NL8401532A

NL8401532A - WARNING SYSTEM FOR EXCESSIVE DROP SPEED IN TACTICAL AIRCRAFT.

Info

Publication number: NL8401532A
Application number: NL8401532A
Authority: NL
Original assignee: Sundstrand Data Control
Priority date: 1983-05-13
Filing date: 1984-05-11
Publication date: 1984-12-03
Also published as: NZ207653A; FI841913A0; DE3417829C2; GR82059B; AU2669084A; FI74254B; SE8402470D0; IT8448180A0; AU549796B2; GB2140757B; AU547843B2; FR2545929A1; SE8402470L; IT1177720B; FI74254C; FR2545929B1; GB2140757A; GB8411771D0; DE3417829A1; ES532433A0

Description

LE 5560-33 Ned gb/hv r-_ 3LE 5560-33 Ned gb / hv r-_ 3

P & CP&C

Sundstrand Data Control, Inc.Sundstrand Data Control, Inc.

##

Titel: Waarschuwingssysteem voor een te grote daalsnelheid in tactische vliegtuigen.Title: Warning system for an excessive descent speed in tactical aircraft.

De uitvinding heeft betrekking op grondnadering -waarschuwingssystemen, en meer in het bijzonder op een systeem, dat een waarschuwing verschaft aan 5 de piloot van een tactisch vliegtuig, zoals een gevechts/aanvalsvliegtuig, vliegend in het naderingsgedeelte van de vlucht, als de daalsnelheid van het vliegtuig te groot is voor de hoogte waarop het vliegtuig vliegt.The invention relates to ground approach warning systems, and more particularly to a system which provides a warning to the pilot of a tactical aircraft, such as a combat / attack aircraft, flying in the approach part of the flight, as the rate of descent of the aircraft. aircraft is too large for the height at which the aircraft is flying.

Systemen voor het verschaffen van een waarschuwing aan de piloot van een vliegtuig, in het geval dat het vliegtuig te snel daalt naar zijn 10 doel, zijn bekend. Zulke systemen worden beschreven in de Amerikaanse octrooi-schriften 3.946.358, 3.947.808, 3.958.219 en 4.215.334.Systems for providing an alert to the pilot of an aircraft in the event that the aircraft descends too quickly to its target are known. Such systems are described in U.S. Patents 3,946,358, 3,947,808, 3,958,219, and 4,215,334.

Terwijl al deze systemen de basisfunctie voor het alarmeren van een piloot verzorgen, als de daalsnelheid van het vliegtuig een voorafbepaalde veilige snelheid, bepaald door de radiohoogte van het vliegtuig, overschrijdt, 15 zijn de hierboven beschreven systemen ontwikkeld voor het werken in transportvliegtuigen, in het bijzonder grote, turbine aangedreven vliegtuigen van het type die gebruikt worden door commerciële luchtvaartmaatschappijen. Aangezien transportvliegtuigen vluchtprofielen hebben, die belangrijk verschillen van die van een tactisch vliegtuig, bijvoorbeeld een gevechts/aanvalsvliegtuig, 20 die een landing maakt op een vliegdekschip, zijn systemen ontworpen voor transportvliegtuigen niet doeltreffend voor tactische vliegtuigen, aangezien zij de neiging hebben tot het opwekken van valse waarschuwingen, waardoor hun doeltreffendheid afneemt, als de piloten de waarschuwingen negeren.While all of these systems provide the basic function of pilot alarming, if the aircraft's descent speed exceeds a predetermined safe speed, determined by the aircraft's radio height, 15 the systems described above have been developed for working in transport aircraft, in particular particularly large, turbine powered aircraft of the type used by commercial airlines. Since transport aircraft have flight profiles that are significantly different from those of a tactical aircraft, for example a combat / attack aircraft, 20 landing on an aircraft carrier, transport aircraft systems are not effective for tactical aircraft, as they tend to generate false warnings, which reduces their effectiveness if the pilots ignore the warnings.

