, und die im zutreffenden Fall das Warnsignal sperrt, wobei in der Schaltungsanordnung das Höhenänderungssignal integriert wird, um die e.rreichte Flugzeug-Höhe zu bestimmen, und wobei die Schaltungsanordnung ein Speicherelement aufweist, das ein empfangenes Warnsignal anzeigt und dieses Warnsignal erneut auslöst, wenn das Flugzeug vor Erreichen der vorbestimmten Mindest-Höhenzunahme seinen Steigflug beendet.

Sobald die Bodennähe-Warnanordnung ein Warnsignal erzeugt, wird ein Speicherelement, vorzugsweise ein Flipflop, gesetzt, was besagt, daß ein Bodennähe-Warnsignal aufgetreten ist. Dies kann dazu führen, daß die Flugzeugbesatzung ein Dauer-Warns ignal erhält, obwohl sich das Flugzeug im Augenblick gar nicht weiter dem Boden nähert, was beispielsweise beim Überqueren eines Bergabhangs der Fall ist. Das Warnsignal bleibt also aktiv, bis die Besatzung geeignet reagiert, In dieser Zeit wir^das Signal, das die zeitliche Änderung der Luftdruckhöhe des Flugzeugs darstellt, überwacht, und

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falls es eine Steiggeschwindigkeit anzeigt, die höher als ein νorbestimmter Wert ist, wird das Warnsignal gesperrt. Sobald also das Flugzeug mit einer vorbestimmten Geschwindigkeit zu steigen beginnt, hört die aktuelle Warnung der Besatzung auf. Dagegen ist jedoch dafür gesorgt, daß das Warnsignal eingeschaltet bleibt, wenn sich das Flugzeug weiter dem Boden nähert, obwohl es mit einer über dem vorbestimmten Wert liegenden Geschwindigkeit steigt. Diese Maßnahme ist vorteilhaft, wenn sich das Flugzeug einer besonders steilen Neigung nähert und die Steiggeschwindigkeit beibehalten oder sogar erhöht werden soll.

Das Höhenänöerungssignal wird gleichzeitig integriert, um daraus die Höhenzunahme des Flugzeugs zu ermitteln. Wenn die Höhenzunahme einen vorbestimmten Wert, z. B. die zuvor genannten 200 ft überschritten hat, wird in das Flipflop ein Löschsignal eingespeist, so daß dieses kein weiteres Warnsignal liefern kann. Wenn das Flugzeug jedoch unterhalb der 200 ft Höhenzunahme zu steigen aufhört, wird das Warnsignal entsperrt und die Besatzung erneut gewarnt. Wenn das Flugzeug andererseits oberhalb 200 ft in die Horizontallage übergeht, wird kein Warnsignal erzeugt, da dann das Flipflop nicht langer als Quelle für das Warnsignal wirkt.

Das Löschen des Flipflops dient ferner dazu, den Integrator auf Null zurückzusetzen, d. h. zu entladen, da sich eine Restladung des Integrators im weiteren Betrieb überlagern würde. Das Flipflop kann ferner durch ein Landeklappensignal gelöscht werden, oder durch ein Signal,das anzeigt, daß das Flugzeug tiefer als 50 ft über dem Boden ist. Dadurch kann das Flugzeug zur Landung ansetzen, ohne daß ein Dauer-Warnsignal vorhanden ist, das durch Bedingungen erzeugt würde,

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bei denen für das Flugzeug keine echte Gefahr besteht.

