(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
重航空機に装備された操縦システムの安全機能を地上において点検する方法であって、
所定飛行条件に対して点検すべき機能のセンサ（３２）が接続された安全回路（３０，３１，ＡＬ）の入力部に、前記センサにて発せられた信号の代わりに、前記所定飛行条件における前記センサ（３２）にて発せられる信号に相当するシュミレーション信号の少なくとも１つを供給する制御可能な強制手段（３３，３５）を、前記センサ（３２）の各々と並列に配列する行程と、
前記強制手段（３３，３５）を起動せしめて前記安全回路（３０，３１，ＡＬ）の完全性を点検する一連のテストの間に前記シミュレーション信号を生成するために、最小ピッチ角度位置（ＰＰＰ）と最大ピッチ角度位置（ＰＬＤ）との間のテスト領域に含まれ且つ前記重航空機のコレクティブピッチ制御機構（３４）の少なくとも１つの位置を使用する行程と
を有することを特徴とする方法。
【請求項２】
前記シミュレーション信号は、前記コレクティブピッチ制御機構（３４）の角度位置に依存して変化することを特徴とする請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記センサ（３２）にて供給されるデータと第２センサ（３６）にて供給されるデータとの一致を飛行中に点検し、この点検により差が示されるとアラーム信号を送出する行程を有することを特徴とする請求項１乃至請求項２記載の方法。
【請求項４】
点検すべき前記安全機能は中心配置装置（２６，２７，２８，２９）と連結されたスラスタ（２４）の伸張しきい値を検出する行程を有し、前記スラスタ（２４）の中心配置が生じる前に前記しきい値を上回る期間（ΔＴ）と前記しきい値の値とは前記重航空機の速度に依存して変化し、
地上でのテスト段階において、前記センサ（３２）にて供給されたデータを前記コレクティブピッチ制御（３４）の角度位置から生成されたデータに置換する行程と、
前記スラスタ（２４）の伸張しきい値と前記スラスタ（２４）の自動中心配置を行う前の時間の長さとを、前記伸張しきい値を越えた瞬間から点検する行程とを有することを特徴とする請求項１記載の方法。
【請求項５】
前記重航空機の操縦システムは、前記操縦軸の各々に対し、自動操縦の制御ループの減算器（８）へ結合装置（６）を介して指令信号を伝達するディジタルコンピュータを有し、
前記コンピュータ（１）にて前記結合装置（６）へ伝達される信号の第１制限と、
前記結合装置（６）にて前記減算器（８）へ伝達される信号の第２制限と、
前記結合装置（６）にて供給される信号と前記第２制限を受けた信号との差の点検と、
これら２つの信号間に差が生じた場合のアラーム信号の伝達と
からなることを特徴とする請求項１記載の方法。
【請求項６】
前記コレクティブピッチ制御機構（３４）の角度位置を検出する手段（３５）と、
前記制御機構（３４）が最小ピッチ角度位置（ＰＰＰ）と最大ピッチ角度位置（ＰＬＤ）との間のテスト領域に含まれる角度位置にあるときに、センサが接続された安全回路（３０，３１，ＡＬ）の入力部に、前記センサ（３２）にて発せられた信号の代わりに、所定飛行条件に相当するシミュレーション信号を供給する手段と
を有することを特徴とする請求項１記載の方法を実行する装置。
【請求項７】
前記シミュレーション信号を前記コレクティブピッチ制御機構（３４）の角度位置の関数として変化させる手段（３５）をさらに有することを特徴とする請求項６記載の装置。
【請求項８】
前記安全回路は、スラスタ（２４）の中心位置を表す信号（Ｖ0）が入力される入力部を有する減算器（２８）を有する自動スラスタ（２４）中心配置回路であり、
前記減算器は、前記スラスタの実際の位置を検出する検出器（２９）に接続された入力部をさらに有し、
前記減算器（２８）の出力部は、安全回路にて制御される電力増幅器及びスイッチ（２６）を介して前記スラスタ（２４）の制御入力部に接続され、
前記安全回路は、前記検出器（２９）の出力部に接続されたレベル検出器（３０）とタイムアウト回路（３１）とが直列に接続されてなり、
前記安全回路は、前記検出器（２９）にて供給された信号が前記レベル検出器ののしきい値を越え且つ前記タイムアウト回路にて決められた期間に亘って前記しきい値を上回るときに、前記タイムアウト回路（３１）が前記スイッチ（２６）をトリップする中心配置信号を発するように接続され、
前記レベル検出器（３０）及び前記タイムアウト回路（３１）の調整入力部は、テスト制御機構（４１）にて制御されるスイッチ（３３）にて、前記コレクティブ制御機構（４１）にて制御されるスイッチ（３３）にて、前記コレクティブ制御機構の制御棒（３４）に連結された角度位置検出器（３５）及び第１速度センサ（３２）のいずれか一方に接続されることを特徴とする請求項６乃至請求項７記載の装置。
