(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジンを備える航空機の装置であって、前記航空機の中に位置する少なくとも１つのアビオニクス部品と、前記航空機のエンジンの中または近傍に位置する少なくとも２つのエンジン制御装置とを備え、
前記航空機の中に位置する少なくとも２つのエンジン・インターフェイスをさらに備えていて、
前記少なくとも２つのエンジン・インターフェイスのそれぞれが、前記少なくとも１つのアビオニクス部品と前記少なくとも２つのエンジン制御装置のそれぞれとの間でデータを交換するよう適合し、
前記少なくとも２つのエンジン・インターフェイスのそれぞれは、さまざまな供給源からのデータを取得する機能と、バックアップおよびデータの整合性の確認を含むエンジン統合機能とを有し、
前記少なくとも２つのエンジン・インターフェイスのそれぞれには汎用性があって、前記航空機に取り付けることのできる異なるタイプのエンジン制御装置と通信するよう適合し、
前記少なくとも２つのエンジン制御装置のそれぞれは１つのタイプのエンジン専用である、
ことを特徴とする装置。
【請求項２】
前記少なくとも２つのエンジン制御装置のそれぞれのバックアップ用の少なくとも２つのチャネルのそれぞれは、前記少なくとも２つのエンジン・インターフェイスのそれぞれのバックアップ用の少なくとも２つのチャネルのそれぞれに接続される、請求項１に記載の装置。
【請求項３】
前記少なくとも２つのエンジン・インターフェイスのそれぞれが、前記少なくとも１つのアビオニクス部品と前記少なくとも２つのエンジン制御装置のそれぞれとの間で交換されるデータを選択する手段を備える、ことを特徴とする請求項１または２に記載の装置。
【請求項４】
前記少なくとも２つのエンジン・インターフェイスのそれぞれが、前記少なくとも１つのアビオニクス部品と少なくとも２つのエンジン制御装置のそれぞれとの間で交換されるデータの少なくともいくつかを有効化する手段を備える、ことを特徴とする請求項３に記載の装置。
【請求項５】
前記少なくとも２つのエンジン・インターフェイスの少なくとも一部が、ＬＲＵタイプのコンピュータの中に実現されている、ことを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載の装置。
【請求項６】
前記少なくとも２つのエンジン・インターフェイスの少なくとも一部が、ＩＭＡタイプのアビオニクス用モジュラー化コンピュータの中に実現されている、ことを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載の装置。
【請求項７】
前記少なくとも２つのエンジン・インターフェイスのそれぞれが、バックアップ用に少なくとも２つのチャネルを備える、ことを特徴とする請求項１から６のいずれか一項に記載の装置。
【請求項８】
前記少なくとも２つのエンジン制御装置のそれぞれが、バックアップ用に少なくとも２つのチャネルを備える、ことを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載の装置。
【請求項９】
前記航空機が、少なくとも２つのエンジンと、前記少なくとも２つのエンジンの１つずつにそれぞれ付随する少なくとも１つのエンジン・インターフェイスおよび少なくとも１つのエンジン制御装置とを備え、
前記少なくとも２つのエンジンの１つずつに付随する少なくとも１つのエンジン・インターフェイスと少なくとも１つのエンジン制御装置で形成されたそれぞれのシステムの中で交換されるデータに分離する手段をさらに備える、
ことを特徴とする、請求項１から８のいずれか一項に記載の装置。
【請求項１０】
前記航空機の少なくとも１つの制御要素と少なくとも１つのエンジン制御装置の間を直接接続する手段をさらに備える、ことを特徴とする請求項１から９のいずれか一項に記載の装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はアビオニクス・システムに関するものであり、より詳細には、ＦＡＤＥＣの機能がＦＡＤＥＣそのものとアビオニクス部品に分配されたアーキテクチャに関する。
【背景技術】
【０００２】
現在搭載されているエレクトロニクス設備とアビオニクス・システムはますます複雑かつ高性能になっており、進んだ多数の機能が統合されるとともに、システム間の相互接続が増大している。
