[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

JP7168384B2 - フライトコントロールシステムおよび使用の方法 - Google Patents

フライトコントロールシステムおよび使用の方法 Download PDF

Info

Publication number
JP7168384B2
JP7168384B2 JP2018169542A JP2018169542A JP7168384B2 JP 7168384 B2 JP7168384 B2 JP 7168384B2 JP 2018169542 A JP2018169542 A JP 2018169542A JP 2018169542 A JP2018169542 A JP 2018169542A JP 7168384 B2 JP7168384 B2 JP 7168384B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
reu
ace
control signal
control
flight
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
JP2018169542A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2019081534A (ja
Inventor
アレクサンダー・エス・ババザデー
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Boeing Co
Original Assignee
Boeing Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Boeing Co filed Critical Boeing Co
Publication of JP2019081534A publication Critical patent/JP2019081534A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP7168384B2 publication Critical patent/JP7168384B2/ja
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/04—Initiating means actuated personally
    • B64C13/12—Dual control apparatus
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B9/00—Safety arrangements
    • G05B9/02—Safety arrangements electric
    • G05B9/03—Safety arrangements electric with multiple-channel loop, i.e. redundant control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B64C13/503—Fly-by-Wire
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G05D1/0077—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements using redundant signals or controls
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/04—Control of altitude or depth
    • G05D1/042—Control of altitude or depth specially adapted for aircraft
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Selective Calling Equipment (AREA)

Description

フライトコントロールシステムおよび使用の方法に関する。
開示の分野は、一般的に、フライトコントロールシステムに関し、より詳細には、航空機の水平安定板を制御するためのフライトコントロールシステムに関する。
少なくともいくつかの既知のフライトコントロールシステムは、様々な他のアビオニクスからセンサ入力およびデータを収集してどのように所与の動翼を命令するか決定するアクチュエータ制御電子回路(ACE)を含む。ACEは、一般的に、パイロット入力、センサ入力、または別のフライトコントロールコンピュータから受信されたデータに直接応答して動翼を制御する制御信号を生成する処理デバイスを含む。制御信号は、一般的に、回転または駆動の方向および速度を命令し、アクチュエータ、例えば、油圧アクチュエータまたは電動アクチュエータを実際に制御するリモート電子ユニット(REU)によって受信される。REUは、ある期間の間、または、新規コマンドを受信するまで、命令された回転または指令駆動を行う。別の実施形態においては、制御信号は、位置を命令し、REUは、閉ループ位置制御システムを使用してその位置で動翼を維持する。
