DE3344652C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Bodennähewarnsystem für Flugzeuge, gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Ein solches Bodennähewarnsystem für Flugzeuge ist aus der US-PS 42 24 669 bekannt.

Bei bekannten Bodennähewarnsystemen werden die Warnkriterien oder Warnhüllkurven normalisiert, um ein annehmbares Gleichgewicht zwischen einer rechtzeitigen Warnung des Piloten, wenn sich das Flugzeuge 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 Flugzeuge 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 Bodennähewarnung 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 Flugzeuge tatsächlich in der Gefahr des Aufpralls auf den Boden befindet, kompatibel ist. Bisher haben sich Versuche, Fehlwarnungen zu reduzieren, hauptsächlich darauf konzentriert, optimale Warnhüllkurven 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 angegeben:

37 15 71839 34 221 39 46 35839 25 751 39 58 21839 34 222 39 22 63740 30 065 39 44 96840 60 793 39 47 80942 15 334 39 47 80843 19 218 39 47 810

Aufgrund ausführlicher Untersuchungen von Bodennähewarnsystemen, die in der ganzen Welt in Verkehrsmaschinen benützt werden, wurde nun gefunden, daß es Instrumentenanflüge zu bestimmten Flughäfen 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 24 in Hot Springs, Virginia, wo 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 sm (0,925 km) 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 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.

Die dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 entsprechende US-PS 42 24 669 offenbart ein Anzeige- und Warnsystem, das mit Hilfe eines Navigationscomputers sowie einer Speichereinrichtung Daten bezüglich einer vorgegebenen Minimalsicherheitshöhe als Funktion des geographischen Orts speichert. Somit wird bei dem aus der US-PS 42 24 669 bekannten System eine Mindesthöhe für das Flugzeug abhängig vom geographischen Ort, der Geschwindigkeit über Grund, des Flugwegs über Grund und der Höhenrate definiert. Dieses bekannte System verwendet jedoch keinen Satz vorgegebener Warnkriterien, die immer unabhängig vom Ort des Flugzeugs in Betrieb sind und die abhängig vom geographischen Ort modifiziert werden.

Es ist Aufgabe der Erfindung, ein Bodennähewarnsystem für Flugzeuge zu ermöglichen, das sich automatisch auf unterschiedliche geographische Bedingungen an der gerade vorliegenden Position des Flugzeugs anpaßt und dadurch die Anzahl möglicher Falschwarnungen vermindert.

Obige Aufgabe wird für ein Bodennähewarnsystem für Flugzeuge gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 erfindungsgemäß durch die in seinem kennzeichnenden Teil angegebenen Merkmale gelöst.

Die Unteransprüche 2 bis 24 kennzeichnen vorteilhafte Ausbildungen davon.

Anhand der Zeichnung wird die Erfindung beispielsweise näher erläutert. Es zeigt

Fig. 1 ein Logikdiagramm eines Bodennähewarnsystems, bei dem Warnkriterien als Funktion der Flugzeugposition änderbar sind,

Fig. 2A bis 3E grafische Darstellungen von Warnhüllkurven des Bodennähewarnsystems für verschiedene Warnbetriebsarten,

Fig. 3 eine grafische Darstellung der Anflugstrecke für Landebahn 24 in Hot Springs, Virginia,

Fig. 4 eine grafische Darstellung der Anflugstrecke für Landebahn 26R in Ontario, Calif., und

Fig. 5 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 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 26 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 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 40 60 793 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 des Funkhöhenmessers einen zulässigen Wert für die Funkhöhe des Flugzeugs überschreitet. In 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 39 34 221 und die Erweiterung als Funktion der Fahrt in der US-PS 39 58 218 angegeben. Der Modus 2B entsprechend der ARINC-Charakteristic 723 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. 2C zeigt das Sinken nach dem Start-Warnmodus, allgemein als Modus 3 bezeichnet, wobei der Druckhöhenverlust 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 39 47 810 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 40 30 065 beschrieben.