Durch die Erfindung wird also für eine Bodennähe-Warnanordnung, in der die Geschwindigkeit, mit der sich das Plugzeug dem Boden nähert (Bodennäherungs-Geschwindigkeit), mit der Plugzeug-Höhe über dem Boden derart verglichen wird, daß bei Über-Bodennäherungsgeschwindigkeit ein Warnsignal erzeugt wird, eine Schaltungsanordnung angegeben, die das Warnsignal sperrt, wenn das Plugzeug durch Vorhandensein des Warnsignals zu steigen beginnt, und die Höhenzunahme des Flugzeugs mißt, um das Warnsignal erneut auszulösen, falls das Plugzeug in die Horizontallage übergeht, bevor es eine vorbestimmte Höhe erreicht hat. Die Schaltungsanordnung weist auf: Ein Speicherelement zur Anzeige, daß ein Warnsignal erzeugt wurde; einen Steigsignalgenerator, der abhängig vom Höhenänderungssignal, das ein Steigen des Flugzeugs anzeigt, ein Steigsignal erzeugt; sowie einen auf das Höhenänderungssignal ansprechenden Integrator zum Bestimmen der Höhenzunahme des Plugzeugs bei . dessen Steigflug. Wenn das Flugzeug vor dem Übergang in die Horizontallage nicht die durch das Steigsignal angezeigte vorbestimmte Höhe erreicht hat, bewirkt das Speicherelement ein erneutes Auslösen des Warnsignals.

Die Erfindung wird nun anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 ein Flugprofil über einem Gelände mit zunehmend höheren Spitzen;

Fig. 2 die Schaltung einer Warnsignal-Schaltungsanordnung; und Fig. J Signale der Schaltungsanordnung nach Fig. 2 für das Flugprofil nach Fig. 1.

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Pig. 1 stellt die Flugkurve eines Flugzeugs 10 über welligem Gelände mit zunehmend höheren Gipfeln bzw. Spitzen dar. Wenn das Flugzeug den ersten Gipfel 12 erreicht, erzeugt die Bodennähe-Warnanordnung ein kurzes Warnsignal 14. Da das Gelände wieder abfällt, wenn das Flugzeug den Gipfel passiert hat, kann eine Ablesung des Funkhöhenmessers den Eindruck erwecken, daß sich das Flugzeug nicht in echter Gefahr befindet. Wenn das Flugzeug seinen Flugweg fortsetzt, erreicht es den zweiten Gipfel 16, und ein weiteres, etwas längeres Warnsignal wird erzeugt. Die Ablesung des Funkhöhenmessers nach dem Überfliegen des Gipfels 16 zeigt wiederum,daß sich das Flugzeug nicht in Gefahr befindet, da die Flugzeug-Höhe über dem Boden offenbar zunimmt. Falls das Flugzeug seinen ursprünglichen Flugweg beibehält, würde das dritte und letzte Warnsignal ungefähr 9s vor dem Aufprall am Punkt 22 des höchsten Berges auftreten.

Während in diesem konstruierten Fall die Warnzeit von 9s möglicherweise ausreicht, dem Gipfel auszuweichen, falls die Besatzung sofort reagiert, wird die Betriebssicherheit des Flugzeugs insgesamt offensichtlich stark verbessert, wenn das Flugzeug nach dem ersten Warnsignal 14 seine Höhe um 200 ft oder mehr vergrößern l<ann.

Fig. 2 zeigt ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel einer Schaltungsanordnung, die gewährleistet, daß das Warnsignal eingeschaltet bleibt, bis das Flugzeug zu steigen beginnt und der Höhenzuwachs 200 ft beträgt. Das erste Warnsignal nach Fig. 1 wird auf einer Leitung 24 aus der (nicht gezeigten) Bodennähe-Warnanordnung erhalten. Eine genaue Beschreibung der Erzeugung des Warnsignals durch Vergleich der Bodennäherungsgeschwindigkeit mit der Flugzeughöhe findet sich beispielsweise in der US-PS 5 715 718 sowie in der US-Patentanmeldung Ser. Nr. 480 727. Das Warnsignal auf der