Het is daarom een doel van de onderhavige uitvinding om een grond-25 nadering -waarschuwingssysteem te verschaffen, dat veel van de nadelen van de bekende waarschuwingssystemen overwint.It is therefore an object of the present invention to provide a ground approach warning system that overcomes many of the drawbacks of the known warning systems.

Een ander doel van de onderhavige uitvinding is het verschaffen van /1 een een doel naderend tactisch vliegtuig, als de daalsnelheid van het vliegtuig te groot is voor de hoogte waarop het vliegtuig vliegt.Another object of the present invention is to provide / 1 a target tactical aircraft when the aircraft's descent speed is too high for the height at which the aircraft is flying.

30 Een verder doel van de uitvinding is het verschaffen van een grond nadering -waarschuwingssysteem voor alarmering van de piloot van een tactisch vliegtuig, als zijn daalsnelheid naar een doel gevaarlijk hoog is, waarbij de waarschuwingscriteria zó gekozen zijn^dat zij overeenstemmen met de in zulke tactische vliegtuigen gebruikte werkingsprocedure.A further object of the invention is to provide a ground approach warning system for alerting the pilot of a tactical aircraft when its rate of descent to a target is dangerously high, the warning criteria being chosen to correspond to those specified in such tactical aircraft used operating procedure.

35 In overeenstemming met een voorkeursuitvoeringsvorm van de uitvinding, is er een systeem verschaft, dat de daalsnelheid van het vliegtuig controleert, wanneer het landingsgestel naar beneden is, de aangegeven vluchtsnel-heid minder is dan 150 m/s en de wapens niet geladen zijn, en dat een gehoor-waarschuwing afgeeft aan de piloot, als de barometrische daalsnelheid een 40 voorafbepaalde veilige limiet voor de radiohoogte, waarop het vliegtuig vliegt, /een waarschuwingssysteem voor de piloot van ...In accordance with a preferred embodiment of the invention, there is provided a system which controls the descent speed of the aircraft when the landing gear is down, the indicated flight speed is less than 150 m / s and the weapons are not loaded, and that an audible warning is issued to the pilot, if the barometric descent rate is a 40 predetermined safe limit for the radio altitude at which the aircraft is flying, / a pilot warning system of ...

84 0 1 5 3 2 db Λ -2- overschrijdt.84 0 1 5 3 2 db Λ -2- exceeds.

Deze en andere doelen en voordelen van de uitvinding worden duidelijk door beschouwing van de volgende beschrijving en bijbehorende tekening, waarin: 5 i. ·......Figuur 1 een logisch blokschema van het waarschuwingssysteem volgens de uitvinding is; enThese and other objects and advantages of the invention will become apparent upon consideration of the following description and accompanying drawing, in which: i. · ...... Figure 1 is a logical block diagram of the warning system according to the invention; and

Figuur 2 een grafische voorstelling van de voor het opwekken van een waarschuwing vereiste barometrische daalsnelheid als een functie van de radio-hoogte is.Figure 2 is a graphical representation of the barometric descent rate required to generate a warning as a function of radio height.

