JP2004506561A - 統合モジュラー・アビオニクスに併合された飛行制御モジュール - Google Patents
統合モジュラー・アビオニクスに併合された飛行制御モジュール Download PDFInfo
- Publication number
- JP2004506561A JP2004506561A JP2002512025A JP2002512025A JP2004506561A JP 2004506561 A JP2004506561 A JP 2004506561A JP 2002512025 A JP2002512025 A JP 2002512025A JP 2002512025 A JP2002512025 A JP 2002512025A JP 2004506561 A JP2004506561 A JP 2004506561A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- flight control
- fcm
- flight
- actuator
- airplane
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 title claims abstract description 72
- 230000003416 augmentation Effects 0.000 claims abstract description 11
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims description 13
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 6
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 4
- 230000008901 benefit Effects 0.000 abstract description 3
- 230000006870 function Effects 0.000 description 7
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 7
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 3
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 3
- 230000002265 prevention Effects 0.000 description 3
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 3
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 3
- 230000003190 augmentative effect Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000012797 qualification Methods 0.000 description 2
- 241001481833 Coryphaena hippurus Species 0.000 description 1
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000009429 electrical wiring Methods 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
- B64C13/503—Fly-by-Wire
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
- G05D1/0077—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements using redundant signals or controls
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Toys (AREA)
- Safety Devices In Control Systems (AREA)
- Air Conditioning Control Device (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Air-Conditioning For Vehicles (AREA)
Abstract
フライ・バイ・ワイヤ技術を使用した航空機では、飛行制御機能が統合モジュラー・アビオニクス(「IMA」)(410)に統合されている。新しい飛行制御モジュール(「FCM」)(402)は、IMA内の他のモジュールと同じデータ・バス上に存在し、同じ電源から電力を受信する。加えて、FCMはまた別々の電源に接続されて、冗長性をシステムに追加する。いくつかの利点がこのFCMの構成から生じる。もはや別々のシャシーが飛行制御機能のために必要とされず、したがって結果として重量の削減となる。加えて、FCMはこのとき、ARINC629バスを介して制限された量のデータではなく、IMAバス上ですべてのデータへのアクセスを有する。FCMは増強信号をアクチュエータ制御エレクトロニクス(「ACE」)に供給して航空機の飛行を支援する。FCMの故障の場合、ACEがなお十分な制御を提供して飛行機を飛行させる。
【選択図】図4
【選択図】図4
Description
【0001】
発明の背景
1.技術分野
本発明は航空機エレクトロニクスに関し、より詳細には、飛行制御モジュールを統合する統合モジュラー・アビオニクス・パッケージに関する。
2.背景情報
図1を参照すると、典型的な飛行機が、乗客および貨物を保持する胴体110、飛行機を飛行させるために必要とされる揚力を提供する翼112、安定した飛行を保証するために使用される垂直安定板114および水平安定板116、および飛行機を前進させるために必要とされる推力を提供するエンジン118を含む。
【0002】
飛行機を導くためには、翼112、水平安定板116および垂直安定板114の上に配置される飛行制御表面に依拠しなければならない。飛行機における一次飛行制御表面には、補助翼100、エレベータ102およびラダー104が含まれる。補助翼100は飛行機の翼の後縁の上に位置し、飛行機のロールを制御する。飛行機のローリングを図2Aに示す。エレベータ102は飛行機の水平安定板上に位置し、飛行機のピッチを制御する。飛行機のピッチングを図2Bに示す。ラダー104は垂直安定板上に位置し、飛行機のヨーを制御する。飛行機のヨーイングを図2Cに例示する。
【0003】
また、飛行機の翼の上には、スポイラー106、フラップ120およびスラット122があり、これらは集合的に二次飛行制御表面として知られる。スポイラー106は翼の上に位置し、様々な異なる機能を実施し、これには、垂直飛行経路の制御における支援、エア・ブレーキとして動作して飛行機の前進速度を制御すること、および、グランド・スポイラーとして動作して翼の揚力を低減させて、ブレーキング時のランディング・ギアと滑走路の間の接触を維持する助けとすることが含まれる。
【0004】
フラップ120およびスラット122は飛行機の翼の上に位置して、飛行機に影響のある揚力および抗力を、翼112の後縁にあるフラップ120および翼112の前縁にあるスラット122により変化させる。フラップ120およびスラット122が拡張されるとき、翼の形状が変化してより多くの揚力を提供する。揚力が増大すると、飛行機はより低速で飛行することができ、したがって着陸手順および離陸手順が簡素化される。
【0005】
上に記載した一次飛行制御表面は、飛行機のコックピット内に位置するパイロットによって操作される。ラダー104は通常、パイロットの両足によって操作された1対のラダー・ペダルによって制御される。補助翼100は、操縦桿を左右に調節することによって制御される。操縦桿を左に動かすことにより、通常は左補助翼を上げるように、かつ右補助翼を下げるように制御し、飛行機を左側にロールさせる。エレベータ102は、操縦輪または操縦桿を前後に調節することによって制御される。
【0006】
大抵の小型飛行機では、パイロットの制御部と可動表面の間に直接のメカニカル・リンケージがある。大抵の大型飛行機では、パイロットの制御部を、一次制御表面を動かすために使用される油圧アクチュエータに接続するケーブルまたはワイヤがある可能性がある。より新型の飛行機では、「フライ・バイ・ワイヤ」と呼ばれるシステムが開発されている。
【0007】
通常の従来技術のフライ・バイ・ワイヤの飛行機では、電子センサがパイロットの制御部に取り付けられている。これらのセンサが電子データを様々な飛行制御コンピュータ(「FCC」)に伝送する。アクチュエータ制御エレクトロニクス(「ACE」)として知られるシステムが電子信号を飛行制御コンピュータから受信し、油圧アクチュエータを、受信された信号に基づいて動かす。各油圧アクチュエータが可動の一次制御表面に結合され、アクチュエータの動きにより一次制御表面を動かすようにする。
【0008】
フライ・バイ・ワイヤの概念は、アクチュエータを制御するために飛行機中に延びる重いリンケージ、ケーブル、プーリおよびブラケットをもはや必要とせず、FCCおよびACEへの電気配線だけであるために重量を節約する。さらに、この概念により円滑に飛行することができ、パイロットが必要とする労力がより少なくなる可能性がある。
【0009】
航空機の操縦中に、飛行機のパイロットが飛行機の飛行を支援するためにあるデータを必要とする可能性がある。このデータには、対気速度、高度、天候、場所、飛行方向、および他の航法データが含まれる。データは、航空機の様々な部分に位置するセンサによって生成される。この情報および他の情報管理データを生成かつレポートするために使用されるシステムは一般に「アビオニクス」と呼ばれる。「アビオニクス」という用語はまた自動操縦機能も包含し、これによりコンピュータがパイロットの制御部への入力を行うことができる。現代のフライ・バイ・ワイヤの飛行機では、アビオニクス・システムをキャビネットに配置することができ、これはたとえば、電源、プロセッサ、メモリ、オペレーティング・システム、ユーティリティ・ソフトウェア、ハードウェア、組み込み試験装置および入力/出力ポートを共有するためである。このアビオニクスのグループ化は当技術分野において統合モジュラー・アビオニクス(「IMA」)として知られる。
【0010】
IMAはデータをいくつかの機能のために収集かつ処理し、これらの機能には、それだけに限定されるものではないが、飛行管理、表示、航法、中央メンテナンス、飛行機の状態の監視、フライト・デッキ通信、推力管理、デジタル飛行データ、エンジン・データ・インターフェイス、自動飛行、自動スロットルおよびデータ変換が含まれる。
【0011】
