航空機AER内のエンジンMOD1を制御するのに適した少なくとも1つのデジタルコンピュータFAD1を有するシステムSYS1、SYS2にして、それぞれのデジタルコンピュータFAD1は、センサCAPiの状態を表すデータDONiを受信するのに適した少なくとも1つの入力ENT1iと、少なくとも1つのアクチュエータACTjに接続されるのに適した少なくとも1つの出力SOR1jと、少なくとも1つの命令COMi、jを少なくとも1つの入力ENT1iによって受信されたデータDONi、DSUiに応じて前記出力SOR1jを介して前記少なくとも1つのアクチュエータACTjに送信するのに適した調節モジュールMREG1と、を有する、システムSYSであって、前記入力ENT1iを操作者からの指示に応じて前記センサCAPiに又はさもなければ代替バスBSU1に切り替えるのに適した、前記少なくとも1つのデジタルコンピュータFAD1に含まれた選択モジュールMSEL1と、前記エンジンMOD1の及び前記航空機AERの環境の少なくとも一部をシミュレートするためのリアルタイムシミュレータSIMであって、デジタルデータDSUiの少なくとも1つの代替アイテムを前記代替バスBSUを介して前記少なくとも1つのデジタルコンピュータFAD1の前記入力ENTiに送信するのに適したデジタル出力SIO1と、前記少なくとも1つのデジタルコンピュータFAD1によって発行された前記少なくとも1つの命令COMi、jを受信するのに適した、デジタルコンピュータFAD1の前記少なくとも1つの出力SOR1jに接続されたデジタル入力SII1であって、前記リアルタイムシミュレータSIMは、前記命令COMi、jに対する前記エンジンMOD1の且つ前記航空機AERの反応をシミュレートするように設計されている、デジタル入力SII1と、を有するリアルタイムシミュレータSIMと、前記航空機が飛行している際に前記選択モジュールMSEL1によってデジタルコンピュータFAD1の前記少なくとも1つの入力ENT1iが前記代替バスBSU1に切り替わることを防止するための検証手順を実行するのに適した、前記少なくとも1つのデジタルコンピュータFAD1に含まれた検証モジュールCTRと、を有することを特徴とする、システム。前記選択モジュールMSELが、前記少なくとも1つの入力ENTiと前記調節モジュールMREGの間のインターフェイスを構成するソフトウェアモジュールによって実装されることを特徴とする、請求項1に記載のシステムSYS1、SYS2。前記アクチュエータACTjに接続された前記出力SORjを前記シミュレータの入力SII1に接続する又はこれから接続解除するための手段CTR、MD1jを含むことを特徴とする、請求項1又は2に記載のシステムSYS1、SYS2。2つのエンジンMOT1、MOT2と、物理的接続LIFによって相互接続された2つの前記デジタルコンピュータFAD1、FAD2と、を有し、前記コンピュータFAD1、FAD2のそれぞれは、前記エンジンのうちの1つを制御するのに適していることを特徴とする、請求項1から3のいずれかに記載のシステムSYS2。前記検証手順が、前記少なくとも1つのデジタルコンピュータFAD1、FAD2の電源が投入されると即座に実行されE10、前記検証モジュールは、前記入力ENT1iが前記センサCAPiに切り替えられていることを検証しE20、前記システムSYS1、SYS2のメモリMEMの既定のアドレスADRにおける既定の符号CODを検証しE30、且つ、少なくとも1つの既定のフレームが既定の時間において受信されることを検証するE40、ために適していることを特徴とする、請求項1から4のいずれかに記載のシステムSYS1、SYS2。前記検証モジュールが、前記検証ステップE20、E30、E40のうちの少なくとも1つの検証ステップが検証できなかった場合に前記符号CODを上書きするための手段を含むことを特徴とする、請求項5に記載のシステムSYS1、SYS2。上記のような電子回路カードの製造には、費用を要し、且つ、これらのカードは、特にドリフトの問題を回避するために、保守が複雑である。本発明は、これらの欠点を有していないシミュレーションシステムを提供することを目的としている。更に厳密には、本発明は、航空機内のエンジンを制御するのに適した少なくとも1つのデジタルコンピュータを有するシステムを提供し、それぞれのデジタルコンピュータは、センサの状態を表すデータを受信するのに適した少なくとも1つの入力と、少なくとも1つのアクチュエータに接続された少なくとも1つの出力と、少なくとも1つの命令を前記少なくとも1つの入力が受信したデータに応じて出力バスを介して前述のアクチュエータに送信するのに適した調節モジュールと、を有する。