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Leitung 24 setzt ein Plipf lop 26, das an seinem Ausgang Q und auf einer Leitung 28 ein "Eins'i-Signal erzeugt. Das Warnsignal wird außerdem auf einer Leitung 30 um das Flipflop 26 herumgeleitet und über ein ODER-Gatter 32 in ein UND-Gatter 34 eingespeist. Es sei angenommen, daß sich das Plugzeug zu diesem Zeitpunkt im Horizontalflug befindet und das Signal auf einer Leitung 36 "Null" ist. Das Signal auf der Leitung 36 wird invertiert und dient als Eingangssignal für das UND-Gatter 34 derart, daß das Warnsignal auf einer Leitung 38 in einen (nicht gezeigten) Warnsignalgenerator eingespeist wird. Dieser Warnsignalgenerator erzeugt zusätzlich zu einem geeigneten Blinklicht ein Sprechsignal, beispielsweise "hochziehen-hochziehen" ("pull up - pull up").

Ein zweites Eingangssignal der Schaltungsanordnung nach Fig. 2 ist.ein aus dem Luftdruck-Höhenmesser des Flugzeugs abgeleitetes Signal iL·, das die zeitliche Änderung der Luftdruckhöhe des Flugzeugs darstellt. Das Signal iL. wird in den positiven Eingang eines Addierers (bzw. einer Summationsstelle) 42 eingespeist, an dessen negativen Eingang eine Spannung angelegt wird, die eine Steiggeschwindigkeit von 300 ft/min darstellt. Das Ausgangssignal des Addierers wird an einen Detektor 44 übertragen, der immer dann ein "Eins"-Signal auf der Leitung 36 erzeugt, wenn h_ 300 ft/min übersteigt. Eine Steiggeschwindigkeit von mindestens 300 ft/min wurde gewählt, weil Luftturbulenzen sehr häufig zu Steiggeschwindigkeiten von + 300 ft/min führen können. Um also eine falsche Annahme eines Steigsignals zu vermeiden, wird das Signal h„ mit 300 ft/min überlagert. Darüber hinaus entspricht eine Steiggeschwindigkeit von 300 ft/min auch der im ungünstigsten Fall erreichbaren Steiggeschwindigkeit

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bei einem ausgeschalteten Triebwerk eines turbinengetriebenen Flugzeugs. Die Hauptaufgabe des Signals auf der Leitung 36 besteht in der zuverlässigen Anzeige, daß das Flugzeug tatsächlich steigt. Wie bereits gesagt, sperrt ein "Eins"-Signal auf der Leitung 36 das UND-Gatter 34 und damit auch das Warnsignal für die Flugzeug-Besatzung. Eine angezeigte Steiggeschwindigkeit von 300 ft/min oder höher dient also zur Sperrung des Bodennäherungs-WarnsignaIs auf der Leitung 38.

Das Signal JdL auf der Leitung 40 wird über einen Widerstand 46 außerdem in den negativen Eingang eines Integrierverstärkers 48 eingespeist. Das A usgangssignal des Integrierverstärkers 48 auf einer Leitung 50 stellt die Integration von hp über der Zeit dar, so daß daraus die Höhenzunahme des Flugzeugs ermittelt werden kann. Die Zeitkonstante des Integrierverstärkers 48 wird durch den Widerstand 46 und einen Kondensator 52 gebildet. Das die Höhenzunahme des Flugzeugs ausdrückende Signal auf der Leitung 50 wird zusammen mit einer Spannung, die eine Höhe von 200 ft darstellt, in einen Addierer 53 eingespeist. An diesem Addierer 53 ist ein Vergleicher 54 angeschlossen, der auf einer Leitung ein "Eins"-Signal erzeugt, wenn das Flugzeug 200 ft oder mehr an Höhe gewonnen hat. Ein "Eins"-Signal auf der Leitung 56 dient als Löschsignal und wird über ein ODER-Gatter in den Löscheingang R des Flipflops 26 eingespeist. Das ODER-Gatter 58 empfängt auf einer Leitung 60 außerdem ein Signal, dessen "Eins"-Zustand anzeigt, daß die Landeklappen des Flugzeugs ausgefahren sind , oder daß das Flugzeug niedriger als 50 ft über dem Boden ist. Dieses Signal löscht gleichzeitig das Flipflop 26, so daß StorWarnungen, wenn sich das Flugzeug in seiner Landeanflugphase befindet, vermieden werden. Durch das Löschen des Flipflops 26 wird ferner