IMAの後ろにある元の概念は、それぞれがそれ自体の電源、プロセッサ、シャシー、オペレーティング・システム、ユーティリティ・ソフトウェア、入力/出力ポートおよび組み込み試験装置を有する各サブシステムのためのライン交換ユニット(LRU)の必要性をなくすことであった。これらの各機能がIMAによって共有され、結果として大幅な軽量化が生じた。
【0012】
通常のフライ・バイ・ワイヤ制御の飛行機では、操縦桿の動きを、ACEが実行することができる適切な電子命令に変換しなければならない。従来技術では、この変換がFCCによって実行された。従来技術はFCCをIMAから分離し、FCCをACEと組み合わせた。
【0013】
新しい飛行機が設計かつ構築されるとき、かつこの飛行機に乗客を乗せて飛行させることができるようになる前に、飛行機が認定されなければならない。米国では、連邦航空規制(「FAR」)が飛行機の認定を管理している。FARは、飛行機において起こる可能性のある潜在的な問題を規定し、コンポーネントを様々なカテゴリに、コンポーネントのクリティカル性に応じて分類している。たとえば、カテゴリAのコンポーネントは、故障した場合、結果として航空機の損失となるコンポーネントである。カテゴリAのコンポーネントはまた、クリティカル・コンポーネントとしても知られる。カテゴリBのコンポーネントはそれほど重要でないコンポーネントであり、カテゴリBのコンポーネントの故障により、結果として人命の損失となる可能性があるが、飛行機全体の損失になる可能性はない。カテゴリC、DおよびEのコンポーネントはさらにクリティカルではなく、これらのコンポーネントのいずれかの故障により、結果として人命の損失にはならない。
【0014】
クリティカル・コンポーネントをフルタイム・クリティカルおよびパートタイム・クリティカルのコンポーネントに分割することができる。コンポーネントは、それが各飛行の持続時間の間のあらゆる飛行においてクリティカルである(すなわち、そのコンポーネントが故障した場合、航空機の損失の結果となる可能性がある)場合、フルタイム・クリティカルであると見なされる。システムは、それが各飛行中の短期間の間のみにクリティカルである場合、パートタイム・クリティカルであると見なされる。たとえば、失速防止は低高度でクリティカルであり、これは、失速防止が飛行機の機首を下げ、これが結果として低高度での飛行機の損失となる可能性があるからである。しかし、巡航高度での失速防止はクリティカルではなく、これは、飛行機のピッチを9448.8m(31,000フィート)で下げることは本質的に危険ではないからである。システムはまた、状態またはシステムがクリティカルであるがあらゆる飛行において起こるのではない(たとえば、エンジンの損失)場合にも、パートタイム・クリティカルであると見なされる。
【0015】
ソフトウェアによって操作されるフルタイム・クリティカル・コンポーネントでは、「類似冗長性」(「設計の多様性」としても知られる)が標準である。類似冗長性では、2つのコンピューティング・システムが飛行機において使用され、これらは互いに類似しているが等しいものではない。たとえば、2つのコンピューティング・チャネルを使用することができ、各コンピューティング・チャネルは異なるCPUおよび異なるソフトウェアを有する。代替物では、同じCPUを各コンピューティング・パスについて使用することができるが、異なるソフトウェア(たとえば、別々のプログラマのグループによって開発されたもの)が使用される。類似冗長性の後ろにある理論は、一方のコンピューティング・レーンがミスをした場合、同じ機能を異なる方法で実行する第2のコンピューティング・レーンが、同じ場所で起こる同じ障害を含む可能性が低いということである。
【0016】
このような類似冗長方式では結果として開発コストが増大し、これは、同じソフトウェア・プログラムを二度開発しなければならないからである。しかし、FARは、フルタイム・クリティカル・コンポーネントが類似冗長性を有することのみを必要とする。パートタイム・クリティカル・コンポーネントにはこのような要件がない。
【0017】
従来技術のIMAはFCCを含んでおらず、これは、クリティカル・コンポーネントおよび非クリティカル・コンポーネントを同じIMAハウジングまたはキャビネットに配置するべきではなく、これは非クリティカル・コンポーネントの故障がクリティカル・コンポーネントの可用性に影響のあることを回避するためであると、一部で論じられるからである。飛行制御コンピュータが一次制御表面を直接制御したので、飛行制御コンピュータは従来技術ではクリティカルであった。したがって、従来技術は飛行制御コンピュータを分離したモジュールに配置して、IMAの故障が結果として一次飛行制御表面の故障を生じることのないように保証した。
【0018】
この手法にはいくつかの欠点がある。第1の欠点は、類似冗長性の必要性のために開発コストが追加されることである。ソフトウェアの開発コストはほぼ倍増され、これはソフトウェアを二度開発しなければならないからである。さらに、飛行機に余分な重量があり、これは別々の電源および別々の処理能力を有する別々の飛行制御コンピュータの必要性のためである。FCCを分離した結果として別の欠点が生じ、これは通常のFCCが標準のARINC629バスを介してIMAと通信する方法のためである。ARINC629バスは、IMAの内部のバスより低速である。したがって、データが処理中であるとき、IMAがデータをFCCに伝送するために、より少ないデータを伝送しなければならず、あるいは同じデータをより長い期間に渡って伝送しなければならない。情報をタイムリーな方法で受信する重要性のため、従来技術の設計者はより少ないデータを伝送することを選択した。したがって、別個のFCCは、IMAによって生成される完全な飛行情報を受信しない。必要とされるものは、これらの問題を軽減あるいはなくすシステムである。
【0019】
発明の概要
以下の発明の概要は、本発明に固有の革新的な特徴のいくつかの理解を容易にするために提供され、十分な説明とすることを意図するものではない。本発明の様々な態様の十分な理解は、明細書全体、特許請求の範囲、図面および要約書を全体として取ることによってのみ得ることができる。
【0020】
本発明は、飛行制御モジュールを飛行機のアビオニクスに組み込む。飛行制御モジュールはアクチュエータ制御エレクトロニクス・システムに結合され、これが、飛行制御表面に結合された油圧アクチュエータを操作する。飛行制御モジュールは、増強情報をアクチュエータ制御エレクトロニクス・システムに提供する。しかし、アクチュエータ制御エレクトロニクスでは、システムは、「ダイレクト・モード」で、飛行制御モジュールからのいかなるこのような増強もなしに、パイロットによって操縦桿を通じて提供された入力にのみ基づいて操作することも可能である。
【0021】
本発明の新しい特徴は、以下の発明の詳細な説明の検討により当業者には明らかとなり、あるいは本発明の実施により学習することができる。しかし、発明の詳細な説明および提示する特定の実施例は、本発明のある実施形態を示すが、例示のためにのみ提供され、これは本発明の精神および範囲内の様々な変更および修正が、発明の詳細な説明および後に続く特許請求の範囲から当業者には明らかとなるからであることを理解されたい。
【0022】
本発明をさらに添付の図面に関連して記載する。
発明の詳細な説明
従来の飛行制御コンピュータを図3に例示する。パイロットがパイロット入力300で、ラダー・ペダルおよび操縦桿のようなコンポーネントの使用を通じて入力を提供する。これらの入力が電気信号に変換され、飛行制御コンピュータ302に伝送される。飛行制御コンピュータ302はクリティカル・コンポーネントであり、通常は2つの別々のコンピューティング・レーンを含んで、上に記載した類似冗長性の要件を満たす。飛行制御コンピュータ302がパイロット入力300からの信号を処理し、この信号を、アクチュエータ制御ユニット304による使用のために変換し、アクチュエータ制御ユニット304が信号をアクチュエータ306に伝送して飛行制御表面308を動かす。通常は少なくとも5つの飛行制御表面が典型的な飛行機上にあり(各翼の上に1つの補助翼、各水平安定板の上に1つのエレベータ、および垂直安定板の上に1つのラダー)、各飛行制御表面が通常は、その動きを制御する2つまたは3つのアクチュエータを有することを想起されたい。したがって、図3に示すものに類似した少なくとも9つの他の飛行制御コンピュータが典型的な飛行機にあり、それぞれが同じパイロットの入力からの命令を受信する。
【0023】
飛行制御コンピュータ302はまた、ARINC629バス320を通じてIMA310からも情報を受信する。IMA310は、高度、姿勢、速度および飛行方向などのデータを飛行制御コンピュータ302に送信する。IMA310がこのデータを飛行機中の様々なセンサから受信し、これは航法センサ314および一般センサ318などである。IMA310はまた、ディスプレイ312用の出力も生成する。ディスプレイ312はパイロットに、たとえば、飛行機の姿勢、高度、対気速度および飛行方向を指示する。IMA310はまた、自動操縦316が使用するための命令も生成する。自動操縦316は、パイロットの制御上のサーボモータを活動化させて、制御部を動かすパイロットをシミュレートすることによって、飛行機を飛行させる。飛行機が巡航速度および高度にあるとき、飛行機を自動操縦によって飛行させることができる。自動操縦316はまたパイロットの制御上のサーボモータに、フィードバックをパイロットに提供するように命令する。フライ・バイ・ワイヤの飛行機では、制御部が飛行制御表面に直接リンクされていない。したがって、自動操縦によって制御されたサーボモータが、パイロットの制御における動きを生成して、従来の飛行機のフィードバックをシミュレートする。
【0024】
飛行制御コンピュータ302は、パイロットの入力をアクチュエータの動きに変換することにおいて、いくつかの異なる機能を実行する。たとえば、飛行機は異なる対気速度で異なるように応答する。低速では、補助翼が大量に動かなければならず、これは飛行機をロールさせるためである。実際に、いくつかの低速では、補助翼が飛行機を単独でロールさせる権限を欠いており、スポイラーも使用して飛行機をロールさせなければならない。より高速では、飛行機を同じ量だけロールさせるために少量の補助翼の動きのみが必要とされる。同じことはエレベータのピッチ制御にも当てはまり、より低速ではより多いエレベータの動きが、特定の量のピッチを生成するために必要とされる。飛行制御コンピュータ302は対気速度によるこれらの差を調節し、飛行機がすべての対気速度で同様に挙動を示すことができるようにする。たとえば、200ノットで進む飛行機では、操縦桿を後部までずっと動かすことは、結果としてエレベータが30度上に動くことになり、飛行機にある角度でピッチ・アップさせる可能性がある。400ノットで進む飛行機では、30度のエレベータの動きが飛行機に重い損傷を与える可能性がある。したがって、飛行制御コンピュータ302はエレベータの操作を調節し、すなわち、操縦桿を後部までずっと動かすことは、結果として400ノットでエレベータが5度だけ上に動くことになる可能性があるが、結果として生じる飛行機のピッチは、200ノットでの30度のエレベータの動きに等しい。すなわち、飛行制御コンピュータ302が飛行機の対気速度を検知し、その対気速度に応じて制御表面の挙動を変える。類似の調節を高度に基づいて行うことができ、飛行機が152.4m(500フィート)の地上高である場合、飛行機を厳しい角度で下方にピッチさせるべきではない。飛行制御コンピュータ302は、パイロットがある高度で厳しい角度で航空機を下方にピッチさせることを防止することができる。