本システムは、前記入力を操作者からの指示に応じて前記センサに又はさもなければ代替バスに切り替えるのに適した、前記少なくとも1つのデジタルコンピュータに含まれた選択モジュールと、エンジンの及び航空機の環境の少なくとも一部をシミュレートするためのリアルタイムシミュレータであって、デジタルデータの少なくとも1つの代替項目を代替バスを介してデジタルコンピュータの入力に送信するに適したデジタル出力と、デジタルコンピュータによって発行された命令を受信するのに適した、デジタルコンピュータの前記少なくとも1つの出力に接続されたデジタル入力であって、リアルタイムシミュレータは、前記命令に対するエンジンの及び航空機の反応をシミュレートするように設計されている、デジタル入力と、を有するリアルタイムシミュレータと、航空機が飛行中である際に選択モジュールによってデジタルコンピュータの入力が代替バスに切り替えられることを防止するための検証手順を実行するのに適した、前記デジタルコンピュータに含まれた検証モジュールと、を有する。本明細書におけるデジタルバスとは、デジタルデータを搬送することができる任意のタイプの物理的な接続を意味しており、例えば、本発明において使用するのに好適なデジタルバスは、CANComputerAreaNetwork、Ethernet登録商標、及びARINCタイプのバスを含む。特定の一実施形態においては、リアルタイムシミュレータのデジタル入力及びデジタル出力は、物理的に同一の双方向バス上に存在してもよい。従って、且つ、最も有利な方式においては、本発明は、様々なセンサをシミュレートするための特殊なカードを使用する代わりに、デジタルバスにより、デジタルコンピュータをシミュレータに結合することを提案している。バスを介して発行されると共に様々なセンサをシミュレートするデジタルデータは、多重化することができる。本発明によれば、選択モジュール及び検証モジュールは、デジタルコンピュータに含まれており、従って、試験のためにシミュレーション段階において使用される符号は、飛行中の航空機に含まれている符号と全く同一であり、デジタルコンピュータの入力及び出力のみが切り替えられている。本発明によれば、本発明のシステムは、航空機が飛行中である際にデジタルコンピュータの入力が実際のセンサに接続されていることを保証するための、換言すれば、デジタルコンピュータの入力を代替バスに接続できないことを保証するための、検証手段を含む。本発明のシステムの検証手段は、航空機が運航している最中にシミュレーションを偶発的に動作させることができないことを保証するのに必要な安全性を提供している。一般に、本発明によれば、シミュレーション段階において、且つ、センサのそれぞれごとに、操作者は、シミュレータによってリアルタイムで生成される代替デジタルデータによってセンサの状態を表すデータが置換されるように、デジタルコンピュータの入力を実際のセンサに又はさもなければ代替バスに切り替えるべく選択することができる。最も有利には、デジタルコンピュータは、シミュレーションモードにあるかどうかとは無関係に、自身が生成した命令を同一の出力を介して送信する。本発明の好適な実施形態においては、本発明のシステムは、デジタルコンピュータの出力を調節モジュールの入力に接続又はこれから接続解除するための手段を含み、デジタルコンピュータの出力は、どのような場合にも、常にアクチュエータに接続されている。本発明の好適な実施形態においては、前記選択モジュールは、前記少なくとも1つの入力と前記調節モジュールの間のインターフェイスを構成するソフトウェアモジュールによって実装されている。当業者は、このようなソフトウェアモジュールをAPIApplicationProgramInterfaceと呼称している。調節モジュールを開発できると共にデジタルコンピュータをリアルタイムシミュレータとは独立的に認証することができるため、この実施形態は、特に有利である。本発明の好適な実施形態においては、本システムは、それぞれが個別のデジタルコンピュータによって制御された2つのエンジンを有する。この特性により、有利には、エンジンと航空機の両方の動作をシミュレートすることができる。