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 39 25 751 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 Flughäfen 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 Flugzeugposition in bezug auf Breiten- und 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 Warnhüllkuven 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 Flugbahnen zu geben, jede Anstrengung unternommen 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 Parameteränderungen 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 Bodennähewarnsystems 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 (CR′D 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 Bodennähewarnsystems kompatibel sind. Jedem Fall ist eine LAT/LONG-Information zugeordnet, die Grenzen topografischer Bereiche definiert, innerhalb welcher bestimmte Hüllkurvenänderungen des Bodennähewarnsystems für bestimmte Flugbahnen 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 (3,7 km/Flugstunde). Wenn also eine Höchstflugzeit von 2 h angenommen wird, ist vorstellbar, daß die LAT/LONG-Information um maximal 4 sm (7,4 km) fehlerhaft sein könnte. Einige Navigationssysteme 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 Flughäfen 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, CR′D 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.

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 CR′D ALT-Prüfung), so daß die Flugbahnrichtung innerhalb der bezeichneten LAT/LONG feststellbar 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.
  CR′D 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 CR′D 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 CR′D 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 CR′D 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 CR′D 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′ (760 m) überschreitet, damit genügend flaches Terrain abgetastet werden kann. Wenn daher das genutzte RAD ALT- Signal 14 bei einer Höhe unterhalb der für die Momentaufnahme erforderlichen Höhe besättigt 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′ (760 m) liegenden Höhen auf Zielverfolgung.) Allerdings handelt es sich in den meisten Fällen um unter 2500′ (760 m) 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 CR′D ALT-Momentaufnahme gemacht. In manchen Fällen können für die Momentaufnahmen zusätzliche Bedingungen erforderlich sein. Drei konsekutive Momentaufnahmen von RAD ALT und CR′D 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 CR′D 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 CR′D ALT 46 innerhalb des Prüfbereichs gemacht wurden, werden die RAD ALT-Signale 14 von den CR′D 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 CR′D 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 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.
  Warnposition: 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 den Fig. 2A-2E 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 (2,55 m/s) für diesen Anflug nach rechts verschoben. Ferner wurde die "Hochzieh"-Hüllkurve um 200′/min (1,01 m/s) 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 (1000′ (305 m) AGL) erst erreicht, wenn es sich nahezu 0,5 sm (0,925 km) 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′ (610 m) AGL für die in Tabelle III angegebenen Bedingungen angehoben wird. Die Fahrwerkausfahr- Forderung entfällt ebenfalls, um die Anwendbarkeit von Modus 5 zu erweitern.

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′ (457 m) AGL für die in Tabelle III angegebenen Bedingungen aktiviert wird. Dabei wird wiederum die Fahrwerkausfahr-Forderung zweitrangig, 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 (3,7 km) 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 (12 m/s) für die in Tabelle II angegebenen Bedingungen herabgesetzt. Dadurch wird eine Modus-2-Warnung für Funkhöhen von mehr als 300′ (91 m) 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 (306 km/h) in einer Entfernung von 2,5 sm (4,64 km) von der Landebahn sein 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′ (289,75 m). Dies wird vermieden, indem die Modus-2A-Geschwindigkeit auf maximal 3200′/min (16,2 m/s) für die in bezug auf diesen Anflug in Tabelle II angegebenen Bedingungen begrenzt wird. Diese Grenzwerte schließen Modus-2A-Fehlwarnungen oberhalb 947′ (289 m) Funkhöhe aus.

Madrid, Spanien - ILS-RWY 33: - Der Anflug auf Madrid aus 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 Modus-2A-Grenzwerte auf die Modus-2B-Grenzwerte (3000′/min) (15,25 m/s), herabgesetzt. Dadurch wird die maximale Modus-2-Bereitschaftshöhe auf 789′ (240 m) 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 (14,8 km) 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 (16,2 m/s) 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′ (288 m).