【0025】
飛行制御コンピュータ302はまた、一定の対気速度を維持するように構成することもできる。たとえば、フラップおよびスラットの異なる構成は結果として抗力の増大となり、飛行機を減速させる可能性がある。このような減速が望ましくない場合、飛行制御コンピュータ302を、パイロットからのいかなる追加の入力もなく、エンジンへのスロットルを増すか、あるいは飛行機におけるピッチを変えて同じ対気速度を維持するように構成することができる。
【0026】
図3は、従来技術のフライ・バイ・ワイヤ・システムにおいて飛行制御コンピュータ302がフルタイム・クリティカルであることを示す。飛行制御コンピュータ302がいずれかの理由のために故障する場合、すべてのフライ・バイ・ワイヤ機能性が失われ、パイロットには一次飛行制御表面を介した制御がなくなる。パイロットはメカニカル・バックアップに依拠して飛行機を飛行させなければならない。
【0027】
本発明の一実施形態のシステムを図4に例示する。パイロット入力300は図3に示すものに等しい。次いで、この入力がアクチュエータ制御エレクトロニクス(「ACE」)400に伝送される。ACE400はまた入力を飛行制御モジュール(FCM)402からも受信する。ACE400はアクチュエータ406に、飛行制御表面408を制御するように命令する。
【0028】
FCM402は、上で増強に関して記載した機能性をACE400に追加する。FCMは増強をパイロットの直接コマンドに提供し、これは飛行機の飛行を円滑にする直接コマンドに信号を導入することによって行う。FCM402の増強機能は、同時係属の2000年7月14日出願の「ビークル内のコマンド・レーンへオーグメンテーション・コマンドを与える方法(A Method For Providing Command Augmentation To A Command Lane Within A Vehicle)」という名称の米国特許出願第_/_,_号でより十分に詳述されている。簡単に述べると、FCM402は、飛行機が異なる状況において等しい挙動を示すことができるようにすることによって、円滑な飛行を保証する。
【0029】
FCMは安定性増加、構成増強および推力増強を提供する。安定性増加は、FCMが小さい調節を行って飛行を円滑にするときである。たとえば、飛行機が、ある天候状態により一直線かつ円滑に飛行しない可能性がある。飛行機はイルカのように動き、そのピッチおよび高度が常に変化し続ける可能性がある。FCMはこの状態を検知し、継続的に信号をエレベータに送信してこれらの傾向を妨げ、円滑な水平飛行を保証することができる。
【0030】
構成増強により、パイロットの観点から、飛行機の構成にかかわらず、たとえば、フラップが内部にあるか拡張されているかにかかわらず、飛行機が等しい挙動を示すことができる。標準的に、フラップが拡張されるとき、飛行機の揚力が増大し、パイロットが増大した揚力を調節しなければならず、これは飛行機が同じ高度で残るようにエレベータを調節することによって行う。増強された飛行機のパイロットは機首を下にして降りる必要はなく、これは飛行機が、飛行機の異なる構成について補償するからである。
【0031】
推力増強は自動的に、エンジンによって生成された推力を調節して等速度を維持する。たとえば、飛行機が飛行レベルにあるときよりも飛行機がピッチ・ダウンされるときに、より少ない推力が必要とされる。この調節をFCMによって自動的に行うことができる。
【0032】
ACE400は、図3のアクチュエータ制御ユニット304とは異なる。ACE400は、パイロットの入力300を除いていかなる追加の入力もなく飛行制御表面408を制御することができるが、アクチュエータ制御ユニット304は、飛行制御コンピュータ302からの入力なしに一次飛行制御表面308を制御することができない。この方法では、FCM402の故障の場合でも、ACE400が飛行制御表面408を制御することができ、したがって飛行機に命令することができる。
【0033】
したがって、飛行機にはFCMによる、パイロットの直接コマンドへの増強の利点があり、なお飛行機は単にFCMに依存しているのではない。図4に示す実施形態では、FCM402の故障の場合、パイロット入力300がなお飛行制御表面408の動きに、ACE400によって変換される。飛行制御表面408がそれらの入力をパイロット入力300から、FCM402からのいかなる増強もなく受信するとき、飛行機が「ダイレクト・モード」にあると言われる。したがって、飛行機には2つの飛行モードがあり、すなわち、FCM402が増強をパイロットの入力に提供する標準モード、および、パイロットの入力がアクチュエータに、増強なしに供給されるダイレクト・モードである。ダイレクト・モードでは、飛行機の飛行特性がそれほど円滑ではない。しかし、パイロットはなお飛行機の一次制御表面の動きをコントロール中である。
【0034】
FCM402の故障が全飛行上に破滅的な影響を引き起こすことはできない。したがって、FCM402はフルタイム・クリティカルではなく、すなわち、FCM402の故障が飛行機の損失に通じることはなく、これはACE400の存在のためであり、ACE400は一次制御表面の制御をダイレクト・モードで提供することができる。FCM402がフルタイム・クリティカルではないので、これをIMA410内に、フルタイム・クリティカルではない他のコンポーネントと共に配置することができる。
【0035】
ACE400はアナログであるので、決定論的であると見なされ、これはアナログ回路が有することができるすべての特性を解析できるからである。したがって、ACE400を「徹底的に解析」することができる。したがって、類似冗長性の必要性はない。
【0036】
したがって、本発明はFCMの機能を変えて、FCMがもはやフルタイム・クリティカルではないようにする。
FCM402がフルタイム・クリティカルではないので、類似冗長性の必要性はない。上で論じたように、類似冗長性はフルタイム・クリティカル・コンポーネントにのみ必要とされる。したがって、FCM402用のソフトウェアを一度だけ開発する必要がある。さらに、追加の処理装置の必要性はない。実際には、FCM402は処理能力を、IMA410内に位置する他のアビオニクス・ユニットと共有することができる。加えて、分離した、扱いにくいFCC302の必要性はない。FCC302内の従来技術のプロセッサのため、より強力な電源および冷却能力の必要性がある。従来技術とは対照的に、本発明は分離した電源をFCM402用に必要とせず、これはFCM402がIMA410の電源を使用するからである。
【0037】
加えて、FCM402はそのアビオニクス・データを直接、IMA410内に位置する航空機標準通信バス(ASCB)から受信する。ASCBは外部のARINC629バスより高い帯域幅を有し、データをはるかにより高速に伝送する。加えて、FCM402は、ASCB上にあるすべての情報へのアクセスを有する。増大した量の情報の可用性が、飛行機の認定中に多数の利益を提供する。
【0038】
飛行機の認定の前に、飛行機が多数の異なる状況を通過させられて、飛行機が適切にこれらの状況に対処するかどうかが決定される。時として、飛行機の認定プロセス中に、テスト・パイロットが、ある状況中に飛行機に調節が必要であると決定する。たとえば、飛行機が高い高度(気温および気圧がより低い)から低高度へ急速に移行された場合、飛行機が奇妙に反応する可能性がある。飛行機を認定できるようになる前に、この状態を調節しなければならない。これらの調節にはしばしば、アビオニクス・システムからの情報を飛行制御コンピュータに配信させることが必要となる。従来技術では、使用可能な帯域幅が制限されるためにこの情報がすでにFCC302に伝送中でなかった場合、設計者は、ARINC629バスを介してFCCに送信される情報を変更しなければならない。そのときにのみ、設計者がソフトウェアを(二度、各冗長システムにつき一度ずつ)修正して、状態を識別し、挙動を修正することができる。したがって、設計者はIMAからの出力の両方を、必要とされたデータを出力するように変更しなければならず、しばしば結果として別のデータの伝送を除去することになる。対照的に、FCMがIMA内に位置する場合、FCMはIMA内のすべてのデータへのアクセスを有する。設計者には、特定の状態に反応するためにソフトウェアを(一度)修正することのみが必要である。
【0039】
開示した本発明は結果として、従来のフライ・バイ・ワイヤ・システムと等しいかあるいはそれよりよい安全性を有するフライ・バイ・ワイヤ・システムを生じる。しかし、このフライ・バイ・ワイヤ・システムを従来のシステムよりもはるかに低いコストで開発することができ、これはソフトウェアを一度だけ開発する必要があるからである。飛行制御モジュールを統合モジュラー・アビオニクスに組み込むことにより、結果として軽量化をも生じる。別々の飛行制御コンピュータには、別々の電源およびプロセッサ用の冷却ファンを有する別々のハウジングが必要である。別々の飛行制御コンピュータの重量は9.08kg(20ポンド)を超える。対照的に、本発明は、1つのモジュールのみをIMA内に配置する必要がある。別々のキャビネット、電源またはプロセッサの必要性はなく、これはモジュールがこれらのリソースをIMAと共有するからである。各一次飛行制御表面について少なくとも1つの飛行制御コンピュータがあり、通常は5つの一次飛行制御表面が飛行機上にあるので、結果として生じる軽量化は容易に45.4kg(100ポンド)を超える可能性がある。各一次飛行制御表面について2つのアクチュエータを使用する飛行機では、軽量化が2倍となり、これは各アクチュエータが飛行制御コンピュータに結合されるからである。
【0040】
本発明の他の変形形態および修正は当業者には明らかとなり、このような変形形態および修正が包含されることが付属の特許請求の範囲の意図である。上で論じた特定の値および構成は変わる可能性があり、本発明の特定の実施形態を例示するために引用され、本発明の範囲を制限するように意図されるものではない。本発明の使用は、飛行制御コンピューティング・システムを統合モジュラー・アビオニクスに統合するという原理に従う限り、異なる特性を有するコンポーネントを含むことができることが企図される。
【図面の簡単な説明】
【図1】
例示的飛行機を斜視図で示す図である。
【図2】
図2Aは、その周囲で飛行機を制御することができる軸を示す図である。
