DE3344652A1 - Positionsbezogenes bodennaehewarnsystem fuer flugzeuge - Google Patents
Positionsbezogenes bodennaehewarnsystem fuer flugzeugeInfo
- Publication number
- DE3344652A1 DE3344652A1 DE19833344652 DE3344652A DE3344652A1 DE 3344652 A1 DE3344652 A1 DE 3344652A1 DE 19833344652 DE19833344652 DE 19833344652 DE 3344652 A DE3344652 A DE 3344652A DE 3344652 A1 DE3344652 A1 DE 3344652A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- signal
- predetermined
- altitude
- aircraft
- logic
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
- G01C5/00—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels
- G01C5/005—Measuring height; Measuring distances transverse to line of sight; Levelling between separated points; Surveyors' levels altimeters for aircraft
Description
Sundstrand Data Control, Inc. Redmond, Washington 98o52, V.St.A.
Positionsbezogenes Bodennahewarnsystera
für Flugzeuge
Die Erfindung bezieht sich auf ein Bodennahewarnsystem für
Flugzeuge, insbesondere des Typs, bei dem die Warnkriterien in bezug auf die geografische Position des Flugzeugs änderbar sind.
Bei bekannten Bodennähewarnsystemen werden die Warnkriterien oder Warnhüllkurven normalisiert, um ein annehmbares Gleichgewicht
zwischen einer rechtzeitigen Warnung des Piloten, wenn sich das Flugzeug in einer Lage befindet, in der unbeabsichtigtes Fliegen
in Terrain möglich ist, und einer Minimierung von Fehlwarnungen zu erzielen. Eine Fehlwarnung wird von einem Bodennähewarnsystem
erzeugt, wenn das Flugzeug in bezug auf das Gelände normal fliegt und nur eine geringe oder keine Gefahr besteht, daß ungewollt in
den Boden geflogen wird. Fehlwarnungen werden jedoch als äußerst unerwünscht angesehen, da sie dazu führen, das Vertrauen des
Piloten in das Warnsystem zu reduzieren, so daß dieser eventuell eine anschließende gültige Bodennähewärnung mißachtet. Infolgedessen
ist es schon immer als höchst wünschenswert angesehen worden, Fehlwarnungen auf das maximale Maß zu minimieren, das
noch mit der Erzeugung rechtzeitiger Warnungen, wenn sich das Flugzeug tatsächlich in der Gefahr des Aufpralls auf den Boden
BAD ORIGINAL
COPY
COPY
befindet, kompatibel ist. Bisher haben sich Versuche, Fehlwarnungen
zu reduzieren, hauptsächlich darauf konzentriert, optimale Warnh'üllkurven für jede vom Flugzeug angetroffene Art
von Terrain vorzusehen, so daß eine Gruppe von Warnhüllkurven weltweit ein Gleichgewicht zwischen Fehlwarnungen und gültigen
Warnungen herstellt. Bekannte Vorschläge zur Erstellung normalisierter Warnhüllkurven oder -kriterien für alle Flugsituationen
sind in den folgenden US-PS'en angegeben:
3 715 718 3 934 221
3 946 358 3 925 751
3 958 218 3 934 222
3 922 637 4 030 065
3 944 968 4 060 793
3 947 809 4 215 334
3 947 808 4 319 218. 3 947 810
Aufgrund ausführlicher Untersuchungen von Bodennähewarnsystemen,
die in der ganzen Welt in Verkehrsmaschinen benützt werden, wurde
nun gefunden, daß es Instrumentenanflüge zu bestimmten Flughafen gibt, wo das Terrain entlang der Anflugstrecke derart ist, daß
die Warnzeit im Fall einer gültigen Bodennähewarnung nicht optimal ist, wenn der Flughafen relativ zum umgebenden Terrain
auf einer ziemlich großen Höhe liegt. Ein Beispiel für eine solche Situation ist der Instrumentenlandeanflug zur Landebahn
in Hot Springs, Virginia, v/o das unter der Anflugbahn liegende Terrain sehr schnell auf die Landebahnhöhe ansteigt. Infolgedessen
könnte es geschehen, daß das Flugzeug nicht die Funkhöhen-Bereitschaftshöhe
für den Gleitbahn-Modus erreicht, bevor sich das Flugzeug innerhalb 0,5 sra von der Landebahnschwelle
befindet, was für ein Abfangen des Flugzeugs zu spät sein kann, wenn es ungewollt unter die Landebahnhöhe gesunken ist. Ebenso
gibt es eine Reihe von Flughäfen, bei denen aufgrund des unter den Anflug- oder Startstrecken befindlichen Terrains der An- oder
Abflug in einer unerwünscht hohen Zahl Fehlwarnungen resultieren kann. Diese Strecken umfassen z„ B. die Start-/Landebahn 13 in
BAD ORIGINAL
COPY
COPY
Hongkong, die Start-/Landebahn 15 in Leeds Bradford, Vereinigtes
Königreich, die Start-/Landebahn 26R in Ontario, Calif, und die Start-/Landebahn 26 in Victoria, Britisch Columbien.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist die Bereitstellung eines Bodennähewarnsystems für Flugzeuge, bei dem die Anzahl möglicher
Fehlwarnungen erheblich reduziert ist.
Das Bodennähewarnsystem nach der Erfindung für Flugzeuge ist gekennzeichnet durch eine Quelle von Flugparameter-Signalen des
Flugzeugs, durch eine Warnlogik, die die Flugparameter-Signale vergleicht und ein Warnsignal aufgrund vorbestimmter Beziehungen
zwischen ausgewählten Flugparameter-Signalen erzeugt, durch eine Quelle von Lagesignalen, die die Flugzeugposition bezeichnen, und
durch eine Bedingungslogik, die die vorbestimmten Beziehungen ändert, so daß Warnsignale erzeugt werden, wenn sich das Flugzeug
in einer vorbestimmten Warnposition befindet. In weiterer Ausbildung der Erfindung ist ferner eine Schlüssel-Logikstufe
vorgesehen, die wenigstens eines der Flugparameter-Signale mit einem vorbestimmten Wert vergleicht, wenn sich das Flugzeug in
einer der vorbestimmten Warnpositionen befindet; und die die Änderung der vorbestimmten Beziehungen inhibiert, wenn das
verglichene Flugparameter-Signal nicht mit dem vorbestimmten Wert übereinstimmt. In vorteilhafter Weiterbildung der Erfindung ist
eine Höhenprüf-Logikstufe vorgesehen, die auf ein Funkhöhensignal und ein Druckhöhensignal und das Lagesignal hin ein Höhenprüfsignal
erzeugt, das die statistische Sicherheit der Druckhöhe des Flugzeugs für eine bestimmte Position des Flugzeugs wiedergibt.
In weiterer Ausbildung ist das Bodennähewarnsystem für Flugzeuge gekennzeichnet durch Funkhöhensignal-, Druckhöhensignal- und
Gleitbahnsignalquellen sowie eine Quelle von Lagesignalen, die die Position des Flugzeugs bezeichnen, durch eine Warnlogik, die
ein Warnsignal aufgrund vorbestimmter Beziehungen zwischen den Funkhöhen-, Druckhöhen- und Gleitbahnsignalen erzeugt, und durch
eine Bedingungslogik, die auf die Lagesignale anspricht und eine oder mehrere der vorbestimmten Beziehungen ändert, wenn sich das
BAD ORIGINAL ' COPY
33U652
Flugzeug in einer vorbestimmten Position befindet. Dabei ist
weiterhin eine Schlüssel-Logikstufe vorgesehen,, die auf Gleitbahn-,
Landekurssender- und Steuerkurssignale anspricht und ein Signal erzeugt, das die Änderung der vorbestimmten Beziehungen
inhibiert, wenn eines oder mehrere der Gleitbahn-, Landekurssender- oder Steuerkurssignale nicht einem vorbestimmten Wert
entspricht. Ferner enthält das System einen Speicher, in dem eine Gruppe vorbestimmter Signalwerte für jeden der vorbestimmten
Warnbereiche gespeichert ist.
Anhand der Zeichnung wird die Erfindung beispielsweise näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1 ein Logikdiagramm eines Bodennähewarnsystems, bei dem
Warnkriterien als Funktion der Flugzeugposition änderbar sind;
grafische Darstellungen von Warnhüllkurven des Bodennähewarnsystems für verschiedene
Warnbetriebsarten?
eine grafische Darstellung der Anflugstrecke für Landebahn 24 in Hot Springs, Virginia;
eine grafische Darstellung der Anflugstrecke für Landebahn 26R in Ontario, Calif.; und
eine grafische Darstellung der Abflugstrecke für Startbahn 26 in Victoria, British Columbia.
Das Logikdiagramm von Fig. 1 zeigt die bevorzugte Ausführungsform
des Bodennähewarnsystems, bei dem Warnkriterien nach Maßgabe der Flugzeugposition änderbar sind. Block 10 zeigt einen Flugzeug-Datenbus,
der dem Bodennähewarnsystem verschiedene Signale zuführt. Eine ausführliche Beschreibung der einem Bodennähewarnsystem
zuführbaren Signale ist in ARINC Characteristic 429 (veröffentl. von Aeronautical Radio, Inc», Annapolis, Maryland)
zu finden. Die von dem Datenbus 10 gelieferten Signale umfassen ein Fahrtsignal auf Leitung 12, ein Funkhöhensignal auf Leitung
14, ein Druckhöhensignal auf Leitung 16, Klappen- und Fahrwerk-Lagesignale
auf Leitungen 18 und 20 sowie ein Funkgleitwegsignal auf Leitung 22. Diese Signale dienen dann als Eingänge
■ BAB ORIGINAL
COPY
COPY
Fig. | 2A |
bis | 2E |
Fig« | 3 |
Fig. | 4 |
Fig» | 5 |
für eine logische Warnschaltung bzw. Warnlogik 24, die wiederum ein Warnsignal auf Leitung 26 erzeugt, wenn die verschiedenen
Flugparameter entsprechend den Signalen auf den Leitungen 12-22 bedeuten, daß sich das Flugzeug relativ zum Gelände in einer
gefährlichen Situation befindet. Das Warnsignal auf Leitung wird dann einem Sprechwarnungs-Generator 28 zugeführt, der
wiederum ein Sprechwarnungs-Signal über Leitung 30 erzeugt, das in einer Sprechwarnung resultiert, die von einem Cockpit-Lautsprecher
32 erzeugt wird.
Die verschiedenen Warnkriterien oder Warnhüllkurven für jeden Warnmodus sind in den Fig. 2A-2E dargestellt. Die Warnhüllkurven
von Fig. 2 gleichen denjenigen der ARINC-Charakteristik 723. Spezielle Schaltungen oder Vorrichtungen zur Erzeugung von
Warnsignalen auf Leitung 26 durch die Warnlogik 24 sind im einzelnen in den eingangs genannten US-PS'en angegeben.
Fig. 2A zeigt die Warnhüllkurve oder Warnkriterien für den Luftdruck-Sinkgeschwindigkeitsmodus, der üblicherweise als Modus
1 bezeichnet wird, eines Bodennähewarnsystems. Diese spezielle Warnhüllkurve und das Verfahren zu ihrer Erzeugung sind im
einzelnen in der US-PS 4 060 793 beschrieben. In der Grafik von Fig. 2A bezeichnet die Abszisse die Sinkgeschwindigkeit des
Flugzeugs, bestimmt in bezug auf die Druckhöhe, und die Ordinate bezeichnet die Höhe des Flugzeugs über Boden, bestimmt als
Funkhöhe. Die Kurve 300 bezeichnet die Beziehung zwischen Sinkgeschwindigkeit und Funkhöhe, die eine Sprechwarnung
"Hochziehen" auslöst, und Kurve 302 bezeichnet die Beziehung zwischen Luftdruck-Sinkgeschwindigkeit und Funkhöhe, die erforderlich
ist, um eine Sprechwarnung "Sinkgeschwindigkeit" auszulösen. Wie Fig. 2A zeigt, erlaubt die Warnlogik 24 des
Bodennähewarnsystems bei größeren Funkhöhen größere Luftdruck-Sinkgeschwindigkeiten.
Die Warnhüllkurve für den Annäherungsgeschwindigkeits-Modus ist
in Fig. 2B gezeigt. Dieser Modus wird allgemein als Modus 2A und 2B bezeichnet und erzeugt eine Warnung, wenn die Annäherungsgeschwindigkeit des Flugzeugs relativ zum Gelände nach Maßgabe
BAD ORIGINAL
COPY
des Funkhöhenmessers einen zulässigen Wert fur die Funkhöhe des
Flugzeugs überschreitet. Tn Fig.. 2B ist die Annäherungsgeschwindigkeit,
die in bezug auf die Funkhöhe bestimmt ist, auf der Abszisse aufgetragen, und die Funkhöhe ist auf der Ordinate
aufgetragen. Der Warnbereich für Modus 2A ist durch Kurven 304 und 306 bezeichnet, wobei der Warnbereich von Modus 2A als eine
Funktion der Fahrt entsprechend der Kurve 308 erweitert ist« Die Funktionsweise von Modus 2A ist in der US-PS 3 934 221 und die
Erweiterung als Funktion der Fahrt in der US-PS 3 958 218 angegeben. Der Modus 2B entsprechend der ARINC-Charakteristic
ist durch Kurve 310 bezeichnet und hat normalerweise eine Funktionsgrenze zwischen 200' und 790' über Boden. Der Modus 2B
wird normalerweise nur aktiviert, wenn sich das Flugzeug in der Landekonfiguration befindet, und ersetzt Modus 2A„
Fig ο 2C zeigt das Sinken nach dem Start-Warnmodus, allgemein als
Modus 3 bezeichnet, wobei der Druckhohenverlust auf der Abszisse und die Flugzeug-Funkhöhe auf der Ordinate aufgetragen ist. Die
Warnhüllkurve für diesen Warnmodus ist durch die Kurve 312 bezeichnet. Dieser spezielle Warnmodus ist im einzelnen in der
US-PS 3 947 810 beschrieben.
