Harte Landung DEFINITION der harten Landung Ein wirtschaftlicher Zustand, in dem die Wirtschaft stark nachläuft oder nach einer Phase des schnellen Wachstums, die auf Regierungsversuche zur Inflationsbekämpfung zurückzuführen ist, in eine rezessive Krise geraten ist. Eine harte Landung kann die unerwünschte Folge der Bemühungen einer Nationen-Zentralbank sein, die Geldpolitik zu straffen. Um das Wachstum zu verlangsamen und die Inflation in Schach zu halten. Während eine weiche Landung im Allgemeinen das Ziel solcher Verschärfungsmaßnahmen ist, kann eine harte Landung das gelegentliche - und unglückliche - Ergebnis sein. BREAKING DOWN Hard Landing Zum Beispiel hat Chinas schnelles Wirtschaftswachstum in den letzten Jahren oft Anlass zu Spekulationen über die Möglichkeit einer harten Landung, in denen die Wirtschaft verlangsamt sich von einem zweistelligen Tempo zu einem Wachstum Tempo in den unteren einstelligen Ziffern. Dies könnte vorkommen, wenn die Maßnahmen der chinesischen Regierung, um die Geldpolitik zu straffen, das Wachstum schneller verlangsamen, als es erwartet oder wollen. In den Vereinigten Staaten ist eine harte Landung das gelegentliche Ergebnis der Federal Reserves Verschärfung Zyklus, während dem die Federal Funds Rate ist stetig ratcheted über einen Zeitraum von vielen Monaten. Ein Gerät für die Anzeige, wenn ein Flugzeug wurde einem anormalen oder unterzogen wurde Harter Impuls bei der Landung eine Vielzahl von Kraftsensoren aufweist, wobei jeder Kraftsensor angeordnet ist, um ein Ausgangssignal zu liefern, das proportional zu der momentanen Bodenkontaktkraft ist, die auf ein Fahrwerk des Flugzeugs ausgeübt wird. Die Vielzahl von Ausgangssignalen, die von den Sensoren bereitgestellt werden, werden verstärkt und einer entsprechenden Vielzahl von Indikatorschaltungen zugeführt. In jeder Indikatorschaltung ist mindestens ein Pegeldetektor enthalten, der einen Ausgang zur Beleuchtung einer Anzeigelampe bereitstellt, wenn der Wert des ihm zugeführten Ausgangssignals einem vorbestimmten Schwellwert entspricht oder diesen übersteigt. In einer bevorzugten Ausführungsform umfasst jede Indikatorschaltung eine Vielzahl von Pegeldetektoren, die auf unterschiedliche Schwellenwerte ansprechen. Wenn ein zweiter, größerer Schwellwert während eines vorbestimmten Zeitintervalls nach dem Durchlaufen eines ersten, kleineren Schwellenwertes überschritten wird, wird ein Ausgangssignal von der Indikatorschaltung zur Beleuchtung der Anzeigelampe geliefert. Die Kraftschwellenwerte und das Zeitintervall, die einen anormalen Landungsimpuls umfassen, werden durch eine Strukturanalyse des gesamten Flugzeugs erreicht. 1. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß ein Luftfahrzeug mit mindestens einem Fahrwerk einem vorgegebenen Impulswert bei der Landung unterworfen wird Nach Anspruch 2, ferner mit Mitteln, die den Betrieb der ersten Indikatormittel in Reaktion auf das dritte Signal unterbinden. 4. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Schaltungsanordnung (1) eine mit der Indikatoreinrichtung gekoppelte Schalteinrichtung zum Verriegeln der Anzeigeeinrichtung in einem erregten Zustand als Antwort auf das zweite Signal und eine Einrichtung aufweist Zum manuellen Zurücksetzen der Schalteinrichtung, um die Anzeigeeinrichtung zu entregen. 