図2Bは、その周囲で飛行機を制御することができる軸を示す図である。
図2Cは、その周囲で飛行機を制御することができる軸を示す図である。
【図3】
従来技術の飛行制御コンピュータ統合をブロック図の形式で示す図である。
【図4】
本発明の統合モジュラー・アビオニクス・ユニットの一実施形態をブロック図の形式で示す図である。
発明の背景
1.技術分野
本発明は航空機エレクトロニクスに関し、より詳細には、飛行制御モジュールを統合する統合モジュラー・アビオニクス・パッケージに関する。
2.背景情報
図1を参照すると、典型的な飛行機が、乗客および貨物を保持する胴体110、飛行機を飛行させるために必要とされる揚力を提供する翼112、安定した飛行を保証するために使用される垂直安定板114および水平安定板116、および飛行機を前進させるために必要とされる推力を提供するエンジン118を含む。
【0002】
飛行機を導くためには、翼112、水平安定板116および垂直安定板114の上に配置される飛行制御表面に依拠しなければならない。飛行機における一次飛行制御表面には、補助翼100、エレベータ102およびラダー104が含まれる。補助翼100は飛行機の翼の後縁の上に位置し、飛行機のロールを制御する。飛行機のローリングを図2Aに示す。エレベータ102は飛行機の水平安定板上に位置し、飛行機のピッチを制御する。飛行機のピッチングを図2Bに示す。ラダー104は垂直安定板上に位置し、飛行機のヨーを制御する。飛行機のヨーイングを図2Cに例示する。
【0003】
また、飛行機の翼の上には、スポイラー106、フラップ120およびスラット122があり、これらは集合的に二次飛行制御表面として知られる。スポイラー106は翼の上に位置し、様々な異なる機能を実施し、これには、垂直飛行経路の制御における支援、エア・ブレーキとして動作して飛行機の前進速度を制御すること、および、グランド・スポイラーとして動作して翼の揚力を低減させて、ブレーキング時のランディング・ギアと滑走路の間の接触を維持する助けとすることが含まれる。
【0004】
フラップ120およびスラット122は飛行機の翼の上に位置して、飛行機に影響のある揚力および抗力を、翼112の後縁にあるフラップ120および翼112の前縁にあるスラット122により変化させる。フラップ120およびスラット122が拡張されるとき、翼の形状が変化してより多くの揚力を提供する。揚力が増大すると、飛行機はより低速で飛行することができ、したがって着陸手順および離陸手順が簡素化される。
【0005】
上に記載した一次飛行制御表面は、飛行機のコックピット内に位置するパイロットによって操作される。ラダー104は通常、パイロットの両足によって操作された1対のラダー・ペダルによって制御される。補助翼100は、操縦桿を左右に調節することによって制御される。操縦桿を左に動かすことにより、通常は左補助翼を上げるように、かつ右補助翼を下げるように制御し、飛行機を左側にロールさせる。エレベータ102は、操縦輪または操縦桿を前後に調節することによって制御される。
【0006】
大抵の小型飛行機では、パイロットの制御部と可動表面の間に直接のメカニカル・リンケージがある。大抵の大型飛行機では、パイロットの制御部を、一次制御表面を動かすために使用される油圧アクチュエータに接続するケーブルまたはワイヤがある可能性がある。より新型の飛行機では、「フライ・バイ・ワイヤ」と呼ばれるシステムが開発されている。
【0007】
通常の従来技術のフライ・バイ・ワイヤの飛行機では、電子センサがパイロットの制御部に取り付けられている。これらのセンサが電子データを様々な飛行制御コンピュータ(「FCC」)に伝送する。アクチュエータ制御エレクトロニクス(「ACE」)として知られるシステムが電子信号を飛行制御コンピュータから受信し、油圧アクチュエータを、受信された信号に基づいて動かす。各油圧アクチュエータが可動の一次制御表面に結合され、アクチュエータの動きにより一次制御表面を動かすようにする。
【0008】
フライ・バイ・ワイヤの概念は、アクチュエータを制御するために飛行機中に延びる重いリンケージ、ケーブル、プーリおよびブラケットをもはや必要とせず、FCCおよびACEへの電気配線だけであるために重量を節約する。さらに、この概念により円滑に飛行することができ、パイロットが必要とする労力がより少なくなる可能性がある。
【0009】
航空機の操縦中に、飛行機のパイロットが飛行機の飛行を支援するためにあるデータを必要とする可能性がある。このデータには、対気速度、高度、天候、場所、飛行方向、および他の航法データが含まれる。データは、航空機の様々な部分に位置するセンサによって生成される。この情報および他の情報管理データを生成かつレポートするために使用されるシステムは一般に「アビオニクス」と呼ばれる。「アビオニクス」という用語はまた自動操縦機能も包含し、これによりコンピュータがパイロットの制御部への入力を行うことができる。現代のフライ・バイ・ワイヤの飛行機では、アビオニクス・システムをキャビネットに配置することができ、これはたとえば、電源、プロセッサ、メモリ、オペレーティング・システム、ユーティリティ・ソフトウェア、ハードウェア、組み込み試験装置および入力/出力ポートを共有するためである。このアビオニクスのグループ化は当技術分野において統合モジュラー・アビオニクス(「IMA」)として知られる。
【0010】
IMAはデータをいくつかの機能のために収集かつ処理し、これらの機能には、それだけに限定されるものではないが、飛行管理、表示、航法、中央メンテナンス、飛行機の状態の監視、フライト・デッキ通信、推力管理、デジタル飛行データ、エンジン・データ・インターフェイス、自動飛行、自動スロットルおよびデータ変換が含まれる。
【0011】
IMAの後ろにある元の概念は、それぞれがそれ自体の電源、プロセッサ、シャシー、オペレーティング・システム、ユーティリティ・ソフトウェア、入力/出力ポートおよび組み込み試験装置を有する各サブシステムのためのライン交換ユニット(LRU)の必要性をなくすことであった。これらの各機能がIMAによって共有され、結果として大幅な軽量化が生じた。
【0012】
通常のフライ・バイ・ワイヤ制御の飛行機では、操縦桿の動きを、ACEが実行することができる適切な電子命令に変換しなければならない。従来技術では、この変換がFCCによって実行された。従来技術はFCCをIMAから分離し、FCCをACEと組み合わせた。
【0013】
新しい飛行機が設計かつ構築されるとき、かつこの飛行機に乗客を乗せて飛行させることができるようになる前に、飛行機が認定されなければならない。米国では、連邦航空規制(「FAR」)が飛行機の認定を管理している。FARは、飛行機において起こる可能性のある潜在的な問題を規定し、コンポーネントを様々なカテゴリに、コンポーネントのクリティカル性に応じて分類している。たとえば、カテゴリAのコンポーネントは、故障した場合、結果として航空機の損失となるコンポーネントである。カテゴリAのコンポーネントはまた、クリティカル・コンポーネントとしても知られる。カテゴリBのコンポーネントはそれほど重要でないコンポーネントであり、カテゴリBのコンポーネントの故障により、結果として人命の損失となる可能性があるが、飛行機全体の損失になる可能性はない。カテゴリC、DおよびEのコンポーネントはさらにクリティカルではなく、これらのコンポーネントのいずれかの故障により、結果として人命の損失にはならない。
【0014】
クリティカル・コンポーネントをフルタイム・クリティカルおよびパートタイム・クリティカルのコンポーネントに分割することができる。コンポーネントは、それが各飛行の持続時間の間のあらゆる飛行においてクリティカルである(すなわち、そのコンポーネントが故障した場合、航空機の損失の結果となる可能性がある)場合、フルタイム・クリティカルであると見なされる。システムは、それが各飛行中の短期間の間のみにクリティカルである場合、パートタイム・クリティカルであると見なされる。たとえば、失速防止は低高度でクリティカルであり、これは、失速防止が飛行機の機首を下げ、これが結果として低高度での飛行機の損失となる可能性があるからである。しかし、巡航高度での失速防止はクリティカルではなく、これは、飛行機のピッチを9448.8m(31,000フィート)で下げることは本質的に危険ではないからである。システムはまた、状態またはシステムがクリティカルであるがあらゆる飛行において起こるのではない(たとえば、エンジンの損失)場合にも、パートタイム・クリティカルであると見なされる。
【0015】
ソフトウェアによって操作されるフルタイム・クリティカル・コンポーネントでは、「類似冗長性」(「設計の多様性」としても知られる)が標準である。類似冗長性では、2つのコンピューティング・システムが飛行機において使用され、これらは互いに類似しているが等しいものではない。たとえば、2つのコンピューティング・チャネルを使用することができ、各コンピューティング・チャネルは異なるCPUおよび異なるソフトウェアを有する。代替物では、同じCPUを各コンピューティング・パスについて使用することができるが、異なるソフトウェア(たとえば、別々のプログラマのグループによって開発されたもの)が使用される。類似冗長性の後ろにある理論は、一方のコンピューティング・レーンがミスをした場合、同じ機能を異なる方法で実行する第2のコンピューティング・レーンが、同じ場所で起こる同じ障害を含む可能性が低いということである。
【0016】
このような類似冗長方式では結果として開発コストが増大し、これは、同じソフトウェア・プログラムを二度開発しなければならないからである。しかし、FARは、フルタイム・クリティカル・コンポーネントが類似冗長性を有することのみを必要とする。パートタイム・クリティカル・コンポーネントにはこのような要件がない。
【0017】
従来技術のIMAはFCCを含んでおらず、これは、クリティカル・コンポーネントおよび非クリティカル・コンポーネントを同じIMAハウジングまたはキャビネットに配置するべきではなく、これは非クリティカル・コンポーネントの故障がクリティカル・コンポーネントの可用性に影響のあることを回避するためであると、一部で論じられるからである。飛行制御コンピュータが一次制御表面を直接制御したので、飛行制御コンピュータは従来技術ではクリティカルであった。したがって、従来技術は飛行制御コンピュータを分離したモジュールに配置して、IMAの故障が結果として一次飛行制御表面の故障を生じることのないように保証した。
【0018】