Fig. 2D zeigt den Geländefreiheits-Warnmodus^ ,der üblicherweise
als Modus 4A und Modus 4B bezeichnet wird. In der Warnhüllkurve von Fig. 2D bezeichnet die Abszisse die Fahrt des Flugzeugs in
kn, und die Ordinate bezeichnet die Flugzeug-Funkhöhe. Dabei bezeichnet die Kurve 314 den Modus-4A-Warnbereich, der dann
resultiert, wenn sich das Flugzeug mit eingefahrenem Fahrwerk dem Boden nähert. Ebenso bezeichnet die Kurve 318 den Modus-4B-Warnbereich,
der dann resultiert, wenn sich das Flugzeug mit ausgefahrenen Klappen dem Boden zu weit nähert. Der durch die
Kurve 316 bezeichnete Teil der Warnhüllkurve bezeichnet das Kriterium, das eine Sprechwarnung "zu niedrig, Terrain" als eine
Funktion der Fahrt sowohl für Modus 4A als auch für Modus 4B erzeugt. Die Funktionsweise von Modus 4 ist in der
US-PS 4 030 065 beschrieben.
copy
BAD ORIGINAL
Fig. 2E zeigt den Gleitwegwarnmodus, der üblicherweise als Modus 5 bezeichnet wird. Bei der Warnhüllkurve von Fig. 2E bezeichnet
die Abszisse das Gleitwegsignal in Form von Punkten, das die Winkelabweichung des Flugzeugs unter den Gleitweg-Funkleitstrahl
bezeichnet, und die Ordinate bezeichnet die Flugzeug-Funkhöhe. Die Kurve 320 bezeichnet die Warnkriterien zur Erzeugung einer
"harten" Warnung, und die Kurve 322 bezeichnet die Kriterien für die Erzeugung einer "weichen" Gleitbahnwarnung. Ein Beispiel für
die Realisierung eines Gleitbahn-Warnmodus dieser Art ist in der US-PS 3 925 751 beschrieben.
Es soll im vorliegenden Fall u. a. erreicht werden, daß Änderungen
der in Fig. 2 gezeigten Warnhüllkurven derart möglich sind, daß eine optimale Funktionsweise des Bodennähewarnsystems
in bestimmten speziellen Bereichen erzielt wird, ohne daß dadurch der Gesamtwirkungsgrad des Bodennähewarnsystems merklich beeinträchtigt
wird.
Die Implementierung von Bodennähewarnsystemen entsprechend den eingangs genannten Druckschriften in den letzten Jahren hat zu
einer Anzahl Systemverbesserungen geführt, die den ursprünglichen Modus-Hüllkurvenschutz des Bodennähewarnsystems sowohl erweitert
als auch unempfindlicher gemacht haben, wodurch Hilfen für spezielle Flugbahn-Situationen an oder nahe Flughafen geschaffen
wurden. Dabei wurden jedoch einige der besonders unüblichen Fälle außer acht gelassen, und zwar wegen der erheblichen Auswirkung
auf die Gesamtwirksamkeit der bestehenden Bodennähewarnsysteme. Bei den meisten dieser Fälle handelt es sich um potentielle
Fehlwarnungen infolge von steilem Gelände nahe bestimmten Flughäfen, es gibt aber auch einige Fälle, bei denen der Modus-Hüllkurvenschutz
erweitert werden könnte, um einen besseren Schutz gegen ein ungewolltes Sinken unter den erwünschten
Gleitweg zu bieten.
Das Aufkommen neuer digitaler Meßfühler sowie der Avionik, insbesondere von Navigationsgeräten, ermöglichen eine genaue
Festlegung der Flugzeuqposition in bezug auf Breiten- und
COPY
BAD ORIGINAL
BAD ORIGINAL
Längengrad, Höhe und Steuerkurs. Diese Signale sind heute in den meisten neuen oder vorgeschlagenen großen Flugzeugen mit TL-Triebwerk
grundsätzlich vorgesehen und sind über den Flugzeug-Datenbus 10 für das Bodennähewarnsystem verfügbar=
Infolgedessen ist es möglich, daß das Bodennähewarnsystem ganz
spezifische topografische Lagen identifiziert und genau bestimmt,.
ob das Flugzeug in diese Bereiche eingeflogen ist. Diese Information
kann dann zusammen mit geeigneten Flugbahneinzelheiten dazu dienen, die Warnhüllkurven des Bodennähewarnsystems entsprechend
den Fig. 2A-E so zu justieren, daß sie mit den Besonderheiten dieses topografischen Bereichs kompatibel sind, ohne
daß dadurch die Funktionsweise außerhalb dieses Bereichs beeinflußt wird.
Das Konzept, die Hüllkurvenänderungen des Bodennähewarnsystems
nur auf ganz spezielle Situationen zu beschränken, ist von ausschlaggebender Bedeutung, und die hier beschriebene Einrichtung
soll dieses Ergebnis erreichen» In allen Fällen gilt, daß dann, wenn irgendeine der Bedingungen, die zur Etablierung
einer ganz speziellen Situation erforderlich sind, nicht erfüllt wird oder zu irgendeinem Zeitpunkt ausfällt, die Operation des
Bodennähewarnsystems auf die Warnhüllkurven nach den Fig„ 2A-E
zurückgreift.
Nachstehend wird ein Verfahren zur genauen Bestimmung der Flugbahn des Flugzeugs sowie von dessen Position in bezug auf die
umgebende Topografie erläutert. Diese Information wird dann dazu genutzt, alternative Modus-Hüllkurvenparameter zu aktivieren, die
für die Besonderheiten der bestimmten Position und Flugbahn besser geeignet sind.
Die Hauptsorge bei jedem Verfahren zur Änderung der Funktion eines Bodennähewarnsystems ist, daß der Gesamtschutz nicht
merklich beeinträchtigt werden darf. Daher sollte in allen Fällen, in denen der Schutz durch ein Bodennähewarnsystem gegen
Falschwarnungen unempfindlicher gemacht oder erweitert werden soll, um frühzeitigere Warnungen in bezug auf bestimmte Flug-
BAD ORIGINAL
COPY
COPY
bahnen zu geben, jede Anstrengung unt(?rnominen werden, um diese
Situationen in unverwechselbarer Weise zu identifizieren, so daß
die entsprechenden Modus-Hüllkurven nur für diese Situationen geändert werden. Der zur Realisierung dieser Aufgabe angewandte
Mechanismus sieht vor, daß spezielle Flugparameter mit Bedingungen versehen werden, die erfüllt bleiben müssen, damit die
Parameter'änderungen der Modus-Hüllkurven bestehen bleiben. Diese
Eingangsbedingungen bestimmen einen "Schlüssel", der in unverwechselbarer Weise auf eine zugeordnete Position und Flugbahn
paßt. Auch hier gilt wiederum, daß dann, wenn irgendeiner der Eingabewerte nicht ständig die vorgegebenen Bedingungen erfüllt,
der Schlüssel nicht paßt und der Normalbetrieb des Bodennahewarnsystems wieder aufgenommen wird.
Die Signaleingänge vom Datenbus 10, die als Bedingungen für den
Schlüssel bei dem System nach Fig. 1 verwendet werden, sind nachstehend aufgeführt:
geografische Breite (LAT) auf Leitung 36 / geografische Länge (LONG) auf Leitung 34
Gleitbahnabweichung (G/S) auf Leitung 22 Landekurssender-Abweichung (LOC) auf Leitung 40
mißweisender Steuerkurs (HDG) auf Leitung 42 Start-/Landebahn-Verlauf (CRS) auf Leitung 44
QNH- oder QFE- korrigierte Druckhöhe (CR1D ALT) auf Leitung
46
logisches QNH/QFE-Höhenkorrekturanzeige-Signal auf Leitung
50 (PRGM = QFE-Modus, STANDARD = QNH-Modus) QNH = "0" Fuß auf Meereshöhe
QFE = "0" Fuß auf Aufsetzhöhe.
In der vorliegenden Beschreibung sind sechzehn Gebiete identifiziert,
wo Besonderheiten der Anflug- oder Abflugbahn des Flughafens nicht vollkommen mit der Standardoperation des
Bodennahewarnsystems kompatibel sind. Jedem Fall ist eine LAT/LONG-Information zugeordnet, die Grenzen topografischer
Bereiche definiert, innerhalb welcher bestimmte Hüllkurvenänderungen des Bodennahewarnsystems für bestimmte Flugbahnen
BAD, ORIGINAL COPY
vorzunehmen sind. Diese LAT/LONG-Information definiert in einmaliger Weise den Bereich und liefert die Basis für jeden
Schlüssel. Bekannte Navigationseinrichtungen erzeugen LAT/LONG-Signale
mit einem maximalen Driftfehler von 2 sm/Flugstunde= Wenn
also eine Höchstflugzeit von 2 h angenommen wird, ist vorstellbar,
daß die LAT/LONG-Information um maximal 4 sm fehlerhaft
sein könnte. Einige Navigationssysteine verwenden Entfernungsmeßeinrichtungs-Information
(DME-Information), um das LAT/LONG-Signal zu aktualisieren, wodurch der Driftfehler auf den Wert
zwischen den DME-Aktualisierungen begrenzt wird. Nahezu alle
kontrollierten Flughafen haben DME verfügbar, und somit ist in
diesen Fällen die LAT/LONG-Genauigkeit erheblich besser. Bei dem vorliegenden Ausführungsbeispiel wird jedoch keine DME-Aktualisierung
angenommen. Sämtliche identifizierten Fälle machen es erforderlich, daß zusätzlich zu der LAT/LONG-Information
verlangte Bedingungen innerhalb definierter Grenzen liegen müssen, um dem "Schlüssel" zu entsprechen. Diese Bedingungen
dienen dazu, die Flugbahn innerhalb des vorgegebenen Bereichs weiter in bezug auf HDG, CRS, CR1D ALT und im Hinblick darauf zu
begrenzen, ob sich das Flugzeug innerhalb der G/S- und LOC-Funkleitstrahlen befindet. In den Fällen, in denen CR'D ALT als
eine Bedingung für den Schlüssel verwendet wird, ist es erforderlich,
daß das Bodennähewarnsystem die Genauigkeit dieses Signals vor dessen Nutzung geprüft hat, um dadurch erhebliche
Korrekturfehler auszuschließen, die ungewollt von der Flugzeugbesatzung eingeführt werden könnten. Diese Prüfung wird unter
Verwendung einer Momentaufnahme der RAD ALT durchgeführt, was
noch später erläutert wird.
Die Information in diesem Abschnitt der Beschreibung ist auf der Grundlage der Zusammenfassung (Tabellen I, II und II) erweiterbar.
Jede der für den Schlüssel erforderlichen Bedingungen ist im einzelnen in den Tabellen beschrieben.
Flughafen/Start- und Landebahn: In dieser Spalte ist für jeden der 16 Fälle der Flughafen-Anflug oder -Abflug identifiziert.
Ferner ist darin die für die QFE-Korrektur verwendete Start-/Landebahnhöhe (RWY-Höhe) angegeben.
BAD ORIGINAL
■ ' "' ■■' GOPY
■ ' "' ■■' GOPY
Hüllkurvenänderungen: Diese Spalte bezeichnet die Änderungen der
Modus-Hüllkurven (Fig. 2A-2E), die zu realisieren sind, wenn der Schlüssel paßt. Sämtliche Änderungen beziehen sich auf Parameter,
d. h. sie betreffen nur Änderungen von Parameterwerten (z. B. Grenzwerte, Hüllkurven-Eckpunkte und Bereitschaftshöhen und
-bedingungen).
Geforderte Bedingungen (Schlüssel): In diesem Abschnitt sind die Bedingungen auf bezeichneten gültigen Eingängen vom Datenbus 10
angegeben, die erfüllt werden müssen, damit die in der vorhergehenden Spalte definierten Änderungen implementiert werden.
Diese Bedingungen definieren den "Schlüssel" für den jeweiligen Flughafen. Die Eingänge, bei denen "N/A" ("gilt nicht für diesen
Fall") angegeben ist, werden nicht benötigt, um den Schlüssel passend zu machen. Auch hier gilt, daß dann, wenn ein Eingang
nicht die bezeichneten Bedingungen erfüllt oder ein Gültigkeitsverlust eintritt, eine Rückkehr zu den Standard-Warnhüllkurven
des Bodennähewarnsystems gemäß den Fig. 2A-2E erfolgt.
G/S: eine Abweichung um weniger als (+/-) 2 Punkte innerhalb des G/S-Funkleitstrahls ist für die in dieser Spalte aufgeführten
Fälle erforderlich. Diese Bedingung wird primär in Fällen angewandt, in denen der Modus unempfindlich gemacht
wird, um die Vertikalorientierung des Flugzeugs festzulegen, wenn eine minimale .Geländefreiheit beim Anflug ein Faktor ist
und ein zuverlässiges G/S-Signal 22 vorliegt.
LOC: Eine LOC-Abweichung von weniger als (+/-) 2 Punkten ist
für solche Fälle erforderlich, in denen eine LOC-Spalte angegeben ist. Das LOC-Signal 40 dient als Bedingung für den
Schlüssel zur Unempfindlichmachung des Modus beim Anflug,
wann immer es als zuverlässiges Signal verfügbar ist.
HDG: Das HDG-Signal 42 ist als Teil des Schlüssels für
sämtliche Fälle vorgesehen (Victoria verwendet HDG nur als Bedingung für die CR1D ALT-Prüfung), so daß die Flugbahnrichtung
innerhalb der bezeichneten LAT/LONG feststellbar
bad original ■; * copy "
ist. Typischerweise ist eine (+/-) 30°-Toleranz vorgesehen, um eine Seitenwindkorrektur durch den Piloten zu ermöglichen.