10 In Figuur 1 wordt een uitvoeringsvorm van het grondnadering -waar schuwingssysteem volgens de uitvinding, aangeduid met het referentienummer 10, getoond. Het systeem 10 volgens de uitvinding wordt in het logische blokschema van Figuur 1 voor illustratiedoeleinden getoond in de vorm van een serie van poorten, vergelijkingsinrichtingen en dergelijke; er dient echter 15 opgemerkt te worden, dat de werkelijke uitvoeringsvorm van de logische schakeling anders kan zijn dan getoond in Figuur 1, waarbij verschillende digitale en analoge uitvoeringsvormen mogelijk zijn. De door het beschreven systeem gebruikte signalen bevatten radiohoogte, barometrische’ >hoogtesnelheid, vluehtsnelheic en signalen, die de positie van het landingsgestel aangeven en of de wapens 20 geladen zijn, tezamen met verschillende bekrachtigingssignalen. Afhankelijk van het type vliegtuig, waarin het waarschuwingssysteem geïnstalleerd is, kunnen de signalen in Figuur 1 verkregen worden van afzonderlijke instrumenten, zoals een barometrische hoogtemeter 12, een barometrischesnelheidsschakeling 14, een radiohoogtemeter 16, een vluchtsnelheidsignaalbron 18, zoals een lucht-25 gegevenscomputer of vluchtsnelheidsaanduider en verschillende discrete elementen, die de positie van het landingsgestel aangeven, of de wapens geladen zijn en of er gewicht is op de wielen. De signalen kunnen echter ook verkregen worden van een digitale gegevensbus in bepaalde nieuwere vliegtuigen.In Figure 1, an embodiment of the ground approach warning system according to the invention, denoted by reference number 10, is shown. The system 10 according to the invention is shown in the logic block diagram of Figure 1 in the form of a series of gates, comparators and the like for illustrative purposes; however, it should be noted that the actual logic circuit embodiment may be different from that shown in Figure 1, allowing different digital and analog embodiments. The signals used by the described system include radio altitude, barometric altitude, velocity, and signals indicating the position of the landing gear and whether the weapons 20 are loaded, along with various excitation signals. Depending on the type of aircraft in which the warning system is installed, the signals in Figure 1 can be obtained from individual instruments, such as a barometric altimeter 12, a barometric speed switch 14, a radio altimeter 16, a flight speed signal source 18, such as an air-25 data computer or flight speed indicator and various discrete elements, which indicate the position of the landing gear, whether the weapons are loaded and whether there is weight on the wheels. However, the signals can also be obtained from a digital data bus in certain newer aircraft.

Omdat dit systeem ontworpen is om alleen gedurende de nadering naar 30 een landingsfase van een vluchtprofiel werkzaam te zijn, wordt zijn werking gedurende andere vluchtfasen belemmerd, om mogelijke opwekking van valse waarschuwingen gedurende deze fasen te voorkomen. De belemmeringsfunctie wordt tot stand gebracht door een paar EN-poorten 20 en 22, die verschillende vlucht-condities en de configuratie van het vliegtuig controleert, om te bepalen 35 of het vliegtuig zich in een landingsnadering bevindt. Twee van de door de poort 20 gecontroleerde parameters bepalen of het landingsgestel naar beneden is en of er enig gewicht op de wielen is. Eveneens wordt er een signaal, dat aangeeft of de wapens niet geladen zijn, toegevoerd aan de poort 20, omdat onder normale landingscondities, de wapens niet geladen mogen zijn. Als dit 40 niet het geval is, geeft dit aan dat het vliegtuig opereert in een fase anders 8401532 -3- dan een landingsnadering. De vluchtsnelheid wordt gecontroleerd door een verge-11 jkings inrichting 24, die een signaal aan de EN-poort 20 verschaft, wanneer de vluchtsnelheid lager is dan 150 m/s, een mogelijke landingsconditie aangevende.Because this system is designed to operate only during the approach to a landing profile of a flight profile, its operation is inhibited during other flight phases, to prevent possible false alarm generation during these phases. The inhibit function is accomplished by a pair of AND gates 20 and 22, which control different flight conditions and the configuration of the aircraft, to determine if the aircraft is in a landing approach. Two of the parameters controlled by the gate 20 determine whether the landing gear is down and if there is any weight on the wheels. Also, a signal indicating whether the weapons are not loaded is applied to gate 20, because under normal landing conditions, the weapons should not be loaded. If this is not the case, this indicates that the aircraft is operating in a phase other than 8401532 -3- than a landing approach. The flight speed is controlled by a comparator 24, which provides a signal to AND gate 20 when the flight speed is less than 150 m / s, indicating a possible landing condition.

5 Eveneens worden signalen, die aangeven dat het radiohoogtesignaal en de barometrische hoogtemetersignalen niet belemmerd zijn, toegevoerd aan de EN-poort 22, om de opwekking van waarschuwingen in het geval van een defecte barometrische- of radio-hoogtemeter te voorkomen.Also, signals indicating that the radio height signal and the barometric altimeter signals are not obstructed are applied to the AND gate 22 to prevent the generation of warnings in the event of a defective barometric or radio altimeter.