この手法にはいくつかの欠点がある。第1の欠点は、類似冗長性の必要性のために開発コストが追加されることである。ソフトウェアの開発コストはほぼ倍増され、これはソフトウェアを二度開発しなければならないからである。さらに、飛行機に余分な重量があり、これは別々の電源および別々の処理能力を有する別々の飛行制御コンピュータの必要性のためである。FCCを分離した結果として別の欠点が生じ、これは通常のFCCが標準のARINC629バスを介してIMAと通信する方法のためである。ARINC629バスは、IMAの内部のバスより低速である。したがって、データが処理中であるとき、IMAがデータをFCCに伝送するために、より少ないデータを伝送しなければならず、あるいは同じデータをより長い期間に渡って伝送しなければならない。情報をタイムリーな方法で受信する重要性のため、従来技術の設計者はより少ないデータを伝送することを選択した。したがって、別個のFCCは、IMAによって生成される完全な飛行情報を受信しない。必要とされるものは、これらの問題を軽減あるいはなくすシステムである。
【0019】
発明の概要
以下の発明の概要は、本発明に固有の革新的な特徴のいくつかの理解を容易にするために提供され、十分な説明とすることを意図するものではない。本発明の様々な態様の十分な理解は、明細書全体、特許請求の範囲、図面および要約書を全体として取ることによってのみ得ることができる。
【0020】
本発明は、飛行制御モジュールを飛行機のアビオニクスに組み込む。飛行制御モジュールはアクチュエータ制御エレクトロニクス・システムに結合され、これが、飛行制御表面に結合された油圧アクチュエータを操作する。飛行制御モジュールは、増強情報をアクチュエータ制御エレクトロニクス・システムに提供する。しかし、アクチュエータ制御エレクトロニクスでは、システムは、「ダイレクト・モード」で、飛行制御モジュールからのいかなるこのような増強もなしに、パイロットによって操縦桿を通じて提供された入力にのみ基づいて操作することも可能である。
【0021】
本発明の新しい特徴は、以下の発明の詳細な説明の検討により当業者には明らかとなり、あるいは本発明の実施により学習することができる。しかし、発明の詳細な説明および提示する特定の実施例は、本発明のある実施形態を示すが、例示のためにのみ提供され、これは本発明の精神および範囲内の様々な変更および修正が、発明の詳細な説明および後に続く特許請求の範囲から当業者には明らかとなるからであることを理解されたい。
【0022】
本発明をさらに添付の図面に関連して記載する。
発明の詳細な説明
従来の飛行制御コンピュータを図3に例示する。パイロットがパイロット入力300で、ラダー・ペダルおよび操縦桿のようなコンポーネントの使用を通じて入力を提供する。これらの入力が電気信号に変換され、飛行制御コンピュータ302に伝送される。飛行制御コンピュータ302はクリティカル・コンポーネントであり、通常は2つの別々のコンピューティング・レーンを含んで、上に記載した類似冗長性の要件を満たす。飛行制御コンピュータ302がパイロット入力300からの信号を処理し、この信号を、アクチュエータ制御ユニット304による使用のために変換し、アクチュエータ制御ユニット304が信号をアクチュエータ306に伝送して飛行制御表面308を動かす。通常は少なくとも5つの飛行制御表面が典型的な飛行機上にあり(各翼の上に1つの補助翼、各水平安定板の上に1つのエレベータ、および垂直安定板の上に1つのラダー)、各飛行制御表面が通常は、その動きを制御する2つまたは3つのアクチュエータを有することを想起されたい。したがって、図3に示すものに類似した少なくとも9つの他の飛行制御コンピュータが典型的な飛行機にあり、それぞれが同じパイロットの入力からの命令を受信する。
【0023】
飛行制御コンピュータ302はまた、ARINC629バス320を通じてIMA310からも情報を受信する。IMA310は、高度、姿勢、速度および飛行方向などのデータを飛行制御コンピュータ302に送信する。IMA310がこのデータを飛行機中の様々なセンサから受信し、これは航法センサ314および一般センサ318などである。IMA310はまた、ディスプレイ312用の出力も生成する。ディスプレイ312はパイロットに、たとえば、飛行機の姿勢、高度、対気速度および飛行方向を指示する。IMA310はまた、自動操縦316が使用するための命令も生成する。自動操縦316は、パイロットの制御上のサーボモータを活動化させて、制御部を動かすパイロットをシミュレートすることによって、飛行機を飛行させる。飛行機が巡航速度および高度にあるとき、飛行機を自動操縦によって飛行させることができる。自動操縦316はまたパイロットの制御上のサーボモータに、フィードバックをパイロットに提供するように命令する。フライ・バイ・ワイヤの飛行機では、制御部が飛行制御表面に直接リンクされていない。したがって、自動操縦によって制御されたサーボモータが、パイロットの制御における動きを生成して、従来の飛行機のフィードバックをシミュレートする。
【0024】
飛行制御コンピュータ302は、パイロットの入力をアクチュエータの動きに変換することにおいて、いくつかの異なる機能を実行する。たとえば、飛行機は異なる対気速度で異なるように応答する。低速では、補助翼が大量に動かなければならず、これは飛行機をロールさせるためである。実際に、いくつかの低速では、補助翼が飛行機を単独でロールさせる権限を欠いており、スポイラーも使用して飛行機をロールさせなければならない。より高速では、飛行機を同じ量だけロールさせるために少量の補助翼の動きのみが必要とされる。同じことはエレベータのピッチ制御にも当てはまり、より低速ではより多いエレベータの動きが、特定の量のピッチを生成するために必要とされる。飛行制御コンピュータ302は対気速度によるこれらの差を調節し、飛行機がすべての対気速度で同様に挙動を示すことができるようにする。たとえば、200ノットで進む飛行機では、操縦桿を後部までずっと動かすことは、結果としてエレベータが30度上に動くことになり、飛行機にある角度でピッチ・アップさせる可能性がある。400ノットで進む飛行機では、30度のエレベータの動きが飛行機に重い損傷を与える可能性がある。したがって、飛行制御コンピュータ302はエレベータの操作を調節し、すなわち、操縦桿を後部までずっと動かすことは、結果として400ノットでエレベータが5度だけ上に動くことになる可能性があるが、結果として生じる飛行機のピッチは、200ノットでの30度のエレベータの動きに等しい。すなわち、飛行制御コンピュータ302が飛行機の対気速度を検知し、その対気速度に応じて制御表面の挙動を変える。類似の調節を高度に基づいて行うことができ、飛行機が152.4m(500フィート)の地上高である場合、飛行機を厳しい角度で下方にピッチさせるべきではない。飛行制御コンピュータ302は、パイロットがある高度で厳しい角度で航空機を下方にピッチさせることを防止することができる。
【0025】
飛行制御コンピュータ302はまた、一定の対気速度を維持するように構成することもできる。たとえば、フラップおよびスラットの異なる構成は結果として抗力の増大となり、飛行機を減速させる可能性がある。このような減速が望ましくない場合、飛行制御コンピュータ302を、パイロットからのいかなる追加の入力もなく、エンジンへのスロットルを増すか、あるいは飛行機におけるピッチを変えて同じ対気速度を維持するように構成することができる。
【0026】
図3は、従来技術のフライ・バイ・ワイヤ・システムにおいて飛行制御コンピュータ302がフルタイム・クリティカルであることを示す。飛行制御コンピュータ302がいずれかの理由のために故障する場合、すべてのフライ・バイ・ワイヤ機能性が失われ、パイロットには一次飛行制御表面を介した制御がなくなる。パイロットはメカニカル・バックアップに依拠して飛行機を飛行させなければならない。
【0027】
本発明の一実施形態のシステムを図4に例示する。パイロット入力300は図3に示すものに等しい。次いで、この入力がアクチュエータ制御エレクトロニクス(「ACE」)400に伝送される。ACE400はまた入力を飛行制御モジュール(FCM)402からも受信する。ACE400はアクチュエータ406に、飛行制御表面408を制御するように命令する。
【0028】
FCM402は、上で増強に関して記載した機能性をACE400に追加する。FCMは増強をパイロットの直接コマンドに提供し、これは飛行機の飛行を円滑にする直接コマンドに信号を導入することによって行う。FCM402の増強機能は、同時係属の2000年7月14日出願の「ビークル内のコマンド・レーンへオーグメンテーション・コマンドを与える方法(A Method For Providing Command Augmentation To A Command Lane Within A Vehicle)」という名称の米国特許出願第_/_,_号でより十分に詳述されている。簡単に述べると、FCM402は、飛行機が異なる状況において等しい挙動を示すことができるようにすることによって、円滑な飛行を保証する。
【0029】
FCMは安定性増加、構成増強および推力増強を提供する。安定性増加は、FCMが小さい調節を行って飛行を円滑にするときである。たとえば、飛行機が、ある天候状態により一直線かつ円滑に飛行しない可能性がある。飛行機はイルカのように動き、そのピッチおよび高度が常に変化し続ける可能性がある。FCMはこの状態を検知し、継続的に信号をエレベータに送信してこれらの傾向を妨げ、円滑な水平飛行を保証することができる。
【0030】
構成増強により、パイロットの観点から、飛行機の構成にかかわらず、たとえば、フラップが内部にあるか拡張されているかにかかわらず、飛行機が等しい挙動を示すことができる。標準的に、フラップが拡張されるとき、飛行機の揚力が増大し、パイロットが増大した揚力を調節しなければならず、これは飛行機が同じ高度で残るようにエレベータを調節することによって行う。増強された飛行機のパイロットは機首を下にして降りる必要はなく、これは飛行機が、飛行機の異なる構成について補償するからである。
【0031】
推力増強は自動的に、エンジンによって生成された推力を調節して等速度を維持する。たとえば、飛行機が飛行レベルにあるときよりも飛行機がピッチ・ダウンされるときに、より少ない推力が必要とされる。この調節をFCMによって自動的に行うことができる。
【0032】
ACE400は、図3のアクチュエータ制御ユニット304とは異なる。ACE400は、パイロットの入力300を除いていかなる追加の入力もなく飛行制御表面408を制御することができるが、アクチュエータ制御ユニット304は、飛行制御コンピュータ302からの入力なしに一次飛行制御表面308を制御することができない。この方法では、FCM402の故障の場合でも、ACE400が飛行制御表面408を制御することができ、したがって飛行機に命令することができる。
【0033】
したがって、飛行機にはFCMによる、パイロットの直接コマンドへの増強の利点があり、なお飛行機は単にFCMに依存しているのではない。図4に示す実施形態では、FCM402の故障の場合、パイロット入力300がなお飛行制御表面408の動きに、ACE400によって変換される。飛行制御表面408がそれらの入力をパイロット入力300から、FCM402からのいかなる増強もなく受信するとき、飛行機が「ダイレクト・モード」にあると言われる。したがって、飛行機には2つの飛行モードがあり、すなわち、FCM402が増強をパイロットの入力に提供する標準モード、および、パイロットの入力がアクチュエータに、増強なしに供給されるダイレクト・モードである。ダイレクト・モードでは、飛行機の飛行特性がそれほど円滑ではない。しかし、パイロットはなお飛行機の一次制御表面の動きをコントロール中である。