CRS: Das CRS-Signal 44 wird geprüft, wenn es verfügbar ist.
Es identifiziert den speziellen versuchten Anflug und dient hauptsächlich der Prüfung der zugehörigen Bedingungen
hinsichtlich Flugbahn und Position entsprechend dem bezeichneten CRS. Eine (+/-) 10°-Toleranz ist zulässig.
CR1D ALT: Eine Minimum-CR'D ALT ist für eine Unempfindlichmachung
des Modus erforderlich, wenn beim An-oder Abflug ein Problem hinsichtlich der Mindest-Geländefreiheit besteht
und wenn ein G/S-Signal 22 zur Bestimmung der Vertikalorientierung
des Flugzeugs nicht verfügbar ist. Das CR1D ALT-Signal wird durch eine Momentaufnahme des Flughöhenmesser-Signals
14 geprüft» Dieser Vorgang ist im folgenden Abschnitt erläutert. Ferner verwenden einige Flugzeuge eine
QFE-Druckhöhen-Korrektur anstatt der normalen QNH-Methode,
wobei der Unterschied darin besteht, daß die QNH-Einstellung
in der Höhe über dem Meeresspiegel resultiert, während die QFE-Einstellung die Höhe über der Start~/Landebahn des
Flughafens bezeichnet (d. h,„ QFE ist so geeicht, daß beim
Aufsetzen "0" Fuß abgelesen werden). Beide Verfahren (QFE und QNH) sind von diesem Ausführungsbeispiel umfaßt, daher sind
die QFE-Werte der minimalen CR1D ALT in Klammern angegeben.
Die bei QFE angegebene CR"D ALT ist immer geringer als der
entsprechende QNH-Wert, vorausgesetzt, daß sich die Start-/Landebahn
über dem Meeresspiegel befindet.
Höhenprüfung: Das CR1D ALT-Signal 44 ist eine Funktion des
vom Piloten eingegebenen Luftdruckausgleichs und unterliegt somit menschlichen Fehlern. Infolgedessen wird eine Momentaufnahme
des Funkhöhenmesser-Signals 14 gemacht und mit dem CR1D ALT-Signal 46 verglichen, um dieses zu prüfen, wenn
ein brauchbares Funkhöhenmesser-Signal 14 vorliegt. In manchen Fällen muß die Momentaufnahme gemacht werden, wenn
RAD ALT 2500" überschreitet, damit genügend flaches Terrain abgetastet werden kann. Wenn daher das genutzte RAD ALTBAD ORlGiNAL
COPY
COPY
Signal 14 bei einer Höhe unterhalb der für die Momentaufnahme
erforderlichen Höhe gesättigt ist, wird diese Bedingung nicht erfüllt, und es erfolgt keine Modus-Unempfindlichmachung für
diesen Flughafen. (Die meisten Funkhöhenmesser der neuen Generation kommen bei erheblich über 2500' liegenden Höhen
auf Zielverfolgung.) Allerdings handelt es sich in den meisten Fällen um unter 2500' liegende RAD ALT's. In Fällen,
in denen eine Momentaufnahme erforderlich ist, sind folgende Bedingungen für den Schlüssel aufgestellt worden:
Höhenprüfungsort: Ein Bereich, der unmittelbar vor Erreichen
des Hüllkurven-Modulationsbereichs erreicht wird, definiert durch die LAT/LONG-Koordinaten. Wenn die LAT/LONG-Signale 34
.und 36 anzeigen, daß das Flugzeug sich in diesem Bereich befindet, wird eine RAD ALT- und eine CR1D ALT-Momentaufnähme
gemacht. In manchen Fällen können für die Momentaufnahmen zusätzliche Bedingungen erforderlich sein. Drei konsekutive.
Momentaufnahmen von RAD ALT und CR1D ALT innerhalb der vorgeschriebenen Bedingung sind bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel
erforderlich, bevor die tatsächliche Höhenprüfung durchgeführt werden kann. Nachdem eine Momentaufnahme
gemacht ist, werden die entsprechenden Werte des RAD ALT-Signals 14 mit dem CR1D ALT-Signal 46 im nächsten
Schritt verglichen. Wenn keine drei Momentaufnahmen erzielt wurden, resultieren keine Änderungen der Hüllkurve.
ALT-Prüfung: Nachdem drei aufeinanderfolgende Momentaufnahmen von RAD ALT 14 und CR1D ALT 46 innerhalb des Prüfbereichs
gemacht wurden, werden die RAD ALT-Signale 14 von den CR1D
ALT-Signalen 46 subtrahiert, und das Mittel aus drei aufeinanderfolgenden
Werten wird errechnet. Das Resultat bezeichnet die Höhe des Terrains innerhalb des Prüfbereichs,
oder im Fall von QFE bezeichnet CR1D ALT die Terrainhöhe
abzüglich der Start-/Landebahnhöhe. Sowohl die QNH- als auch die QFE-Werte (letztere in Klammern), die für dieses Resultat
zu erwarten sind, sind in der ALT CK-Spalte angegeben. Eine Toleranz, die sich mit der Ebenheit des Geländes in dem
Prüfbereich ändert, ist ebenfalls zulässig. Ferner umfaßt die
BAD ORIGINAL
Ä copy
ALT CK-Spalte die Minimum-RAD ALT (Funkhöhe), die für die
Momentaufnahme-Position zu erwarten ist. Wie im Fall sämtlicher Bedingungen paßt auch hier der Schlüssel nicht, wenn
diese Bedingungen nicht erfüllt sind.
Höchstzulässige Zeit: Anschließend an das Erfüllen der LAT/LONG-Koordinaten- und ALT-Prüfbedingungen der Momentaufnahme
ist eine höchstzulässige Zeit vorgeschrieben,, innerhalb welcher die im nächsten Absatz erläuterte Warnposition
erreicht werden muß. Diese Zeit reflektiert den maximalen Abstand zwischen dem Prüfbereich und der Warnposition
bei der zu erwartenden Mindestfahrt des Flugzeugs für diese Strecke. Wenn der durch LAT/LONG definierte
Warnbereich nicht innerhalb der zugemessenen Zeit erreicht wird, wird der Prüfbedingungsstatus annulliert, und der
Schlüssel paßt nicht. Ferner ist zu beachten, daß bei Auftreten eines Systemausfalls anschließend an die Höhenprüfung
der Prüfbedingungsstatus annulliert wird und der Schlüssel nicht paßt.
Warnpositions Jeder Position sind LAT/LONG-Koordinaten
zugeordnet, die eine den Problembereich umfassende Grenze definieren. Diese LAT/LONG-Information ist in bezug auf jeden
anderen Bereich auf der Erdoberfläche einmalig. Die Grenze besteht einfach aus einem Block mit entsprechenden Minimum-und
Maximum-Breiten und -Längen in den bisher definierten Fällen. Diese Information wird zusammen mit der Form und den
Maßen des Blocks in der Spalte "Hüllkurvenmodus-Bereich" angegeben. Die LAT/LONG-Grenzbedingung muß erfüllt sein,
bevor die übrigen Bedingungen des Schlüssels geprüft werden, wobei nur dann eine Ausnahme vorliegt, wenn vor dem Eintritt
in die Warnposition eine Höhenprüfung verlangt ist. Dadurch werden unnötige Prüfungen der anderen erforderlichen Bedingungen,
während sich das Flugzeug nicht in einem definierten Bereich befindet, vermieden. Schließlich kehrt das
System natürlich sofort zu den Standard-Warnhüllkurven nach
copy
BAD ORIGINAL
den Fig. 2A-2R für das Bodennähewarnsystem jedesmal dann
zurück, wenn das LAT/LONG-Signal anzeigt, daß das Flugzeug
den Warnbereich verlassen hat.
Die folgenden Absätze sowie die zugehörigen Tabellen I, II und III definieren die speziellen Flughafen-An- oder Abflugstrecken,
bei denen Hüllkurvenänderungen vorzunehmen sind.
Hongkong (britische Kronkolonie) - RWY 13: - Hongkong verwendet ein Instrumentenleitsystem (IGS) für den Anflug auf RWY 13. Man
folgt der IGS-Flugbahn bis zum Haupteinflugzeichen (HEZ), und von
diesem Zeitpunkt an sind Sichtflugbedingungen erforderlich, damit eine Rechtswende und das sofortige Sinken zur Landebahn durchgeführt
werden können. Wenn Sichtflugbedingungen am HEZ nicht existieren, ist ein Hochziehen vorgeschrieben. Häufig ist der
Sinkflug vom HEZ zur Landebahn sehr schnell, da das darunterliegende Terrain schnell abfällt. Daher gibt es bisher auf diesem
Anflug eine relativ große Häufigkeit von Fehlwarnungen im Modus 1. Infolgedessen wurde für die Bedingungen in Tabelle I die
"Sinkgeschwindigkeits"-Hüllkurve um 500'/min für diesen Anflug
nach rechts verschoben. Ferner wurde die "Hochzieh"-Hüllkurve um 200'/min nach rechts verschoben, damit eine Modus-1-"Sinkgeschwindigkeits"-Warnung
immer vor der entsprechenden "Hochzieh"-Warnung gegeben wird.
Hot Springs, Virginia - ILS RWY 24: - Das Terrain unter dem ILS-Anflug nach Hot Springs auf RWY 24 entsprechend Fig. 3 steigt
sehr schnell auf die Landebahnhöhe. Infolgedessen kann es geschehen, daß das Flugzeug die RAD ALT-Warnhöhe für Modus 5
(10001 AGL) erst erreicht, wenn es sich nahezu 0,5 sm vor der
Landebahnschwelle befindet, was für ein Abfangen zu spät sein kann, wenn das Flugzeug unter die Landebahnhöhe gesunken ist. Ein
weiterer Schutz ist für diesen Anflug dadurch vorgesehen, daß die Aktivierungs-RAD ALT von Modus 5 auf 2000* AGL für die in Tabelle
III angegebenen Bedingungen angehoben wird. Die Fahrwerkausfahr-Forderung entfällt ebenfalls, um die Anwendbarkeit von Modus
5 zu erweitern.
COPY
BAD ORIGINAL
BAD ORIGINAL
—" "2.3* —
Kagoshima, Japan - ILS-RWY 34: - Das unter der Anflugstrecke nach
Kagoshima auf ILS-RWY 34 liegende Terrain gleicht demjenigen für
Hot Springs auf ILS-RWY 24, allerdings ist die Situation nicht so extrem. Die entsprechenden Änderungen für Kagoshima sind somit
nicht so groß, so daß Modus 5 bei 1500' AGL für die in Tabelle
III angegebenen Bedingungen aktiviert wird. Dabei wird wiederum die Fahrwerkausfahr-Forderung zweitrang ig, um den G/S-Vorwarnungsschutz
zu erweitern.
Leeds Bradford, Großbritannien - ASR-RWY 15: - Der Sichtanflug nach Leeds Bradford auf RWY 15 mit LOC und ASR (Flughafen-Rundsichtradar)
ermöglicht eine große Annäherung an steiles Gelände ca. 2 sm von der Landebahn entfernt. Dieses Terrain kann
in einer Fehlwarnung im Modus 2 resultieren. Infolgedessen werden die Geschwindigkeitsgrenzen für Modus 2A und Modus 2B auf
2380'/min für die in Tabelle II angegebenen Bedingungen herabgesetzt.
Dadurch wird eine Modus-2-Warnung für Funkhöhen von mehr als 300" AGL verhindert, so daß die erwartete Mindestbodenfreiheit
ermöglicht ist. Modus 4 wird nicht geändert, weil das Fahrwerk ausgefahren und die Fahrt weniger als 165 kn in einer
Entfernung von 2,5 sm von der Landebahnsein sollte.
Lissabon, Portugal - ILS-RWY 21; - Steiles Terrain etwa 6 sm von
der Landebahn beim Anflug auf Lissabons ILS-RWY 21 kann Fehlwarnungen im Modus 2A auslösen, und zwar infolge einer Mindest-Terrainfreiheit
von 950'. Dies wird vermieden, indem die Modus-2A-Geschwindigkeit auf maximal 3200'/min für die in bezug
auf diesen Anflug in Tabelle II angegebenen Bedingungen begrenzt wird ο Diese Grenzwerte schließen Modus-2A-Fehlwarnungen oberhalb
947' Funkhöhe aus.
Madrid, Spanien - ILS-RWY 33: - Der Anflug auf Madrid auf ILS-RWY 33 quert eine durch einen Fluß gebildete Schlucht in einer
Entfernung von ca. 3,6 sm von der Landebahn-Schwelle. Die plötzliche Änderung der Funkhöhe aufgrund des Querens dieser
Schlucht reicht zur Erzeugung einer Modus-2A-Fehlwarnung aus. Für die in der Tabelle II angegebenen Bedingungen werden daher die
v *- BAD-ORIGINAL
copy j
Modus-2A-Grenzwerte auf die Modus~2B-Grenzwerte (3000 '/rain)
herabgesetzt. Dadurch wird die maximale Modus-2-Bereitschaftshöhe auf 789' AGL eingestellt.
Ontario, Calif. - VOR-RWY 26R: - Der UKW-Drehfunkfeuer- bzw.
VOR-Anflug nach Ontario auf RWY 26R entsprechend Fig. 4 quert die Jurupa-Berge in einer Entfernung von ca. 8 sm vom Flughafen. Der
steil abfallende Charakter der Berge sowie die verminderte Terrainfreiheit führen gemeinsam zu Modus-2A-Fehlwarnungen. Diese
Fehlwarnungen können ausgeschlossen werden, indem die Modus-2A-Geschwindigkeitsgrenze
auf 3200'/min reduziert wird. Dies
erfolgt, wenn die Bedingungen nach Tabelle II erfüllt sind, und resultiert in einer Fehlwarnungs-Immunität bei einer Terrainfreiheit
von mehr als 947'.