【０００３】
具体的な部品と、ソフトウエア要素と、共有された通信網とに基づいて高い集積度で搭載されているこのアビオニクス・システムは、絶えざる技術的進歩のリズムに合わせて増大し、かつ複雑化しているため、航空機の機体設計者にとって新たな展望が開かれている。しかしこの新たな技術、新たな考え方、新たなアビオニクス・システムが出現したことで、研究開発の遅れが生じるとともに、開発、統合、メンテナンスのコストが上昇している。
【０００４】
特に、アビオニクス・システムは、ＦＡＤＥＣ（英語の完全自動化ディジタル式エンジン制御の略号）と呼ばれるエンジン制御システムと区別することができる。これらのシステムは、機能がそれぞれ異なっていて一般に別の会社によって開発されるが、特にエンジンの制御と監視を目的として複雑な通信手段によって接続される。
【０００５】
それぞれのエンジンに１つのＦＡＤＥＣが付随している。ＦＡＤＥＣは、ジェットエンジンのファンの区画に位置していることがしばしばある。ＦＡＤＥＣは、一般に、機能をバックアップするための２つの異なるチャネルを備えている。ＦＡＤＥＣには、チャネルごとに１つある制御用のエレクトロニクス・モジュールと、これらモジュールに付随するプログラムと、センサーと、必要な配線が統合されている。
【０００６】
図１に、２つのエンジンを備える航空機のＦＡＤＥＣとアビオニクス部品の間の接続の一例を示す。ここでは接続は、通信網によって実現される。２つのチャネルＡとＢをそれぞれが有する２つのＦＡＤＥＣ  １０５−１と１０５−２が利用される。ＦＡＤＥＣ  １０５−１は第１のエンジンに付随するＦＡＤＥＣであり、ＦＡＤＥＣ  １０５−２は第２のエンジンに付随するＦＡＤＥＣである。データをやり取りする一群のアビオニクス部品をここでは参照番号１１０で示してある。
【０００７】
一般に、複数のタイプのエンジンを航空機に取り付けることができ、その選択は、例えば航空会社の必要に応じて決まる。そのため使用される可能性のあるさまざまなエンジン制御システムにアビオニクス・システムを適合させること、または複数のタイプのエンジン制御システムに適合したアビオニクス・システムを設計することが必要である。また、新しいそれぞれのエンジンのためのエンジン制御システムを設計する必要もある。
【発明の概要】
【０００８】
本発明によって上記の問題の少なくとも１つを解決することが可能であり、特にＦＡＤＥＣとアビオニクス部品の間のインターフェイスを簡単にすること、ＦＡＤＥＣの開発コストを下げるとともに開発時間を短縮すること、エレクトロニクス・システムの成熟度を向上させること、航空機のさまざまなエンジンについてＦＡＤＥＣの機能のうちのいくつかを標準化すること、航空機の機体設計者の設計サイクルとエンジン設計者の設計サイクルの間の独立性を高めることができる。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
そこで本発明は、エンジンを備える航空機の装置として、その航空機の中に位置する少なくとも１つのアビオニクス部品と、その航空機のエンジンの中または近傍に位置する少なくとも１つのエンジン制御装置とを備える装置を目的としており、この装置は、その航空機の中に位置する少なくとも１つのエンジン・インターフェイスをさらに備えていて、その少なくとも１つのエンジン・インターフェイスは、少なくとも１つのアビオニクス部品と少なくとも１つのエンジン制御装置の間でデータを交換することができ、その少なくとも１つのエンジン・インターフェイスには汎用性があって、この航空機に取り付けることのできる異なるタイプのエンジン制御装置と通信することができ、少なくとも１つのエンジン制御装置は１つのタイプのエンジン専用である。
【００１０】
したがって本発明の装置により航空機の機体設計者とエンジン設計者の間の制約を少なくし、特に開発とメンテナンスの時間とコストを最適化することができる。
【００１１】
特別な一実施態様によれば、上記少なくとも１つのエンジン・インターフェイスは、上記少なくとも１つのアビオニクス部品と上記少なくとも１つのエンジン制御装置の間のデータ転送機能を集中させるため、その少なくとも１つのアビオニクス部品とその少なくとも１つのエンジン制御装置の間で交換されるデータを選択して有効にする手段を備えている。
