(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
フライバイワイヤ方式主航空機フライト操縦システムのサブシステムをモニタするための方法であって、
（ａ）  第１および第２の航空機操縦翼面制御装置の各々からの荷重を表わす信号を航空機搭載型デジタル信号プロセッサに送るステップを含み、前記制御装置は通常協働して動作し、
（ｂ）  前記第１および第２の制御装置の荷重の大きさの差を周期的に決定するステップと、
（ｃ）  周期的に決定される差とその前の周期の荷重の差とを比較するステップと、
（ｄ）  前記制御装置における荷重の変化から得られる疲労損傷を計算するステップとをさらに含む、方法。
【請求項２】
周期的に決定される差を比較する前記ステップは、局部的な最大値および最小値を識別するステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記計算するステップは、局部的な最大値および最小値での荷重を計算するステップを含む、請求項２に記載の方法。
【請求項４】
疲労損傷を計算した後、指示信号を表示するステップをさらに含む、請求項３に記載の方法。
【請求項５】
航空機の飛行条件をモニタして、航空機操縦法の限界を超えているかどうかを決定するステップと、航空機操縦法の限界を超えたときに前記第１および第２の制御装置の休止を抑制するステップとをさらに含む、請求項３に記載の方法。
【請求項６】
航空機の飛行条件をモニタして、航空機操縦法の限界を超えているかどうかを決定するステップと、航空機操縦法の限界を超えたときに前記第１および第２の制御装置の休止を抑制するステップとをさらに含む、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
算出された疲労損傷が予め定められた基準を超えると前記第１および第２の制御装置を休止するステップをさらに含む、請求項１に記載の方法。
【請求項８】
前記第１および第２の制御装置はそれぞれ第１および第２の油圧アクチュエータを含み、前記アクチュエータの各々は航空機の操縦翼面に機械的に結合され、アクチュエータの付勢に従って前記操縦翼面を配向する、請求項１に記載の方法。
【請求項９】
フライバイワイヤ方式主航空機フライト操縦システムのサブシステムのためのモニタリングシステムであって、前記モニタリングシステムは、
（ａ）  航空機操縦翼面と、
（ｂ）  第１および第２の協働する制御装置とを含み、前記第１および第２の制御装置の各々は前記操縦翼面と機械的に通じて前記操縦翼面を予め定められた配向に付勢し、
（ｃ）  前記第１および第２の制御装置の各々に関連する制御電子ユニットと電気的に通じているデジタル信号プロセッサをさらに含み、前記コンピュータは、
（ｉ）  前記第１および第２の制御装置の各々の前記電子ユニットからの信号から、前記第１および第２の制御装置における荷重の大きさの差を決定する動作と、
（ｉｉ）  荷重の大きさの前記決定された差を荷重の大きさのその前の差と周期的に比較して、局部的な最大値および最小値を決定する動作と、
（ｉｉｉ）  決定された局部的な最大値および最小値に基づいて疲労損傷を計算する動作とを含む動作を行なう、モニタリングシステム。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の分野】
本発明は、主なフライト操縦システムにおける故障および潜在的な故障の検出に関する。より特定的には、本発明は、あるサブシステムの故障のモードが容易には予測できないフライバイワイヤ方式フライトシステムにおける故障を検出および予測するためのシステムを提供するものである。
【０００２】
【発明の背景】
現在の航空機に用いられる最も典型的なフライト操縦システムは、パイロットの操縦装置と航空機の操縦翼面との直接的な機械的連結を頼りにしている。したがって、パイロットがラダーペダル、種々のレバー、操縦桿等の操縦装置を操作すると、機械的連結により、これらの操縦装置の動きが方向舵、補助翼、フラッペロン、昇降舵等の航空機操縦翼面に伝達され、これらの操縦翼面をそれに応答して適切に動かす。このシステムによりいくつかの利点が得られる。このシステムは予測可能な故障のモードおよび影響に関して比較的単純であるだけでなく、このシステムによって航空機操縦翼面の直接的な操縦が得られる。航空機の製造業者および操縦者は機械的なフライト操縦システムの経験が長いため、このシステムはまた信頼性が高い。