Paine Field, Washington - ILS-RWY 16: - Der Geländeverlauf im Anflug auf RWY 16 in Paine Field ist derart, daß bei einer
Aktivierungshöhe von 10001 AGL für Modus 5 diese Betriebsarten
erst aktiviert werden, wenn sich das Flugzeug ca. 1,5 sm vor dem Aufsetzpunkt befindet. Die Wirksamkeit von Modus 5 kann an dieser
Stelle verbessert werden, indem die Aktivierungshöhe auf 1500' ALG heraufgesetzt und die Fahrwerkausfahr-Forderung annulliert
wird. Dadurch wird Modus 5 ca. 2,5 sm vor der Landebahn bei den Bedingungen in Tabelle III aktiviert.
Reno, Nevada - LOC DME (Back CRS)B: - Der LOC-Back-CRS-Anflug auf
Reno führt etwa 9 sm von der Landebahn entfernt über Steamboat Hills. Die vorgeschriebene Flugbahn ist derart, daß eine Mindest-Terrainfreiheit
von 975' möglich ist. Infolgedessen können bei ausreichender Fahrt Modus-2A- und Modus-4-Fehlwarnungen
auftreten. Durch Begrenzung der Modus-2A-Geschwindigkeit auf 3200'/nun und der Modus-4-Fahrtsteigerung auf 244 kn für die
Bedingungen von Tabelle II wird eine ausreichende Fehlwarnungs-Toleranz
hergestellt.
San Diego, Calif. - LOC (Back CRS) A und LOC DME (Back CRS) RWY 27: - Bei beiden LOC- und LOC-DME-Back-CRS-Anflügen auf RWY 27 in
San Diego folgt man dem fallenden Terrain hinunter zu der
BAD ORIGINAL
* COPY
Landebahn-Schwelle mit barometrischen Sinkgeschwindigkeiten von
ca. 1100s/min bei einer mittleren Terrainfreiheit von 150-200'
AGL innerhalb einer Entfernung von 1 sm von der Landebahn. Infolgedessen werden auf diesem Anflug häufig Modus-1-"Sinkgeschwindigkeits"-Fehlwarnungen
erzeugt. Durch die hier beschriebene Implementierung wird eine Beseitigung dieser Fehlwarnungen
bei Erfüllung der Bedingungen in Tabelle I erreicht, indem die "Sinkgeschwindigkeits"-Hüllkurve um 500'/min nach
rechts verschoben wird. Die Modus-1-"Hochzieh"-Hüllkurve wird ebenfalls um 200"/min nach rechts verschoben, so daß wenigstens
eine "Sinkgeschwindigkeits"-Warnung vor der "Hochzieh"-Warnung
sichergestellt ist.
Seoul, Korea - VOR-DME-RWY 32: - Der VOR-DME-Anflug auf RWY 32 in
Seoul führt über steiles Gelände ca. 11 sm vor dem Flughafen,
wobei eine Mindest-Terrainfreiheit von 760' vorliegt. Dadurch
werden Modus-2A- und Modus-4-Fehlwarnungen möglich. Die Fehlwarnungs-Toleranz
wird für die in Tabelle II angegebenen Bedingungen vergrößert, indem die Modus-2A-Geschwindigkeitsgrenze
auf den Modus-2B-Wert (3000'/min bei 789' AGL) und die Modus-·
4-Fahrterhöhungsgrenze auf 226 kn (791 ' AGL) reduziert werden.
St. John's, Neufundland - ILS-RWY 16: - Dieser ILS-Anflug auf RWY
16 in St. John's führt über steil ansteigendes Terrain in einer Entfernung von ca. 6 sm vom Aufsetzpunkt. Da die Mindest-Terrainf
reiheit am höchsten Punkt 1075° beträgt, können an dieser Stelle Modus-2A-Fehlwarnungen erzeugt werden. Um diese zu
beseitigen, wird die Modus-2A-Geschwindigkeitsgrenze auf 3200'/min für die Bedingungen in Tabelle II reduziert. Dadurch
wird eine Modus-2A-Fehlwarnung oberhalb 947' AGL verhindert.
Teneriffa, Kanarische Inseln - ILS-RWY 30: - Der Terrainverlauf für den ILS-Anflug auf RWY 30 auf- Teneriffa steigt von Meereshöhe
auf die Flughafenhöhe von 2000" innerhalb von ca. 4 sm Horizontalentfernung.
Infolgedessen wird Modus 5 bei Standardkonfigurations-Bodennähewarnsystemen
nicht aktiviert, bis sich das Flugzeug ca. 1,5 sm vor der Landebahn befindet. Es könnte
geschehen, daß das Flugzeug auf dem Anflug sehr tief fliegt und
BADORIGINAL
copy j
daß keine Warnung erfolgt, bis die Funkhöhe unter 1000' sinkt,
wobei dann ein Abfangen schwierig oder sogar unmöglich wäre. Zusätzlicher Schutz wird für diesen Ort erhalten, wenn die
Bedingungenin Tabelle III vorliegen. Die den Modus 5 aktivierende Funkhöhe wird auf 2000' AGL erhöht. Die Fahrwerkausfahr-Forderung
für diese Betriebsarten wird annulliert, um die Anwendbarkeit zu erweitern. Ferner wird Modus 4 auf 200O1 bei 370 kn erweitert.
Wenn somit der Schlüssel für diesen Anflug paßt, erweitern diese Änderungen die Hüllkurven zu größeren Funkhöhen, so daß ein
Gesamtschutz resultiert, der besser mit normalen Anflügen übereinstimmt.
Vagar, Färöer - LOC-DME-RWY 13: - Der LOC-DME-Anflug auf RWY 13
in Vagar führt über eine Inselerhebung am Voreinflugzeichen (8,8 DME). Die Terrainfreiheit ist derart, daß für die vorgeschriebenen
Anflugvorgänge Modus-2A- und Modus-4-Fehlwarnungen möglich
sind. Die Fehlwarnungen werden mit einer reduzierten Modus-2A-Geschwindigkeitsgrenze
von 3200 '/nvi-ri und einer Modus-4-Fahrtsteigerungsgrenze
von 244 kn vermieden. Diese verringerten Grenzwerte gelten für die Bedingungen in Tabelle II und schließen
Fehlwarnungen bei einer Mindest-Terrainfreiheit von mehr als ca. 950' AGL aus.
Victoria, British Columbien - Start-RWY 26 (Fig. 5): - Für den Abflug von RWY 26 in Victoria (vgl. Fig. 5) ist eine Flugbahn
vorgeschrieben, die ca. 7 sm NW von Victoria an einem Gipfel von 2472" vorbeiführt. Dies ermöglicht eine erwartete Mindest-Terrainfreiheit
von ca. 1200" und kann somit bei ausreichend steil ansteigendem Terrain zu einer Modus-2A-:Fehlwarnung führen.
Nachdem dieser Abflug durch den in Tabelle II angegebenen Schlüssel identifiziert ist, wird daher die Modus-2A-Geschwindigkeitsgrenze
auf 3520'/nun reduziert, und Fehlwarnungen werden
bei mehr als 1200' Terrainfreiheit ausgeschlossen.
Zürich, Schweiz - ILS-RWY 14: - Der ILS-Anflug auf RWY 14 in
Zürich führt direkt über einen 2090' hohen Gipfel unmittelbar außerhalb des Voreinflugzeichens. G/S erlaubt eine Mindest-Terrainfreiheit
von ca. 600' bei -2 Punkten Abweichung. In-
COPY
ο BAD ORIGINAL
ο BAD ORIGINAL
folgedessen sind Modus-2A„ Modus-2B- und Modus-4-Fehlwarnungen
möglich. Diese können dadurch verhindert werden, daß die Modus-2A- und die Modus-^B-Funkhöhengeschv/indigkeit auf 2760'/min
(600") und die Modus-4-Fahrtsteigerung auf 202 kn (600') reduziert
werden. Diese Beschränkung erfolgt unter den Bedingungen, die die entsprechende Flugbahn nach Tabelle II identifizieren.
copy
bad original
bad original
Zusammenfassung der auf Länge/Breite !bezogenen Hüllkurven-Modulation
Unempfindlichmachung von Modus 1
ERFORDERLICHE BEDINGUNGEN (SCHLUSS | HÜLLKURVEN- | G/S LOC | HDG | CRS CR1D ALT | MAX. | HÜLLKURVEN- | |
ÄNDERUNGEN | N/A N/A | 110° | 88° N/A | ZEIT | MOD-BEREICH | ||
FLUGH/RWY | Modus-1- | + | + | N/A | N22°19,00' | ||
Honkong | "Sinkgeschw." | 30° | To° | N22°21,00· | |||
ILS-RWY 13 | Warnung um | O114°09,46' | |||||
(RWY-Höhe: | 500'/inin nach | Ο114°11,6Γ | |||||
15') | rechts und | N/A | N32°42,27' | ||||
"Hochzieh"- | N32°44,49' | ||||||
Warnung um | W117°O8,82' | ||||||
200'/min nach | W117°11,20' | ||||||
rechts ver | |||||||
schieben | N/A +2 | 272° | 92° N/A | ||||
Modus-1- | Punkte | + | + | ||||
San Diego . | "Sinkgeschw." | 30°" | 10°" | ||||
LOC (Back | Warnung um | ||||||
CRS) RWY 27 | 500'/min nach | ||||||
(RWY-Höhe: | rechts und | ||||||
15') | "Hochzieh"- | ||||||
Warnung um | |||||||
200'/min nach | |||||||
rechts ver | |||||||
schieben | HÖHENPRÜF-BEDINGUKGEN | ||||||
ERFORDERLICHE | ALT | ||||||
MOMENTAUFNAH | CK | ||||||
ME-BEREICH | N/A | ||||||
FLUGH/RWY | N/A | ||||||
Hongkong | |||||||
N/A | |||||||
N/A | |||||||
San Diego | |||||||
ZUR BEACHTUNG: Wenn nichts anderes gesagt ist, ist der für ALT CK erforderliche Steuerkurs der gleiche
wie für den "Schlüssel".
ι :GOPY!i
BAD ORIGINAL
■- 2ί>-
Zusammenfassung der auf Länge/Breite bezogenen Hüllkurven-Modulation
ERFORDERLICHE BEDINGUNGEN (SCHLÜSSEL) HÜLLKURVEN-FLUGH/RWY
ÄNDERUNGEN G/S LOC HDG
CRS CR1D ALT
Leeds Bradford, U.K. ASR RWY 15 (VIS)
(Back CRS) RWY-Höhe: 661')
Lissabon ILS-RWY 21 (RWY-Höhe: 341s)
Madrid VOR-RWY 33 (RWY-Höhe: 1906')
Ontario VOR-RWY 26R (RWY-Höhe: 929')
Reno
LOC-DME
Modus 2A und N/A ±2 147° 325° >1200'
2B auf 300' Punkte + +_ (>539')
(2380·/min) 30° 10°
begrenzen
Modus 2A auf +2 +2 211° 211° Ν/Α
947" Pkte Pkte +_ + (3200 '/min) 30° 10°
begrenzen
Modus 2A auf +2 +2 789' Pkte Pkte (3000'/min)
begrenzen
Modus 2A auf N/A N/A
947'
(3200'/min)
begrenzen
Modus 2A auf N/A +2 947'(3200'/min) Pkte
(Back CRS) B und Modus 4 auf (RWY-Höhe: 950' (244 kn) 4412') begrenzen
Seoul Modus 2A auf N/A N/A VOR/DME RWY32 789"(3000'/min)
(RWY-Höhe: und Modus 4 auf 58') 791'(226 kn) begrenzen 330O 330° N/A
30° T0°
263° N/A >2800' + (>187Γ)
30°
342° 162° >6500' + + O2088')
30° 10°
319° N/A >2600' + 02542') 30°
BAD
copy
33U652
Zusammenfassung der auf Länge/Breite bezogenen Hüllkurven-Modulation
HÜLLKURVEN | EREOKDEKLICHE BEDINGUNGEN | auf | HDG | CRS | ·- | (SCHLUSS | |
ÄNDERUNGEN | 164° | 164° | 139° | ||||
FLUGH/RWY | Modus 2A auf | G/S LOC | + | ± | + | CR1D ALT | |
St.John's | 947' | * | N/A N/A | 30° | 10° | To° | >1600' |
ILS-RWY 16 | (3200'/min) | ±2 ±2 | (>1147 *) | ||||
(RWY-Höhe: | begrenzen | PktePkte | 118O | 118° | |||
453') | Modus 2A auf | + | |||||
Vag ar | N/A +2 | 30° | To° | >3300' | |||
LOC-DME- | 947'(3200'/min) Pkte | +2 +2 | (>3032f) | ||||
RWY 13 | und Modus 4 | PktePkte | |||||
(RWY-Höhe: | 950'(244 kn) | N/A | N/A | ||||
268') | begrenzen | ||||||
Victoria | Modus 2A und | >3500' | |||||
Start-RWY26 | 2B auf 1200' | (>3445·) | |||||
(RWY-Höhe: | (3520'/min) | ||||||
55') | -nach Start | 139° | |||||
begrenzen | |||||||
Zürich | Modus 2A und | 30° | N/A | ||||
ILS-RWY 14 | 2B auf 600' | ||||||
(RWY-Höhe: | (2760'/min) | ||||||
1402') | und Modus 4 | ||||||
auf 600' | |||||||
(202 kn) be | |||||||
grenzen | |||||||
*St. John's: Zur Änderung von Modus 2A ist entweder eine,
maximale G/S-Abweichung von +2 Punkten oder eine Momentaufnahme erforderlich.