いくつかの既知のフライトコントロールシステムは、冗長なACEを使用して、どのように特定の動翼を命令するかを独立して決定および一致させる。例えば、航空機のピッチ制御を提供する、水平安定板は、航空機にわたって高レベルの権限を有しており、したがって、水平安定板の制御のためのコマンドは、しばしば、正常作動中および故障状態における動翼の適切な制御を保証する冗長性要件の対象となる。故障状態は、例えば、ACEまたはREUの故障を含む。そのような故障中でも、フライトコントロールシステムは、動翼、例えば、水平安定板の制御を維持しなければならない。それゆえ、多くの既知のフライトコントロールシステムは、ACE、REU、尾翼制御モジュール(STCM)、またはフライトコントロールシステムの任意の他のコンポーネントの故障にあっても制御を維持することができる冗長なフライトコントロール経路を含む。そのようなフライトコントロールシステムは、一般的に、冗長なACE、REU、およびSTCMを含む。
その一方、例えば、少なくともいくつかの航空機は、複数の昇降舵、すなわち、左昇降舵および右昇降舵を含む。1つの昇降舵が、各アクチュエータがACEおよびREUを有する複数のアクチュエータを有していてもよい。昇降舵の権限が多くの動翼および潜在的に複数のアクチュエータの間で分け与えられている場合には、REUは、一般的に、命令に関して複数のACEに依存する必要はない。
本開示の1つの態様に従って、動翼のためのフライトコントロールシステムを提供している。フライトコントロールシステムは、第1のアクチュエータ制御電子回路(ACE)、第2のACE、第3のACE、第1のリモート電子ユニット(REU)、および第2のREUを含む。第1のACEは、動翼のための第1の制御信号を生成するように構成される。第2のACEは、動翼のための第2の制御信号を生成するように構成される。第3のACEは、動翼のための第3の制御信号を生成するように構成される。第1のREUは、第1のACEおよび第2のACEに結合され、第1の制御信号および第2の制御信号に基づいて、動翼に結合されているアクチュエータを作動するように構成される。第2のREUは、第2のACEおよび第3のACEに結合され、第2の制御信号および第3の制御信号に基づいて、アクチュエータを作動するように構成される。
本開示の別の態様に従って、フライトコントロールシステムを使用して動翼を作動する方法を提供している。方法は、第1のREUにおいて、動翼に結合されているアクチュエータを作動するために、第1のACEから、第1の制御信号を受信するステップを含む。方法は、第2のREUにおいて、アクチュエータを作動するために、第2のACEから、第2の制御信号を受信するステップを含む。方法は、第2のREUから第1のREUに第2の制御信号を送信するステップを含む。方法は、第1のREUによって、第1の制御信号および第2の制御信号に基づいて、アクチュエータを作動するステップを含む。
本開示のさらに別の態様に従って、水平安定板のためのフライトコントロールシステムを提供している。フライトコントロールシステムは、水平安定板に結合されているアクチュエータ、第1のREU、および第2のREUを含む。第1のREUは、アクチュエータに結合され、少なくとも2つのアクチュエータ制御電子回路(ACE)に由来するそれぞれの制御信号に基づいて、アクチュエータを作動するように構成される。第2のREUは、アクチュエータに結合され、少なくとも2つのACEに由来するそれぞれの制御信号に基づいて、第1のREUとは独立して、アクチュエータを作動するように構成され、第2のREUは、第1のREUにさらに結合され、第1のREUに、ACEから受信された制御信号を送信するようにさらに構成される。
記載している特徴、機能、および利点は、様々な実施形態において独立して達成され得る、または、さらに他の実施形態において以下の説明および図面を参照して理解され得るさらなる詳細と組み合わされ得る。
水平安定板のための例示的なフライトコントロールシステムの機能ブロック図である。 水平安定板のための例示的なフライトコントロールシステムの概略図である。 図2に示したフライトコントロールシステムの別の概略図である。 図2から図3に示したフライトコントロールシステムの別の概略図である。 フライトコントロールシステムを作動して動翼を制御する方法のフロー図である。
本明細書で使用しているような、単数形で記載し「a」または「an」という単語が先行している要素またはステップは、そのような除外が明示的に示されていない限り、複数の要素またはステップを除外するものとして理解されるべきではない。さらに、本発明の「一実施形態」または「例示的な実施形態」に対する言及は、記載した特徴も組み込んでいる追加の実施形態の存在を除外するものとして解釈されることを意図していない。
図1は、水平安定板102を作動するための例示的なフライトコントロールシステム100の機能ブロック図である。フライトコントロールシステム100は、フライトコントロール104、ACE106、REU108、尾翼制御モジュール(STCM)110、およびセンサ112を含む。
フライトコントロール104は、パイロットが、例えばピッチ、ロール、およびヨー、ならびに、例えばトリムおよびスロットルなどの他の制御入力を含む、フライトコントロールコマンドを入力するための物理インターフェースである。フライトコントロール104において受信された制御入力は、ACE106に送信される。ACE106は、フライトコントロール104から制御入力を受信し得るとともに、センサ112および他のアビオニクスモジュールまたはフライトコンピュータからデータを受信し得る。ACE106は、例えば、水平安定板102などの動翼を作動するために、これらの様々な制御入力およびデータに基づいて、制御信号を生成する。一般的に、生成した制御信号は、動翼に結合されているアクチュエータの回転速度または駆動速度を含む。別の実施形態においては、生成した制御信号は、動翼のための指令位置を含み得る。