【０００３】
直接的な機械的連結に頼るのではなく、航空機操縦翼面の動きを制御する油圧アクチュエータ等の制御装置と電気信号をやりとりする電子操縦装置を用いる航空機フライト操縦システムが今開発されている。「フライバイワイヤ」システムとして既知であるこのタイプのシステムによって、直接的に機械的に連結するフライトシステムよりもかなりの利点が得られる。機械的連結の代わりに、パイロットによる操縦室の操縦操作または自動操縦装置のコマンドに応答して発生される非常に信頼性の高い電気信号を用いることによって、システム全体の信頼性および性能を向上する可能性を与える。さらに、このシステムはその維持がより簡単である。
【０００４】
しかしながら、このフライバイワイヤ方式航空機操縦システムでは、システムのモニタリングに関する新たな要件が課せられる。一般に、サブシステムの故障のモードが予測可能であれば、サブシステムが予測されたモードに従って故障したときにこのサブシステムの故障を検知しかつそれを信号で合図するようにモニタを開発することができる。しかしながら、故障モードが容易に予測可能でなくかつ故障の兆候が簡単に検出できないあるサブシステムがある。さらに、ある環境においては、故障が操縦翼面に与える影響をモニタするには非常に感度の高い検知装置を必要とする場合があり、これは、サブシステムを不必要に休止させてしまう場合がある誤った警告に繋がり得る（すなわち、故障がないときに故障を表示してしまう）。たとえば、昇降舵表面の動きを検知することにより昇降舵がモニタされると、動きの大きな変化だけしか検出しないようにセンサを設定すると、それでもアクチュエータの誤動作から生じ得るより小さい動きを検出することができない場合がある。一方、小さい動きを検出するようにこのセンサを高感度に設定すれば、検出された小さい動きが故障の前兆となるものでない場合でもセンサは誤って故障を報告してしまう場合があり、不必要なシステムの休止に繋がる。そのような休止は、航空機の修理のための不必要なダウンタイムに関して費用がかさむだけではなく、航空機の操縦システムの冗長度を低減させることによりフライトの安全余裕がいくぶん低減されてしまうかもしれない。
【０００５】
フライバイワイヤ方式の主フライト操縦システムのサブシステム、特に、容易にモニタされないサブシステムにおける故障に関しては、それらの故障のモードのすべてを予測することが容易ではなくかつ従来のモニタでは容易に検出できないため、これらの故障を検出するためのシステムが必要とされている。さらに、このモニタリングシステムは、望ましくは、主フライト制御システムおよび航空機の主フライト制御コンピュータの既存の設備と容易に一体化されなければならず、誤った故障が肯定的にあまり頻繁に報告されないものでなければならない。
【０００６】
【発明の概要】
本発明は、航空機のフライバイワイヤ方式の主フライト操縦システムのサブシステムにおける故障または差し迫った故障を検出するためのモニタリングシステムを提供するものである。このモニタリングシステムは、航空機の主フライトコンピュータと一体にされ、広い範囲のサブシステムに応用可能であり、故障のモードを識別するための分析が容易でないサブシステムに特に適切である。
【０００７】
このシステムは、協働して動作する２つの油圧アクチュエータの差動圧力または荷重等の、サブシステムの少なくとも２つの協働する構成要素における識別された臨界パラメータを予め選択されたサンプリング間隔で断続的にモニタするためにセンサを必要とする。このシステムはさらに、「ノイズ」、または、モニタされたパラメータ間の非臨界的な変動を除去するため、および期待された性能からの臨界偏差（critical variance ）を識別するために、これらのモニタされたパラメータのフィルタ処理を含む。これらの臨界偏差は、「許容可能な」偏差として除去されるであろう、期待された動作からの偏差の予め定められた程度をまず選択することによって決定される。本発明に従えば、許容可能な偏差を超えるいかなる偏差も局部的な最大値または最小値の変動を示し、「臨界」偏差として測定される。本発明によるシステムはまた、臨界偏差の発生の周波数を考慮に入れる。このシステムは、臨界偏差の大きさおよび周波数に基づいて、構造的疲労損傷の変化率を計算する。この計算された変化率が予め定められたレベルを超えるとき、主フライト制御コンピュータは適切な処置をとる。