BAD ORIGINAL ΌΘΡΥ
3 4 4 6 5
Zusammenfassung der auf Länge/Breite bezogenen Hüllkurven-Modulation
EEFOFDERLICHE KOHEMPRDFBEDIKGöKGEig
MOMENTAOFNAH- ALT | CK | MAX. | ) | ■ · | HUFiLKURVEN- | |
FLUGH/RWY | ME-BEREICH | R/A>1200' | ZEIT | MOD-BEREICH | ||
Leeds | N53°54,085 | 200'+100' | 21 s | N53°52,87' | ||
Bradford | N53°54,28' | (-461·+ | N53°53,90' | |||
W01°41,17' | 100') | W01°40,71· | ||||
N/A | W01°43,52' | |||||
Lissabon | N/A | N/A | N38°52,00' | |||
N38°56,00' | ||||||
W09°01,31· | ||||||
N/A | W09°06f54" | |||||
Madrid | N/A | N/A | N40°23i!57' | |||
N40°25,61· | ||||||
W03°28,69' | ||||||
R/A>2200· | W03°31,31' | |||||
Ontario | N34o00,98' | 1000'+ | 22 s | N34°00,98' | ||
N34°03,00' | 100' | Ν34°03,00' | ||||
W117°24,05' | (71'+10O1) | W117°25,OO' | ||||
W117°24,19' | W117°27,5O' | |||||
W117°25,52" | ||||||
W117°25,67' | R/A>2100' | |||||
Reno | N39°21,48' | 4775'+ | 12 s | N39°21,89' | ||
N39°21,55* | 150" | |||||
W119°45,75' | (363'+ | W119°45,45' | ||||
Wi19°46f43' | 150') | W119°46,73' | ||||
R/A>27005 | ||||||
Seoul | N37°25,65' | 160'+140' | 50 s | N37°25,00' | ||
O127°00,58' | (102'+14O' | N37°27,50' | ||||
O126°55f25· | ||||||
Ο127°00,58" | O126°59,00' | |||||
N37°23,78' | ||||||
Ο126°58,22· | ||||||
O126°58,50' |
ZUR BEACHTUNG: Wenn nichts anderes angegeben ist, ist der für
■ ALT CK erforderliche Steuerkurs derselbe wie für den Schlüssel.
COPY-BAD ORIGINAL
33U652
ZusammenEassung der auf Länge/Breite bezogenen Hüllkurven-Modulation
ERFORDERLICHE KiHSNPEUFBEDINGiMGEN
FLÜGH/RWY | MOMENTAUFNAH ME-BEREICH |
ALT CK |
MAX. ZEIT |
HULLKURVEN- MOD-BEREICH |
St. John's | N47°40,00' N47°43,00' W52°51,13' W52°51,50' |
R/A > 2000 O1+ 50' (-453'+5O |
1 0 s | N47°40,00' N47°43,00' W52°48,50' W52°51,50' |
Vag ar | N62°05,28' N62°08,30' W07°40,00' W07°41,00· |
R/A>3300' 0'+5O1 (-268'+50 |
50 s ') |
N62°05,20' N62°07,29' W07°30,73' W07°39,07' |
Victoria | N48°38,00· N48°40,00f W123°23,5O' Wi23°26r50' |
R/A > 32· 55'+5O1 (0'+5O1) HDG=264° +30° |
500 s | N48°43,65' N48°47,65' W123°26,97' WI23O33,03' |
Zürich | N/A | N/A | N/A | N47°31,25· N47°33,25' O08°25,69· O08°28,72' |
ZUR BEACHTUNG: Der für ALT CK erforderliche Steuerkurs ist derselbe wie für den Schlüssel, wenn nichts
anderes angegeben ist.
COPY BAD ORIGINAL
33U652
Zusammenfassung der auf Länge/Breite bezogenen Hüllkurven-Modulation
ModusS/Kodus β angehobene Bereitschaftshöhe
FLUGH/RWY
Hot Springs ILS-RWY 24 (RWY-Höhe: 3766')
Kagoshima ILS-RWY 34 (RWY-Höhe: 891')
Paine Field ILS-RWY 16 (RWY-Höhe: 565')
Teneriffa ILS-RWY 30 (RWY-Höhe:
ERFORDERLICHE BEDINGUNGEN (SCHLÜSSEL) HÜLLKURVEN-ÄNDERUNGEN G/S LOC HDG
CRS CR1D ALT
Modus 5 und N/A N/A 243° 243° N/A 6 anheben, +_ +_
ALT auf 2000' 30° To° aktivieren und Fahrwerkausfahr-Forderung
annullieren
Modus 5 und N/A N/A 6 anheben, ALT auf 1500'
aktivieren und Fahrwerkausfahr-For- derung annullieren
Modus 5 und N/A N/A 6 anheben, ALT auf 1500' aktivieren und Fahrwerkausfahr-For-
derung annullieren
Modus 5 und N/A N/A
6 anheben
ALT auf 2000'
aktivieren,
Fahrwerkaus-
fahr-Forderung
annullieren;
Modus 4 auf
2000' id 370 kn 335° 335° N/A
30° T0°
157° 157° N/A 30° T0°
304° 304° N/A 30° T0°
BAD ORIGINAL
'" CÖPY
Zusammenfassung der auf Länge/Breite bezogenen Hüllkurven-Modulation
Modus 5/I4odus 6 angehobane Bereitschaftshche
ERFORDERLICHE KCHENPROFBSDIKGiMSEN
FLUGH/RWY
MOMEOTAUFNAH- ALT
ME-BEREICH CK
Hot Springs N/A
Kogoshime N/A
Paine Field N/A
Teneriffa N/A
N/A
N/A
N/A
N/A
MAX. ZEIT
Ν/Α
N/A
N/A
N/A
HULLKURVEN-MOD-BEREICH
Ν37°54,63· N38°04,53'
W79°37,34·
N31°38,00' N31°48,00'
O130°43,00·
013054,63·
N47°56,50' N48°05,73'
W122°09,60' W122°24,51'
N28°23/62I
N28°33,30' W16°08,69·
W16°20,00'
ZUR BEACHTUNG: Wenn nichts anderes angegeben ist, ist der für ALT CK erforderliche Steuerkurs derselbe wie
für den Schlüssel.
BAD pRIGINAL
cöpy
ο °;* jz * * „ '
.Ι.ι'.'.ΌΟ 334Λ652
Wie oben angegeben, ist in dem Logikdiagramm von Fig. 1 der
Mechanismus zur Modifizierung der Warn-Betriebsarten als eine Funktion der Flugzeugposition gezeigt. Um dies zu erreichen, ist
eine Bedingungs-Logikeinheit 52 vorgesehen, die eine Höhenprüf-Logikstufe
54 und eine Schlüssel-Logikstufe 56 umfaßt. Mit der Bedingungs-Logikeinheit 52 ist eine Speichereinheit 58
betriebsmäßig verbunden, die Information in bezug auf verschiedene
Warnpositionen speichert, bei denen es erwünscht ist,
die Warnhüllkurven zu modifizieren. Ferner umfaßt das System von
Fig« 1 eine Positionssuch-Logikeinheit 60, die mit der Speichereinheit 58 über eine Leitung 62 betriebsmäßig gekoppelt ist.
Die Hauptaufgabe der Positionssuch-Logikeinheit besteht darin, den Speicher nach Warnpositionen oder HöhenprüfPositionen
abzusuchen und diese Information mit der Ist-Position des Flugzeugs hinsichtlich geografischer Breite und Länge, die vom
Datenbus 10 über die Leitungen 34 und 36 übertragen wird, zu vergleichen. Ferner umfaßt das System von Fig. 1 eine Datenübertragungseinheit
64, die zur Übertragung von Warn-Änderungsinformation von der Speichereinheit 58 über eine Leitung
und eine Leitung 68 zur Warnlogikeinheit 24 dient. Wach Fig. 1 umfaßt die Speichereinheit 58 zwei Hauptgruppen von
Aufzeichnungen: eine Gruppe von Höhenprüfpositions-Aufzeichnungen
74 und eine Gruppe von Warnpositions-Aufzeichnungen 72. In der ersten Stelle der Höhenprüfpositions-Aufzeichnungen sind die
Breiten- und Längen-Begrenzungen des Bereichs gespeichert, in dem die Momentaufnahme oder Höhenprüfung vorgenommen wird. In einem
zweiten Aufzeichnungsbereich 76 ist erforderlichenfalls die
Minimum-Funkhöhe zur Durchführung der Momentaufnahme-Routine gespeichert. Höhenprüfinformation ist in einem dritten Aufzeichnungsbereich
78 gespeichert und umfaßt die durchschnittliche Höhe des Terrains 80 und die Maximalabweichung von dieser
Terrainhöhe im Bereich 82. Ferner ,ist in der Höhenprüfaufzeichnung
70 ein Maß 84 für den erforderlichen Steuerkurs des Flugzeugs, die Bahnhöhe 86 der Start-/Landebahn für die der
Höhenprüfposition 74 zugeordnete Warnposition und die Höchstzeit
BAD ORIGINAL
COPY ".
COPY ".
RB qonpoiehert, die das Flugzeug benötigen sollte, um von dor
Flöhenpr'üf pos i l: ion 74 zu der zugehörigen Warnposition 90 zu
f1iegcn.
In der Gruppe von Warnpositions-Aufzeichnungen 72 im Speicher
sind in der Position 90 in Form der geografischen Breite und Länge die Grenzen des Warnbereichs bzw. der Warnposition, in
denen die Warnhüllkurven zu ändern oder zu modifizieren sind, gespeichert. Ferner umfaßt die Warnpositions-Aufzeichnung 72 die
verschiedenen Arten von Flugparametern, die von der Schlüs- :3el-Logikstufe 56 zu verwenden sind, um zu bestimmen, ob die
Warnlogikstufe modifiziert werden sollte. Diese Daten umfassen die zulässige Gleitbahn-Abweichung 92, die Landekurssender-Abweichung
94, den Steuerkurs 96, die Richtung des Landebahnverlaufs 98, die niedrigste korrigierte Höhe 100, ein Kennzeichen
102,das anzeigt, daß die Höhenprüfung vor Eintritt in die
Warnposition durchgeführt worden sein sollte, die Landebahnhöhe 104 für die Warnposition und die Warnänderungsinformation 106,
die an die Warnlogik 24 dann zu übertragen ist, wenn sich das Flugzeug in der Warnposition befindet und die verschiedenen
Schlüssel-Flugparameter zu den Ist-Flugparametern des Flugzeugs passen. - ύ
Wenn im Betrieb die Suchlogik 60 anzeigt, daß sich das Flugzeug
in einer der Höhenprüfpositionen entsprechend einer der Aufzeichnungen 74 befindet, wird ein logisches Signal auf Leitung
108 zu der Höhenprüflogik 54 übertragen. Zu diesem Zeitpunkt wird der Momentaufnahme-Vorgang ausgelöst, wobei die Funkhöhe des
Flugzeugs, die über Leitung 14 übertragen w^ird, von der korrigierten
Höhe, die über Leitung 46 übertragen wird, in einem Summierglied 110 subtrahiert wird. Der Ausgang des Summierglieds
110 auf Leitung 112 liefert ein Maß für die Höhe des Terrains, das von dem Flugzeug überflogen wird. Wenn'^jedoch die korrigierte
Flöhe in QFE angegeben ist, wird auf Leitung 50 ein Logiksignal übertragen, so daß ein Schalter 114 einen Höhenprüfvergleicher
116 mit einem zweiten Summierglied 118 koppelt. Ein zweiter
Eingang zum Summierglied 118 ist ein Signal auf Leitung 120, das die Landebahnhöhe 86, die der Höhenprüfposition zugeordnet ist,
ORIGINAL | • | Ί | |
GOPY | |||
BAD | |||
i. ,; | o | ||
bezeichnet. Tn diesem Fall bezeichnet der Eingang zum Höhenprüfvergleicher
116 auf Leitung 122 die effektive Höhe des Terrains, gemessen in QFE. Falls die korrigierte Höhe in QNH-Einheiten
vorliegt, wird durch das Logiksignal auf Leitung 50 der Schalter 114 die Leitung 112 mit dem Vergleicher 116 verbinden,
so daß dem Höhenprüfvergleicher 116 der Wert der Terrainhöhe über
dem Meeresspiegel zugeführt wird. Um Zuverlässigkeit sicherzustellen, macht der Höhenprüfvergleicher 116 drei Momentaufnahme-Ablesungen
des effektiven Terrainhöhensignals 122 und mittelt sie. Der Höhenprüfvergleicher 116 hat die Funktion, den
Wert der Terrainhöhe, der über Leitung 122 empfangen wird, mit dem Wert der Höhe des Terrains 80 aus den Höhenprüfaufzeichnungen
70 zusammen mit der hochstzulässigen Abweichung dieser Höhenmessung
82 zu vergleichen, so daß eine Anzeige der statistischen Sicherheit des korrigierten Höhensignals 46 erzeugt wird. Da das
Signal 46 von der manuellen Eingabe des korrigierten Luftdrucks durch den Piloten abhängt, unterliegt dieses Signal einem
erheblichen Fehler. Wenn das korrigierte Höhensignal auf Leitung 46 innerhalb der durch die Höhenprüfdaten 78 definierten Grenzen
liegt, erzeugt der Höhenprüfvergleicher 116 ein positives logisches Signal auf Leitung 124.
