DE2554206B2

DE2554206B2 - Bodennähe-Warnanordnung

Info

Publication number: DE2554206B2
Application number: DE2554206A
Authority: DE
Inventors: Charles D. Bellevue Bateman; Frank J. Mountlake Terrace Brem; Hans R. Kirkland 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: 1979-06-13
Also published as: AU8626875A; SE429789B; US3934222A; SU797615A3; JPS5745322B2; IT1058062B; CA1039535A; FR2306430B1; AU502561B2; FR2306430A1; JPS51120599A; DE2554206A1; SE7603427L; DE2554206C3; GB1500636A

Description

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Die Erfindung betrifft eine Bodennähe-Warnanordnung nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.

Von der Patentinhaberin wurden bereits Bodennähe-Warnanordnungen entwickelt (vgl. US- PS 37 15 718 und den älteren Vorschlag nach der DE-OS 25 27 056), bei denen ein aus einem Funkhöhenmesser abgeleitetes Signal, das die zeitliche Änderung der Flughöhe des Flugzeugs über dem Boden darstellt, mit einem Signal auf dem Funkhöhenmesser verglichen wird, das die Flughöhe über dem Boden anzeigt, wobei ein Warnsignal erzeugt wird, wenn die Bodennäherungsgeschwindigkeit bei der betreffenden Flughöhe zu groß ist. Bei diesen Bodennähe-Wa'nanordnungen bleibt das Warnsignal eingeschaltet, wenn sich das Flugzeug dem Boden nähert, und es wi.d ausgeschaltet, sobald das Flugzeug durch Steigflug an Höhe gewinnt oder der Boden bzw. das Gelände gegenüber der Flugbahn sich abwärts zu neigen beginnt, d. h. das Gelände abfällt.

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 t>? Warnsignale erhalten. Da jedoch auf jede Aufwärtsneigung (Anstieg) eine Abv. ärtsneigung (Gefälle) folgt, besteht für die Flugzeugbesatzung, die auf die Warnsignale durch Beobachtung des Funkhöhenmessers reagiert, der Eindruck, daß der Budenabstanc! 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 Horizontalflug 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 bzw. 60 m erhöhen würde.

Es ist daher Aufgabe der Erfindung, r.ine Bodennähe-Warnanordnung der eingangs genannten Art zu schaffen, die erneut das Warnsignal abgibt, falls das Flugzeug bei Beendigung seines Steigfluges nach der ersten Abgabe eines Warnsignals in seiner Flughohe nicht um einen vorbestimmten Wert zugenommen hat.

Die erfindungsgemäße Lösung dieser Aufgabe wird durch die Lehre nach dem kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegeben.

In diesem Zusammenhang ist air. der US-PS 37 15 718, die auf die Patentinhaberin zurückgeht, noch ein auf die Flugkonfiguration des Flugzeugs und/oder das Flughöhensignal ansprechendes Steuerglied bekanntgeworden.

Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Bodennähe-Warnanordnung hat einen Aufbau und eine Wirkungsweise, wie im folgenden geschildert:

Sobald die Bodennähe-Warnanordnung ein Warnsignal erzeugt, wird ein Speicherglied, vorzugsweise ein Flipflop, gesetzt, was besagt, daß ein Bodennähe-Warnsignal aufgetreten ist. Dies kann dazu führen, daß die Flugzeugbesatzung ein Dauer-Warnsignal 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 wird das Signal, das die zeitliche Änderung der Luftdruckhöhe des Flugzeugs darstellt, überwacht und falls es eine Steiggeschwindigkeit anzeigt, die höher als ein vorbestimmter 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 vorbistimmien 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 Höhenänderungssignal wird gleichzeitig integriert, um daraus die Höhenzunahme des Flugzeugs zu ermitteln. Wenn die Höhenzunahme einen vorbestimmten Wert, z. B. die zuvor genannten 200 ft bzw. 60 m überschritten hat, wiru in das Flipflop ein Löschsignai eingespeist, so daß dieses kein weiteres Warnsignal liefern kann. Wenn das Flugzeug jedoch unterhalb der 200 ft bzw. 60 m Höhenzunahme zu steigen aufhört,