6. System nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Wandlereinrichtung von der Art ist, die die Bodenkontaktkraft als eine Funktion der Schubumlenkkraft des Fahrwerks misst. 7. System nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuereinrichtung (1) eine Steuereinrichtung (20) aufweist, die mit dem Steuergerät (1) verbunden ist Bodenkontaktkraft in Abhängigkeit von der Schubumlenkkraft. 9. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Luftfahrzeug (1) ein Flugzeug (1) aufweist, Diese Erfindung bezieht sich im Allgemeinen auf Flugzeuggewichts - und - ausgleichssysteme und insbesondere auf ein System zum Vergleichen des tatsächlichen Landungsimpulses, dem ein Flugzeug ausgesetzt ist, mit einem vorbestimmten anormalen Wert davon. HINTERGRUND DER ERFINDUNG Wenn ein Flugzeug landet und der Bodenkontakt hergestellt wird, wird das Flugzeug einem Impuls durch sein Fahrwerk ausgesetzt. Dieser Impuls umfasst eine Kraftkomponente, die auf die verbleibenden Strukturelemente des Flugzeugs übertragen wird. Die Kraftkomponente kann jedoch, obgleich weniger als die tatsächliche Bodenkontaktkraft aufgrund der Dämpfungswirkung der Flugzeugstoßdämpfer und der Fahrwerksgeometrie, trotzdem ausreichen, um eine strukturelle Beschädigung entweder durch Ausfall eines oder mehrerer der Flugzeughauptkomponenten oder strukturellen Verbindungen herbeizuführen . Beispielsweise ist das Flugzeugfahrwerk so ausgelegt, dass es einer viel größeren Kraftkomponente bei Erdkontakt standhält als eine Anzahl anderer Elemente, wie z. B. der Flügel oder der Triebwerksgondelstreben. Wenn eine harte Landung auftritt, kann die Kraftkomponente dazu führen, dass die Flugzeugflügel durch einen ziemlich großen Bogen oszillieren und die Verbindungen der Flügel zum Rumpf überladen. Ebenso können die Verbindungen der Motorgondelstreben zu den Flügeln überbeansprucht werden. Sollten aufgrund einer harten Landung strukturelle Schäden auftreten, so kann das Flugzeug für den weiteren Flug ungeeignet sein, bis der Schaden repariert wurde. Aus Sicherheitsgründen ist es wichtig, dass das Flugzeug bei jeder harten Landung überprüft wird. Derzeit sind sowohl die Kriterien für die Bestimmung, wann eine harte Landung aufgetreten ist, und die Umsetzung dieser Kriterien in bestimmten Situationen, die Intuition und Beurteilung der Flugzeuge Pilot und Flugbesatzung überlassen worden. Da diese Personen mit den strukturellen Grenzen des Flugzeugs nicht ganz vertraut sind, entsprechen die Fälle, in denen sie eine harte Landung gemeldet haben, nicht vielen Ursachen tatsächlicher Strukturschäden. Darüber hinaus gibt es wahrscheinlich eine persönliche Zurückhaltung, um eine tatsächliche harte Landung, unabhängig von der Ursache, für die mögliche Implikation der Fehler auf der Mannschaft Teil zu berichten. Es ist daher eine Aufgabe dieser Erfindung, eine Vorrichtung zum Bestimmen zu schaffen, wann ein Flugzeug einem anormalen oder harten Impuls bei der Landung ausgesetzt worden ist. Es ist eine weitere Aufgabe dieser Erfindung, eine Vorrichtung zum Anzeigen der Schwere oder des Grades des Impulses bereitzustellen, auf den das Flugzeug bei der Landung ausgesetzt worden ist. Es ist eine weitere Aufgabe dieser Erfindung, eine Vorrichtung bereitzustellen, bei der die Anzeige einer harten Landung, auch wenn die Flugzeugleistung abgeschaltet worden ist, beibehalten wird, bis sie manuell zurückgesetzt wird. ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG Diese Aufgaben und andere, die aus einer Betrachtung des verbleibenden Teils der Beschreibung und der Ansprüche offensichtlich werden, werden aus der Entdeckung erreicht, dass das Flugzeug-Wiegesystem, das in Kraftsensoren an jedem Fahrwerk davon ausgebildet ist, verwendet werden kann Um die Bodenkontaktkraft bei der Landung zu überwachen, und von einem Verfahren und einer Vorrichtung zum Vergleichen dieser Bodenkontaktkraft mit einem ersten Schwellenwert während einer Zeitdauer, die eingeleitet wird, wenn die Bodenkontaktkraft einen zweiten Schwellenwert überschreitet, um eine sichtbare Anzeige zu liefern, wenn Wurde der Schwellenwert überschritten. KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN Die Erfindung kann am besten verstanden werden durch eine Betrachtung des folgenden Teils der Beschreibung in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen, in denen: Fig. 1 eine bildliche Darstellung eines Flugzeuges, das die Bodenkontaktkräfte bei der Landung zeigt; 2 ist ein Blockdiagramm einer Ausführungsform der Vorrichtung dieser Erfindung. 3, 4, 5 und 6 sind Graphen, die typische Änderungen der Bodenkontaktkraft mit der Zeit während der Landung zeigen. BESCHREIBUNG EINER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORM Mit besonderem Bezug auf Fig. Wie in Fig. 1 gezeigt, enthält ein Flugzeug 10 ein Bugfahrwerk 12 und ein Paar von Hauptfahrwerken 14, von denen nur eines dargestellt ist. Bei der Landung wird das Bugfahrwerk 12 einer Bodenkontaktkraft F N unterworfen, und das linke und rechte Hauptfahrwerk 14 werden jeweils Bodenkontaktkräften von F ML und F MR unterworfen. Mit Bezug auf Fig. Wie in Fig. 2 gezeigt ist, werden diese Bodenkontaktkräfte durch eine Vielzahl von Wandlern 20, 22 und 24 erfasst, die dem Nasenfahrwerk 12 und dem rechten bzw. dem linken Hauptfahrwerk 14 zugeordnet sind. Die Wandler 20, 22 und 24 können von irgendeiner Art sein, die ein Ausgangssignal bereitstellt, das proportional zu der Bodenkontaktkraft ist, die auf sein zugehöriges Fahrwerk ausgeübt wird. Eine Ausführungsform eines solchen Wandlers ist in der US-Pat. Nr. 3,521,484, Dybvad et al. Bei der eine Vielzahl von Wandlerelementen innerhalb der Fahrwerksachse angeordnet ist, um die Scherkraft darin auf dem Erdkontakt zu messen. Eine andere Ausführungsform ist in US-Pat. Farr, bei der die Wandlereinrichtungen an Laschen an der Außenseite der Achse angebracht sind. Beide Patente sind dem Anmelder der vorliegenden Erfindung zugeordnet. Normalerweise werden derartige Sensoren verwendet, um das Flugzeuggewicht zu erfassen, wenn das Flugzeug auf dem Boden stationär ist. Die vorliegende Erfindung resultiert teilweise aus der Entdeckung, daß die Wandler auch dazu verwendet werden können, die Bodenkontaktkraft beim Auftreffen zu erfassen. Die Signale von den Wandlern 20, 22 und 24 werden einem Vorverstärker 26 zugeführt, der die Signale F N erzeugt. F MR und F ML. Die den oben erwähnten Bodenkontaktkräften proportional sind. Die Schaltung 26 arbeitet, um die Amplitude der Signale von den Wandlern auf einen Pegel anzuheben, der für die Verwendung in der verbleibenden Schaltungsanordnung der Vorrichtung geeignet ist. Bei der Verstärkung werden die Signale von den Wandlern normalisiert, so