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eine Klemmschaltung 59 betätigt, die das A us gangs signal des Integrators auf der Leitung 50 auf Null V zurückbringt und es solange auf Null hält, solange sich das Flipflop 26 im Löschzustand befindet. Dadurch ist das Ausgangssignal des Integrators gelöscht, bis auf der Leitung 24 ein neues Warnsignal auftritt.

Angesichts der Tatsache, daß sich das Flugzeug in bestimmten Fällen trotz Steigens weiterhin dem Boden nähert, z. B. wenn es sich einem besonders stark ansteigendem Gelände nähert, ist es vorteilhaft, wenn dann das Warnsignal eingeschaltet bleibt, damit die Besatzung das Flugzeug nicht zu früh abfängt bzw. in die Horizontallage bringt, sondern eher die Steiggeschwindigkeit erhöht. Zu diesem Zweck ist in der Schaltungsanordnung ein ODER-Gatter 6l vorhanden (in Fig. 2 strichliniert gezeichnet). Das Gatter öl bewirkt, daß ein positives Warnsignal beibehalten wird, wenn sich das Flugzeug weiter dem Boden nähert, obwohl es mit einer Steiggeschwindigkeit von 300 ft/min oder mehr steigt.

Die Arbeitsweise der Schaltungsanordnung nach Fig. 2 läßt sich anhand der Signale nach Fig. 3 erläutern. Das in Fig. 3 gezeigte Gelände entspricht dem in Fig. 1 gezeigten Gelände und das Flugprofil des Flugzeugs ist durch die Kurve 64 angedeutet. Wenn sich das Flugzeug der Spitze 12 nähert, wird auf der Leitung 24 in Fig. 2 ein Warnsignal erzeugt, das einem Impuls 66 eines Signals 24A nach Fig. 3 entspricht. Das Signal 24A nach Fig. 3 stellt also das Signal auf der Leitung 24 nach Fig. 2 dar. Durch das Warnsignal auf der Leitung 24 wird das Flipflop 26 gesetzt, das an seinem Ausgang auf der Leitung 28 ein Signal 28A nach Fig. 3 erzeugt. Das Warnsignal wird über das ODER-Gatter 32 und das UND-Gatter 34 entsprechend einem "E ins "-Signal 68 eines Signals 38A nach Fig. 3 auf die Leitung 38 übertragen.

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Wenn das Flugzeug wegen des Warnsignals auf einen Punkt der Flugkurve 64 zu steigen beginnt, erzeugt der Detektor 44 auf der Leitung 36 ein "Eins"-Signal (vgl. den Beginn eines "Eins"-Signals 68 in einem Signal 3>6A nach Fig. 3). Dadurch wird das "Eins"-Signal 68 auf der Leitung beendet, da das UND-Gatter 34 durch das "Eins"-Signal 72 auf der Leitung 36 gesperrt wird. Daraus ist ersichtlich, daß eine Steiggeschwindigkeit von mehr als 300 ft/min im Punkt 70 der Flugkurve 64 ausreicht, das Bodennähe-Warnsignal zu sperren. Es sei nun angenommen, daß das Flugzeug im Punkt 74 der Flugkurve erneut in die Horizontallage übergeht, bevor es 200 ft ansteigt. Dann wird das Signal auf der Leitung 36 "Null", so daß auf der Leitung 38 ein weiterer Warnimpuls 76 erzeugt wird. Als Reaktion auf die neuerliche Warnung beginnt das Flugzeug wieder zu steigen, bis es im Punkt 80 die 200 ft-Marke erreicht, worauf das Ausgangssignal des Integrators 48, das durch ein Signal 82 im Signal 50A dargestellt ist, auf der Leitung 56 im Signal 56A einen Impuls 84 erzeugt, der das Flipflop 26 löscht. Das Ausgangssignal Q des Flipflops 26 wird dadurch "Null" und beendet das Warnsignal 76.