【請求項９】
第２速度センサ（３６）及び速度しきい値トリガ回路のいずれか一方と、コンパレータ（３７）とをさらに有し、
前記第１及び第２速度センサ（３２，３６）にてそれぞれ供給される信号の差を常時または周期的に点検し、差が生じた場合はアラーム装置を起動させることを特徴とする請求項８記載の装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【技術分野】
本発明は、ヘリコプタなどの重航空機に装備された操縦システムの安全機能を地上にて点検する方法及び装置に関する。
【０００２】
【背景技術】
重航空機に公に認められた安全レベルを確保するために、重航空機に搭載されたシステムに組み込まれた装置を（通常は飛行する前の地上において）周期的に点検する必要がある。
「シングルチェーン」タイプの操縦システムの場合、安全性は、アクチュエータ（スラスタ）を介して、さらにシステムの操作に固有なパラメータを監視したりシステムの許容限度を越えたことを確認できるモニタ装置によって、主に確認される。
【０００３】
これらの操作パラメータや限度は、飛行条件に応じて異なって変化したり、特に、重航空機の速度に応じて変化する。故に、プレ飛行モニタテスト装置は、上記のことを考慮しなければならない。
高速飛行などの飛行条件下における重航空機の安全装置のテストを地上で行うために、外部の装置によってセンサの段階でこれらの飛行条件を再生成する対策が採られている。
【０００４】
しかしながら、この対策は、かなりの手段を必要とし、また外部からのシミュレーション手段によってシミュレートできないセンサが多いために、実行が困難である。
【０００５】
【発明の目的】
本発明の目的は、上記問題点の解決のみならず、プレ飛行テスト段階を統合し、飛行中のパイロットが無意識のうちに誘導できない方法及び装置を提供することである（飛行シミュレーション中の誘導によって安全性に問題が生じることは明かである）。
【０００６】
【発明の概要】
上記目的を達成するために、本発明による方法は、所定飛行条件の少なくとも１つに要求される操作のシミュレーション用に、センサが接続された安全回路の入力部において、センサにて発せられた出力信号に替えて、飛行条件にて同じセンサにて発せられる信号に相当するシミュレーション信号の少なくとも１つを供給する制御可能な強制手段を、センサの各々と並列に使用するものである。
【０００７】
さらに、本発明は、最小ピッチ角度位置（ＰＰＰ）と最大ピッチ角度位置（ＰＬＤ）との間のテスト領域に含まれ且つ重航空機のコレクティブピッチ制御機構の位置の少なくとも１つを使用するものであり、安全装置を点検する一連のテストの間にシミュレーション信号を生成するために、強制手段を起動せしめるものである。上記構成によって、重航空機が離陸する前の地上にあるときに安全装置を点検できる。
【０００８】
操縦シーケンス及び安全装置がテストされるべき飛行領域に相当する状態に置かれる一連のテストは、コレクティブ制御機構の位置情報を使用することによって、すなわち、特別な人間工学的状態において、特定の制御手段を必要とすることなく行われる。
実験によって、この方法ではセンサを飛行条件下においてテストできないことが証明されている。このため、本発明は、テストすべきセンサを倍に増やし、少なくとも第２センサは同一のパラメータに対して感度を有し、これら２つのセンサにて供給されるデータの飛行中の差を点検し、この点検により差が現れた場合はアラーム信号を発することを提案する。
【０００９】
シミュレートされた飛行条件下での地上での安全回路のテストと実際の飛行条件下でのセンサのリアルタイムでのテストとの違いをテストすることによって、飛行の規定にて要求される高レベルの安全性を保証することができる。
【００１０】
【実施例】
本発明の特徴及び効果は、添付図面に基づき本発明を限定しない実施例から明らかにされる。
図１に示す実施例において、自動操縦システムは、計算モジュール２，３，４を含むブロックにて示される高次モードの計算が委ねられたディジタルコンピュータ１を使用する。
【００１１】
この実施例において、モジュール２（操縦軸の高次モードの計算）は、手動にて、またはＯＲゲート７にて制御される開口を有する結合素子６を介して重航空機自動操縦装置５の対応する軸の入力部に接続されている。自動操縦装置の他の軸は、破線で囲まれた５’，５”にて示す。
自動操縦装置５のこの軸は、減算器８を有する。減算器８には、３つの異なる信号、すなわちセンサ９にて検出されて周知の基準安定ホールド回路１０にて処理されるＳＴＡＢパラメータを表す信号と、飛行制御翼面の位置及び速度を表す信号と、コンピュータ１からの指令を表す信号とが、それぞれ入力部に入力される。