Paine Field, Washington - ILS-RWY 16: - Der Geländeverlauf im Anflug auf RWY 16 in Paine Field ist derart, daß bei einer Aktivierungshöhe von 1000′ (305 m) AGL für Modus 5 diese Betriebsarten erst aktiviert werden, wenn sich das Flugzeug ca. 1,5 sm (2,78 km) vor dem Aufsetzpunkt befindet. Die Wirksamkeit von Modus 5 kann an dieser Stelle verbessert werden, in dem die Aktivierungshöhe auf 1500′ (457 m) ALG heraufgesetzt und die Fahrwerkausfahr-Forderung annulliert wird. Dadurch wird Modus 5 ca. 2,5 sm (4,63 km) 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 (16,6 km) von der Landebahn entfernt über Steamboat Hills. Die vorgeschriebene Flugbahn ist derart, daß eine Mindest- Terrainfreiheit von 975′ (297 m) möglich ist. Infolgedessen können bei ausreichender Fahrt Modus-2A- und Modus-4-Fehlwarnungen auftreten. Durch Begrenzung der Modus-2A-Geschwindigkeit auf 3200′/min (16,2 m/s) und der Modus-4-Fahrtsteigerung auf 244 kn (451,8 km/h) 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 Landebahn-Schwelle mit barometrischen Sinkgeschwindigkeiten von ca. 1100′/min (5,59 m/s) bei einer mittleren Terrainfreiheit von 150-200′ (45 m-61 m) AGL innerhalb einer Entfernung von 1 sm (1,852 km) 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 (2,54 m/s) nach rechts verschoben wird. Die Modus-1-"Hochzieh"-Hüllkurve wird ebenfalls um 200′/min (1,01 m/s) 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 (20,3 km) vor dem Flughafen, wobei eine Mindest-Terrainfreiheit von 760′ (213 m) 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 (15,25 m/s) bei 789′ (240 m) AGL und die Modus- 4-Fahrterhöhungsgrenze auf 226 kn (418 km/h) (791′ (241 m) 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 (11,1 km) vom Aufsetzpunkt. Da die Mindest-Terrainfreiheit am höchsten Punkt 1075′ (328 m) beträgt, können an dieser Stelle Modus-2A-Fehlwarnungen erzeugt werden. Um diese zu beseitigen, wird die Modus-2A-Geschwindigkeitsgrenze auf 3200′/min (16,2 m/s) für die Bedingungen in Tabelle II reduziert. Dadurch wird eine Modus-2A-Fehlwarnung oberhalb 947′ (289 m) 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′ (610 m) innerhalb von ca. 4 sm (7,4 km) Horizontalentfernung. Infolgedessen wird Modus 5 bei Standardkonfigurations- Bodennähewarnsystemen nicht aktiviert, bis sich das Flugzeug ca. 1,5 sm (2,78 km) vor der Landebahn befindet. Es könnte geschehen, daß das Flugzeug auf dem Anflug sehr tief fliegt und daß keine Warnung erfolgt, bis die Funkhöhe unter 1000′ (305 m) sinkt, wobei dann ein Abfangen schwierig oder sogar unmöglich wäre. Zusätzlicher Schutz wird für diesen Ort erhalten, wenn die Bedingungen in Tabelle III vorliegen. Die den Modus 5 aktivierende Funkhöhe wird auf 2000′ (610 m) AGL erhöht. Die Fahrwerkausfahr-Forderung für diese Betriebsarten wird annulliert, um die Anwendbarkeit zu erweitern. Ferner wird Modus 4 auf 2000′ (610 m) bei 370 kn (685 km/h) 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′/min (16,2 m/s) und einer Modus-4- Fahrtsteigerungsgrenze von 244 kn (451 km/h) vermieden. Diese verringerten Grenzwerte gelten für die Bedingungen in Tabelle II und schließen Fehlwarnungen bei einer Mindest-Terrainfreheit von mehr als ca. 950′ (290 m) AGL aus.

Victoria, Britisch 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 (12,9 km) NW von Victoria an einem Gipfel von 2472′ (754 m) vorbeiführt. Dies ermöglicht eine erwartete Mindest- Terrainfreiheit von ca. 1200′ (366 m) 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′/min (17,8 m/s) reduziert, und Fehlwarnungen werden bei mehr als 1200′ (366 m) Terrainfreiheit ausgeschlossen.