【０００８】
本発明に従えば、算出された疲労故障の深刻さに基づいて適切な動作を決定するためにいくつかのモニタトリップレベルが用いられ得る。たとえば、算出された疲労損傷が時間ｄｔ1 内にｆｄ1 だけ変化すると、動作ａ1 が示され得る。算出された損傷が異なる時間ｄｔ2 内にｆｄ2 だけ変化すると、動作ａ2 が示されるであろう、等である。一般に、時間ｄｔn の長さは約１０秒から約１００秒、さらに、完全な飛行の持続時間まで変化し得る。示された動作ａn は、算出された疲労の深刻さに依存する。したがって、概算された疲労損傷が予め定められた大きさを超える非常に深刻なものであれば、フライト制御コンピュータはサブシステムを休止させる。概算された損傷があまり深刻なものではなくかつ予め定められた時間内に繰返されなければ、サブシステムは休止されないが、主フライトコンピュータからの信号は、航空機の着陸の際に技術スタッフによって損傷を検査するべきであること、およびフライトを再開する前にいかなる損傷も修理しなければならないことを示す。さらに他のオプションとしては、疲労損傷の概算が非常に低ければ、主フライトコンピュータは、予め定められた時間またはフライト数だけフライトを続けることを許可し得る。
【０００９】
本発明のモニタリングシステムはまた、誤った読取のために生じるシステムの不必要な起動を防ぐための保護手段を含む。このシステムは、航空機が速度超過または速度不足という動的な状況の間に遭遇し得るようなある通常の範囲のパラメータを超えた状態で動作するとき、または航空機が回避操縦（avoidance maneuver）の間またはアップセット（upset ）の間のように急勾配で傾けられる（バンクする）とき、または航空機が離陸中に地上からある距離内にあるときの読取を無視するように設計される。これらのパラメータは、主フライトコンピュータの操縦法にプログラムされる航空機の飛行包囲線図の一部分である。したがって、飛行包囲線図で保護される操縦法が活性化されると、故障していると判断されたサブシステムを休止させるモニタリングシステムのステップは抑制される。これらの保護手段は、潜在的に危険な状態を作り出し得る、サブシステムの不適切な休止を防ぐように設計される。
【００１０】
本発明の上述の局面およびそれに伴う利点の多くは、添付の図面とともに以下に示す詳細な説明を参照すればより容易に認識されかつよりよく理解されるであろう。
【００１１】
【好ましい実施の形態の詳細な説明】
本発明のモニタリングシステムは主航空機フライト操縦システムの幅広い範囲のサブシステムに応用可能であるが、例示的なサブシステムを図１に概略的に示している。このサブシステムでは、２つの油圧アクチュエータ１０が協働して航空機の操縦翼面５０の位置を制御する。油圧アクチュエータ１０の各々は、作動液が充填された円筒形スリーブ１６を有する。そこから延在する軸方向に装着された中央のロッド１２を各々が有する円筒形ピストン１８は、スリーブ１６中で往復運動する。ピストンのいずれかの側に加圧された流体を入れてピストンを動かし、それによって、パイロットまたは自動操縦装置のコマンドに応答して操縦翼面を位置決めする。ピストンの２つの側の間の油圧の差、すなわち、「差動圧力」は航空機の総積載重量に比例する。この差動圧力は、圧力センサ１５によって測定される。ロッド１２の端部１４はスリーブ１６から外部に延在し、ロッド１２が協働して動いて操縦翼面５０を所望の配向にさせるように操縦翼面５０に機械的に結合される。
【００１２】
ロッド１２と操縦翼面との実際の機械的な結合を図１には示していないが、操縦翼面に対するこの結合の構造的剛性は、梁５２によって表わされ得る。したがって、たとえば、アクチュエータ１０のうちのいずれかが故障してロッド１２の間の相対的な同期した動きが失われると、梁５２の各端部に異なる荷重が与えられる。その結果、これらの２つのアクチュエータに異なる機械的荷重が与えられる。故障によりこれらの荷重が変動すると、疲労損傷が起こり、梁５２または他の構造的部材が疲労のために故障するであろう。
【００１３】