ACE106は、水平安定板102に結合されている電動アクチュエータまたは油圧アクチュエータ(いずれも図示せず)を含む、STCM110を制御する、制御信号をREU108に送信する。REU108は、制御信号に基づいて、STCM110に電力を適用する。多くの航空機において、REU108は、STCM110を制御するために2つの独立したACE106からの制御信号を必要とする。そのような冗長性は、REU108が水平安定板102を制御するために受信する制御信号の完全性を保証する。ある実施形態においては、REU108は、例えばSTCM110に電力を供給する、リレー、スイッチ、または他のパワーエレクトロニクスを使用して、電動動力を制御する。他の実施形態においては、REU108は、例えば、ソレノイド、バルブ、およびポンプを使用して、STCM110への油圧動力を制御する。それに応じて、STCM110は、水平安定板102を駆動する。
センサ112は、ACE106、REU108、またはその両方にフィードバックを提供して、水平安定板102の閉ループ制御を有効にする。例えば、センサ112は、水平安定板102の駆動を検出するように構成される、1つまたは複数の位置センサを含み得る。センサ112は、その後、ACE106、REU108、またはその両方にセンサ信号を送信する。
水平安定板102のための一般的なフライトコントロールシステムは、各々が水平安定板102を駆動するために2つのACE106、REU108、およびSTCM110を有する、2つの独立したフライトコントロール経路を定義している。その結果として、水平安定板102のためのそのようなフライトコントロールシステムは、4つのACE106、2つのREU108、および2つのSTCM110を含み得る。このように、1つのフライトコントロール経路におけるACE106、REU108、またはSTCM110の故障はそのフライトコントロール経路を利用不可にしてしまい得るが、冗長なフライトコントロール経路が故障状態のフライトコントロール経路とは独立して水平安定板102の制御を維持し得る。フェイルセーフフライトコントロールシステムが4つの代わりに3つのACE106を使用して実現されてもよく、それによって、第4のACE106の追加の重量、バルク、コスト、および複雑度を削減していることが、ここで、理解されよう。
図2は、水平安定板102のための例示的なフライトコントロールシステム200の概略図である。フライトコントロールシステム200は、各々がフライトコントロール104に結合されている、左ACE202、中央ACE204、および右ACE206を含む。左ACE202、中央ACE204、および右ACE206は各々、フライトコントロール104、センサ112、および他のアビオニクスモジュールから様々な入力を受信して、水平安定板102を命令するための制御信号を独立して生成する、コンピューティングシステムを含む。左ACE202、中央ACE204、および右ACE206は、あるACEの処理またはデータにおける任意のエラーが他のACEの処理またはデータを破損することを防ぐために、互いに通信上分離されている。そのようなエラーは、例えば、左ACE202、中央ACE204、および右ACE206のうちの1つにおけるハードウェアもしくはソフトウェアの故障、左ACE202、中央ACE204、および右ACE206のうちの1つによって受信されたデータ内のエラー、または、左ACE202、中央ACE204、および右ACE206へのおよびからの通信チャネルにおけるエラーの結果として発生し得る。
フライトコントロールシステム200は、中央REU208および右REU210を含む。水平安定板102の制御は、中央REU208および右REU210のいずれかによって維持される。中央REU208および右REU210の各々は、2つのACEによって独立して生成される2つの制御信号を必要とする。一般的に、2つの制御信号は、ある許容範囲内で水平安定板102のそれらについての命令された駆動において一致しなければならない。2つの一致する制御信号に関する要件が、中央REU208および右REU210が、信頼できるフライトコントロール入力、センサデータ、および他のアビオニクスモジュールからのデータに基づいて、水平安定板102を命令することを保証している。
中央REU208は、左ACE202および中央ACE204に結合されている。中央REU208は、左ACE202および中央ACE204からの制御信号に基づいて、水平安定板102を制御するように構成される。より具体的には、左ACE202は、データバス212を介して中央REU208と通信する。左ACE202は、例えば、データバス212を介して、例えば、水平安定板102のための回転速度、駆動速度、または指令位置を含む、制御信号を送信する。同様に、中央ACE204は、中央ACE204のディスクリート出力214を使用して、中央REU208に制御信号を通信する。正常作動中には、中央REU208は、左ACE202からの制御信号と中央ACE204からの制御信号との組合せに基づいて、中央STCM216を制御する。