【0034】
FCM402の故障が全飛行上に破滅的な影響を引き起こすことはできない。したがって、FCM402はフルタイム・クリティカルではなく、すなわち、FCM402の故障が飛行機の損失に通じることはなく、これはACE400の存在のためであり、ACE400は一次制御表面の制御をダイレクト・モードで提供することができる。FCM402がフルタイム・クリティカルではないので、これをIMA410内に、フルタイム・クリティカルではない他のコンポーネントと共に配置することができる。
【0035】
ACE400はアナログであるので、決定論的であると見なされ、これはアナログ回路が有することができるすべての特性を解析できるからである。したがって、ACE400を「徹底的に解析」することができる。したがって、類似冗長性の必要性はない。
【0036】
したがって、本発明はFCMの機能を変えて、FCMがもはやフルタイム・クリティカルではないようにする。
FCM402がフルタイム・クリティカルではないので、類似冗長性の必要性はない。上で論じたように、類似冗長性はフルタイム・クリティカル・コンポーネントにのみ必要とされる。したがって、FCM402用のソフトウェアを一度だけ開発する必要がある。さらに、追加の処理装置の必要性はない。実際には、FCM402は処理能力を、IMA410内に位置する他のアビオニクス・ユニットと共有することができる。加えて、分離した、扱いにくいFCC302の必要性はない。FCC302内の従来技術のプロセッサのため、より強力な電源および冷却能力の必要性がある。従来技術とは対照的に、本発明は分離した電源をFCM402用に必要とせず、これはFCM402がIMA410の電源を使用するからである。
【0037】
加えて、FCM402はそのアビオニクス・データを直接、IMA410内に位置する航空機標準通信バス(ASCB)から受信する。ASCBは外部のARINC629バスより高い帯域幅を有し、データをはるかにより高速に伝送する。加えて、FCM402は、ASCB上にあるすべての情報へのアクセスを有する。増大した量の情報の可用性が、飛行機の認定中に多数の利益を提供する。
【0038】
飛行機の認定の前に、飛行機が多数の異なる状況を通過させられて、飛行機が適切にこれらの状況に対処するかどうかが決定される。時として、飛行機の認定プロセス中に、テスト・パイロットが、ある状況中に飛行機に調節が必要であると決定する。たとえば、飛行機が高い高度(気温および気圧がより低い)から低高度へ急速に移行された場合、飛行機が奇妙に反応する可能性がある。飛行機を認定できるようになる前に、この状態を調節しなければならない。これらの調節にはしばしば、アビオニクス・システムからの情報を飛行制御コンピュータに配信させることが必要となる。従来技術では、使用可能な帯域幅が制限されるためにこの情報がすでにFCC302に伝送中でなかった場合、設計者は、ARINC629バスを介してFCCに送信される情報を変更しなければならない。そのときにのみ、設計者がソフトウェアを(二度、各冗長システムにつき一度ずつ)修正して、状態を識別し、挙動を修正することができる。したがって、設計者はIMAからの出力の両方を、必要とされたデータを出力するように変更しなければならず、しばしば結果として別のデータの伝送を除去することになる。対照的に、FCMがIMA内に位置する場合、FCMはIMA内のすべてのデータへのアクセスを有する。設計者には、特定の状態に反応するためにソフトウェアを(一度)修正することのみが必要である。
【0039】
開示した本発明は結果として、従来のフライ・バイ・ワイヤ・システムと等しいかあるいはそれよりよい安全性を有するフライ・バイ・ワイヤ・システムを生じる。しかし、このフライ・バイ・ワイヤ・システムを従来のシステムよりもはるかに低いコストで開発することができ、これはソフトウェアを一度だけ開発する必要があるからである。飛行制御モジュールを統合モジュラー・アビオニクスに組み込むことにより、結果として軽量化をも生じる。別々の飛行制御コンピュータには、別々の電源およびプロセッサ用の冷却ファンを有する別々のハウジングが必要である。別々の飛行制御コンピュータの重量は9.08kg(20ポンド)を超える。対照的に、本発明は、1つのモジュールのみをIMA内に配置する必要がある。別々のキャビネット、電源またはプロセッサの必要性はなく、これはモジュールがこれらのリソースをIMAと共有するからである。各一次飛行制御表面について少なくとも1つの飛行制御コンピュータがあり、通常は5つの一次飛行制御表面が飛行機上にあるので、結果として生じる軽量化は容易に45.4kg(100ポンド)を超える可能性がある。各一次飛行制御表面について2つのアクチュエータを使用する飛行機では、軽量化が2倍となり、これは各アクチュエータが飛行制御コンピュータに結合されるからである。
【0040】
本発明の他の変形形態および修正は当業者には明らかとなり、このような変形形態および修正が包含されることが付属の特許請求の範囲の意図である。上で論じた特定の値および構成は変わる可能性があり、本発明の特定の実施形態を例示するために引用され、本発明の範囲を制限するように意図されるものではない。本発明の使用は、飛行制御コンピューティング・システムを統合モジュラー・アビオニクスに統合するという原理に従う限り、異なる特性を有するコンポーネントを含むことができることが企図される。
【図面の簡単な説明】
【図1】
例示的飛行機を斜視図で示す図である。
【図2】
図2Aは、その周囲で飛行機を制御することができる軸を示す図である。
図2Bは、その周囲で飛行機を制御することができる軸を示す図である。
図2Cは、その周囲で飛行機を制御することができる軸を示す図である。
【図3】
従来技術の飛行制御コンピュータ統合をブロック図の形式で示す図である。
【図4】
本発明の統合モジュラー・アビオニクス・ユニットの一実施形態をブロック図の形式で示す図である。
Claims (4)
- 統合モジュラー・アビオニクス・ユニットと、
アクチュエータ制御エレクトロニクス・システムと、
油圧アクチュエータとを含み、
前記統合モジュラー・アビオニクスが、
電源と、
プロセッサと、
航空機中に位置する様々なセンサからのセンサ・データを受け入れる複数の入力と、
着信する飛行制御データを処理し、かつ様々な飛行制御データを出力するように構成された飛行制御モジュールとを含み、
前記飛行制御モジュールは、前記飛行制御モジュールの外部にあるアクチュエータ制御エレクトロニクス・システムに結合され、
前記アクチュエータ制御エレクトロニクス・システムは、1つの一次飛行制御表面に結合された油圧アクチュエータを操作するように構成される、フライ・バイ・ワイヤ制御システム。 - 前記飛行制御モジュールは増強情報を前記アクチュエータ制御エレクトロニクス・システムに提供する、請求項1に記載のフライ・バイ・ワイヤ制御システム。
- 前記アクチュエータ制御エレクトロニクス・システムはパイロットによって操作される操縦桿に結合され、
前記アクチュエータ制御エレクトロニクス・システムは、前記アクチュエータ制御エレクトロニクス・システムが前記飛行制御モジュールからの前記増強情報に関係なく前記操縦桿の動きに基づいて前記飛行制御表面を操作する操作のモードを含む、請求項2に記載のフライ・バイ・ワイヤ制御システム。 - 前記アクチュエータ制御エレクトロニクス・システムが、前記アクチュエータ制御エレクトロニクス・システムが前記飛行制御モジュールからの前記増強情報と共に前記操縦桿の動きに基づいて前記飛行制御表面を操作する操作のモードを含む、請求項2に記載のフライ・バイ・ワイヤ制御システム。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/616,196 US6443399B1 (en) | 2000-07-14 | 2000-07-14 | Flight control module merged into the integrated modular avionics |
PCT/US2001/022063 WO2002006115A1 (en) | 2000-07-14 | 2001-07-13 | Flight control modules merged into the integrated modular avionics |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2004506561A true JP2004506561A (ja) | 2004-03-04 |
Family
ID=24468413
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2002512025A Withdrawn JP2004506561A (ja) | 2000-07-14 | 2001-07-13 | 統合モジュラー・アビオニクスに併合された飛行制御モジュール |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6443399B1 (ja) |
EP (1) | EP1301393B1 (ja) |
JP (1) | JP2004506561A (ja) |
AT (1) | ATE287822T1 (ja) |
DE (1) | DE60108637T2 (ja) |
WO (1) | WO2002006115A1 (ja) |
Families Citing this family (41)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7142131B2 (en) * | 2002-07-03 | 2006-11-28 | The Boeing Company | Method and apparatus for displaying aircraft engine characteristics |
US20040059474A1 (en) * | 2002-09-20 | 2004-03-25 | Boorman Daniel J. | Apparatuses and methods for displaying autoflight information |
US6675076B1 (en) * | 2002-10-21 | 2004-01-06 | The Boeing Company | System, autopilot supplement assembly and method for increasing autopilot control authority |
JP4490963B2 (ja) | 2003-02-15 | 2010-06-30 | ガルフストリーム・エアロスペース・コーポレイション | 航空機キャビン大気組成制御方法 |