【００１２】
やはり特別な一実施態様によれば、上記少なくとも１つのエンジン・インターフェイスは、上記少なくとも１つのアビオニクス部品と上記少なくとも１つのエンジン制御装置の間のデータ有効化機能を集中させるため、その少なくとも１つのアビオニクス部品とその少なくとも１つのエンジン制御装置の間で交換されるデータの少なくともいくつかを有効にする手段を備えている。
【００１３】
特別な一実施態様によれば、上記少なくとも１つのエンジン・インターフェイスは、ＬＲＵタイプのコンピュータおよび／またはＩＭＡタイプのアビオニクス用モジュラー化コンピュータの中に少なくとも一部が実現されている。
【００１４】
上記の少なくとも１つのエンジン・インターフェイスは、航空機の信頼性を大きくするため、極めて重要な機能のバックアップを保証できる少なくとも２つのチャネルを備えることが好ましい。同様に、上記少なくとも１つのエンジン制御装置は、航空機の信頼性を大きくするためバックアップ用に少なくとも２つのチャネルを備えることが好ましい。
【００１５】
特別な一実施態様によれば、航空機は、少なくとも２つのエンジンと、少なくとも１つのエンジン・インターフェイスと、その少なくとも２つのエンジンのそれぞれに付随する少なくとも１つのエンジン制御装置を備えていて、この航空機はさらに、少なくとも１つのエンジン・インターフェイスと、少なくとも２つのエンジンそれぞれに付随する少なくとも１つのエンジン制御装置とで形成されるシステムそれぞれの中で交換されるデータを分離する手段を備えている。
【００１６】
やはり特別な一実施態様によれば、本発明の装置は、航空機の信頼性を大きくするため、航空機の少なくとも１つの制御要素と少なくとも１つのエンジン制御装置を直接接続する手段をさらに備えている。
【００１７】
本発明の他の利点、目的、特徴は、添付の図面を参照した例示としての実施例に関する以下の詳細な説明に示される。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】航空機の推進制御システムとこの航空機の他のアビオニクス・システムの間の標準的なインターフェイスの一例の概略を示している。
【図２】少なくとも２つのエンジンを備える航空機の推進制御システムと他のアビオニクス・システムの間の本発明によるインターフェイスの一例の概略を示している。
【図３】本発明を実現するのに適した物理的アーキテクチャの第１の実施例を示している。
【図４】本発明を実現するのに適した物理的アーキテクチャの第２の実施例を示しており、ここではガスの制御とエンジン制御ユニットの間に直接的な関係が確立される。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
本発明の方法により、ＦＡＤＥＣで従来実現されてきた機能をアビオニクス部品とＦＡＤＥＣに分配できるため、ＦＡＤＥＣとそのソフトウエアが単純になる。この方法により、ＦＡＤＥＣとアビオニクス部品の間で交換されるアビオニクス・データを集中させることができる。
【００２０】
特に、本発明は、電気供給機能、アビオニクス・データをＦＡＤＥＣに送信する機能、エンジンに関係するデータをアビオニクス部品に送信する機能のほか、ＦＡＤＥＣからアビオニクス部品に向かう推力逆転に関係する機能を移動させることを目的とする。
【００２１】
１つのＦＡＤＥＣは、原則として、以下の２つの要素で構成される。
−  エンジン制御ユニット（ＥＣＵ、または電子式エンジン制御装置（ＥＥＣ）とも呼ばれる）。以下の説明では、この要素を一般にエンジン制御装置と呼ぶ；
−  入力／出力に関係していて、コネクタと、電源と、駆動装置とのインターフェイスと、センサーとのインターフェイスとを特に備える装置。
【００２２】
それぞれのＦＡＤＥＣの機能は、主として以下のものである。
−  エンジンの点火、始動、停止；
−  推力の制御；
−  ＦＡＤＥＣの出力の制御；
−  推力逆転装置の制御；
−  推力の障害の検出；
−  予熱の制御；
−  ナセルの凍結防止の制御；
−  油圧ポンプの減圧の制御；
−  エラーの検出、分離、管理、指示；
−  振動のバランス調節；
−  ＦＡＤＥＣの入力の制御；
−  ＦＡＤＥＣのソフトウエアの同定；
−  ＦＡＤＥＣの再プログラム。
【００２３】