本発明のモニタリングシステムは、モニタリングシステムの一実施例の概略ブロック図である図２を参照すればよりよく理解されるであろう。前置きとして、説明しやすくするために、アクチュエータピストンにわたる差動圧力は「ＤＰ」によって表わされ、いかなる所与の時点での一方のアクチュエータのＤＰと他方のアクチュエータのＤＰとの間の差も「ＤＤＰ」によって表わされる。操縦翼面の配向を制御するための装置は、一般に制御エレクトロニクスに電気的に連結する。したがって、アクチュエータ１００はアクチュエータ制御エレクトロニクス１０２に電気的に連結し、アクチュエータ１００と協働するアクチュエータ１１０はアクチュエータ制御エレクトロニクス１１２と電気的に通じている。アクチュエータ制御エレクトロニクス１０２および１１２は、それぞれ、アクチュエータ１００および１１０にわたる差動圧力（ＤＰ）を周期的にモニタし、これらのＤＰを表わす信号を主フライト制御コンピュータ（デジタル信号プロセッサ）１４０に伝達する。
【００１４】
主フライト制御コンピュータでは、アクチュエータ制御エレクトロニクス１０２および１１２からの入来信号がまず分析され、アクチュエータ１００の動作とアクチュエータ１１０の動作との間に、これらのアクチュエータがもはや協働していないが、これらの２つのアクチュエータのうちの一方が他方と同期していないか、または他の何らかの態様で誤動作しており操縦翼面サブシステムに対して過度のストレスを与えていることを示すであろう臨界偏差があるかどうかを判断する。この分析はブロック１１４で開始され、このブロックで、信号は２つのフィルタを介して処理される。一般に、故障していない状態下では、ＤＤＰの値、すなわち、ＤＰ1 とＤＰ2 との間の差は０に近いままである。しかしながら、故障した状態の間、ＤＤＰの値は故障の大きさおよび周波数に依存して変化するであろう。典型的には５Ｈｚ未満の低い周波数では、ＤＰ1 およびＤＰ2 の大きさは等しいがその位相は逆であり、それによって大きいＤＤＰ信号が生成される。５Ｈｚを上回る高い周波数では、構造およびアクチュエータの力学のため、ＤＰ1 およびＤＰ2 の大きさは異なりかつその位相は等しくなるであろう。もしＤＰ1 およびＤＰ2 の位相が等しくなれば、ＤＤＰ信号は、生じている故障または損傷の真の大きさを正確には表わさないであろう。したがって、モニタはまた、故障の存在を評価するために個々のＤＰ信号を用いる。したがって、ブロック１１４で、ある予め定められた遮断周波数を上回る信号を減衰するローパスフィルタにＤＰ1 とＤＰ2 との間の差を通過させる。モニタリングシステムが２つのアクチュエータまたはそれらの制御エレクトロニクス等の操縦システム構成要素のうちのどれが故障しているかを判断しないため、ハイパスフィルタへの入力信号は周期的にＤＰ1 からＤＰ2 に切替えられる。これにより、システムは、各アクチュエータからの信号の大きさを認識しかつそれを考慮に入れて損傷を計算することができるようになる。これにより、サブシステムのどの構成要素が故障しているかは正確には示されないが、大きい荷重の変動が確実にモニタされないようになるであろう。ハイパスフィルタは、パイロットのコマンドから生じ得る周波数のＤＰ信号の発振を減衰するが、より高い周波数を通過させて故障の判断に用いられるようにすることができる。したがって、本発明の方法は、ローパスフィルタおよびハイパスフィルタからの信号を合計して、故障をより正確に識別することができる和信号を生成する。この和信号は、ブロック１１６に伝達される。
【００１５】
ブロック１１６は、局部的な最大値および最小値の決定のためのルーチンを含む。疲労損傷は荷重の逆転（load reversal ）の大きさとともに指数関数的に増加するため、これらの局部的な最大値および最小値の決定は非常に重要である。したがって、大きい荷重の逆転および一連のいくつかのより小さい逆転を互いに区別することは重要である。ブロック１１６の計算シーケンスは、小さい荷重の逆転を無視し、大きい荷重の逆転を決定し、大きい荷重に関する疲労損傷を概算するように設計される。
【００１６】
