(57)【要約】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
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
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。
【請求項２】
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。
【請求項３】
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。
【請求項４】
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。
【発明の詳細な説明】
【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。
【図３】
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【図４】
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【国際公開パンフレット】
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2004506561.tif 000006
2004506561.tif 000007
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【国際公開パンフレット（コレクトバージョン）】
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【国際調査報告】
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