本発明によれば、従来のＦＡＤＥＣの機能は、２つのサブシステムに分けられる。その２つのサブシステムは以下のものである。
−  航空機の中に配置されていて、さまざまな供給源からのデータを取得する機能を持つエンジン・インターフェイス・ユニット（ＥＩＵとも呼ばれる）。このエンジン・インターフェイス・ユニットは、航空機に取り付けることのできるさまざまなタイプのエンジンに対する汎用性がある。エンジン・インターフェイス・ユニットは、ＥＩＦと呼ばれるエンジン統合機能（例えばバックアップや、データの整合性の確認）も有する。
−  エンジンの中に配置されていて、エンジンの制御と監視を機能とするエンジン制御装置。エンジン制御装置は、それぞれのエンジンに固有である。
【００２４】
アビオニクス部品から来る必要な全データは、エンジン・インターフェイス・ユニットに集められた後、エンジン制御装置に送信される。同様に、ＦＡＤＥＣから来るいくつかのデータは、エンジン・インターフェイス・ユニットに集められた後、アビオニクス部品に送信される。
【００２５】
エンジン・インターフェイス・ユニットとエンジン制御装置の機能は、１つまたは複数のコンピュータの中に実現することができる。
【００２６】
特別な一実施態様によれば、ＬＲＵ（列線交換可能型ユニット）タイプのコンピュータ内にこれらの機能が実現されるようにしたものを特別に開発することができる。
【００２７】
あるいは別の一実施態様によれば、これらの機能は、例えばＩＭＡ（統合型モジュラー化アビオニクス）タイプのアビオニクス用モジュラー化コンピュータの中で、またはＣＰＩＯＭ（コア処理入力／出力モジュール）タイプの１つまたは複数のモジュールの中で実現することができる。
【００２８】
別の一実施態様によれば、これら機能の一部は、ＬＲＵタイプのコンピュータの中で実現されるのに対し、別の一部は、ＩＭＡタイプのアビオニクス用モジュラー化コンピュータの中で実現される。
【００２９】
以下の表に可能なさまざまな実現例をまとめてある。
【００３０】
【表１】
0005416114.tif 000002
【００３１】
図２は、２つのエンジンと複数のアビオニクス部品を備える航空機のＦＡＤＥＣ間を本発明に従って物理的に接続した一例を示している。図１に示した実施例におけるのと同様、接続２００は、通信網によって実現される。同様に、２つのチャネルＡとＢをそれぞれが有する２つのＦＡＤＥＣ  ２０５−１と２０５−２が用いられる。それぞれのエンジンには１つのＦＡＤＥＣが付随する。ＦＡＤＥＣ  とデータを交換するアビオニクス部品の全体を参照番号２１０で表わす。参照番号２１５はエンジン・インターフェイス・ユニットを表わしており、ＦＡＤＥＣとアビオニクス部品の間で交換されるデータの中継地となる。ここでは、あらゆるデータがエンジン・インターフェイス・ユニットだけを経由するわけではないことに注意されたい。実際、特に安全上の理由で（例えばエンジン・インターフェイス・ユニット、または利用している通信網（例えばＡＦＤＸ（アビオニクス用全二重スイッチ型イーサネット（登録商標））網）が故障した場合）、いくつかのアビオニクス部品とＦＡＤＥＣの間で直接的な通信を行なうことが特に必要な場合がある。
【００３２】
図１と図２の比較から、ＦＡＤＥＣとアビオニクス部品の接続可能性に関して本発明により得られる利点がわかる。特に、アビオニクス部品とＦＡＤＥＣの間で必要な配線が簡単になっている。
【００３３】
本発明の実施に用いられるＦＡＤＥＣでは、開発とメンテナンスに必要な時間が短縮され、その結果として開発とメンテナンスのコストが低下する。実際、航空機の機体設計者は、自分自身でエンジン・インターフェイス・ユニットの開発、試験、構成決定を行なうことができる。そのため航空機の機体設計者とエンジン開発者の間のやり取りを少なくできるため、開発とメンテナンスの時間が短くなり、コストが低下する。それに加え、航空機に取り付けるエンジンのタイプに関係なく、１つのタイプのエンジン・インターフェイス・ユニットだけが必要とされる。エンジン・インターフェイス・ユニットの開発とメンテナンスは、エンジン制御装置の開発とメンテナンスとは独立である。
【００３４】