Wie aus dem Zeitdiagramm nach Fig. 3 hervorgeht, läuft dieselbe Folge von Ereignissen ab, wenn sich das Flugzeug der zweiten Spitze l6 nähert. Somit wird die Flugzeug-Besatzung durch die Schaltungsanordnung gezwungen, bei jedem Bodennähe-Warnsignal mindestens 200 ft über die vorhergehende Flughöhe hinaus zu steigen.

Das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung wurde anhand der A na log-Schaltungsanordnung nach Fig. 2 beschrieben. Die Erfindung läßt sich jedoch auch mit einer .Digital-SchaItungs-

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anordnung oder mit einem Rechner implementieren, der Ereignisse, z. B. daß ein Warnsignal erzeugt wurde, oder daß das Plugzeug steigt, in Form von Marken ("flags") in einem Speicher mit wahlfreiem Zugriff oder in Registern speichert. Anstelle des Analog-Integrierers 48 nach Fig. zur Berechnung der Höhenzunahme könnte auch ein Mikroprozessor oder dergleichen verwendet werden.

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Claims

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Patentansprüche

Il. /Bodennähe-Warnanordnung zur Erzeugung eines Warnsignals, das eine Über-Bodennäherungsgeschwindigkeit eines Flugzeugs anzeigt,

gekennze ichnet durch

ein Anzeigeglied (44) zur Anzeige, daß das Flugzeug mit einer vorbestimmten Geschwindigkeit steigt;

ein Meßglied (48) zum Messen der Höhenzunahme des Flugzeugs; und

ein auf das Anzeigeglied (44) und das Meßglied (48) ansprechendes Betätigungsglied (26, 54) zum Wiederauslösen des Warnsignals, wenn das Flugzeug seinen Steigflug mit der vorbestimmten Geschwindigkeit beendet und eine vorbestimmte Höhenzunahme nicht erreicht hat (Fig. 2).
2. Warnanordnung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein auf die Flugkonf iguration des Flugzeugs und ein Bodenhöhensignal ansprechendes Steuerglied (58)» das das Wiederauslösen des Warnsignals unterhalb einer vorbestimmten Höhe, oder wenn das Flugzeug in einer vorbestimmten Flugkonfiguration ist, verhindert (Fig. 2).
3. Warnanordnung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein Halteglied (61) zum Beibehalten des Warnsignals bei Über-Näherungsgeschwindigkeit, auch wenn das Flugzeug mit einer höheren Geschwindigkeit als der vorbestimmten Geschwindigkeit steigt (Fig. 2).
4. Bodennähe-Warnanordnung mit· einem die Flugzeug-Höhe über dem Boden darstellenden Bodenhöhensignal, einem die zeitliche Änderung der Luftdruckhöhe des Flugzeugs darstellenden Höhenänderungssignal, und einem Vergleicher zum Vergleich der

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Flugzeug-Bodennäherungsgeschwindigkeit mit dem Bodenhöhensignal, um ein Bodennähe-Warnsignal zu erzeugen,

gekennzeichn et durch

eine auf das Höhenänderungssignal (4o) ansprechende Anzeigeeinrichtung (42, 44) zum Erzeugen eines Steigsignals (36), das ein Steigen des Flugzeugs anzeigt;

eine auf das Höhenänderungssignal (40) ansprechende Meßeinrichtung (46, 48, 52) zum Messen der Höhenzunahme des Plugzeugs; und