Ferner umfaßt die Höhenprüflogik 54 einen Funkhöhenvergleicher
132 und einen Steuerkursvergleicher 134. Der Funkhöhenvergleicher 132 empfängt das Funkhöhensignal des Flugzeugs über Leitung 14
und vergleicht es mit einem Funkhöhen-Minimalwert, der über Leitung 136 von der Höhenprüfaufzeichnung 70, insbesondere dem
Speicherplatz 76, empfangen wird. Wenn die Funkhöhe des Flugzeugs
größer als die Minimal-Funkhöhe gemäß der Aufzeichnung 76 ist, wird der Leitung 138 vom Funkhöhenvergleicher 132 ein positives
logisches Signal zugeführt. Der Steuerkursvergleicher hat eine ähnliche Funktion, wobei der Ist-Steuerkurs des Flugzeugs, der
über Leitung 42 eingegeben wird, ,mit dem Soll-Steuerkurs aus der Aufzeichnung 84 über Leitung 140 verglichen wird. Wenn der
Ist-Steuerkurs des Flugzeugs innerhalb der Grenzen gemäß der Aufzeichnung 84 liegt, wird der Leitung 142 ein positives
logisches Signal zugeführt. Mit den Logikleitungen 124, 130, und 142 ist ein UND-Glied 144 gekoppelt, das auf der Ausgangs-
BÄÖ'ORIGINAL
leitung 146 ein logisches Signal erzeugt, wenn jede dieser
Leitungen ein positives logisches Signal führt, was bedeutet, daß
eine gültige Höhenprüfung durchgeführt worden ist. Dieses Signal
wird dann zur Einstellung eines Höhenprüf-Halteglieds 148 an dieses geführt.
Das Signal auf Leitung 146 aktiviert ferner eine Zeitgeberlogik 126, die als einen Eingang auf Leitung 128 das Maß der Höchstbzw.
Maximalzeit aus der Aufzeichnung 88, innerhalb welcher das Flugzeug die Warnposition von der Höhenprüfposition erreichen
muß, nutzt. Die Zeitgeberlogik 126 empfängt weiter einen logischen Eingang von der Schlüssel-Logikstufe 56 auf Leitung
188. Im Betrieb vergleicht die Zeitgeberlogik 126 die Zeit gemäß der Aufzeichnung 88 mit der Zeit, zu der das Signal auf Leitung
146 anzeigt, daß eine gültige Höhenprüfung durchgeführt wurde. Der Ausgang der Zeitgeberlogik auf Leitung 130 zeigt an, daß die
Ist-Zeit zwischen der gültigen Höhenprüfung und die Erfüllung der Schlüssellogik-Bedingungen die in der Aufzeichnung 88 gespeicherte
Zeit überschritten hat. Wenn diese Zeit überschritten wurde, erfolgt ein Rücksetzen des Höhenprüf-Halteglieds 148 durch
das logische Signal auf Leitung 130.
Wenn die Positionssuch-Logik 60 entschieden hat, daß sich das flugzeug in einer der Warnpositionen entsprechend den Aufzeichnungen
90 im Speicher 58 befindet, löst ein logisches Signal auf Leitung 150 die Operation der Schlüssel-Logikstufe 56 der
Bedingungslogik 52 aus. Die Schlüssel-Logikstufe 56 umfaßt fünf Vergleicher, nämlich einen Gleitbahnvergleicher 152, einen
Landekurssender-Vergleicher .154, einen Steuerkursvergleicher 156, einen Bahnverlaufsvergleicher 158 und einen Korrigierte-Höhe-Vergleicher
160. Die Funktionsweise dieser Vergleicher ist jeweils gleichartig, da der Gleitbahnvergleicher 152 das
Gleitbahnsignal des Flugzeugs auf Leitung 38 mit der erforderlichen
Gleitbahnabweichung aus der·Warnpositions-Aufzeichnung
92 auf Leitung 162 vergleicht. Wenn ein Gleitbahnvergleich erforderlich ist und innerhalb der Grenzwerte liegt, wird auf
Leitung 164 von dem Gleitbahnvergleicher 152 ein positives logisches Signal erzeugt. Ebenso vergleicht der Landekurs-
COPY BAD ORIGINAL
sender-Vergleicher 154 das Landekurssender-Signal 40 mit einem in
der Aufzeichnung 94 gespeicherten und auf Leitung 165 anliegenden Wert ρ und Leitung 166 erhält ein positives logisches Signal, wenn
ein Landeskurssender-Vergleich verlangt wird und innerhalb der erwünschten Grenzen liegt. Der Steuerkursvergleicher 156 funktioniert
in ähnlicher Weise, indem er den Ist-Steuerkurs auf Leitung 42 mit dem aus der Aufzeichnung 96 über die Leitung 168
zum Vergleicher 156 übertragenen Soll-Steuerkurs vergleicht und ein positives logisches Signal auf Leitung 170 erzeugt, wenn der
Steuerkurs innerhalb zulässiger Grenzen liegt. Der Bahnverlauf svergleicher 158 funktioniert ähnlich, indem er das Bahnverlauf
ssignal auf Leitung 44 mit dem in der Aufzeichnung 98 gespeicherten und über Leitung 172 zu ihm übertragenen Bahnverlauf
vergleicht. Wenn der in den ILS-Empfänger eingegebene Bahnverlauf das korrekte Signal auf Leitung 44 erzeugt, so daß es
mit dem in der Aufzeichnung 98 gespeicherten Verlauf übereinstimmt,
wird auf Leitung 174 ein positives Signal erzeugt. Ein weiteres Element der Schlüssel-Logikstufe 56 ist der Korrigierte-Höhe-Vergleicher
160, der auf Leitung 175 ein logisches Signal erzeugt, wenn die korrigierte Höhe des Flugzeugs auf
Leitung 46 die korrigierte Mindesthöhe aus der Aufzeichnung 100, die dem Vergleicher 160 auf Leitung 176 zugeführt wird, überschreitet.
Ferner ist zu beachten, daß der Korrigierte-Höhe-Vergleicher 160 auch das logische QNH/QFE-Signal auf Leitung 50
zusammen mit der Landebahnhöhe aus der Aufzeichnung 104 auf Leitung 178 empfängt, so daß, wenn die korrigierte Höhe in
QFE-Einheiten gemessen wird, das richtige Ergebnis vom Vergleicher
160 erzielt wird. Zusammen mit den Ausgängen von den vorgenannten fünf Vergleichern 152, 154; 156, 158 und 160
empfängt das UND-Glied 180 einen logischen Eingang von der Höhenprüfkennzeichen-Logik 182 auf Leitung 184. Die Höhenprüfkennzeichen-Logik
182 empfängt als einen Eingang ein Signal auf Leitung 185 von dem Höhenprüf-Halteglied 148 und einen
zweiten Eingang von der Kennzeichenaufzeichnung 102 auf Leitung 186, das angibt, ob eine Momentaufnahme oder eine Höhenprüfung
erfolgen soll, bevor das Flugzeug in die Warnposition eintritt. Wenn dies entsprechend dem Kennzeichen aus der Aufzeichnung 102
über Leitung 186 verlangt wurde, und wenn das Höhenprüf-Hal-
BAD ORIGINAL
•■•copy
teqlied 148 gesetzt ist:, was bedeutet, daß einp>
Höhenprüfung innerhalb der zulässigen Zeit gemäß Aufzeichnung 88 durchgeführt wurde, wird über Leitung 184 ein positives Signal an den Eingang
des UND-Glieds 180 gelegt. Wenn sämtliche positiven Eingänge zum UND-Glied 180 anzeigen, daß die Bedingungen für den Schlüssel
erfüllt sind, wird über Leitung 188 zur Datenübertragungseinheit 64 ein logisches Signal übertragen, das die Übertragung der
geeigneten Daten aus der Aufzeichnung 106 zur Warnlogik 24 veranlaßt, was in der entsprechenden Modifizierung der Warnlogik,
die in der Warnlogikeinheit 24 enthalten ist, resultiert. Ein Niedrigpegel-Signal auf Leitung 188 inhibiert in wirksamer Weise
die Modifizierung"der Warnlogik.
Die Fig. 3-5 zeigen die Funktionsweise des Bodennähewarnsystems
unter Änderung der Warnhüllkurven, wie vorstehend erläutert wurde. Bei dem Flugbahnprofil für Hot Springs, Virginia, RWY 24
in Fig. 3, ist die ILS-Flugbahn durch die Kurve 202 bezeichnet.
Die Landebahn ist mit 204 bezeichnet, wobei das HEZ durch die. Strichlinie 206 bezeichnet ist. Der schraffierte Bereich 208
unter der Flugbahn 200 bezeichnet den Bereich erhöhter Gleitbahnwarnung, der dem Flugzeug zur Verfugung steht, indem die
Mindesthöhe zur Aktivierung einer Gleitbahnwarnung von 1000' auf
2000' erhöht wird.
Fig. 4 zeigt die Flugbahn zum RWY 26R in Ontario, Calif., wobei die Flugbahn mit 210 und die Landebahn mit 212 bezeichnet ist.
Das Terrain ist durch die Vollinie 214 bezeichnet, und ein Beispiel für sehr gefährliches Terrain, wenn sich das Flugzeug
etwas links der mittleren Anfluglinie befindet,■ist durch die
Strichlinien 216 bezeichnet. Die Modifizierung der Modus-2-Hüllkurve
ist durch den schraffierten Bereich 218 bezeichnet, wobei Modus 2A auf 947' AGL begrenzt ist. Der Bereich, in dem die
FJöhenprüfung oder'die Funkhöhen-Momentaufnahme erfolgt, ist durch
die Strichlinien im Abschnitt 219 bezeichnet.
Fig. 5 zeigt die Modifizierung der Modus-2A-Hüllkurve für RWY 26
in Victoria, Britisch Columbien, im Fall einer Flugbahn nach dem Start. Die Flugzeug-Flugbahn nach dem Verlassen der Startbahn
,p.AD ORIGINAL COPY
ist durch die Linien 222 bezeichnet. Das Terrain unter der Start-Flugbahn ist mit 224 bezeichnet. Die Modifizierung der
Modus-2A-Warnhüllkurve ist durch die Strichlinien bezeichnet, wenn sich das Flugzeug auf einer Höhe von wenigstens 3500'
korrigierte Höhe entsprechend Kurve 228 befindet, was mehr als 1000' über der bei 230 gezeigten Bergspitze liegt.
Es ist zu beachten, daß bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel das Logikdiagramm von Fig. 1 durch Verwendung eines Mikroprozessors
implementiert wird, wobei die im Speicher 58 gespeicherte Information in digitaler Form entweder in einem KAM
oder einem ROM gespeichert ist.