本発明のその他の特性及び利点については、非限定的な例を示す添付図面を参照して提供される以下の説明から明らかとなろう。図1は、本発明のシステムSYS1を示している。このシステムは、航空機AER内のエンジンMOT1を制御するのに適したデジタルコンピュータFAD1を有しているが、航空機とエンジンは図示されていない。コンピュータFAD1は、複数の入力ENT1iを有するが、図には、これらの入力のうちの1つのみが示されている。これらの入力ENT1iのそれぞれは、エンジンMOT1の又は航空機AERのセンサCAPiの状態を表すアナログデータDONiを変換することによって得られるデジタルデータを受信するのに適している。この変換は、具体的にはアナログ/デジタルコンバータを含む変換モジュールXFによって実行される。又、デジタルコンピュータFAD1は、複数の出力SOR1jをも有しているが、図には、これらのうちの1つのみが示されており、出力SOR1jのそれぞれは、エンジンMOT1の又は航空機AERのアクチュエータACTjに対して接続されている。又、本発明によれば、システムSYS1は、エンジンMOT1の又は航空機AERの環境の少なくとも一部をシミュレートするのに適したリアルタイムシミュレータSIMをも含む。シミュレータSIMは、代替バスと呼称されるデジタルバスBSU1に接続された出力SIO1を有する。本発明によれば、システムSYS1は、デジタルコンピュータFAD1の様々な入力ENT1iをセンサCAPiに、又はリアルタイムシミュレータSIMに接続された代替バスBSU1に、切り替えるのに適した選択モジュールMSEL1を有する。切り替えは、それぞれのセンサCAPiごとに独立的に実行してもよい。この説明対象の実施形態においては、デジタルコンピュータFAD1は、デジタルシミュレータの出力SOR1jと入力SII1の間の接続をスイッチMD1を介して有効又は無効にするのに適した制御及び検証モジュールCTRを有する。この説明対象の実施形態においては、選択モジュールMSEL1は、制御及び検証モジュールCTRにより、操作者からの指示に基づいて制御されている。この結果、シミュレーションの際に、入力ENT1iは、センサCAPiの状態を表すデータDONi、及び、リアルタイムシミュレータSIMによって生成された代替デジタルデータDSUi、のいずれかを受信してもよい。デジタルコンピュータFAD1は、アナログデータDONiのデジタルデータへの変換が完了した後にセンサCAPiから到来する、又はさもなければシミュレータSIMから到来するデータDSUi、入力ENTi上において受信されるデータに応じて、命令COMi、jを出力SORjを介してアクチュエータACTjに送信するのに適した調節モジュールMREG1を有する。命令COMi、jは、アクチュエータACTjによって受信される。又、この命令は、スイッチMD1が閉路位置にある場合には、リアルタイムシミュレータSIMの入力SII1においても受信される。本発明の1つの利用モードにおいては、操作者は、実際のセンサCAPiのいずれのものをも考慮しないように、デジタルコンピュータFAD1に対して命じてもよい。この結果、それらのセンサと関連する障害報告は、好ましくは、マスキングされる。このような実装形態においては、デジタルコンピュータFAD1は、その出力を作動させるように常に試みるが、それらの出力は、いずれも、アクチュエータACTjに接続されておらず、関連する障害報告も、強制的に問題なしとされる場合がある。命令値は、リアルシミュレータSIMの入力SII1に対して送信される。この実装形態においては、リアルタイムシミュレータは、エンジンMOT1のコンピュータモデルと、航空機AERのコンピュータモデルと、を内蔵しており、且つ、リアルタイムシミュレータは、恐らくは、実際のアビオニクスをも管理しているであろうが、アビオニクスは、シミュレーションの対象ではない。別の実装形態においては、操作者は、1つを除いてセンサCAPiのすべてを考慮するように、デジタルコンピュータFAD1に対して命じてもよく、且つ、マスキングされるその1つのセンサと関連する障害報告のみである。このような状況においては、リアルタイムシミュレータは、少なくともそのセンサのシミュレーションを内蔵している。アクチュエータACTjのすべてが接続され、障害報告がマスキングされないと操作者が通知しているため、デジタルコンピュータは、アクチュエータACTjに対するその出力を正常に作動させる。