ブロック１１６の局所的最大値および最小値検出の方法は、図３および図４を参照して最もよく理解される。図３は、この発明のシステムによりモニタされる、操縦装置から受取られるだろう信号（ＤＰを表わす）から計算される信号（ＤＤＰ）間における実時間差の例示的なグラフ表現である。図４は、局所的最大値および最小値検出に用いられるステップを示す論理フローチャートである。説明を簡単にするために、８００ｐｓｉである、所定の許容可能な変動を用いる。したがって、比較されるＤＰ間の変動が８００ｐｓｉよりも小さい場合は、これは臨界的な差ではない。図４を参照すると、ＤＤＰの第１の値がブロック２００で読込まれる。ブロック２０２は、記憶されたＤＤＰ（ＤＤＰmax である）を新しく読込まれたＤＤＰと比較する。新しいＤＤＰが古いＤＤＰmax よりも大きい場合には、新しいＤＤＰがＤＤＰmax として記憶される。ブロック２０４で、ＤＤＰはＤＤＰmax −８００と比較される。ＤＤＰがＤＤＰmax −８００よりも大きい場合には、ブロック２０６は予め定められたＤＤＰmax とＤＤＰmin とに基づいて疲労損傷を計算する。一方、ＤＤＰがＤＤＰmax −８００より小さい場合には、システムが実時間で作動することを考慮しながら、新しいＤＤＰが読まれる。ブロック２０６における損傷の計算後、ＤＤＰはＤＤＰmin に等しくセットされる。新しいＤＤＰは、次にブロック２１０において読まれて、以前に記憶されたＤＤＰの最小値、ＤＤＰmin と比較される。ＤＤＰと以前に記憶されたＤＤＰmin とから、新しいＤＤＰmin が選択される。ブロック２１４において、ＤＤＰmin はＤＤＰに対して比較される。ＤＤＰがＤＤＰmin ＋８００ｐｓｉよりも大きい場合には、システムはブロック２１６でＤＤＰmax とＤＤＰmin とに基づいて損傷を計算する。そうでない場合には、新しいＤＤＰがブロック２１０において読まれる。ブロック２１６における損傷計算の後、ＤＤＰはＤＤＰmax に等しくセットされ、計算シーケンスは新しいＤＤＰが読込まれるブロックを再度見る。
【００１７】
疲労損傷の計算は、シグリー・アンド・ミッチェル（Shigley & Mitchell）の「メカニカル・エンジニアリング・デザイン（Mechanical Engineering Design ）」、機械工学のマグローヒルシリーズ（McGraw Hill Series in Mechanical Engineering）第４版等の、標準的な工学教本に見られる適当な疲労損傷等式に基づいてもよい。一般に、疲労損傷は、以下のパラメータ、つまり構造の構成材料、外形（長さ、幅、断面積等）、応力集中（穴、溝、フィレット等）、平均荷重（１／２（最大荷重＋最小荷重））、および交番荷重（１／２（最大荷重−最小荷重））の関数である。各サイクルからの疲労損傷は、これも標準的な工学教本に記載されるマイナーの法則（Miner's rule）を用いて合計されてもよい。
【００１８】
典型的には、荷重計算はその性質は対数である。しかしながら、主フライトコンピュータに対する計算負荷を低減するために、それらは曲線当てはめ技術を用いて３次多項式に換算されてもよい。この方法は、標準疲労損傷等式への十分に近い相関を与え、その一方で、計算労力を大きく低減することを可能にする。
【００１９】
これらのステップを図３に適用すると、局所的な最大値および最小値はｌｍ1 、ｌｍ4 およびｌｍ8 で決定されるだろう。したがって、ｔ1 でｌｍ1 が局所的最小値を認めるとして、新しいＤＤＰが時間ｔ2 でｌｍ2 として読まれる。ｌｍ2 はｔ2 とｔ1 との間にあるどのＤＤＰの値よりも大きいため、上で論じた図４の第１のループに従って、ｌｍ2 はＤＤＰmax として記憶される。時間ｔ3 で、ＤＤＰはｌｍ2 から減少している。しかしながら、ｌｍ3 はｌｍ2 よりも、その差が８００を超えない状態で小さいため、ｌｍ2 は局所的最小値としては認められない。ｔ4 までに、ＤＤＰはｌｍ4 に増大する。その結果、ｌｍ4 がこの時点でＤＤＰmax として記憶される。ｔ5 で、ｌｍ5 がｌｍ4 よりも、その差が８００を越える状態で小さくなる。したがって、ｌｍ4 は局所的最小値として認められて、ルーチンは最大値ＤＤＰつまりｌｍ4 と最小値ＤＤＰつまりｌｍ1 とに基づいて損傷を計算する。図４のルーチンは、ここで新しいＤＤＰ値をＤＤＰmin として記憶するステップに戻り、実時間でＤＤＰを読み続ける。したがって、図３のｔ6 で、ＤＤＰがｌｍ6 に減少し、その一方でシステムはｔ5 とｔ6 の間で読まれる各ＤＤＰを連続的に比較して、最小値を決定し、ＤＤＰmin をその最小値にセットする。ｔ6 の後、ＤＤＰはｌｍ7 に増大する。しかしながら、ｌｍ7 はｌｍ6 つまり最も新しいＤＤＰmin を８００は越えない。したがって、システムは、ブロック２１０でＤＤＰ値を読み続け、損傷を計算しない。ｔ8 で、ＤＤＰはｌｍ8 に減少し、ＤＤＰmin ＝ｌｍ8 となる。ｔ8 の後ＤＤＰは増大し、ｔ9 でＤＤＰがＤＤＰmin （ｌｍ8 ）＋８００を越える。この点で、システムはＤＤＰmax （ｌｍ4 ）およびＤＤＰmin （ｌｍ8 ）に基づいて損傷を計算する。その後、システムはｔ10…へ続く。