wird das Warnsignal entsperrt und die Besatzung erneut gewarnt. Wenn das Flugzeug andererseits oberhalb 200 ft bzw. 60 m in die Horizontallage übergeht, wird kein Warnsignal erzeugt, da dann das Flipflop nicht länger 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 bzw. 15 m über dem Boden ist. Dadurch kann das Flugzeug zur Landung ansetzen, ohne daß ein Dauer-Warnsignal vorhanden ist, das durch Bedingungen erzeugt würde, bei denen für das Flugzeug keine echte Gefahr besteht.

Die Erfindung wird nachfolgend an Hand der Zeichnung beispielsweise erläutert. Es zeigt

Kig. 1 ein hlugprofii über einem Gelände mit zunehmend höheren Gipfeln;

F i g. 2 die Schaltung der Bodennähe-Warnanordnung und

Fig. 3 Signale der Schaltung nach Fig. 2 für das Flugprofil nach Fig. 1.

Fig. 1 stellt die Flugbahn eines Flugzeugs 10 über welligem Gelände mit zunehmend höheren Gipfeln 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 12 passiert hat, kann eine Ablesung des Funkhöhenmessers den Eindruck erwecken, daß sich das Flugzeug nicht in echter Gefahr befindet. Wenn das Flugzeug seine Flugbahn 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 seine ursprüngliche Flugbahn beibehält, würde das dritte und letzte Warnsignal ungefähr 9 s vor dem Aufprall am Punkt 22 des höchsten Berges auftreten.

Während in diesem konstruierten Fall die Warnzeit von 9 s 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 bzw. 60 m oder mehr vergrößert

F i g. 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 bzw. 60 m beträgt Das erste Warnsignal 14 nach F i g. 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 37 15 718 sowie in dem älteren Vorschlag nach DE-OS 25 27 056. Das Warnsignal auf einer Leitung 24 setzt ein Flipflop 26, das an seinem Ausgang Q und auf einer Leitung 28 ein »Eins«-Signal erzeugt Das Warnsignal wird außerdem auf einer Leitung 30 um das Flipflop 26 herumgeieitet und über ein ODER-Gatter 32 in ein UND-Gatter 34 eingespeist Es sei angenommen, daß sich das Flugzeug 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 Warnsignalgenera· tor erzeugt zusätzlich zu einem geeigneten Blinklicht ein Sprechsignal, beispielsweise »hochziehen-hochziehen«.

Ein zweites Eingangssignal der Schaltungsanordnung nach F i g. 2 ist ein aus dem Lufldruck-Höhenmesser des

ίο Flugzeugs abgeleitetes Signal /ie, das die zeitliche Änderung der Luftdruckhöhe des Flugzeugs darstellt. Das Signal /in 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 fl/min bzw. 90 m/min darstellt. Das Ausgangssignal des Addierers 42 wird an einen Detektor 44 übertragen, der immer dann ein »Eins«-Signal auf der Leitung 36 erzeugt, wenn Hb 3ÜÜ ft/min bzw. 90 m/min übersieigi. Eine Sieiggeschwindigkeit von mindestens 300 ft/min bzw. 90 m/min wurde gewählt, weil Luftturbulenzen sehr häufig zu Steiggeschwindigkeiten von ±300 ft/min bzw. ±90 m/min führen können. Um also eine falsche Annahme eines Steigsignals zu vermeiden, wird das

2=> Signal Hr mit 300 ft/min bzw. 90 m/min überlagert. Darüber hinaus entspricht eine Steiggeschwindigkeit von 300 ft/min bzw. 90 m/min auch der im ungünstigsten Fall erregbaren Steiggeschwindigkeit bei einem ausgeschalteten Triebwerk eines turbinengetriebenen

in Flugzeugs. Die Hauptaufgabe des Signals auf der Leitung 36 besteht in ('er 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-Be-

3ί Satzung. Eine angezeigte Steiggeschwindigkeit von 300 ft/min bzw. 90 m/min oder höher dient also zur Sperrung des Bodennäherungs-Warnsignais auf der Leitung 38.