特別な一実施態様によれば、エンジン・インターフェイス・ユニットは、ＦＡＤＥＣとアビオニクス・システムの間の主要なインターフェイスとして用いられる。エンジン・インターフェイス・ユニットは、一方では、アビオニクス・システムから来る多数のデータを取得し、選択し、補強した後、重要なデータを有効化してから合成された形態で送信する。エンジン・インターフェイス・ユニットは、他方では、１つまたは複数のエンジン制御装置から来るデータを補強し、それをアビオニクス部品に送信する。そのときＦＡＤＥＣがそのアビオニクス部品の直接的なインターフェイスとなることはない。それに加え、エンジン・インターフェイス・ユニットは、ＦＡＤＥＣとは独立にアビオニクス部品を監視する。
【００３５】
特別な一実施態様によれば、エンジン・インターフェイス・ユニットの機能は、既存のＣＰＩＯＭモジュール内のＩＭＡタイプのアビオニクス用モジュラー化コンピュータの中に実現される（ここではエンジン１つにつき２つのＣＰＩＯＭモジュールが利用される）。それぞれのエンジン制御装置は一対のＣＰＩＯＭモジュールによって管理される。これら２つのＣＰＩＯＭモジュールのそれぞれは同じアプリケーション・ソフトウエアを実行する。すなわちこれら２つのＣＰＩＯＭモジュールのそれぞれは、エンジン・インターフェイス・ユニットの機能を実行し、アビオニクス・システムから来る有効化されたデータを含む同じ周期的メッセージを送信する。したがってこの解決法は、ミラーを適用するという考え方に基づいている。
【００３６】
この実施態様には特に以下の利点がある。
−  エンジンの分離：２対のＣＰＩＯＭモジュールはデータを交換しない。したがって、ＡＦＤＸタイプのネットワークの分離能力のおかげでエンジンを分離せねばならないという条件が守られる；
−  ＣＰＩＯＭモジュールの一方の故障の管理：ＣＰＩＯＭモジュールの一方が故障した場合、ＦＡＤＥＣのバックアップ用の２つのチャネルが、残ったＣＰＩＯＭモジュールからデータを受け取る；
−  エンジン制御装置の故障の管理：エンジン制御装置のアーキテクチャは従来から用いられているアーキテクチャと似ているため、すなわち二重チャネル式アーキテクチャであるため、エンジン制御装置の故障の管理は本発明の影響を受けない；
−  ＩＭＡの故障の管理：ＡＦＤＸ網の喪失は、一対のＣＰＩＯＭモジュール全体の故障と同様の特別な故障であると見なされる。その結果、あらゆる安全機能は、予備としてエンジン制御装置と航空機の間の特別な配線を用いるという解決法に基づくことが望ましい。エンジン制御装置は、例えばガスの制御に直接アクセスする；
−  安全性のデータが完全であることの制御：安全性の分析から要請される場合には、エンジン制御装置が安全性データの二重制御を実行することができる。エンジン制御装置は、要求される安全性の要請に合致した可能な限り単純な二重チャネルのアーキテクチャに基づくＤＡＬ−Ａ（開発保証レベルの略語であり、最高レベルの要請に対応する）装置である。それに加え、ネットワーク全体でデータの劣化が検出され、場合によってはチェックサム・タイプの補正コードを利用したアプリケーションを用いてその劣化が補正されることで、エンジン・インターフェイス・ユニットとエンジン制御装置の間で送信されるデータの安全性が確保される；
−  エンジンの特徴を識別するためのエンジン構成のソフトウエア・プログラミング：航空機に取り付けられているエンジンがどのようなものであれ、エンジン・インターフェイス・ユニットの大半の機能は同じである。しかしエンジン制御装置は、エンジン・インターフェイス・ユニットにおいて特定の操作を開始させるため、使用されているエンジンのタイプをエンジン・インターフェイス・ユニットに知らせることができる。
【００３７】
図３は、本発明を実施するのに適した物理的アーキテクチャの第１の実施例を示している。図示されているように、アビオニクス・システム３００は、ＡＦＤＸ網３０５に接続されている。ＡＦＤＸ網３０５には、チャネルＡとＢを有するエンジン・インターフェイス・ユニット３１０−１と、チャネルＡとＢを有するエンジン制御装置３１５−１も接続されている。エンジン制御装置３１５−１はエンジン３２０に付随している。
【００３８】
すでに指摘したように、エンジン制御装置３１５−１とアビオニクス・システム３００の間で交換されるデータは、エンジン・インターフェイス・ユニット３１０−１を通じて送信される。
【００３９】