【００２０】
こうして、前述の例示的記載からわかるように、図３および図４に基づいて、この発明のシステムは、大きな荷重逆転を認めて、中間のより小さい荷重逆転ではなくそれら大きな荷重逆転に基づいて損傷を計算する。
【００２１】
図２に戻ると、局所的最大値および最小値が検出された後、これらは合計されて、計算された現在の総損傷を出す。１０〜１００秒以上の範囲の所定の間隔で、合計された（または全体の）計算された損傷の変化率が、所定期間中における計算された損傷の変化をその所定期間で除算することによって決定される。重要なことは、この方法は、他の態様では気付かれないままかもしれない、断続的に生ずる、損傷を引き起こす事象の検出を可能にするということである。これらの間欠荷重によって引き起こされる計算された損傷を合計し、延長された時間間隔にわたって飛行の全長に至るまで損傷の変化率を観察することによって、小さな間欠損傷もモニタされる。このような断続的に生ずる損傷は個々の事象としては小さいかもしれないが、その合計は大きく、十分な長期間にわたる変化率は動作を引き起こすのに十分なものであるかもしれない。
【００２２】
ブロック１２０は、損傷の変化率に基づいて動作をモニタする。損傷の変化率が計算される所定の間隔に対する損傷の変化率に対して、所定の臨界の大きさがセットされる。計算された損傷の率が所定間隔において所定の大きさを越える場合には、適当な動作が開始される。したがって、任意の時間期間ｄｔn において、疲労損傷の変化率（ｆｄn ／ｄｔn ）が所定の臨界の大きさ（ｆ／ｔ）c を越える場合には、動作ａn が開始される。たとえば、疲労損傷の変化率が高く、時間期間ｄｔn において（ｆ／ｔ）c を超える場合には、ａ1 はモニタされるシステムの休止を指示するだろう。しかしながら、同じ疲労損傷変化率がより長い時間期間ｄｔm にわたってなされる場合には、ａm は着陸での損傷に対する検査等の、より深刻でない動作を指示するだろ。
【００２３】
モニタの結果を表示するかまたはさらなる動作をとる前に、システムは、ブロック１２２で示される、可能化論理をモニタする予防サブルーチンを実行する。このサブルーチンは、飛行機が飛行包囲線図の限界付近で作動中か、整備作業中か、またはモニタ動作の結果、飛行機を適当に操縦するのに不十分な飛行操縦資源となる場合に望まれない活性化ならびにその結果劣化される飛行操縦システムの性能および冗長性を防ぐ保護手段である。ブロック１２２で、主フライトコンピュータは、飛行機がこれらの条件のいずれかの対象となるかどうかを判断する。飛行包囲線図の限界は、飛行機飛行包囲線図で保護される操縦法の形式で、主フライトコンピュータにプログラムされる。これらの法は、飛行機が飛行包囲線図の限界に近づくと活性化される。たとえば、その操縦法は、速度オーバー防止、失速防止、およびバンク角保護を含む。これらの操縦法が活性化すると、この発明のモニタシステムは疲労損傷の計算を抑止する。操縦法はさらに、飛行の最初の離陸段階と飛行の最終の着陸段階との間モニタが動作するのを抑止する。飛行のこれらの部分中で故障が生じた場合には、要求がより厳しくない飛行段階に飛行機が入るまでモニタは動作を遅延させる。主フライトコンピュータはさらに、飛行機の操作状態−−整備動作の結果として異常な制御システム応答が生ずるかもしれない整備状態に飛行機があるかどうか−−を判断する。主フライトコンピュータは整備中は疲労損傷の計算を抑止し、それによって、厄介な活性化が生ずる可能性を防ぐ。重要なことは、前述したように、モニタシステムが動作可能となる前に、主フライトコンピュータが主フライト操縦システムにおける利用可能な資源をさらに評価するということである。とるべきであるとモニタが指示する動作の結果、飛行機を適当に操縦するのに不十分な資源となる場合には、モニタは動作をとることを抑止される。加えて、サブシステムに第２の故障が生じて、その結果、飛行機を適当に操縦するのに不十分な資源となる場合には、モニタは以前に休止されている任意のシステムを再活性化する。一般に、ゆえに、この発明に従うと、操縦法において認められるある状況が認められる場合には、飛行機の主フライトコンピュータはモニタシステム故障信号を切替える。