Das Signal Hb auf der Leitung 40 wird über einen Widerstand 46 außerdem in den negativen Eingang eines Integrierverstärkers 48 eingespeist. Das Ausgangssignal des Integrierverstärkers 48 auf einer Leitung 50 stellt die Integration von Äeüber 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 bzw. 60 m darstellt, in einen Addierer 53 eingespeist. An diesem Addierer 53 ist ein Vergleicher 54 angeschlossen, der auf einer Leitung 56 ein »Eins«-Signai erzeugt, wenn das Flugzeug 200 ft bzw. 60 m oder mehr an Höhe gewonnen hat Ein »Eins«-Signal auf der Leitung 56 dient als Löschsignal und wird über ein ODER-Gatter 58 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 das Flugzeug niedriger als 50 ft bzw. ί 5 m über dem Boden ist Dieses Signal löscht gleichzeitig das Flipflop 26, so daß Störwarnungen, wenn sich das Flugzeug in seiner Landeanflugphase befindet, vermieden werden. Durch das Löschen des Flipflops 26 wird ferner eine Klemmschaltung 59 betätigt die das Ausgangssignal des Integrators auf der Leitung 50 auf Null V zurückbringt und es so lange auf Null hält so lange sich das Flipflop 26 im Löschzustand befindet

Dadurch ist das Ausgangssignal des Integrators gelöscht, bis auf der Leitung 24 ein neues Warnsignal auftritt.

Angesichts d~r 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 danr 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 d«;r Schaltungsanordnung ein ODER-Gatter 61 vorhanden (in Fig. 2 strichliniert gezeigt). Das Gatter 61 bewirkt, daß ein positives Warnsignal beibehalten wird, wenn sich das Flugzeug weiter dem Boden nähert, obwohl es mit einer \·> Steiggeschwindigkeit von 300 ft/min bzw. 90 m/min oder mehr steigt.

Die Arbeitsweise der Schaltungsanordnung nach Fig. 2 läßt sich an Hand der Signale nach Fig.) erläutern. Das in Fig. 3 gezeigte Gelände entspricht ;o dem in F i g. 1 gezeigten Gelände, und das Flugprofil des Flugzeugs ist durch die Kurve 64 angedeutet. Wenn sich das Flugzeug dem Gipfel 12 nähert, wird auf der Leitung 24 in F i g. 2 ein Warnsignal erzeugt, das einen Impuls 66 eines Signals 24/4 nach Fig. 3 entspricht. Das Signal 24A nach Fi g. 3stelit also das Signal auf der Leitung 24 ach F i g. 2 dar. Durch das Warnsignal auf der Leitung 24 wird das Flipflop 26 gesetzt, das an seinem Ausgang auf der Leitung 28 ein Signal 28/4 nach F i g. 3 erzeugt. Das Warnsignal wird über das ODER-Gatter 32 und das UNO-Gatter 34 entsprechend einem »Eins«-Signal 68 eines Signals 38/4 nach Fig. 3 auf die Leitung 38 übertragen.

Wenn das Flugzeug wegen des Warnsignals auf einen Punkt 70 der Flugkurve 64 zu steigen beginnt, erzeugt J5 der Detektor 44 auf der Leitung 36 ein »Eins«-Signal (vgl. den Beginn eines »Eins«-Signals 68 in einem Signal 36A nach Fig.3). Dadurch wird das »Eins«-Signal 68 auf der Leitung 38 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 bzw. 90 m/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 bzw. 60 m 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- bzw. 60 m-Marke erreicht, worauf das Ausgangssignal des Integrators 48, das durch ein Signal 82 im Signal 5OA dargestellt ist, auf der Leitung 56 im Signal 56Λ 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 dem zweiten Gipfel 16 nähert. Somit wird die Flugzeug-Besatzung durch die Schaltungsanordnung angehalten, bei jedem Bodennähe-Warnsignal mindestens 200 ft bzw. 60 m über die vorhergehende Flughöhe hinaus zusteigen.

Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung wurde an Hand der Analog-Schaltungsanordnung nach F i g. 2 beschrieben. Die Erfindung läßt sich jedoch auch mit einer Digital-Schaltungsanordnung oder mit einem Rechner ausführen, der Ereignisse, z. B. daß ein Warnsignal erzaugt wurde oder das Flugzeug steigt, in Form von Marken in einem Speicher mit wahlfreiem Zugriff oder in Registern speichert. Anstelle des Analog-Integrierers 48 nach F i g. 2 zur Berechnung der Höhenzunahme könnte auch ein Mikro-Prozessor oder dergleichen verwendet werden.

Hierzu 3 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Bodennähe-Warnanordnung zur Abgabe eines Bodennähe-Warnsignals bei Über-Bodennäherungs- s geschwindigkeit eines Flugzeugs, gekennzeichnet durch

einen Steigsignal Generator, der abhängig vom Luftdruck ein Steigsignal erzeugt, wenn das Flugzeug (10) mit einer vorbestimmten Steiggeschwindigkeit steigt, wobei das Steigsignal aus der Änderung des Luftdruckes abgeleitet wird, einen Höhenzunahme-Messer zum Messen der Zunahme der Flughöhe über dem Boden, und einen dem Steigsignal-Generator und dem Höhen- '5 zunahme-Messer nachgeschalteten Warnsignalwiederauslöser zum Wiederauslösen des Bodennähe-Warnsignals, wenn das Flugzeug (10) bei Beendigung seines Steigflugs eine vorbestimmte Flug-Höhenztinahme nicht erreicht hat (F i g. 2).

2. Warnanordnung nach Anspruch 1,

wobei der Höhenmesser ein Funkhöhenmesser ist, dadurch gekennzeichnet,

daß die vorbestimmte Steiggeschwindigkeit ca. 300 ft/min bzw. 90 m/min beträgt, und daß die vorbestimmte Flug-Höhenzunahme ca. 200 ft bzw. 60 m beträgt.

3. Warnanordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche,

mit einem Flughöhensignal-Generator zum Messen der Flughöhe,

mit einem Höhenänderungss'Tial-Generator zur Abgabe eines Höhenänderungssignals entsprechend der zeitlichen Änderung der Luftd"jckhöhe, und mit einem Vergleicher zum Vergleich der Flugzeug- J5 Bodennäherungsgeschwindigkeit mit dem Flughöhensignal,

dadurch gekennzeichnet,

daß dem Höhenänderungssignal-Generator der Steigsignal-Generator und der Höhenzunahme- *o Messer nachgeschaltet sind (F i g. 2).

4. Warnanordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, mit einem auf die Flugkonfiguration des Flugzeugs und/oder das Flughöhensignal ansprechenden Steuerglied, « dadurch gekennzeichnet,

daß das Steuerglied das Wiederauslösen des Bodennähe-Warnsignals unterhalb einer vorbestimmten Flughöhe und/oder bei einer vorbestimmten Flugkonfiguration des Flugzeugs sperrt (F i g. 2).

5. Warnanordnung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet,

daß die Flugkonfiguration die Ausfahrstellung der Flugzeug-Landeklappen ist und die Flughöhe ca. 50 ft bzw. 15 m Funkhöhe beträgt.

6. Warnanordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche,

gekennzeichnet durch

ein auf das Bodennähe-Warnsignal ansprechendes Halteglied zum Beibehalten des Bodennähe-Warn- ω signals bei vorhandenem Steigsignal (Fig. 2).

7. Warnanordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche,

gekennzeichnet durch

ein auf das Steigsignal ansprechendes Sperrglied zum Sperren des Bodennähe-Warnsignals während des Steigflugs (F ig. 2).

8. Warnanordnung nach Anspruch 6,

dadurch gekennzeichnet,

daß das Halteglied das Bodennähe-Warnsignal bei vorhandenem Steigsignal selbst bei einem Steigflug mit höherer als der vorbestimmten Geschwindigkeit beibehält (F ig. 2).