【００１２】
減算器の出力は、増幅器１１を介して、飛行制御翼面のために上述のパラメータに作用するアクチュエータ１２を制御する。
コンピュータ１のモジュール２を結合素子６に接続する回路は、（自動バンクなどの上方モードの適正な実行に必要な）振幅及び速度リミッタなどの第１リミッタ１３である。
【００１３】
同様に、結合素子６を減算器８の指令入力部（instruction input）に接続する回路は、この場合、第１リミッタ１３と同一の第２リミッタ１４である。さらに、コンピュータ１の出力レンジ全体に高感度を有するコンパレータ１５が、第２リミッタ１４と並列に第２リミッタ１４の両端部に取り付けられている。
このコンパレータ１５の機能は、リミッタの入力部に入力された信号とリミッタの出力部に生成した信号とを比較することと、指令信号が無いことによりこれら２つの信号の間に差が生じた場合にアラーム信号を発することである。
【００１４】
アラーム信号は、コンピュータ１の操作状態を通知する。アラーム信号は、パイロットにて知覚されるアラーム１６を発するとともに、結合素子６を開成するＯＲ回路７の入力部の１つに伝達される。
ＯＲ回路７の他の入力部は、他の操縦軸のコンパレータ１５に接続されている。
【００１５】
コンパレータ１５は、ブロック２にて生成される指令を確認するシステムを保証するものであり、プレ飛行テストを受ける。リミッタの上流に挿入されたプッシュボタン１８にて生成されるコマンドが存在することによって、シーケンス全体、すなわちコンパレータ１５、アラーム１６及び結合器６を点検することが可能である。
【００１６】
ＯＲ回路７の機能は、アラーム信号がコンパレータ１５にて発せられた場合に結合器６を開くことである。一連のテストの間、プッシュボタン１８にて生成されるテスト信号をリミッタ１４の入力部に供給すべきである。
上記記載のシステムは次に示すように動作する。
通常の操作において、計算モジュール２は、第１制限の実行とリミッタ１３による較正とを行う指令信号を生成し、この指令信号は結合装置６を介して第２リミッタ１４に伝達される。２つのリミッタ１３，１４は同一であるから、第２リミッタ１４は指令信号に何等作用せず、コンパレータ１５はリミッタ１４の入出力間の一致を単に監視するのみである。指令信号は減算器８に供給される。この減算器８は、この指令を実行するのに必要とされる飛行制御翼面の値と指令値との間の差をゼロに減らすように、飛行制御翼面を操作する。
【００１７】
逆に、第１リミッタ１３にて供給された信号が、モジュール２にて実行された計算やセンサの障害により歪められた場合、この信号は第１リミッタ１３での較正を損ない、第２リミッタ１４にて再較正される。故に、コンパレータは、第２リミッタ１４の入力信号と出力信号との差を検出してアラーム信号を発する。
このアラーム信号によってアラーム１６が起動され（すなわち、重航空機の操作パネルの発光表示器が発光し）、結合装置６が開く。
【００１８】
自動操縦の機能を保証するためにテストが必要とされる場合、テスト装置１８を閉じた状態にする必要がある。
次に、較正されたテスト信号が第２リミッタの入力部に伝達される。故に、コンパレータ１５と、アラーム１６と、ＯＲ回路７を介しての結合解除コマンド６との機能に関するプレ飛行点検を実行することが可能となる。
【００１９】
上記構成によって、非常に速いカバリッジ速度が（９９％以上のオーダで）得られる。
地上での上記回路の点検は、少しも困難を含まず、高レベルのカバリッジを保証する。他の安全装置では、プレ飛行テストに特別な構成及び警戒を必要とする。
【００２０】
このようなものは、例えば図２に示すように、自動的にスラスタを中心に配置する操縦システムである。
この実施例において、一部のみが示されている操縦軸１９は、減算器２０からなる制御ループを使用している。かかる減算器は、３つの異なる信号、すなわち、センサ２２にて検出されて周知の基準安定ホールド回路２３にて処理されるＳＴＡＢパラメータを表す信号と、飛行制御翼面（回路４０）の位置及び速度を表す信号と、コンピュータ１からの指令を表す信号とが、それぞれ入力部に入力される。減算器２０の出力部は、増幅器２５及びスイッチ２６からなる電力回路を介してスラスタ２４の制御入力部に接続されている。
【００２１】
このスイッチ２６は、増幅器２５の出力部、または自動スラスタ中心配置回路２４の電力増幅器２７の出力部のいずれか一方と接続するように設計されている。自動スラスタ中心配置回路は、スラスタ２４の中心配置を表す信号Ｖ0 が入力部の１つに入力される減算器を有する。一方、減算器の他の入力部は、スラスタ２４の実際の位置を検出する検出器２９に接続されている。