eine auf die Anzeigeeinrichtung (42, 44) und die Meßeinrichtung (46, 48, 52) ansprechende Betätigungseinrichtung (26, 53, 54) zum Wiederauslösen des Warnsignals, wenn das Plugzeug seinen Steigflug beendet una eine vorbestimmte Höhe nicht erreicht hat (Fig. 2).
5· Warnanordnung nach Anspruch 4, gekennzeichnet durch eine auf das Bodennähe-Warnsignal ansprechende Halteeinrichtung (61) zum Beibehalten des Warnsignals bei Vorhandenem Steigsignal (36) (Fig. 2).
6. Warnanordnung nach Anspruch 4, gekennzeichnet durch ein auf das Steigsignal (36) ansprechendes Sperrglied (34) zum Sperren des Warnsignals, solange das Flugzeug steigt (Fig. 2).
7. Warnanordnung nach Anspruch 5» gekennzeichnet durch eine auf die Flugkonfiguration des Flugzeugs und ein Bodenhöhensignal ansprechende Steuereinrichtung (58), die das Wiederauslösen des Warnsignals unterhalb einer vorbestimmten Höhe, oder wenn das Flugzeug in einer vorbestimmten Flugkonfiguration ist, verhindert (Fig. 2).

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8. Warnanordnung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Anzeigeeinrichtung (42, 44) aufweist:

Ein Überlagerungsglied (42) zum Erzeugen eines Signals, das eine vorbestimmte Steiggeschwindigkeit darstellt; und

einen Detektor (44) zum Erzeugen des Steigsignals (36), wenn die Steiggeschwindigkeit des Plugzeugs größer als die vorbestimmte Steiggeschwindigkeit ist (Fig. 2).
9. Warnanordnung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Sperrglied (34) ein sowohl auf das Warnsignal (24) als auch auf das Steigsignal (36) ansprechendes Verknüpfungsglied ist, das das Warnsignal (24) bei vorhandenem Steigsignal (36) sperrt (Pig. 2).
10. Warnanordnung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Meßeinrichtung (46, 48, 52) ein Integrator zum Integrieren des Höhenänderungssignals (40) über der Zeit ist (Fig. 2).
11. Warnanordnung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Betätigungseinrichtung (26, 53, 54) aufweist:

Ein Speicherelement (26) zum Erzeugen eines Wiederauslösesignals (28) abhängig vom Warnsignal (24);

eine Überlagerungssignalquelle (53)j deren Signal die vorbestimmte Höhenzunahme darstellt; und

einen an die Überlagerungssignalquelle (53) und das Speicherelement (26) angeschlossenen Vergleicher (54) zum Löschen des Speicherelementes (26) und damit zum Sperren des Wiederaus loses igna Is (28), wenn das Flugzeug die vorbestimmte Höhenzunahme überschritten hat (Fig. 2).

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12. Warnanordnung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Speicherelement (26) funktionell an den Integrator (46, 48, 52) angeschlossen ist und das Ausgangssignal (50) des Integrators (46, 48, 52) festklemmt, wenn das Speicherelement (26) gelöscht ist (Fig. 2).
13. Warnanordnung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuereinrichtung (58) an das Speicherelement (26) angeschlossen ist und dieses löscht (Fig. 2).
14. Höhen,-Meß- und Sperrvorrichtung für eine Bodennähe-Warnanordnung mit: einem Funkhöhensignal, einem die zeitliche Änderung der Luftdruckhöhe des Flugzeugs darstellenden Höhenänderungssignal, und einem eine Über-Bodennäherungsgeschwindigkeit darstellenden Warnsignal,

gekennze ichnet durch

einen auf das Warnsignal (24) ansprechenden Speicher (26) zum Erzeugen eines Setzsignals (28);

ein auf das Höhenänderungssignal (4o) ansprechendes Detektorglied (44) zum Erzeugen eines Steigsignals (36) für angezeigte Steiggeschwindigkeiten, die ungefähr 300 ft/min und größer sind;

eine auf das Höhenänderungssignal (4o) ansprechende Meßeinheit (46, 48, 52) zum Berechnen der Höhenzunahme des Flugzeugs;

ein auf die Meßeinheit (46, 48, 52) ansprechendes und an den Speicher (26) angeschlossenes Löschglied (54, 58) zum Sperren des Setzsignals (28), wenn die Höhenzunahme des Flugzeugs ungefähr 200 ft beträgt; und

eine auf das Setzsignal (28), das Warnsignal (24) und das Steigsignal (36) ansprechende Logikschaltung (32, 34, 6l)