Voor het verder reduceren van de mogelijkheid van valse waarschuwingen, IQ wordt het systeem belemmerd beneden een radiohoogte van 15 meter en boven een radiohoogte van 300 meter door een vergelijkingsschakeling 26, die reageert op signalen van de radiohoogtemeter 16 en die in werking stellingssignalen verschaft aan de EN-poort 22, alleen wanneer het vliegtuig zich bevindt tussen radiohoogten van 15 en 300 meter.To further reduce the possibility of false warnings, IQ, the system is hindered below a radio height of 15 meters and above a radio height of 300 meters by a comparison circuit 26, which responds to signals from the radio altimeter 16 and provides actuation signals to the AND gate 22, only when the aircraft is between radio altitudes of 15 and 300 meters.

15 Wanneer aan al deze condities tegemoetgekomen is, wordt de EN-poort 22 in werkin ggesteld en bestuurd door een OF-poort 28, die gestuurd wordt door een paar vergelijkingsinrichtingen 30 en 32. De vergelijkingsinrichtingen 30 en 32 reageren op de radiohoogte en barometrische snelheidssignalen, en - voeren een signaal toe aan de OF-poort 28, wanneer de daalsnelheid té groot 20 is voor een gegeven radiohoogte. Na ontvangst van een signaal van de OF-poort 30 of de OF-poort 32, doet de poort 28 de poort 22 een waarschuwingsaanduidings-signaal toevoeren aan een waarschuwingsschakeling, zoals een digitale stem-waarschuwingsgenerator 34. Dit veroorzaakt het opwekken door de waarschuwings-generator 34 van een digitaal samengesteld stemsignaal, zoals de woorden 25 "DAALSNELHEID", en voert deze woorden toe, ofwel direct of indirect, aan een omzetter 36, welke een luidspreker of een oortelefoon of dergelijke kan zijn.When all of these conditions are met, the AND gate 22 is operated and controlled by an OR gate 28, which is controlled by a pair of comparators 30 and 32. The comparators 30 and 32 respond to the radio height and barometric velocity signals , and - apply a signal to the OR gate 28 when the fall rate is too high for a given radio height. After receiving a signal from the OR gate 30 or the OR gate 32, gate 28 causes gate 22 to supply a warning indication signal to a warning circuit, such as a digital voice warning generator 34. This causes generation by the warning a digital composite voice signal generator 34, such as the words "DROP SPEED", and applies these words, either directly or indirectly, to a converter 36, which may be a speaker or an earphone or the like.