US8777719B2 (en) * | 2003-04-22 | 2014-07-15 | Battle Born Gaming, Inc. | Gaming device and method of conducting a game with a changeable bonus value feature |
US7148814B2 (en) | 2003-06-06 | 2006-12-12 | The Boeing Company | Methods and systems for displaying aircraft engine characteristics |
US7209809B2 (en) * | 2003-10-15 | 2007-04-24 | The Boeing Company | Method and apparatus for obtaining high integrity and availability in multi-channel systems |
US7188007B2 (en) | 2003-12-24 | 2007-03-06 | The Boeing Company | Apparatuses and methods for displaying and receiving tactical and strategic flight guidance information |
US7460029B2 (en) | 2003-12-24 | 2008-12-02 | The Boeing Company | Systems and methods for presenting and obtaining flight control information |
FR2866627B1 (fr) * | 2004-02-24 | 2006-05-05 | Airbus France | Procede et dispositif pour l'optimisation du braquage des volets deporteurs d'un aeronef en vol |
US7577501B2 (en) | 2004-02-26 | 2009-08-18 | The Boeing Company | Methods and systems for automatically tracking information during flight |
US7177731B2 (en) * | 2004-03-10 | 2007-02-13 | The Boeing Company | Systems and methods for handling aircraft information received from an off-board source |
US7363119B2 (en) * | 2004-03-10 | 2008-04-22 | The Boeing Company | Methods and systems for automatically displaying information, including air traffic control instructions |
US7881833B2 (en) * | 2004-03-12 | 2011-02-01 | Brian E. Turung | Airplane emergency navigational system |
US7418319B2 (en) | 2004-03-31 | 2008-08-26 | The Boeing Company | Systems and methods for handling the display and receipt of aircraft control information |
US7321318B2 (en) | 2004-03-31 | 2008-01-22 | The Boeing Company | Methods and systems for controlling the display of information at an aircraft flight deck |
US7751947B2 (en) | 2004-03-31 | 2010-07-06 | The Boeing Company | Methods and systems for displaying assistance messages to aircraft operators |
US7256710B2 (en) * | 2004-06-30 | 2007-08-14 | The Boeing Company | Methods and systems for graphically displaying sources for and natures of aircraft flight control instructions |
US20060005147A1 (en) * | 2004-06-30 | 2006-01-05 | Hammack Jason L | Methods and systems for controlling the display of maps aboard an aircraft |
US7203577B2 (en) | 2004-06-30 | 2007-04-10 | The Boeing Company | Methods and systems for displaying the source of aircraft control instructions |
US20060064699A1 (en) * | 2004-09-21 | 2006-03-23 | Bonk Ted J | Method and system for processing resource allocations |
US7580235B2 (en) | 2004-10-12 | 2009-08-25 | The Boeing Company | Systems and methods for monitoring and controlling circuit breakers |
JP2009523657A (ja) * | 2006-01-17 | 2009-06-25 | ガルフストリーム・エアロスペース・コーポレイション | 統合バックアップ制御システム用のシステムおよび方法 |
EP1977297A4 (en) * | 2006-01-17 | 2010-02-24 | Gulfstream Aerospace Corp | APPARATUS AND METHOD FOR CONTROLLING RELIEF USED IN DISTRIBUTED FLIGHT CONTROL SYSTEM |
US7551989B2 (en) * | 2006-06-21 | 2009-06-23 | Calspan Corporation | Autonomous outer loop control of man-rated fly-by-wire aircraft |
FR2903384B1 (fr) * | 2006-07-04 | 2009-05-29 | Airbus France Sas | Systeme de commande de vol pour aeronef,et systeme de test pour tester un tel systeme de commande de vol. |
DE102006039671A1 (de) * | 2006-08-24 | 2008-03-20 | Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh | Modulares elektronisches Flugsteuerungssystem |
EP1942054B1 (en) * | 2007-01-08 | 2013-05-29 | Saab Ab | A method, an electrical system, a digital control module, and an actuator control module in a vehicle |
FR2920410B1 (fr) * | 2007-09-03 | 2009-10-30 | Airbus France Sas | Architecture repartie entre un fadec et des composants avioniques |
US7840316B2 (en) * | 2007-12-17 | 2010-11-23 | Honeywell International Inc. | Limited authority and full authority mode fly-by-wire flight control surface actuation control system |
US8180562B2 (en) | 2008-06-04 | 2012-05-15 | The Boeing Company | System and method for taxi route entry parsing |
FR2934065B1 (fr) * | 2008-07-17 | 2010-08-27 | Airbus France | Dispositif pour la determination de la position d'une manette des gaz dans un aeronef |
US8386167B2 (en) | 2008-11-14 | 2013-02-26 | The Boeing Company | Display of taxi route control point information |
FR2943036B1 (fr) * | 2009-03-11 | 2011-04-15 | Airbus France | Systeme distribue de commande de vol implemente selon une architecture avionique modulaire integree. |
EP2296064B1 (en) * | 2009-09-10 | 2019-04-24 | Sikorsky Aircraft Corporation | Life improving flight control system |
JP5607919B2 (ja) * | 2009-12-16 | 2014-10-15 | 川崎重工業株式会社 | 統合型航空機搭載電子システム |
US20120203401A1 (en) * | 2011-02-08 | 2012-08-09 | Jonathan Mark Dunsdon | Onboard Maintenance System Network Optimization |
US9126677B1 (en) * | 2014-10-16 | 2015-09-08 | Sydney Robert Curtis | Universal multi-role aircraft protocol |