daß eine inkrementale Änderung ihrer Amplitude immer proportional zu der gleichen inkrementalen Änderung der Grundkontaktkraft ist. Zusätzlich kann die Schaltung 26 die Wandlersignale um einen Faktor modifizieren, der zu der tatsächlichen Amplitude der Leistungsversorgungsspannung proportional ist. Dieser Faktor, der auch als Systemreferenz bezeichnet wird, wird auch auf die verbleibenden Signale im System angewendet, so daß der Betrieb davon unabhängig von Änderungen der Leistungsversorgungsspannung ist. Das Ausgangssignal FN von der Schaltung 26 ist mit dem Eingang einer Nasenfahrwerk-Anzeigeeinrichtung 29 gekoppelt, und die Ausgangssignale F MR und F ML sind mit der rechten Hauptfahrwerk-Anzeigeeinrichtung 50 und der linken Hauptfahrwerk-Anzeigeeinrichtung 60 verbunden . Die Anzeigeeinrichtungen 29, 50 und 60 sind identisch, und nur die Anzeigeeinrichtung 29 wird im Detail beschrieben. Eine Vielzahl von Pegeldetektoren 28, 30, 32 und 34 sind darin vorgesehen. Das Signal F N ist mit einem Eingang jedes dieser Pegeldetektoren gekoppelt, und die anderen Eingänge werden mit Signalen L 1 versorgt. L 2. L 3 und L 4. Die eine vorbestimmte Schwellengröße haben. Der Betrieb der Detektoren 28 - 34 ist identisch: ein Ausgang wird von dieser Zeit geliefert, während das Eingangssignal FN gleich der Schwellengröße des L-Signals ist oder diese übersteigt. Beispielsweise liefert der Pegeldetektor 28 immer dann ein Ausgangssignal, wenn die Größe des Signals FN gleich der Schwellenwertgrße ist, die durch das Signal L & sub1; Wie nachfolgend noch näher erläutert wird, ermöglicht es die Mehrzahl der Pegeldetektoren 28 bis 34 dem System, auf den bei der Landung angetroffenen Impulswert sowie auf verschiedene Grad der Bodenkontaktkraft zu reagieren. Die Analyse von Flugzeugen hat gezeigt, dass es wahrscheinlich ist, dass strukturelle Schäden auftreten, wenn ein vorbestimmter Impuls bei der Landung überschritten wurde. Wie bekannt ist, umfasst ein Impuls sowohl eine Kraftkomponente als auch eine Zeitkomponente, so dass der Impuls gleich dem Produkt davon ist. Im einfachsten Fall kann eine harte oder anormale Landung definiert werden, die auftritt, wenn die Bodenkontaktkraft einen vorbestimmten Wert übersteigt, ungeachtet der Zeit, über die die Bodenkontaktkraft aufgebracht wird. In einem anderen Fall kann eine harte oder anormale Landung definiert werden, um aufzutreten, wenn die Bodenkontaktkraft einen vorbestimmten Wert über ein vorbestimmtes Zeitintervall übersteigt. Die Schaltungsanordnung innerhalb der Indikatoreinrichtung 29 liefert eine Ausgabe für einen dieser Bedingungen. Insbesondere ist das Ausgangssignal des Pegeldetektors 28 über eine Zeitgeberrücksetzschaltung 36 mit dem Rücksetzeingang einer Zeitsteuereinrichtung 38 verbunden. Ein Eingangssignal wird von dem Ausgangspegeldetektor 30 an die Zeitsteuereinrichtung 38 geliefert, und die Zeitsteuereinrichtung 38 schaltet wiederum Steuersignale zu Sperrschaltungen 40 und 42, die Eingänge von den Ausgängen der Pegeldetektoren 32 bzw. 34 empfangen. Der Ausgang der Sperrschaltung 42 ist als Steuersignal an den Sperreingang einer dritten Sperrschaltung 44 gekoppelt, die ihr Eingangssignal von der Sperrschaltung 40 empfängt. Der Ausgang der Sperrschaltung 42 ist auch über einen Verstärker 46 und einen Schalter 48 bis 48 gekoppelt Eine Anzeigelampe 