In de getoonde uitvoeringsvorm worden twee vergelijkingsinrichtingen 30 en 32 gebruikt voor het bepalen van het verband tussen de barometrische snelheid en de radiohoogte, vereist voor het opwekken van een "DAALSNELHEID"-30 waarschuwing, maar er kan eveneens een signaal-vergelijkingsinrichting gebruikt worden. Vanwege de bijzondere vorm van de in Figuur 2 getoonde waarschuwings-curve, is het praktisch gebleken om twee afzonderlijke vergelijkingsinrichtingen te gébruiken. De vergelijkingsinrichting 30 wordt gebruikt om waarschuwingen voor lage radiohoogten en daalsnelheden kleiner dan 15 m/s op te wekken, terwijl 35 de vergelijkingsinrichting 32 gebruikt wordt voor het opwekken van waarschuwingen voor daalsnelheden groter dan 15 m/s. De vergelijkingsinrichting 32 controleert aldus het signaal van de barometrische snelheidsschakeling 14, en vergelijkt het met een referentiesignaal overeenkomend met een daalsnelheid van 15 m/s, dat toegevoerd wordt aan de andere aansluiting van de verge-4Q lijkingsinrichting 32. Telkens wanneer het signaal van de snelheidsschakeling 14 3401532 4? -4- het referentiesignaal, dat een daalsnelheid van 15 m/s voorstelt, overschrijdt, * voert de vergelijkingsinrichting 32 een signaal toe aan de OF-poort 28. Dit signaal doet de OF-poort 28 de EN-poort 32 in werking stellen,en veroorzaakt 5 het opwekken van een waarschuwing. Voor daalsnelheden kleiner dan 15 m/s is de vergelijkingsinrichting 30 stuurinrichting, en doet de waarschuwing opwekken als een functie van zowel de barometrische daalsnelheid en de radiohoogte, in overeenstemming met de twee-staps curve in Figuur 2 beneden een radiohoogte van 180 meter en een daalsnelheid van 15 m/s. De "DAALSNELHEID"-waarschuwing 10 wordt opgewekt, wanneer de daalsnelheid 15 m/s bij een radiohoogte van 180 meter overschrijdt, wanneer het 12,5 m/s bij een radiohoogte van 60 meter overschrijdt, en wanneer het 6,25 m/s bij een radiohoogte van 15 meter overschrijdt.In the embodiment shown, two comparators 30 and 32 are used to determine the relationship between the barometric speed and the radio height required to generate a "FALL SPEED" -30 warning, but a signal comparator may also be used. Due to the particular shape of the warning curve shown in Figure 2, it has been found practical to use two separate comparators. The comparator 30 is used to generate warnings for low radio heights and descent speeds less than 15 m / s, while the comparator 32 is used to generate warnings for descent speeds greater than 15 m / s. The comparator 32 thus checks the signal of the barometric velocity circuit 14, and compares it with a reference signal corresponding to a fall speed of 15 m / s, which is supplied to the other terminal of the comparator 32. Whenever the signal of the speed switch 14 3401532 4? -4- exceeds the reference signal, representing a fall speed of 15 m / s, * the comparator 32 supplies a signal to the OR gate 28. This signal causes the OR gate 28 to activate the AND gate 32, and causes 5 to generate a warning. For descending speeds less than 15 m / s, the comparator 30 is steering, generating the warning as a function of both the barometric descending speed and the radio height, in accordance with the two-step curve in Figure 2 below a radio height of 180 meters and a descent speed of 15 m / s. The "DOWN SPEED" warning 10 is generated when the descent speed exceeds 15 m / s at a radio height of 180 meters, when it exceeds 12.5 m / s at a radio height of 60 meters, and when it reaches 6.25 m / s exceeds at a radio height of 15 meters.