図４は、本発明を実行できる論理アーキテクチャの一例を示している。ここでは、２つのエンジンを備える航空機の中でガスの制御とエンジン制御装置の間に直接的な接続が確立される。図示してあるように、エンジンの制御と管理は、２つのエンジン３００−１と３００−２のそれぞれとは完全に独立である。各エンジンに付随するシステムの間が物理的に完全に分離されている。ＡＦＤＸタイプの同じ接続が用いられて各エンジンに付随するシステムをつないでいるが、このタイプの接続ではデータの分離が保証されることがわかっている。
【００４０】
チャネルＡとＢを有するエンジン制御装置３０５−１はエンジン３００−１に付随している。エンジン制御装置３０５−１のチャネルＡとＢのそれぞれは、エンジン・インターフェイス・ユニット３１０−１の各チャネルに接続される。例えばエンジン制御装置３０５−１のチャネルＡは、エンジン・インターフェイス・ユニット３１０−１のチャネルＡと、エンジン・インターフェイス・ユニット３１０−１のチャネルＢに接続される。同様に、エンジン制御装置３０５−１のチャネルＢは、エンジン・インターフェイス・ユニット３１０−１のチャネルＡと、エンジン・インターフェイス・ユニット３１０−１のチャネルＢに接続される。エンジン・インターフェイス・ユニットのチャネルＡとＢは、アビオニクス・システムにも接続される（図示せず）。
【００４１】
それに加え、直接的な接続がガスの制御３１５とエンジン制御装置３０５−１のチャネルＡおよびＢとの間に確立される。この直接的な接続により、エンジン・インターフェイス・ユニット３１０−１の２つのチャネルが故障した場合に、および／またはエンジン・インターフェイス・ユニット３１０−１のチャネルとエンジン制御装置３０５−１のチャネルの間に確立された接続が故障した場合に、ガスを制御することができる。
【００４２】
図からわかるように、エンジン３００−１を参照して説明したアーキテクチャは、エンジン３００−２に関するアーキテクチャと同様である。
【００４３】
電気供給システムは図示していないが、各エンジンの電源は物理的に分離されていることが好ましい。
【００４４】
特別な一実施態様によれば、エンジン・インターフェイス・ユニットは、アビオニクス・システムから来る以下のデータをエンジン制御装置に送信する機能を担っている。
−  外気（特に静圧、全圧力、温度）に関してアビオニクス・システムの異なる３つの出所から出て、選択され、補強され、有効化されたデータ；
−  補強され、ガス制御システムを考慮した、ガスの制御の状態；
−  エンジンに接続されたコックピット制御スイッチの、場合によっては有効化された状態；
−  始動データ（コックピット制御スイッチの有効化された状態から始動の命令（例えば湿った通気または乾燥した通気を用いた自動始動または手動始動）がエンジンに送信される）；
−  飛行状態、特に着陸装置の諸システムによって判断された飛行状態；
−  着陸時の減速の指示；
−  着陸復航または離陸の情報；
−  空気の採取状態。
【００４５】
当然、他のデータ（例えば電源の管理モード）も送信することができる。
【００４６】
やはり特別な一実施態様によれば、以下のデータが、エンジン制御装置から、そのデータを必要とするアビオニクス部品に送信する機能を担うエンジン・インターフェイス・ユニットへと送られる。
−  エンジンの状態に関し、エンジンが停止しているかいないかを示す情報；
−  エンジンの始動指示；
−  着陸段階を通じて凍結防止を禁止する命令；
−  燃料流出の表示（燃料流の測定装置と燃焼室の間で、各エンジン用の燃料流を使用された燃料と比較することによって検出される）；
−  油圧ポンプの減圧命令（飛行中のエンジンの再始動）；
−  エンジンから来るデータを利用してアビオニクス部品を監視するための指示。
【００４７】
エンジン・インターフェイス・ユニットは、推力逆転に関するデータ（特に推力逆転の位置）を必要としているアビオニクス部品にそのデータを送る機能を担っているため、そのデータも、エンジン制御装置からエンジン・インターフェイス・ユニットに送られることが望ましい。
【００４８】
当然、本発明の当業者であれば、特定の要求を満たすため、これまでの説明の範囲内でさまざまな変更を行なうことができよう。
【図１】
0005416114.tif 000003
【図２】
0005416114.tif 000004
【図３】
0005416114.tif 000005
【図４】
0005416114.tif 000006