【００２４】
ブロック１２２の論理は、サブシステムの故障を誤って示す、評価された疲労損傷に応答するサブシステムの不適当を休止を防ぐよう設計される。飛行機が上述したように整備中でなくかつ飛行包囲線図の飛行パターンの認識される限界にない場合、システムは、モニタされている、認識されるサブシステムにおける考えられ得る故障を飛行機の乗務員および／または地上整備員に警告するよう適当な信号を表示するブロック１２４へ進む。この信号は、評価された疲労損傷の激烈度に依って変化してもよい。たとえば、第１の選択として、評価された疲労損傷が非常に深刻な性質のものである場合には、信号は、サブシステムを休止させるブロック１２６にさらに送られる。第２の選択では、評価された損傷がそれほど深刻な性質のものでない場合には、サブシステムは休止されないが、表示信号は飛行機乗務員または地上整備員にサブシステムが損傷に対する検査をなされるべきであることを知らせる。評価された疲労損傷は非常に小さい場合には、必要に応じて修理が指示されるまで、主フライトコンピュータは所定の時間期間または飛行回数の間継続される飛行を許可する表示を与えるだろう。
【００２５】
前述の記載は、この発明を理解するのに助けとなるよう、この発明のある実施例に焦点を当てているが、他の実施例もフライバイワイヤ航空機フライト操縦システムの種々のサブシステムにおいて明らかに有用である。したがって、モニタリングは、協働するアクチュエータである必要はなく、選択された動作変数の差が実質的に記載されたように測定され分析されて、損傷を評価するかまたはさもなければ故障もしくは機能不全を示すよう、少なくとも２つのユニットが協働して動作する任意の機械的または電気的システムであってもよい。評価された損傷に基づき、結果の動作（たとえばサブシステムを休止させる）を自動化するかまたは必要な動作を指示する（メッセージを表示する）よう主フライトコンピュータに各々がプログラムされ得る、サブシステムの臨界状態、フライトプラン、および他の要素の範囲に依って、さらなる動作に対するいくつかの選択が利用可能であろう。
【００２６】
当然のことながら、上述したように、この発明のシステムを用いて、複数のサブシステムが連続的にモニタされることが目的とされる。したがって、この発明は、フライバイワイヤ飛行機操縦システムのサブシステムの理解しやすいモニタを可能にし、それによって飛行機の安全性および信頼性を向上させる。
【００２７】
この発明の好ましい実施例を例示し記載してきたが、この発明の精神および範囲から逸脱することなくそこにさまざまな変更がなされ得ることが理解される。
【００２８】
限定的な特性および特権が請求されるこの発明の実施例は前掲の特許請求の範囲のように定義される。
【図面の簡単な説明】
【図１】飛行機の飛行操縦翼面の向きを制御するために用いられる油圧アクチュエータを示す概略図である。
【図２】この発明のモニタシステムの、飛行機の主フライトコンピュータとの一体化を図示する概略ブロック図である。
【図３】この発明のシステムによっててモニタされる制御装置から受取られる信号の例示的グラフ図である。
【図４】サブシステムにおける故障または差し迫った故障を検出するために、この発明のシステムに従って用いられるステップを示す論理フローチャートの図である。
【符号の説明】
１００  アクチュエータ
１０２  アクチュエータ制御エレクトロニクス
１１０  アクチュエータ
１１２  アクチュエータ制御エレクトロニクス
１１６  局所的最小値および最大値検出
１１８  疲労損傷計算
１２０  損傷の変化率に基づく動作モニタ
１２２  可能化論理モニタ
１２４  信号表示
１２６  サブシステム休止
１４０  主フライトコンピュータ
【図１】
0003847373.tif 000002
【図２】
0003847373.tif 000003
【図３】
0003847373.tif 000004
【図４】
0003847373.tif 000005