Het hierboven beschreven verband tussen de barometrische hoogtesnelheid en de radiohoogte} vereist voor het opwekken van een waarschuwing^wordt in 15 meer detail getoond in Figuur 2. Het gearceerde gebied beneden de grafiek van Figuur 2 toont de verschillende verbanden tussen daalsnelheid en radiohoogte waarden, die de waarschuwing "DAALSNELHEID" opwekken. Deze waarschuwings-afbakening wordt bepaald door de vluchtkarakteristieken van gevechts/aanvals-bommenwerpers, zoals de Fairchild AIO, en van de manier waarop zulke vlieg-20 tuigen opereren gedurende de landingsfase van de vlucht. Aangezien zulke vliegtuigen vaak vliegen op relatief lage niveaus en relatief hoge daalsnelheden gedurende een dergelijke lage niveauvluchttenen ondervinden, is de top van de afbakening in Figuur 2 beperkt tot 300 nieter^ oai valse waarschuwingen gedurende manoeuvres boven 300 meter te voorkomen. Dit resulteert in een sterk verschillende 25 afbakening van de afbakening gebruikt voor transportvliegtuigen, die waarschuwingen tot een hoogte van ongeveer 750 meter toestaan. Bovendien zijn de op lagere hoogten toegestane daalsnelheden aanzienlijk groter voor tactische vliegtuigen dan voor transportvliegtuigen. In de in Figuur 2 getoonde waar-schuwingsafbakening is bijvoorbeeld een daalsnelheid tot 12,5 m/s bij een 30 hoogte van 60 meter toegestaan, terwijl een in een transportvliegtuig gebruikt waarschuwingssysteem een waarschuwing opwekt bij ongeveer de helft van deze daalsnelheid. Beneden 60 meter wordt de toegestane daalsnelheid echter gereduceerd tot ongeveer 7,5 m/s bij een hoogte van 15 meter boven de grond, om het op de grond neerkomen met een te hoge daalsnelheid te voorkomen.The above-described relationship between the barometric altitude speed and the radio height} required to generate a warning ^ is shown in more detail in Figure 2. The shaded area below the graph of Figure 2 shows the different relationships between descent speed and radio height values, which generate the warning "LOWER SPEED". This warning delineation is determined by the flight characteristics of combat / attack bombers, such as the Fairchild AIO, and the way such aircraft operate during the landing phase of the flight. Since such aircraft often fly at relatively low levels and experience relatively high descending speeds during such low level flight toes, the apex of the delimitation in Figure 2 is limited to 300 non-false warnings during maneuvers above 300 meters. This results in a very different demarcation of the demarcation used for transport aircraft, which allows warnings up to a height of about 750 meters. In addition, the lowering speeds allowed at lower altitudes are significantly greater for tactical aircraft than for transport aircraft. For example, in the warning demarcation shown in Figure 2, a descent speed of up to 12.5 m / s at a height of 60 meters is allowed, while a warning system used in a transport aircraft generates a warning at approximately half this descent speed. Below 60 meters, however, the permitted descent speed is reduced to about 7.5 m / s at a height of 15 meters above the ground, to avoid falling on the ground at too high a descent speed.

35 40 840153235 40 8401532

Claims

1. A warning system for providing a warning to the pilot of an airplane approaching a landing, in the event that the airplane is descending too quickly, characterized by: means responsive to signals indicating the height of the airplane Above ground, suggest the descent speed of the aircraft and the position of the landing gear to generate a warning if the aircraft is less than about 300 meters above the ground and has a descent speed greater than about 15 m / s.

A warning system according to claim 1, characterized in that the height and descent speed signal representing means further comprises means for generating the warning at descent speeds of less than about 15 m / s, when the aircraft is less than about 180 meters above the ground.

A warning system according to claim 2, characterized in that the lower descent rate warning generating means includes means for generating the warning when the descent speed exceeds about 12.5 m / s at a height of about 60 meters above the ground, wherein the descent rate required to generate the alert increases with the height above ground until a descent rate of about 15 m / s is required to generate the alert at a height of about 180 feet above the ground.

A warning system according to claim 3, characterized in that the lower descent rate warning generation means further comprise means for generating the warning when the descent speed exceeds about 7.5 m / s at a height of about 15 meters above ground, where the descent rate required to generate the alert increases with the height above the ground, to a descent rate of approximately 12.5 m / s, required to generate the alert at a height of approximately 30 60 meters above the ground.

A warning system according to claim 4, characterized in that the descent speed increases linearly with the height between 15 and 60 meters above the ground and between 60 and 180 meters above the ground.

A warning system according to claim 1, characterized by means 35 for impeding warning generation when the height of the aircraft is less than about 15 meters above the ground.

A warning system according to claim 1, characterized by means responsive to a signal representing the flight speed of the aircraft for triggering the generation of the warning only when the flight speed is less than a predetermined speed. 8401532 V «I -6- rfN * *

A warning system according to claim 7, characterized in that the predetermined flight speed is about 150 m / s.

9. A warning system according to claim 1, characterized in that the aircraft is provided with weapons, and wherein the warning system contains means, which react to the loading of the weapons of the aircraft, for triggering the generation of the aircraft. warning, only when the weapons are not loaded.

A warning system according to claim 1, characterized in that the aircraft is provided with a retractable landing gear, and wherein the warning system comprises means, responsive to a signal representing the position of the landing gear, for triggering the generation of the warning, only when the landing gear is down. 15 20 25 30 35 40 §401532