同様に、右REU210は、右ACE206および中央ACE204に結合されている。右REU210は、右ACE206および中央ACE204からの制御信号に基づいて、水平安定板102を制御するように構成される。より具体的には、右ACE206は、例えば、データバス218を介して、右REU210と通信する。右ACE206は、データバス218を介して、例えば、水平安定板102のための回転速度、駆動速度、または指令位置を含む、制御信号を送信する。同様に、中央ACE204は、ディスクリート出力214を使用して、右REU210に制御信号を通信する。正常作動中には、右REU210は、右ACE206からの制御信号と中央ACE204からの制御信号との組合せに基づいて、右STCM220を制御する。
別の実施形態においては、データバス212、ディスクリート出力214、およびデータバス218を、左ACE202、中央ACE204、右ACE206、中央REU208、および右REU210の間で必要なデータを搬送するのに適した任意の通信チャネルで置換してもよい。例えば、中央ACE204からのディスクリート出力214は、3ビットのアナログ信号などのマルチ離散符号化出力を含み得る。同様に、例えば、データバス212は、例えば、回転速度、駆動速度、駆動方向、または指令位置を含む、左ACE202からの大量のデータを搬送し得るし、中央REU208は、左ACE202にデータバス212を介して様々なフィードバックデータを送信し得る。
中央STCM216および右STCM220は各々、水平安定板102に結合されているアクチュエータに電力を適用するためのバルブ、ソレノイド、リレー、または他のスイッチングコンポーネントを含む。例えば、水平安定板102が油圧アクチュエータによって駆動される実施形態においては、中央STCM216および右STCM220は、アクチュエータに対する油圧を制御するためのバルブおよびソレノイドを含む。同様に、水平安定板102が電動アクチュエータによって駆動される実施形態においては、中央STCM216および右STCM220は、アクチュエータに対する電動動力を制御するためのリレー、スイッチ、および他のパワーエレクトロニクスを含む。中央REU208は、左ACE202および中央ACE204から受信した、例えば、回転速度または駆動速度といったコマンドを、中央STCM216の様々なバルブ、ソレノイド、リレー、およびスイッチに適用される電力を制御するための1つまたは複数の信号に変換しており、それによって、水平安定板102に結合されているアクチュエータを作動している。同様に、右REU210は、右ACE206および中央ACE204から受信した、例えば、回転速度または駆動速度といったコマンドを、右STCM220の様々なバルブ、ソレノイド、リレー、およびスイッチに適用される電力を制御するための1つまたは複数の信号に変換しており、それによって、水平安定板102に結合されているアクチュエータを作動している。
エラーが左ACE202において発生した場合には、さもなければ、中央REU208が左ACE202からデータバス212を介して有効な制御信号を受信することができなくなった場合には、右REU210は、中央ACE204および右ACE206から受信される制御信号に基づいて、右STCM220を制御するように構成される。同様に、エラーが右ACE206において発生した場合には、さもなければ、右REU210が右ACE206からデータバス218を介して有効な制御信号を受信することができなくなった場合には、中央REU208は、左ACE202および中央ACE204から受信される制御信号に基づいて、中央STCM216を制御するように構成される。このように、フライトコントロールシステム200は、左ACE202または右ACE206のうちのいずれか1つが故障した場合でも水平安定板102の制御を維持する。
中央ACE204は、制御信号を中央REU208および右REU210の両方に送信する共有ACEであり、対照的に、中央REU208および右REU210の各々は、それらのそれぞれのフライトコントロール経路に個別のACEデバイスを有する。中央ACE204が故障した場合またはディスクリート出力214を使用して中央REU208および右REU210のいずれかに有効な制御信号を通信できなくなった場合には、左ACE202および右ACE206のみが有効な制御信号を生成することができる。そのような故障状態においては、中央REU208または右REU210のいずれも、2つの独立したACEから、直接、有効な制御信号を受信しない。フライトコントロールシステム200は、中央REU208と右REU210との間の通信リンク222をさらに含む。通信リンク222は、時には、代替アーム経路と称される。中央REU208および右REU210は、通信リンク222を介して他のREUにそれぞれの制御信号からのデータを通信するように、すなわち、送受信するように構成される。例えば、中央ACE204が故障し中央REU208および右REU210の各々が左ACE202および右ACE206からただ1つの有効な制御信号を受信する場合には、中央REU208および右REU210は、それらの受信制御信号を互いに通信する。例えば、中央ACE204がディスクリート出力214を介して有効な制御信号を送信していないことを中央REU208が検出した場合には、中央REU208は、右ACE206に由来し通信リンク222を介して右REU210によって中継された制御信号の少なくとも一部を受信する。