BAD ORIGINAL
Leerseite
copy
Claims (1)
- AnsprücheBodennähewarnsystem für Flugzeuge,, ekennzeichnet durch eine Signalquelle (10) für Signale, die Flugparameter des Flugzeugs bezeichnen;eine Warnlogik (24), die mit der Flugparameter-Signalquelle (.10) betriebsmäßig verbunden ist, die Flugparameter-Signaleζ -vergleicht und ein Warnsignal aufgrund vorbestimmter Beziehungen zwischen ausgewählten Flugparameter-Signalen erzeugt?- eine Lagesignalquelle für Signale, die die Flugzeuglage bezeichnen; undeine Bedingungslogik (52), die mit der Warnlogik und der Lagesignalquelle betriebsmäßig verbunden ist und die vorbestimmten Beziehungen ändert, wenn sich das Flugzeug in einer vorbestimmten Warnposition befindet.2ο Bodennähewarnsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,daß die Bedingungslogik (52)- eine Schlüssel-Logikstufe (56), die wenigstens eines der Flugparameter-Signale mit einem vorbestimmten Wert vergleicht, wenn sich das Flugzeug in einer der572-BO1326-SchöCOPY BAD ORIGINALvorbestimmten Warnpositionen befindet, sowie ein Glied aufweist, das ein Sperrsignal erzeugt, das die Änderung der vorbestimmten Beziehungen inhibiert, wenn das verglichene Flugparameter-Signal nicht innerhalb bestimmter Grenzen des vorbestimmten Werts liegt.3. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,daß die Flugparameter-Signalquelle ein Funkhöhensignal (14) und ein auf den Luftdruck bezogenes Höhensignal(16) aufweist und daß die Bedingungslogik (52) eine Höhenprüf-Logikstufe (54) enthält,die auf das Funkhöhensignal und die Lagesignale anspricht und ein logisches Höhenprüfsignal erzeugt, das die statistische Sicherheit des auf den Luftdruck bezogenen Höhensignals bei einer bestimmten Höhenprüflage bezeichnet.4. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet,daß die Höhenprüf-Logikstufe (54) ein Glied (110) aufweist, das das Funkhöhensignal (14) mit dem Druckhöhensignal (16) logisch verknüpft unter Erzeugung eines Signals, das die Höhe des Bodens innerhalb des Höhenprüfbereichs bezeichnet.5. Bodennähewarnsystem nach nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet,daß die Bedingungslogik (52) ein Glied (180) aufweist, das die Änderungen der vorbestimmten Beziehung inhibiert, wenn das Höhensignal nicht innerhalb vorbestimmter Grenzen liegt.6. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet,daß die Höhenprüf-Logikstufe (54) ein Glied (126) aufweist, das ein Zeitsignal erzeugt, welches die Flugzeiz zwischen der Höhenprüflage und der vorbestimmten Warnposition bezeichnet.7. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet,, COPY , BAD ORIGINALdaß die Bedingungsloqik (52) ein auf das Zeitsignal ansprechendes Glied (148) aufweist, das die Änderung der vorbestimmten Beziehungen inhibiert, wenn das Zeitsignal einen vorbestimmten Wert überschreitet.8.· Bodennahewarnsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet,daß die Flugparameter-Signalquelle ein Gleitbahnabweichungs-Signal umfaßt und daß das Sperrsignal erzeugt wird, wenn das Gleitbahnabweichungs-Signal einen vorbestimmten Gleitbahnabweichungswert überschreitet, wenn sich das Flugzeug in der vorbestimmten Warnposition befindet.9. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, "daß die Flugparameter-Signalquelle ein Landekurssender-Abweichungssignal umfaßt und daß das Sperrsignal erzeugt wird, wenn das Landekurssender-Abweichungssignal vorbestimmte Grenzwerte überschreitet, wenn sich das Flugzeug in der vorbestimmten Warnposition befindet.10. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet,daß die Flugparameter-Signalquelle ein Steuerkurssignal umfaßt und daß das Sperrsignal erzeugt wird, wenn das Steuerkurssignal von einem vorbestimmten Steuerkurs um einen vorbestimmten Betrag abweicht, wenn sich das Flugzeug in der vorbestimmten Warnposition befindet.11. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet,daß die Flugparameter-Signalquelle ein Kurssignal umfaßt und daß das Sperrsignal erzeugt wird, wen'n das Kurssignal von einem vorbestimmten Kurs um einen vorbestimmten Betrag abweicht, wenn sich das Flugzeug in der vorbestimmten Warnposition befindet.12. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet,BAD ORIGINAL
. : COPY::-:· : :λ :..:~: 3 3 A A 6 5 2daß die Flugparameter-Signalquelle ein korrigiertes Höhensignal umfaßt und daß das Sperrsignal erzeugt wird, wenn das korrigierte Höhensignal unter einem vorbestimmten Wert liegt, wenn sich das Flugzeug in der vorbestimmten Warnposition befindet.13. Bodennähewarnsystem für Flugzeuge,
gekennzeichnet durcheine Funkhöhen-Signalquelle;
eine Druckhöhen-Signalquelle;
eine Gleitbahnabweichungs-Signalquelle; eine Quelle für Lagesignale, die die Flugzeugposition bezeichnen;eine Warnlogik (24), die mit der Funkhöhen-, der Druckhöhen-und der Gleitbahnabweichungs-Signalquelle betriebsmäßig verbunden ist und aufgrund vorbestimmter Beziehungen zwischen den Funkhöhen-, Druckhöhen- und Gleitbahnabweichungs-Signalen ein Warnsignal erzeugt; undeine Bedingungslogik (52), die mit der Warnlogik (24) und der Lagesignalquelle betriebsmäßig verbunden ist und eine oder mehrere der vorbestimmten Beziehungen ändert, wenn sich das Flugzeug in einer vorbestimmten Warnposition befindet.14. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch- eine Quelle für Landekurssenderabweichungs-Signale;- eine Quelle für Steuerkurssignale; undeine in der Bedingungslogik (52) enthaltene Schlüssel-Logikstufe (56), die mit der Landekurssender-, der Gleitbahn- und der Steuerkurs-Signalquelle betriebsmäßig verbunden ist und ein Sperrsignal erzeugt, das die Änderung der vorbestimmten Beziehungen inhibiert, wenn eines oder mehrere der Landekurssender-, Gleitbahn- bzw. Steuerkurs-Signale nicht innerhalb bestimmter Grenzen vorbestimmter Werte für diese Signale liegt.BAD. ORIGINAL
CQPY15= Bodennähewarnsystem nach Anspruch 14, gekennzeichnet durcheinen Speicher (58), in dem ein Satz der vorbestimmten Signalwerte für jede der vorbestimmten Warnpositionen gespeichert ist ο16. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 15, gekennzeichnet durcheine Quelle für korrigierte Höhensignale, wobei die Schlüssel-Logikstufe (56) aufgrund des korrigierten Höhensignals das Sperrsignal erzeugt, wenn sich das Flugzeug unter einer vorbestimmten korrigierten Höhe befindet.17ο Bodennähewarnsystem nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet,daß die Bedingungslogik (52) zusätzlich eine Höhenprüf-Logikstufe(54) aufweist, die das korrigierte Höhensignal prüft.18. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet,daß die Höhenprüf-Logikstufe (54) ein Glied (110) aufweist, das aufgrund des Funkhöhensignals und des korrigierten Höhensignals ein die Höhe des Terrains bezeichnendes Signal erzeugt.19« Bodennähewarnsystem nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet,daß die Höhenprüf-Logikstufe (54) einen Vergleicher (116) aufweist, der das Terrainhöhensignal mit einem vorbestimmten Terrainhöhenwert vergleicht, und ferner ein Glied (144) aufweist, das die Erzeugung des Sperrsignals bewirkt, wenn das Terrainhöhensignal nicht innerhalb bestimmter Grenzen des vorbestimmten Terrainhöhenwerts liegt-,20. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet,BAD ORIGINAL COPYdaß die Höhenprüf-Logikstufe (54) aufgrund des Lagesignals das korrigierte Höhensignal hinsichtlich einer vorbestimmten Prüfposition prüft.21. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet,daß die Höhenprüf-Logikstufe (54) einen Vergleicher (132) aufweist, der das Funkhöhensignal mit einer vorbestimmten Höhe vergleicht und das Sperrsignal erzeugt, wenn das Funkhöhensignal unter der vorbestimmten Höhe liegt.22. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet,daß die Höhenprüf-Logikstufe (54) ein Glied (144) aufweist, das das Sperrsignal erzeugt, wenn das Steuerkurssignal nicht innerhalb bestimmter Grenzen eines vorbestimmten Steuerkurssignals in der vorbestimmten Prüfposition liegt.23. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 18, gekennzeichnet durcheine Quelle für logische QNH/QFE-Signale sowie eine Quelle für Landebahnhöhen-Signale, wobei die Höhenprüf-Logikstufe (54) ein Glied (118) aufweist, das das Landebahnhöhen-Signal von dem Terrainhöhensignal subtrahiert.24. Bodennähewarnsystem nach nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet,daß die Bedingungslogik (52) ein Zeitgeberglied (126) aufweist, das effektiv die Zeit zwischen der vorbestimmten Prüflage und der vorbestiinmter Warnposition mißt und das Sperrsignal erzeugt, wenn die Zeit eine vorbestimmte Länge überschreitet.25. Höhenprüfsystem für Flugzeuge, gekennzeichnet durch eine Quelle von die Druckhöhe des Flugzeugs bezeichnenden Signalen;eine Funkhöhensignal-Quelle;BAD QRiGINAt COPYein Verknüpfungsglied (110), das das Funkhöhensignal von dem Druckhöhensignal subtrahiert unter Erzeugung eines Terrainhöhensignals; undeinen Vergleicher (116), der mit dem Verknüpfungsglied (110) betriebsmäßig gekoppelt ist und das Terrainhöhensignal mit einer vorbestimmten Terrainhöhe vergleicht.26. Höhenprüfsystem nach Anspruch 25,dadurch gekennzeichnet,daß das Druckhöhensignal die korrigierte Druckhöhe bezeichnet.27= Höhenprüfsystem nach Anspruch 25,gekennzeichnet durcheine Lagebestimmungseinheit, die das Verknüpfungsglied (118) und den Vergleicher (116) aktiviert, wenn sich das Flugzeug in einer vorbestimmten Prüfposition befindet.28ο Höhenprüfsystem nach Anspruch 27,
gekennzeichnet durcheine Quelle von logischen QNH/QFE-Signalen und eines die Landebahnhöhe für eine der vorbestimmten Prüflage zugeordnete Landebahn bezeichnenden Signals, wobei das Verknüpfungsglied (118) das Landebahnhöhensignal von dem Terrainhöhensignal subtrahiert, wenn das logische QNF/QFE-Signal anzeigt, daß das korrigierte Höhensignal die Druckhöhe über der Landebahn bezeichnet.29. Höhenprüfsystem nach Anspruch 25,
dadurch gekennzeichnet,daß das Verknüpfungsglied so ausgelegt ist, daß es wenigstens drei aufeinanderfolgende Terrainhöhensignale mittelt, bevor das gemittelte Terrainhöhensignal mit dem vorbestimmten Terrainhöhensignal verglichen wird.BAD ORIGINALCOPY
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/448,862 US4567483A (en) | 1982-12-10 | 1982-12-10 | Position based ground proximity warning system for aircraft |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3344652A1 true DE3344652A1 (de) | 1984-06-14 |
DE3344652C2 DE3344652C2 (de) | 1988-07-21 |
Family
ID=23781944
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19833344652 Granted DE3344652A1 (de) | 1982-12-10 | 1983-12-09 | Positionsbezogenes bodennaehewarnsystem fuer flugzeuge |
Country Status (15)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4567483A (de) |
JP (1) | JPS59109496A (de) |
AU (1) | AU545293B2 (de) |
BE (1) | BE898421A (de) |
CA (1) | CA1218442A (de) |
CH (1) | CH658320A5 (de) |
DE (1) | DE3344652A1 (de) |
FI (1) | FI834492A (de) |
FR (1) | FR2537718B1 (de) |
GB (2) | GB2133366B (de) |
GR (1) | GR79474B (de) |
IT (1) | IT1212903B (de) |
NL (1) | NL8304226A (de) |
NZ (1) | NZ206356A (de) |
SE (1) | SE8306655L (de) |
Families Citing this family (71)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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 |
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 |
IL75701A0 (en) * | 1984-07-18 | 1985-11-29 | Sundstrand Data Control | Ground proximity warning system for aircraft |
CA1243118A (en) * | 1985-02-22 | 1988-10-11 | Michael M. Grove | Aircraft terrain closure warning system with descent rate based envelope modification |
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 |
US4760396A (en) * | 1986-07-11 | 1988-07-26 | Merit Technology Incorporated | Apparatus and method for adjusting set clearance altitude in a terrain following radar system |
US4849756A (en) * | 1986-07-15 | 1989-07-18 | Sundstrand Data Control, Inc. | Ground proximity warning system terrain classification system |
US4857923A (en) * | 1986-07-15 | 1989-08-15 | Sundstrand Data Control, Inc. | Ground proximity warning system for an excessive descent rate over undulating terrain |
JPS63153124U (de) * | 1987-03-27 | 1988-10-07 | ||
US4905000A (en) * | 1987-04-03 | 1990-02-27 | Sundstrand Data Control, Inc. | Reactive windshear warning instrument |
US4914436A (en) * | 1987-04-06 | 1990-04-03 | Sundstrand Data Control, Inc. | Ground proximity approach warning system without landing flap input |
EP0316471B1 (de) * | 1987-11-17 | 1993-07-28 | LITEF GmbH | Verfahren zur Erhöhung der Fehlererkennung bei der Geschwindigkeitsmessung von Fluggeräten mittels Doppler-Radar |
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 |
US5410317A (en) * | 1993-04-06 | 1995-04-25 | Alliedsignal Inc. | Terrain clearance generator |
FR2717934B1 (fr) * | 1994-03-22 | 1996-04-26 | Sextant Avionique | Dispositif d'évitement de collisions pour aéronef notamment avec le sol par contrôle de pente d'approche. |
US5663732A (en) * | 1995-05-25 | 1997-09-02 | Honeywell Inc. | Integrity monitoring method and apparatus for GPS and DGPS receivers |
US6092009A (en) | 1995-07-31 | 2000-07-18 | Alliedsignal | Aircraft terrain information system |
US6138060A (en) * | 1995-07-31 | 2000-10-24 | Alliedsignal Inc. | Terrain awareness system |
US6691004B2 (en) | 1995-07-31 | 2004-02-10 | Honeywell International, Inc. | Method for determining a currently obtainable climb gradient of an aircraft |
US6292721B1 (en) | 1995-07-31 | 2001-09-18 | Allied Signal Inc. | Premature descent into terrain visual awareness enhancement to EGPWS |
US6606034B1 (en) * | 1995-07-31 | 2003-08-12 | Honeywell International Inc. | Terrain awareness system |
US5839080B1 (en) * | 1995-07-31 | 2000-10-17 | Allied Signal 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 |
US5828332A (en) * | 1996-03-11 | 1998-10-27 | Imaging Accessories, Inc. | Automatic horizontal and vertical scanning radar with terrain display |
US5781146A (en) * | 1996-03-11 | 1998-07-14 | Imaging Accessories, Inc. | Automatic horizontal and vertical scanning radar with terrain display |
FR2747492B1 (fr) * | 1996-04-15 | 1998-06-05 | Dassault Electronique | Dispositif d'anti-collision terrain pour aeronef avec prediction de virage |