33 und der Ausgang der Sperrschaltung 44 ist über einen Schalter 47 mit einer Anzeigelampe 31 verbunden. Beide Schalter 47 und 48 empfangen ein Rücksetzsignal von einer manuell zu betreibenden Rücksetzeinrichtung, die nachfolgend beschrieben wird. Um den Betrieb der Anzeigeeinrichtung 29 zu verstehen, sollte auf die Fig. 3 - 6, die typische Änderungen der Bodenkontaktkraft mit der Zeit über ein Landezeitintervall veranschaulichen. Fig. 3 und 4 die Bodenkontaktkraft für zwei beispielhafte Landungen, wobei der Landeimpuls innerhalb akzeptabler Grenzen liegt, und Fig. 5 und 6 zeigen die Bodenkontaktkraft für zwei weitere beispielhafte Landungen, wobei der Landeimpuls über akzeptable Grenzen hinausgeht. Die Kurve in Fig. 3 kann in drei charakteristische Bereiche unterteilt werden. Der erste dieser Bereiche wird durch eine rasche Zunahme der Bodenkontaktkraft von Null bis zu einem ersten Spitzenwert dargestellt. Dieser rasche Anstieg erfolgt unmittelbar nach dem ersten Aufprall des Flugzeugs Fahrwerk mit dem Boden. Im zweiten Bereich nimmt die Bodenkontaktkraft von diesem ersten Spitzenwert auf einen minimalen Wert ab und beginnt dann wieder zuzunehmen. Die anfänglichen Auswirkungen der Landung hat nachgelassen und wird etwas durch den Lift versetzt, der dem Flugzeug durch seine Flügel zur Verfügung gestellt wird. Wenn die Flugzeugbodengeschwindigkeit abnimmt, nimmt auch der Auftrieb ab, so daß die Bodenkontaktkraft in der angegebenen Weise zuzunehmen beginnt. Im dritten Bereich geht der Flügelhub verloren und das Flugzeug beginnt sich auf seinem Fahrwerk zu setzen, so daß sein Gewicht zum vorherrschenden Bestandteil der Bodenkontaktkraft wird. Die Kurven in den Fig. 4, 5 und 6 zeigen ebenfalls drei charakteristische Bereiche. Jedoch unterscheiden sich die im ersten und zweiten Bereich angetroffenen Maximal - und Minimalwerte sowie deren Zeitdauer erheblich. Es ist diese Differenz, die durch die Schaltung der Indikatoreinrichtung 29 detektiert wird. In jedem Fall ist die Grße und Form der Kurve in dem dritten Bereich ähnlich und somit ist der dritte Bereich kein wesentliches Element bei der Bestimmung eines anormalen Landungsimpulses . Die Schwellengrößen L & sub1; - L & sub4; sind auf den Kurven in den Fig. Die Funktion der Zeitgeberrücksetzschaltung 36 besteht darin, einen Ausgang zu liefern, wann immer kein Ausgangssignal von dem Pegeldetektor 28 geliefert wird. Wie in Fig. 3 gezeigt, liefert die Zeitgeber-Rücksetzschaltung 36 eine Ausgabe von der Zeit 0 bis zur Zeit T a im ersten Bereich und von der Zeit T b bis zur Zeit T c, wenn die Massekontaktkraft F N unter die Grße von L 1 fällt. In den Fig. Wie in den Fig. 4, 5 und 6 gezeigt ist, liefert die Zeitgeberrücksetzschaltung 36 nur während des Zeitintervalls 0 - T a im ersten Bereich der Kurven einen Ausgang. Die Funktion der Zeitgebereinrichtung 38 besteht darin, nach dem Anlegen eines Ausgangssignals von der Pegeldetektorschaltung 30 zum Zeitpunkt T 0 kein Ausgangssignal für eine vorbestimmte Zeit T 1 zu liefern, wenn F N gleich oder größer als die Größe von L 2 ist. Dieses Zeitintervall ist in jeder der Fig. Der Wert von L2 und die Dauer des Zeitintervalls T & sub0; - T & sub1; sind so gewählt, daß die Pegeldetektoren 32 und 34 nur während des Hauptabschnitts der ersten und zweiten Bereiche der Bodenkontaktkraft-Kennlinie