本発明のこの説明対象の実施形態においては、アクチュエータに対して送信される命令COMi、jの値は、任意選択により、スイッチMD1の位置に応じて、リアルタイムシミュレータSIMにも送信される。シミュレーション段階においては、すべての命令がリアルタイムシミュレータSIMに対して送信され、これらの命令は、シミュレータによって使用されるか又は使用されない。図2は、デジタルコンピュータFAD1によって実装されるソフトウェア層を示す図である。これは、3つの層を、即ち、とりわけ、様々なセンサCAPi及びアクチュエータACTjを管理するオペレーティングシステムを有する下位層であるOSと、調節モジュールを実装すると共に入力ENT1i上において受信されるデータに応じてアクチュエータACTjに対して送信するための命令COMi、jを生成するのに適した上位層であるMREG1と、選択モジュールMSEL1がその内部において実装される、調節モジュールMRG1とオペレーティングシステムOSの間の中間インターフェイス層であるAPIと、を有するモデルである。図3は、本発明によるシステムSYS2を示しており、このシステムは、2つのエンジンMOT1、MOT2図示されてはいないを有し、これらエンジンのそれぞれは、個別のデジタルコンピュータFAD1、FAD2によって制御されている。同様の表記法が第2コンピュータFAD2についても使用されている。デジタルコンピュータFAD1及びFAD2は、コンピュータ間接続LIFによって相互接続されている。この説明対象の実施形態においては、リアルタイムシミュレータSIMは、エンジンMOD1及びMOD2の両方のための、且つ、更には、航空機AERのための、コンピュータモデルを内蔵している。図3において、センサCAPiは、任意選択により、2つのデジタルコンピュータFAD1及びFAD2のそれぞれに対して接続してもよく、且つ、それぞれの出力SOR1j、SOR2jは、任意選択により、リアルタイムシミュレータSIMの入力SII1又はSII2に対して接続してもよい。当然のことながら、特定のセンサを2つのデジタルコンピュータFAD1、FAD2のうちの1つのみに接続してもよい。本発明によれば、デジタルコンピュータFAD1、FAD2は、シミュレーションの段階及び調節モジュールMREG1、MREG2の開発段階においては、且つ、航空機が使用されている際には、即ち、飛行中においては、全く同一である。当然のことながら、安全上の理由から、航空機が飛行中である際には、シミュレーション機能の作動を防止することが不可欠である。従って、デジタルコンピュータFAD1、FAD2のそれぞれにおいて、検証手段CTRは、航空機AERが飛行している最中に入力ENT1i、ENT2iが代替バスBSU1、BSU2に切り替えられることを防止するための検証手順を実行している。図4は、本発明に従ってシステム内において実行することができる検証手順の一例を示している。コンピュータFAD1、FAD2の電源が投入された後にステップE10、この検証手順は、これらのコンピュータの入力ENT1i、ENT2iがリアルタイムシミュレータSIMの代替バスBSU1、BSU2に接続されていないことを検証するステップ、換言すれば、これらの入力が実際にエンジンの又は航空機のセンサCAPiに接続されていることを検証するステップE20を有する。検証された場合には、ステップE20は、メモリMEMの既定のアドレスADRが既定の値CODを含んでいることをデジタルコンピュータFAD1、FAD2のそれぞれが検証するステップE30に継続する。検証された場合には、ステップE30は、デジタルコンピュータFAD1、FAD2のそれぞれが既定のフレームシーケンスを既定の時間内において待つステップE40に継続する。シーケンスが時間内において受信された場合には、即ち、3つの検証ステップE20、E30、及びE40のすべての検証された場合には、シミュレーションの実行を想定することが可能であり、即ち、操作者は、実際に、独立的に、入力ENT1i、ENT2iのそれぞれを代替バスBSU1、BSU2を介して実際のセンサCAPiに又はリアルタイムシミュレータSIM1に接続してもよい。この説明対象の実装形態においては、検証ステップE20、E30、E40のうちのいずれかの検証ステップが検証できなかった場合には、メモリMEM内のアドレスADRにおける符号CODは、上書きされる。この手順は、コンピュータの電源が投入された際に実行される。この結果、シミュレーションモードの時宜を得ない起動が回避される。