ある実施形態においては、故障が左ACE202または右ACE206において発生した場合には、中央REU208および右REU210は、同様に、通信リンク222を介して、それらのそれぞれの故障していないACEデバイスに由来する受信制御信号を共有し得る。通信リンク222を使用することによって、中央REU208および右REU210の両方が、左ACE202および右ACE206のうちのいずれか1つの故障でも作動し続けることができる。
フライトコントロールシステム200は、水平安定板に結合され、水平安定板の位置を測定するように構成される、位置センサ224、226、および228を含む。位置センサ224および228は、それぞれ、中央REU208および右REU210に水平安定板102の位置のフィードバックを提供する。位置センサ226は、中央ACE204に水平安定板102の位置のフィードバックを提供する。ある実施形態においては、位置センサ224からの中央REU208において受信されるデータが、通信リンク222を介して右REU210に中継され得る。同様に、位置センサ228からの右REU210において受信されるデータが、通信リンク222を介して右REU208に中継され得る。
図3は、フライトコントロールシステム200の別のブロック図である。フライトコントロールシステム200は、左電力作動モジュール(PCM)302および右PCM304を含む。左PCM302は、左ACE202に結合され、中央REU208に供給される電力を調整するように構成される。例えば、中央REU208が機能不全となっている、さもなければ、無効にすべきである、と左ACE202が決定した場合には、または、水平安定板102が適切に作動されていないと左ACE202が決定した場合には、左ACE202は、左PCM302にコマンドを送信して中央REU208からの電力を除去する。同様に、右PCM304は、右ACE206に結合され、右REU210に供給される電力を調整するように構成される。例えば、右REU210が機能不全となっている、さもなければ、無効にすべきである、と右ACE206が決定した場合には、または、水平安定板102が適切に作動されていないと右ACE206が決定した場合には、右ACE206は、右PCM304にコマンドを送信して右REU210からの電力を除去する。
フライトコントロールシステム200は、中央自動機能停止モジュール306および右自動機能停止モジュール308を含む。中央自動機能停止モジュール306は、中央STCM216に結合され、電動動力または油圧動力を除去することによって中央STCM216を有効および無効にするように構成される。同様に、右自動機能停止モジュール308は、右STCM220に結合され、右STCM220を有効および無効にするように構成される。中央自動機能停止モジュール306および右自動機能停止モジュール308は各々、中央ACE204に結合されている。水平安定板102が適切に作動していない、または、左ACE202または中央REU208が故障または機能不全となっている、と中央ACE204が決定した場合には、中央ACE204は、電動動力または油圧動力を除去することによって中央STCM216を無効にするように中央自動機能停止モジュール306に命令し得る。同様に、右ACE206または右REU210が故障または機能不全となっていると中央ACE204が決定した場合には、中央ACE204は、右STCM220を無効にするように右自動機能停止モジュール308に命令し得る。
左PCM302、右PCM304、中央自動機能停止モジュール306、および右自動機能停止モジュール308は、他のフライトコントロール経路を介した水平安定板102の制御を維持しつつ障害のあるフライトコントロール経路を無効にするために、左ACE202、中央ACE204、および右ACE206のいずれかに対して冗長な機能停止能力を提供する。
図4は、左ACE202、中央ACE204、および右ACE206を含む、フライトコントロールシステム200の別のブロック図である。フライトコントロールシステム200は、機長用フライトコントロール402および副操縦士用フライトコントロール404を含み、それらの各々が、例えばトリムスイッチなどといった様々なフライトコントロールのスイッチおよび/またはボタンと一体化した、例えば、スティック、ヨーク、またはホイールを含み得る。
水平安定板102については、機長用フライトコントロール402が、例えば、トリムアップディスクリート406およびトリムダウンディスクリート408を左ACE202に送信する。トリムアップディスクリート406およびトリムダウンディスクリート408が、右ACE206のために複製される。同様に、副操縦士用フライトコントロール404は、例えば、トリムアップディスクリート410およびトリムダウンディスクリート412を右ACE206に送信する。同様に、トリムアップディスクリート410およびトリムダウンディスクリート412が、左ACE202のために複製される。
機長用フライトコントロール402はまた、アームアップディスクリート414およびアームダウンディスクリート416を中央ACE204に送信する。同様に、副操縦士用フライトコントロール404は、アームアップディスクリート418およびアームダウンディスクリート420を中央ACE204に送信する。
左ACE202および右ACE206は各々、機長用フライトコントロール402および副操縦士用フライトコントロール404から入力を受信し、水平安定板102のための適切な制御を独立して決定するように構成される。同様に、中央ACE204は、機長用フライトコントロール402および副操縦士用フライトコントロール404からアーム入力を受信し、左ACE202および右ACE206によって行われる計算とは独立して水平安定板102のための適切な制御を決定する。