freigegeben werden. Zu diesem Zweck stellt das Zeitsteuerungsmittel 38 ein Steuersignal vor T & sub0; und nach T & sub1; an die Sperreingänge der Schaltungen 40 und 42 zur Verfügung, um jeglichen Betrieb davon zu verhindern. Daher wird eine Festlandungsanzeige bereitgestellt, wenn und nur wenn die Größen von L 3 oder L 4 während des Zeitintervalls T 0 - T 1 überschritten werden. Mit anderen Worten definiert die Schaltungsanordnung ein vorbestimmtes Fenster oder Gatter während T & sub0; - T & sub1 ;, in dem die Grßen der Grundkontaktkraft mit bestimmten Schwellenwerten verglichen werden. Mit besonderem Bezug auf Fig. In Fig. 4 ist zu erkennen, daß die Bodenkontaktkraft FN nicht gleich der Grße von L & sub3; bis weit in den dritten Bereich der Kurve ist und hauptsächlich dem Flugzeuggewicht entspricht, das durch das Bugfahrwerk 12 wirkt L 3 während des ersten und des zweiten Bereichs der charakteristischen Landekurve, die durch das Gate T 0 - T 1 definiert ist, nicht ausgeglichen oder überschritten wurde. Wird kein Ausgangssignal durch die Anzeigeeinrichtung 29 erzeugt. Wie in Fig. 5 gezeigt, überschreitet die Bodenkontaktkraft FN die Grße von L & sub3; nach dem Zeitpunkt T & sub0; aber vor dem Zeitpunkt T & sub1 ;. In Fig. 6 werden beide Größen L 3 und L 4 innerhalb des Zeitintervalls T 0 - T 1 überschritten. In jedem dieser Fälle wird ein Ausgangssignal durch eine Anzeigeeinrichtung 29 bereitgestellt, um das Auftreten einer anormalen oder harten Landung zu bezeichnen. Die Funktion der Schaltung einschließlich des Pegeldetektors 28 und der Timer-Rücksetzschaltung 36 besteht darin, die Zeitsteuereinrichtung 38 zurückzusetzen, falls der Pegel der Bodenkontaktkraft unter dem von L 1 während des Landezeitintervalls sinkt. Das Niveau von L 1 kann so gewählt werden, dass es sich dem Wert annähert, der wahrscheinlich ist, wenn das Flugzeug bei der Landung aufprallt, so dass das Fahrwerk kurzzeitig den Bodenkontakt verliert. In dieser Situation ist es wünschenswert, die Schaltung so zurückzusetzen, daß eine Erfassung während nachfolgender Erdungskontakte ermöglicht wird. Der Wert von L 3 kann als eine kleine harte Landung betrachtet werden, die bestimmte Überlegungen und eine Strukturanalyse erfordert, und der Wert von L 4 kann als eine große harte Landung betrachtet werden, die unterschiedliche Erwägungen erfordert. Um eine getrennte Anzeige dieser Grade der harten Landung vorzusehen, wird die Anzeigelampe 31 durch die Ausgabe von der Sperrschaltung 40 durch die Sperrschaltung 44 und den Schalter 47 erregt, wann immer der Pegel von L 3 gleich oder überschritten wurde. Wenn jedoch der Pegel von L 4 auch während des Zeitintervalls T 0 - T 1 erreicht oder überschritten wurde. Inhibit-Schaltung 42 stellt ein Ausgangssignal für die Betätigungssperrschaltung 44 bereit, um die Anzeigelampe 31 zu entregen. Gleichzeitig wird die Anzeigelampe 33 durch den Verstärker 46 und den Schalter 48 erregt. Wenn das Flugzeug ausgeschaltet und die Stromversorgung aus dem Komponenten von Fig. 2 werden die soeben beschriebenen Signale entfernt. Um sicherzustellen, daß die harte Landungsanzeige durch geeignetes Personal bemerkt wird, werden die Schalter 47 und 48 in einen verriegelten Zustand versetzt, wenn ein Eingangssignal an sie angelegt wird, bis ein Rücksetzsignal zugeführt wird. Dieses Rücksetzsignal wird