9. Warnanordnung nach einem der Ansprüche 2-8,

dadurch gekennzeichnet, daß der Steigsignal-Generator aufweist; ein Oberlagerungsglied zum Erzeugen eines Signals entsprechend der vorbestimmten Steiggeschwindigkeit, und

einen Detektor zum Erzeugen des Steigsignals bei Überschreiten der vorbestimmten Steiggeschwindigkeit (F ig. 2).

10. Warnanordnung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet,

daß das Sperrglied ein sowohl auf das Bodennähe-Warnsignal als auch auf das Steigsignal ansprechendes Verknüpfungsglied ist, das das Bodennähe-Warnsignal bei vorhandenem Steigsignal sperrt (F ig. 2).

11. Warnanordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche,

dadurch gekennzeichnet,

daß der Höhenzunahme-Messer ein integrator zur zeitlichen Integration des Höhenänderungssignals ist (F ig. 2).

12. Warnanordnung nach einem der vorhergehenden Ansprüche,

dadurch gekennzeichnet daß der Warnsignalwiederauslöser aufweist: ein Speicherglied zum Erzeugen eines Wiederauslösesignals bei Abgabe des Bodennähe-Warnsignals; eine Überlagerungssignal-Quelle für ein Überlagerungssignal entsprechend der vorbestimmten Höhenzunahme, und

einen zwischen die Überlagen.ingssignal-Quelle und das Speicherglied geschalteten Vt, g'eicher (54) zum Löschen des Speicherglieds und damit Sperren des Wiederauslösesignals bei Überschreiten der vorbestimmten Höhenzunahme (Fig. 2).

13. Warnanordnung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet,

daß das Speicherglied das Ausgangssignal des Integrators festklemmt, wenn das Speicherglied selbst gelöscht ist (F ig. 2).

14. Warnanordnung nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet,

daß das Steuerglied an das Speichergiied angeschlossen ist und dieses löscht (F i g. 2).

15. Warnanordnung nach einem der Ansprüche 12-14,

dadurch gekennzeichnet,

daß der Warnsignalwiederauslöser eine dem Speicherglied und dem Steigsignal-Generator nachgeschaltete und vom Bodennähe-Warnsignal beaufschlagte Logikschaltung zum Wiederauslösen des Bodennähe-Warnsignals hat, wenn die vorbestimmte Höhenzunahme und die vorbestimmte Steiggeschwindigkeit unterschritten werden (F i g. 2).

16. Warnanordnung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet,

daß die Logikschaltung das Halteglied zum Beibehalten des Bodennähe-Warnsignals bei vorhandenem Steigsignal aufweist (F i g. 2).

17. Warnanordnung nach einem der Ansprüche 12-16,

dadurch gekennzeichnet,

daß das Speicherglied ein Flipflop (26) ist, das durch das Bodennähe-Warnsignal gesetzt und durch das Löschsignal vom Steuerglied und/oder dem Vergleicher (54) gelöscht wird; daß die Logikschaltung aufweist:
ein erstes Logikglied, das dem Flipflop (26) nachgeschaltet ist und au? das Bodennähe-Warnsignal anspricht, und

ein dem ersten Logikglied und einem Detektor (44) ι ο nachgeschaltetes zweites Logikglied, das das Bodennähe-Warnsignal bei nicht vorhandenem Steigsignal erneut auslöst, wenn das Flipflop (26) gesetzt ist; und daß an den Integrator und an das Flipflop (26) eine Klemmschaltung (59) zum Klemmen des Ausgangssignals des Integrators auf einen Nennwert bei gelöschtem Flipflop (26) angeschlossen ist (F i g. 2).

18. Warnanordnung nach Anspruch 17,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Logikschaltung ein drittes Logikglied aufweist, das dem zweiten Logikgiied nachgeschaltet ist, auf das das Bodennähe-Warnsignal «nspricht und sowohl dieses als auch das wiederaufgelöste Bodennähe-Warnsignal durchläßt (F i g. 2\

19. Warnanordnung nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet,

daß das erste und das dritte Logikglied und das Steuerglied jeweils ein ODER-Glied (32,61; 58) sind, und

daß das zweite Logikglied ein UND-Glied (34) ist (F ig. 2).