US10759520B2 (en) | 2017-09-29 | 2020-09-01 | The Boeing Company | Flight control system and method of use |
US11235885B2 (en) * | 2019-12-20 | 2022-02-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for determining a throttle position of an aircraft |
CN113386949A (zh) * | 2021-08-16 | 2021-09-14 | 中国商用飞机有限责任公司 | 用于控制飞行器的襟翼和/或缝翼的控制***和飞行器 |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3679156A (en) * | 1970-07-20 | 1972-07-25 | Ltv Electrosystems Inc | Fly-by-wire |
US3905241A (en) * | 1973-10-29 | 1975-09-16 | Mc Donnell Douglas Corp | Electrical primary flight control system |
DE2363801C3 (de) | 1973-12-21 | 1980-08-21 | Vereinigte Flugtechnische Werke- Fokker Gmbh, 2800 Bremen | Fahrzeugsteuerung |
US4150686A (en) * | 1976-11-15 | 1979-04-24 | Textron Inc. | Electrohydraulic control module |
US4244277A (en) * | 1979-03-02 | 1981-01-13 | Parker-Hannifin Corporation | Redundant servo with fail-safe electric system |
US4472780A (en) * | 1981-09-28 | 1984-09-18 | The Boeing Company | Fly-by-wire lateral control system |
US4567813A (en) | 1982-05-06 | 1986-02-04 | Moog Inc. | Pressure equalization of multiple valves |
US4807516A (en) | 1987-04-23 | 1989-02-28 | The Boeing Company | Flight control system employing three controllers operating a dual actuator |
US4887214A (en) | 1987-10-27 | 1989-12-12 | The Boeing Company | Flight control system employing two dual controllers operating a dual actuator |
US5036469A (en) | 1989-03-02 | 1991-07-30 | The Boeing Company | Pitch attitude command flight control system for landing flare |
FR2686310B1 (fr) | 1992-01-20 | 1994-04-08 | Aerospatiale Ste Nationale Indle | Systeme pour la commande d'une surface aerodynamique d'un aeronef. |
US5493497A (en) | 1992-06-03 | 1996-02-20 | The Boeing Company | Multiaxis redundant fly-by-wire primary flight control system |
JP3168448B2 (ja) | 1994-07-08 | 2001-05-21 | 川崎重工業株式会社 | ディジタル飛行制御システム |
US5670856A (en) | 1994-11-07 | 1997-09-23 | Alliedsignal Inc. | Fault tolerant controller arrangement for electric motor driven apparatus |
US5823468A (en) * | 1995-10-24 | 1998-10-20 | Bothe; Hans-Jurgen | Hybrid aircraft |
US5764502A (en) * | 1996-05-28 | 1998-06-09 | Sundstrand Corporation | Integrated electric power system |
US5806805A (en) | 1996-08-07 | 1998-09-15 | The Boeing Company | Fault tolerant actuation system for flight control actuators |
-
2000
- 2000-07-14 US US09/616,196 patent/US6443399B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2001
- 2001-07-13 AT AT01952701T patent/ATE287822T1/de not_active IP Right Cessation
- 2001-07-13 EP EP01952701A patent/EP1301393B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-07-13 WO PCT/US2001/022063 patent/WO2002006115A1/en active IP Right Grant
- 2001-07-13 JP JP2002512025A patent/JP2004506561A/ja not_active Withdrawn
- 2001-07-13 DE DE60108637T patent/DE60108637T2/de not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1301393A1 (en) | 2003-04-16 |
WO2002006115A9 (en) | 2002-09-06 |
US6443399B1 (en) | 2002-09-03 |
DE60108637D1 (de) | 2005-03-03 |
EP1301393B1 (en) | 2005-01-26 |
ATE287822T1 (de) | 2005-02-15 |
WO2002006115A1 (en) | 2002-01-24 |
DE60108637T2 (de) | 2006-05-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP1301393B1 (en) | Flight control modules merged into the integrated modular avionics | |
US6561463B1 (en) | Flight control module with integrated spoiler actuator control electronics | |
US6446911B1 (en) | Method for controlling actuators on a vehicle | |
US8600584B2 (en) | Aircraft control system with integrated modular architecture | |
US7840316B2 (en) | Limited authority and full authority mode fly-by-wire flight control surface actuation control system | |
US7367530B2 (en) | Aerospace vehicle yaw generating systems and associated methods | |
RU2494931C2 (ru) | Самолет с системой увеличения подъемной силы | |
US20110313599A1 (en) | Aircraft backup control | |
US20070271008A1 (en) | Manual and computerized flight control system with natural feedback | |
CN204965053U (zh) | 电传飞控*** | |
CN108776486A (zh) | 一种大型中高空察打一体无人机飞控***冗余架构方法 | |
US6366837B1 (en) | Method for providing command augmentation to a command lane within a vehicle | |
RU2327602C1 (ru) | Способ управления самолетом и комплексная система для его осуществления | |
CN116483106A (zh) | 一种察打一体无人机*** | |
EP3939882A1 (en) | Rudder system architecture for electrical actuators | |
Kimball | Recent tilt rotor flight control law innovations | |
Ford | Actuation systems development | |
US20190300153A1 (en) | Propeller cyclic control for flying wing lift augmentation | |
WO2024013482A1 (en) | An electronic unit for a tactile cueing apparatus | |
Bourrières | Aerospace Actuators 2 | |
Scott | Electrical Flight Control for Boeing YC‐14 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20081007 |