vorzugsweise von einem nicht dargestellten manuell betriebenen Schalter erhalten. In ähnlicher Weise liefern die Anzeigemittel 50 und 60 für das rechte und linke Hauptfahrwerk 14 Ausgänge für die Anzeigelampen 51, 53, 61 und 63, wenn kleinere und große harte Landungen dadurch erfasst werden. Die Schwellengrößen L1R-L4R und L1L-L4L für die Anzeigemittel 50, 60 und die Werte L1 bis L4 für die Anzeigeeinrichtung 29 sowie die Zeitdauern der Zeitintervalle (T 0 - T 1 ), Die durch eine unabhängige Strukturanalyse des Flugzeugs erreicht werden können. Vorzugsweise wird diese Analyse durch den Hersteller der Zelle durchgeführt und umfasst die Analyse der Übertragungsfunktion zwischen der auf jedes Fahrwerk ausgeübten Bodenkontaktkraft und der tatsächlichen Kraftkomponente, die auf die Strukturelemente der Zelle übertragen wird, zusammen mit einer Spannungsanalyse in Licht Der tatsächlichen Kraftkomponente. Wie zuvor erwähnt, wird jedes der Zeitintervalle (T 0 - T 1) so gewählt, dass es ungefähr der erwarteten Dauer des ersten und des zweiten Bereichs in der charakteristisch zugeordneten Kurve der Bodenkontaktkraft entspricht. Die in Fig. 2 ist vorzugsweise in wohlbekannten Festkörperkomponenten ausgeführt. Die Pegeldetektoren 28 - 34 können einfache Schwellenvorrichtungen sein. Die Zeitgeberrücksetzschaltung 36 kann ein einfacher Schalter sein, der in einem Zustand gehalten wird, wann immer kein Ausgangssignal von dem Pegeldetektor 28 geliefert wird. Die Zeitsteuereinrichtung 38 kann eine Kombination aus einem Eingangsschalter, einer Verzögerungsschaltung und einem Ausgangsschalter umfassen Der in Reaktion auf ein Ausgangssignal des Pegeldetektors 30 betätigt wird, und bei dem der Ausgangsschalter betätigt wird, um ein Signal an die Verzögerungsschaltung zum Zeitpunkt T 0 durch das Signal von der Verzögerungsschaltung zu einer vorbestimmten Zeit T 1 anzulegen Nach der Zeit T 0. Die Rücksetzfunktion kann dadurch erreicht werden, daß der Eingangsschalter ausgeschaltet und ein Entladepfad für die Verzögerungsschaltung vorgesehen wird. Die Sperrschaltungen 40 und 42 können identisch sein und einen Ausgang bereitstellen, sobald ein Signal von dem zugeordneten Pegeldetektor empfangen wird, außer wenn ein Signal zuvor an die Sperreingänge davon angelegt worden ist. Die Sperrschaltungen 40 und 42 weisen vorzugsweise mindestens eine Treiberstufe auf, um die Amplitude des Signals, das von dem zugeordneten Pegeldetektor erhalten wird, anzuheben. Der Verstärker 46 kann eine einfache Treiberstufe umfassen. Das Sperrelement 44 sollte immer dann eine Ausgabe bereitstellen, wenn eine Eingabe von der Sperrschaltung 40 empfangen wird, außer wenn immer ein Signal an die Sperr-Eingabe von der Sperrschaltung 42 angelegt wird. Die Sperrschaltung 44 enthält vorzugsweise auch mindestens eine Treiberstufe. Die Schalter 47 und 48 können einfache elektromechanische Relais mit einem verriegelten Zustand, wenn sie betätigt sind, halten, die bis zum Zurücksetzen beibehalten werden, auch wenn die Energie von ihrer Betätigungsspule entfernt wird. Daher sollte es für den Fachmann offensichtlich sein, daß die Erfindung nicht auf die spezielle beschriebene Ausführungsform beschränkt ist, sondern daß sie nur durch die Grenzen der beigefügten Ansprüche beschränkt sein soll.
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