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 |
FR2783912B1 (fr) * | 1998-09-24 | 2001-01-12 | Dassault Electronique | Dispositif d'aide a l'atterissage, notamment pour l'inhibition d'alerte anti-collision sol |
ATE269572T1 (de) | 1998-10-16 | 2004-07-15 | Universal Avionics Sys Corp | Warnungsverfahren und -system für flugpläne |
US6477449B1 (en) | 1999-02-01 | 2002-11-05 | Honeywell International Inc. | Methods, apparatus and computer program products for determining a corrected distance between an aircraft and 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 |
US6380870B1 (en) | 1999-02-01 | 2002-04-30 | Honeywell International, Inc. | Apparatus, methods, and computer program products for determining a look ahead distance value for high speed flight |
WO2000048159A2 (en) | 1999-02-01 | 2000-08-17 | Honeywell International Inc. | Apparatus, methods and computer program product for the generation and use of a runway field clearance floor envelope about a selected runway |
US6707394B2 (en) | 1999-02-01 | 2004-03-16 | Honeywell, Inc. | Apparatus, method, and computer program product for generating terrain clearance floor envelopes about a selected runway |
US6785594B1 (en) * | 1999-03-25 | 2004-08-31 | Honeywell International Inc. | Ground proximity warning system and method having a reduced set of input parameters |
US6469664B1 (en) | 1999-10-05 | 2002-10-22 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus, and computer program products for alerting surface vessels to hazardous conditions |
US6734808B1 (en) | 1999-10-05 | 2004-05-11 | Honeywell International Inc. | Method, apparatus and computer program products for alerting submersible vessels to hazardous conditions |
ATE261131T1 (de) * | 1999-10-05 | 2004-03-15 | Honeywell Int Inc | Vorrichtung und verfahren zur überprüfung der wahrscheinlichkeit eines funkhöhenmessers |
SE515860C2 (sv) * | 2000-02-14 | 2001-10-22 | Saab Dynamics Ab | Anläggning samt förfarande för navigering av en farkost |
US6700482B2 (en) | 2000-09-29 | 2004-03-02 | Honeywell International Inc. | Alerting and notification system |
US6253147B1 (en) * | 2000-10-04 | 2001-06-26 | Caleb Technologies Corp. | Real time tertiary operation for resolving irregularities in aircraft operations |
KR100819370B1 (ko) * | 2000-10-10 | 2008-04-07 | 샌델 애비아닉스 엘엘씨 | 지형 인식 및 경고 시스템의 오류 경고 감소 및 착륙 접근항행을 위한 방법 및 장치 |
ATE338297T1 (de) * | 2001-01-24 | 2006-09-15 | Honeywell Int Inc | Veränderbares vorausschauendes offset und sub- offset für ein verbessertes warnsystem zur bodennäherung |
US6940427B2 (en) * | 2001-07-17 | 2005-09-06 | Honeywell International, Inc. | Pitch alerting angle for enhanced ground proximity warning system (EGPWS) |
US6567728B1 (en) * | 2001-08-08 | 2003-05-20 | Rockwell Collins, Inc. | Terrain awareness system having nuisance alarm filter for use during approach |
US6484072B1 (en) | 2001-09-28 | 2002-11-19 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Embedded terrain awareness warning system for aircraft |
US20030125045A1 (en) * | 2001-12-27 | 2003-07-03 | Riley Wyatt Thomas | Creating and using base station almanac information in a wireless communication system having a position location capability |
FR2848661B1 (fr) * | 2002-12-13 | 2005-03-04 | Thales Sa | Equipement anticollision terrain embarque a bord d'aeronef avec aide au retour en vol normal |
US7123928B2 (en) | 2003-07-21 | 2006-10-17 | Qualcomm Incorporated | Method and apparatus for creating and using a base station almanac for position determination |
US6980892B1 (en) | 2003-11-18 | 2005-12-27 | Garmin International, Inc. | Avionics system and method for providing altitude alerts during final landing approach |
FR2864270B1 (fr) * | 2003-12-19 | 2006-02-24 | Thales Sa | Dispositif avance d'anti-collision terrain |
US9137771B2 (en) * | 2004-04-02 | 2015-09-15 | Qualcomm Incorporated | Methods and apparatuses for beacon assisted position determination systems |
US7693618B2 (en) * | 2006-05-16 | 2010-04-06 | Honeywell International Inc. | System for monitoring RNP for safe terrain clearance |
US20090189787A1 (en) * | 2008-01-30 | 2009-07-30 | Honeywell International Inc. | System and method for generating an altimeter mis-set alert on a primary flight display |
US8478228B2 (en) * | 2008-10-20 | 2013-07-02 | Qualcomm Incorporated | Mobile receiver with location services capability |
FR2938683B1 (fr) * | 2008-11-14 | 2012-06-15 | Airbus France | Procede et systeme d'evitement de terrain pour un aeronef |
US8600297B2 (en) * | 2009-07-28 | 2013-12-03 | Qualcomm Incorporated | Method and system for femto cell self-timing and self-locating |
US9261883B2 (en) * | 2010-05-07 | 2016-02-16 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for performing excessive negative pitch alert and for biasing a sink rate alert |
US9644990B2 (en) * | 2011-10-31 | 2017-05-09 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for adjusting sink rate alert envelope for special landing zones |
US20140067267A1 (en) * | 2012-08-31 | 2014-03-06 | Ge Aviation Systems Llc | Methods for determining suitable waypoint locations |
US10543932B2 (en) | 2014-04-22 | 2020-01-28 | Honeywell International Inc. | System and method for modulating premature descent protection envelope |
FR3036497B1 (fr) * | 2015-05-19 | 2017-06-16 | Airbus Operations Sas | Procede et systeme de gestion de donnees d'un radioaltimetre d'aeronef. |
US9646506B2 (en) | 2015-09-30 | 2017-05-09 | Honeywell International Inc. | Methods and apparatus for managing a premature descent envelope during descent of an aircraft |
AU2016420400B2 (en) | 2016-08-25 | 2020-10-29 | Intelligent Sciences Ltd. | Aircraft acoustic position and orientation detection method and apparatus |
US10175694B2 (en) | 2016-11-01 | 2019-01-08 | The Boeing Company | Flight control system with synthetic inertial localizer deviation and method of use |
US10089892B2 (en) | 2016-11-01 | 2018-10-02 | The Boeing Company | Flight control system with low-frequency instrument landing system localizer anomaly detection and method of use |
US10203693B2 (en) | 2016-11-01 | 2019-02-12 | The Boeing Company | Flight control system with synthetic inertial glideslope deviation and method of use |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4224669A (en) * | 1977-12-22 | 1980-09-23 | The Boeing Company | Minimum safe altitude monitoring, indication and warning system |
DE3044955A1 (de) * | 1980-01-04 | 1981-07-09 | Sundstrand Data Control, Inc., Redmond, Wash. | Flugzeug-bodennaehe-warnsystem |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1623498B1 (de) * | 1967-05-24 | 1971-12-16 | Ltc Electrosystems Inc | Verfahren und Vorrichtung zur Korrektur eines Lagebestimmungssystem eines sich bewegenden K¦rpers |
US3715718A (en) * | 1970-08-11 | 1973-02-06 | Sundstrand Data Control | Ground proximity warning system utilizing radio and barometric altimeter combination |
US3946358A (en) * | 1974-06-19 | 1976-03-23 | 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 |
US3922637A (en) * | 1974-10-03 | 1975-11-25 | Sundstrand Data Control | Aircraft landing approach 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 |
US3947808A (en) * | 1975-01-13 | 1976-03-30 | Sundstrand Data Control, Inc. | Excessive descent rate warning system for aircraft |
US3947810A (en) * | 1975-01-13 | 1976-03-30 | Sundstrand Data Control, Inc. | Negative climb rate after take-off warning system with predetermined loss of altitude inhibit |
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 |
US3934222A (en) * | 1975-04-02 | 1976-01-20 | Sundstrand Data Control, Inc. | Terrain closure warning system with climb inhibit and altitude gain measurement |
US3925751A (en) * | 1975-04-02 | 1975-12-09 | Sundstrand Data Control | Glide slope warning system with a variable warning rate |
US4030065A (en) * | 1976-07-19 | 1977-06-14 | Sundstrand Corporation | Terrain clearance warning system for aircraft |
US4060793A (en) * | 1976-07-19 | 1977-11-29 | Sundstrand Data Control, Inc. | Excessive sink rate warning system for aircraft |
US4215334A (en) * | 1978-02-09 | 1980-07-29 | Sundstrand Data Control, Inc. | Aircraft excessive descent rate warning system |
GB2043388B (en) * | 1979-02-09 | 1983-08-17 | Boeing Co | Minimum safe altitude monitoring indicating and warning system |
US4495483A (en) * | 1981-04-30 | 1985-01-22 | Sundstrand Corporation | Ground proximity warning system with time based mode switching |
US4431994A (en) * | 1981-05-06 | 1984-02-14 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Combined radar/barometric altimeter |
US4433323A (en) * | 1982-02-04 | 1984-02-21 | Sundstrand Data Control, Inc. | Ground proximity warning system with time and altitude based mode switching |
-
1982
- 1982-12-10 US US06/448,862 patent/US4567483A/en not_active Expired - Lifetime
-
1983
- 1983-11-22 NZ NZ206356A patent/NZ206356A/en unknown
- 1983-11-25 CA CA000442015A patent/CA1218442A/en not_active Expired
- 1983-11-30 AU AU21846/83A patent/AU545293B2/en not_active Ceased
- 1983-12-02 SE SE8306655A patent/SE8306655L/ not_active Application Discontinuation
- 1983-12-05 JP JP58228592A patent/JPS59109496A/ja active Pending
- 1983-12-06 CH CH6555/83A patent/CH658320A5/fr not_active IP Right Cessation
- 1983-12-07 IT IT8349459A patent/IT1212903B/it active
- 1983-12-07 NL NL8304226A patent/NL8304226A/nl not_active Application Discontinuation
- 1983-12-08 FI FI834492A patent/FI834492A/fi not_active Application Discontinuation
- 1983-12-08 GB GB08332759A patent/GB2133366B/en not_active Expired
- 1983-12-08 BE BE0/212020A patent/BE898421A/fr not_active IP Right Cessation
- 1983-12-09 GR GR73202A patent/GR79474B/el unknown
- 1983-12-09 FR FR8319739A patent/FR2537718B1/fr not_active Expired
- 1983-12-09 DE DE19833344652 patent/DE3344652A1/de active Granted
-
1986
- 1986-01-20 GB GB08601262A patent/GB2168303B/en not_active Expired
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4224669A (en) * | 1977-12-22 | 1980-09-23 | The Boeing Company | Minimum safe altitude monitoring, indication and warning system |
DE3044955A1 (de) * | 1980-01-04 | 1981-07-09 | Sundstrand Data Control, Inc., Redmond, Wash. | Flugzeug-bodennaehe-warnsystem |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3344652C2 (de) | 1988-07-21 |
FR2537718B1 (fr) | 1987-10-30 |
AU545293B2 (en) | 1985-07-11 |
FI834492A (fi) | 1984-06-11 |
GB2168303A (en) | 1986-06-18 |
IT1212903B (it) | 1989-11-30 |
FR2537718A1 (fr) | 1984-06-15 |
GB2168303B (en) | 1987-03-18 |
US4567483A (en) | 1986-01-28 |
FI834492A0 (fi) | 1983-12-08 |
GB2133366B (en) | 1987-03-18 |
JPS59109496A (ja) | 1984-06-25 |
SE8306655D0 (sv) | 1983-12-02 |
CH658320A5 (fr) | 1986-10-31 |
SE8306655L (sv) | 1984-06-11 |
NL8304226A (nl) | 1984-07-02 |
AU2184683A (en) | 1984-06-14 |
GB8332759D0 (en) | 1984-01-18 |
IT8349459A0 (it) | 1983-12-07 |
BE898421A (fr) | 1984-06-08 |
GB8601262D0 (en) | 1986-02-26 |
GR79474B (de) | 1984-10-30 |
NZ206356A (en) | 1987-01-23 |
GB2133366A (en) | 1984-07-25 |
CA1218442A (en) | 1987-02-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3344652C2 (de) | ||
DE69726595T2 (de) | Verfahren und vorrichtung für konforme landebahnausrichtung für eine head-up-anzeige | |
DE3152340C1 (de) | Verfahren und Anordnung zum Bestimmen der Positionen von Fahrzeugen mittels Satelliten | |
DE60224975T3 (de) | System zur Überwachung des Abstands zum Boden und zur Alarmierung des Piloten mit Datenübertragung (compass) | |
DE2540026C3 (de) | Bodennähe-Warnvorrichtung fur Flugzeuge | |
DE60037947T2 (de) | Unabhängig und vollständig überwachte extrapolierte navigation | |
EP0418558B1 (de) | Verfahren und Einrichtung zur Darstellung von Flugführungsinformation | |
DE60002835T2 (de) | Verfahren und vorrichtung zur erzeugung einer bodennäherungswarnung und computerprogramm zum kontrollierten verändern der basisbreite einer alarmhülle | |
DE602005005870T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Sollgeschwindigkeitsberechnung für ein Luftfahrzeug | |
DE60121200T2 (de) | Verfahren zur führung eines flugzeugs in einer formation | |
DE602004002257T2 (de) | Flugführungsverfahren eines Luftfahreugs in der Landeanflugphase und zugehörige Bodenstation | |
DE3417834A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur erzeugung eines warnsignals bei uebermaessiger sinkgeschwindigkeit eines drehfluegel-flugzeugs | |
CH652495A5 (de) | Warnvorrichtung zur anzeige der entfernung eines flugzeuges von der erdoberflaeche. | |
WO2021043505A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur ermittlung einer trajektorie eines fahrzeugs | |
DE3421441C2 (de) | ||
EP2381208B1 (de) | Verfahren zur Bestimmung von Positionsdaten eines Zielobjekts in einem Referenzsystem | |
DE3424957A1 (de) | Bodennaehewarnsystem fuer flugzeuge | |
WO2003088181A1 (de) | Sicherheittssystem für luftfahrzeuge | |
DE102015217371A1 (de) | Verfahren zum automatisierten Fahren mit Nutzung von Kartendaten | |
DE3417830A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zur erzeugung von warnsignalen bei uebermaessig grosser bodenannaeherung eines flugzeugs | |
DE102015119308B4 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Bereitstellen von Daten für eine Satellitennavigation-basierte automatische Landung an ein Flugzeug | |
DE1616530A1 (de) | Funksignalverstaerkungsfaktorregelung fuer Flugzeuge | |
DE602004000072T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Bestimmung von mindestens einer Angabe bezüglich der vertikalen Position eines Luftfahrzeuges | |
EP0273326A2 (de) | System zur Landehilfe für Flugzeuge mit eigenem Bordradar | |
DE19537923A1 (de) | Verfahren zur Erzeugung von Korrekturwerten für einen Nutzer eines Satelliten-Navigationssystems |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: SUNDSTRAND CORP. (N.D.GES.D. STAATES DELAWARE), RO |
|
8328 | Change in the person/name/address of the agent |
Free format text: BEETZ, R., DIPL.-ING. DR.-ING. TIMPE, W., DR.-ING. SIEGFRIED, J., DIPL.-ING. SCHMITT-FUMIAN, W., PROF. DIPL.-CHEM. DR.RER.NAT. MAYR, C., DIPL.-PHYS.DR.RER.NAT., PAT.-ANWAELTE, 80538 MUENCHEN |