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zum Wiederauslösen des Warnsignals, wenn die Höhenzunahme des Flugzeugs kleiner als ungefähr 200 ft ist ^und das Plugzeug mit einer angezeigten Steiggeschwindigkeit von weniger als 300 ft/min steigt (Fig. 2).
15. Vorrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Logikschaltung (32, 34, 6l) eine Halteeinheit (6l) zum Beibehalten des Warnsignals bei vorhandenem Steigsignal (36) aufweist (Fig. 2).
16. Vorrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß das Löschglied (54, 58) auf ein Signal (βθ) anspricht, das anzeigt, daß die Flugzeug-Landeklappeη ausgefahren sind (Fig. 2).
17. Vorrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß das Löschglied (54, 58) bei einer Höhe von ungefähr 50 ft und niedriger auf das FunkhQhe.nsignal anspricht (Fig. 2).
18. Elektronische Schaltungsanordnung für eine Bodennähe-Warnanordnung,

gekennze ichnet durch

eine auf ein Luftdr.uck-Höhenänderungssignal (4o) ansprechende Integratorschaltung (46, 48, 52) zum Erzeugen eines Höhenzunahmesignals (50), das eine Höhenzunahme des Flugzeugs darstellt;

eine auf das Luftdruck-Höhenänderungssignal (40) ansprechende Detektorschaltung (44) mit einer Geschwindigkeits-Überlagerungssignalquelle (42) zum Erzeugen eines Steigsignals (36);

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eine auf das HÖhenzunahmesignal (50) ansprechende Vergleicherschaltung (5²O mit einer Höhen-Überlagerungssignalquelle (53) zum Erzeugen eines Löschsignals (56), wenn das HÖhenzunahmesignal (50) das Höhenüberlagerungssignal übersteigt;

ein Flipflop (26), das durch ein Bodennähe-Warnsignal (24) gesetzt und durch ein Löschsignal (56) gelöscht wird;

ein erstes Logikglied (32), das an das Flipflop (26) angeschlossen ist und auf das Warnsignal (24) anspricht;

ein zweites Logikglied (34), das an das erste Logikglied (32) und an die Detektorschaltung (44) angeschlossen ist und das Warnsignal bei nich^vorhandenem Steigsignal (^>6) erneut auslöst, wenn das Flipflop (26) gesetzt ist; und

eine an die Integratorschaltung (46, 48, 52) und an das Flipflop (26) angeschlossene Klemmschaltung (59) zum Klemmen des Ausgangssignals (50) der Integra torschaltung (46, 48, 52) auf einen Sollwert, wenn das Flipflop (26) gelöscht ist (Fig. 2).
19. Schaltungsanordnung nach Anspruch 18, gekennzeichnet durch ein drittes Logikglied (6l), das an das zweite Logikglied (34) angeschlossen ist, auf das Warnsignal (24) anspricht und das Warnsignal (24) sowie das erneut ausgelöste Warnsignal (38) überträgt (Fig. 2).
20. Schaltungsanordnung nach Anspruch I9, gekennzeichnet durch ein viertes Logikglied (58), das an das Flipflop (26) angeschlossen ist und dieses abhängig von einem Landeklappen-Signal (60) oder einem Mindesthöhensignal löscht (Fig. 2).

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21. Schaltungsanordnung nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, daß das erste, dritte und vierte Logikglied (32, 6l, 58) jeweils ODER-Glieder sind und daß das zweite Logikglied (34) ein UND-Glied ist (Fig. 2).

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