Zürich, Schweiz - ILS-RWY 14: - Der ILS-Anflug auf RWY 14 in Zürich führt direkt über einen 2090′ (637 m) hohen Gipfel unmittelbar außerhalb des Voreinflugzeichens. G/S erlaubt eine Mindest- Terrainfreiheit von ca. 600′ (183 m) bei -2 Punkten Abweichung. Infolgedessen sind Modus-2A, Modus-2B- und Modus-4-Fehlwarnungen möglich. Diese können dadurch verhindert werden, daß die Modus-2A- und die Modus-2B-Funkhöhengeschwindigkeit auf 2760′/min (14 m/s) (600′ (183 m)) und die Modus-4-Fahrtsteigerung auf 202 kn (374 km/h) (600′ (183 m)) reduziert werden. Diese Beschränkung erfolgt unter den Bedingungen, die die entsprechende Flugbahn nach Tabelle II identifizieren.

Tabelle I

Zusammenfassung der auf Länge/Breite bezogenen Hüllkurven-Modulation

Unempfindlichmachung von Modus 1

Tabelle II

Zusammenfassung der auf Länge/Breite bezogenen Hüllkurven-Modulation

Unempfindlichmachung von Modus 2/Modus 4

Tabelle II

Zusammenfassung der auf Länge/Breite bezogenen Hüllkurven- Modulation

Unempfindlichmachung von Modus 2/Modus 4

Tabelle III

Zusammenfassung der auf Länge/Breite bezogenen Hüllkurven-Modulation

Modus 5/Modus 6 angehobene Bereitschaftshöhe

Tabelle III

Zusammenfassung der auf Länge/Breite bezogenen Hüllkurven-Modulation

Modus 5/Modus 6 angehobene Bereitschaftshöhe

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 66 und eine Leitung 68 zur Warnlogikeinheit 24 dient. Nach 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 88 gespeichert, die das Flugzeug benötigen sollte, um von der Höhenprüfposition 74 zu der zugehörigen Warnposition 90 zu fliegen.

In der Gruppe von Warnpositions-Aufzeichnungen 72 im Speicher 58 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 Schlüssel- 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.

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 wird, 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 Höhe 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, bezeichnet. In 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 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 höchstzulässigen 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, 138 und 142 ist ein UND-Glied 144 gekoppelt, das auf der Ausgangsleitung 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 Höchst- bzw. 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 Landekurssender- Vergleicher 154 das Landekurssender-Signal 40 mit einem in der Aufzeichnung 94 gespeicherten und auf Leitung 165 anliegenden Wert, 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 Bahnverlaufsvergleicher 158 funktioniert ähnlich, indem er das Bahnverlaufssignal 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-Halteglied 148 gesetzt ist, was bedeutet, daß eine 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 Verfügung steht, indem die Mindesthöhe zur Aktivierung einer Gleitbahnwarnung von 1000′ (305 m) auf 2000′ (610 m) 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 Höhenprüfung 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, British Columbien, im Fall einer Flugbahn nach dem Start. Die Flugzeug-Flugbahn nach dem Verlassen der Startbahn 220 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′ (1067 m) korrigierte Höhe entsprechend Kurve 228 befindet, was mehr als 1000′ (305 m) 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 RAM oder einem ROM gespeichert ist.

Claims (25)

1. Bodennähewarnsystem für Flugzeuge, mit

• - einer Signalquelle (10) für Signale, die Flugparameter des Flugzeuges bezeichnen,
• - einer Positionssignalquelle für Signale, die die Ortsposition des Flugzeugs bezeichnen; und
• - einer Warnlogik (24), die mit der Flugparameter- Signalquelle (10) betriebsmäßig verbunden ist, die Flugparameter-Signale vergleicht und ein Warnsignal aufgrund vorgegebener Warnkriterien zwischen ausgewählten Flugparameter-Signalen erzeugt,

gekennzeichnet durch eine Bedingungslogik (52), die mit der Warnlogik und der Positionssignalquelle betriebsmäßig verbunden ist und die die gegebenen Warnkriterien ändert, wenn sich das Flugzeug in einer vorbestimmten Ortsposition befindet.