【００２２】
スイッチ２６は安全回路にて制御される。この安全回路は、検出器２９の出力部に接続されたレベル検出器３０とタイムアウト回路３１とが直列に接続されてなる。この安全回路は、検出器２９にて供給された信号がレベル検出器３０のしきい値（スラスタ伸長レベル）を上回り且つタイムアウト回路３１にて決められた時間に亘りこのしきい値を上回る場合に、スイッチ２６をトリップする中心配置信号をタイムアウト回路３１が発するように設計される。この場合、スラスタ２４は、自動操縦システムから切り離され、中心に配置されたスラスタ位置の指令（信号Ｖ0 ）と検出器２９にて検出された位置との間の差を相殺するように、スラスタ中心配置回路にて制御される。
【００２３】
同時に、タイムアウト回路３１によって、パイロットに知覚され得るアラーム装置ＡＬが起動される。
スラスタ２４の中心配置により、反作用を制御することによって、ブレークダウンにより生じた影響が排除され低減される。もちろん、この装置と直接に対をなすものは、スラスタの異常伸長に対してのみ動作するものであり、中心配置システムの飛行中のテストの可能性を除外する。
【００２４】
しかしながら、スラスタ２４の異常伸長及び伸長しきい値はヘリコプタの飛行条件に依存して展開することが実験により証明されている。よって、システム（特に安全回路３０，３１）は、これら条件に応じて調整される必要がある。
これが、レベル検出器３０のしきい値及びタイムアウト回路３１の期間が上記条件に依存して、特に速度に依存して調整される理由である。
【００２５】
最後に、レベル検出器３０及びタイムアウト回路３１の調節入力部は、スイッチ３３を介して速度センサ３２に接続される。上記理由により、自動スラスタ中心配置システムは飛行中にテストすることができない。このように、本発明は、地上でのテストモードにおいて、前記位置の関数として変化する速度を表す調整信号のレベル検出器３０及びタイムアウト回路３１へ適用を制御するために、最小ピッチ角度位置（full fine pitch : ＰＰＰ）と最大ピッチ角度位置（ＰＬＤ）との間に含まれるテスト領域において、重航空機のコレクティブ制御装置の制御棒３４の角度データの使用を提案する。
【００２６】
最後に、コレクティブ制御装置の制御棒３４がテスト領域にあるとき、（プッシュボタン４１によって）地上でのテストモードに切り替えると、自動スラスタ中心配置システムの速度センサ３２を切り離すスイッチ３３のトリップが生じ、コレクティブ制御装置の制御棒３４に連結された角度検出器３５によって決定された速度信号が代わりに供給される。
【００２７】
この状態において、パイロットは、スラスタ２４に関する一連のテストを行い、この間、さらなる点検用に、与えられた速度でのスラスタの中心配置が行われた後の伸長のしきい値及びこのしきい値を上回る期間ΔＴ（コレクティブ制御装置の制御棒の角度に依存する）が決められる。次に、パイロットは、異なる速度に相当するコレクティブ制御装置の制御棒の複数の角度に対して一連のテストを繰り返す。実際は、制御棒の３つの角度に相当する３つの速度で行えば十分である。
【００２８】
なお、これらのテストにて、速度センサ３２の機能を点検することはできない。
この欠点を克服するために、本発明は、第２速度センサ３６及び速度しきい値トリガのいずれか一方と、コンパレータ３７とを有して、２つのセンサにて発せられる信号の差を継続してまたは周期的に点検するようになっている。
【００２９】
差が生じた場合、コンパレータ３７は、アラーム装置ＡＬを起動するように動作する。
第２速度センサは同一のセンサからなる。この場合、比較は、連続的に、または高周波数にて周期的に行われる。
第２速度センサは、速度しきい値トリガにて構成することもできる。この場合、重航空機の速度がこのしきい値に達したときにのみ比較を行うものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】ディジタル指令コンピュータの動作を管理するモニタ手段を有する自動操縦システムの原理を説明する構成図である。
【図２】スラスタの中心配置装置に連結されたスラスタ伸長検出器を有する自動操縦システムの安全装置を地上で点検する回路を示す構成図である。
【符号の説明】
１９    操縦軸
２０，２８    減算器
２４    スラスタ
２６    スイッチ
３０    安全回路としてのレベル検出器
３１    安全回路としてのタイムアウト回路
３２    センサ
３３    強制手段としてのスイッチ
３４    コレクティブピッチ制御機構
３５    強制手段としての角度位置検出器
【図１】
0003649764.tif 000002
【図２】
0003649764.tif 000003