2. 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 der vorbestimmten Ortspositionen befindet, sowie ein Glied aufweist, das ein Sperrsignal erzeugt, das die Änderung der vorgegebenen Warnkriterien 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 Positionssignale 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 Verknüpfungsglied (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 Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Bedingungslogik (52) ein Glied (180) aufweist, das die Änderungen der vorgegebenen Warnkriterien verhindert, 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 Flugzeit zwischen der Höhenprüflage und der vorbestimmten Ortsposition bezeichnet.

7. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Bedingungslogik (52) ein auf das Zeitsignal ansprechendes Glied (148) aufweist, das die Änderung der vorgegebenen Warnkriterien verhindert, wenn das Zeitsignal einen vorbestimmten Wert überschreitet.

8. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Flugparameter-Signalquelle ein Gleitbahnabweichungssignal umfaßt und daß das Sperrsignal erzeugt wird, wenn das Gleitbahnabweichungssignal einen vorbestimmten Gleitbahnabweichungswert überschreitet, wenn sich das Flugzeug in der vorbestimmten Ortsposition 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 Ortsposition 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 Ortsposition befindet.

11. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Flugparameter-Signalquelle ein Kurssignal umfaßt und daß das Sperrsignal erzeugt wird, wenn das Kurssignal von einem vorbestimmten Kurs um einen vorbestimmten Betrag abweicht, wenn sich das Flugzeug in der vorbestimmten Ortsposition befindet.

12. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß 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 Ortsposition befindet.

13. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Flugparameter-Signalquelle weiter aufweist:

• - eine Quelle für Landekurssenderabweichungs-Signale;
• - eine Quelle für Steuerkurssignale; und
• - eine in der Bedingungslogik (52) enthaltene Schlüssel- Logikstufe (56), die mit der Landekurssender-, der Gleitbahn- und der Steuerkurs-Signalquelle betriebsmäßig verbunden ist, ein Sperrsignal erzeugt, das die Änderung der vorgegebenen Warnkriterien inhibiert, wenn eines oder mehrere der Landekurssender-, Gleitbahn- bzw. Steuerkurs-Signale nicht innerhalb bestimmter Grenzen vorbestimmter Werte für diese Signale liegt.

14. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch einen Speicher (58), in dem ein Satz der vorbestimmten Signalwerte für jede der vorbestimmten Ortspositionen gespeichert ist.

15. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 14, gekennzeichnet durch eine 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.

16. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß die Bedingungslogik (52) zusätzlich eine Höhenprüf-Logikstufe (54) aufweist, die das korrigierte Höhensignal prüft.

17. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Höhenprüf-Logikstufe (54) ein Verknüpfungsglied (110) aufweist, das aufgrund des Funkhöhensignals und des korrigierten Höhensignals ein die Höhe des Terrains bezeichnendes Signal erzeugt.

18. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 17, 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.

19. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß die Höhenprüf-Logikstufe (54) aufgrund des Lagesignals das korrigierte Höhensignal hinsichtlich einer vorbestimmten Prüflage prüft.

20. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 19, 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.

21. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 19, 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 Prüflage liegt.

22. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 17, gekennzeichnet durch eine 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.

23. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß die Bedingungslogik (52) ein Zeitgeberglied (126) aufweist, das effektiv die Zeit zwischen der vorbestimmten Prüflage und der vorbestimmten Ortsposition mißt und das Sperrsignal erzeugt, wenn die Zeit eine vorbestimmte Dauer überschreitet.

24. Bodennähewarnsystem nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß das Verknüpfungsglied (110) so ausgelegt ist, daß es wenigstens drei aufeinanderfolgende Terrainhöhensignale mittelt und daß dann das gemittelte Terrainhöhensignal mit dem vorbestimmten Terrainhöhensignal verglichen wird.