図5は、図2から図4に示した、フライトコントロールシステム200を使用して、例えば、水平安定板102などの動翼を作動する例示的な方法500のフロー図である。第1のREU、例えば、中央REU208は、第1の制御信号を、第1のACE、例えば、左ACE202から受信510する。第1の制御信号は、動翼に結合されているアクチュエータを作動するためのコマンドを表す。第2のREU、例えば、右REU210は、第2の制御信号を、第2のACE、例えば、右ACE206から受信520する。第2の制御信号はまた、アクチュエータを作動するためのコマンドを表す。第1のACEおよび第2のACEは、互いに独立して第1および第2の制御信号を生成する。
第2のREU、例えば、右REU210は、第2の制御信号を、第1のREU、例えば、中央REU208に送信530する。第2の制御信号は、中央REU208と右REU210との間の通信リンク222を介して送信530される。中央REU208は、その後、左ACE202から受信された第1の制御信号および右REU210から受信された右ACE206に由来する第2の制御信号に基づいて、アクチュエータを作動540する。
別の実施形態においては、中央REU208は、右REU210に通信リンク222を介して第1の制御信号を送信530し得る。右REU210は、その後、右ACE206から受信された第2の制御信号および中央REU208から受信された左ACE202に由来する第1の制御信号に基づいて、アクチュエータを作動540する。
中央REU208および右REU210はまた、第3のACE、例えば、中央ACE204から第3の制御信号を受信する。正常作動状態の下では、中央REU208は、左ACE202からの第1の制御信号および中央ACE204からの第3の制御信号に基づいて、アクチュエータを作動する。同様に、右REU210は、右ACE206からの第2の制御信号および中央ACE204からの第3の制御信号に基づいて、アクチュエータを作動する。
第1および第2のREU、例えば、中央REU208および右REU210は各々、それらのそれぞれのACEからの制御信号の無効を検出するように構成される。例えば、右REU210は、第3のACE、例えば、中央ACE204からの第3の制御信号の無効を検出するように構成される。検出に応じて、右REU210から中央REU208への第2の制御信号の送信が開始される。同様に、検出は、中央REU208によってされ得るし、制御信号の送信は、中央REU208から右REU210へまたは右REU210から中央REU208へのいずれかの方向であり得る。さらに、右REU210は、第2のACE、例えば、右ACE206からの第2の制御信号の無効を検出し得る。そのような故障状態においては、右REU210、場合によっては、右STCM220が無効にされる。
ある実施形態においては、第1のACE、第2のACE、および第3のACE、例えば、左ACE202、右ACE206、および中央ACE204は、制御入力をフライトコントロール104から受信する。左ACE202、右ACE206、および中央ACE204は、少なくとも制御入力に基づいて、独立して、それらのそれぞれの制御信号を生成する。
ある実施形態においては、方法500は、センサ信号を1つまたは複数の位置センサ224、226、および228から受信するステップを含む。例えば、中央REU208は、水平安定板102の位置を表す位置センサ224からセンサ信号を受信する。ある状態の下では、例えば、別の位置センサの故障中には、中央REU208は、通信リンク222を介して中央REU208から右REU210に位置センサ224に由来するセンサ信号を送信し得る。
フライトコントロールシステムおよび使用の方法の上述した実施形態は、4つの代わりに3つのACEデバイスを使用する冗長なフライトコントロール経路を含む、水平安定板のためのフライトコントロールシステムを提供する。そのような実施形態はまた、とりわけ故障状態中における、パラレルフライトコントロール経路間のデータの共有を可能にする、REUデバイス間の通信リンクを提供する。例えば、共有ACEが故障した場合には、2つのREUは、一方または両方のREUが2つの独立したACEに由来する必須の2つの制御信号を用いて水平安定板の制御を維持することができるように、互いに制御信号を共有する。REUデバイス間の通信リンクは、例えば、水平安定板のためのセンサデータを含む、REU間の他のデータの共有をさらに可能にする。
本明細書に記載の方法、システム、および装置の例示的な技術的効果は、(a)REUデバイス間の代替通信リンクを使用することによって障害パフォーマンスを改善すること、(b)水平安定板を制御するための1つのACEデバイスを除去することによって重量およびコストを低減すること、または(c)REUデバイス間の信号およびデータの共有によって耐障害性を改善することのうちの少なくとも1つを含む。
いくつかの実施形態は、1つまたは複数の電子処理またはコンピューティングデバイスの使用を含む。本明細書で使用しているような、「プロセッサ」および「コンピュータ」という用語ならびに例えば「処理デバイス」、「コンピューティングデバイス」、および「コントローラー」といった関連用語は、当該技術分野においてコンピュータと称されるこれらの集積回路に限定されるものではなく、プロセッサ、処理デバイス、コントローラー、汎用中央処理ユニット(CPU)、グラフィック処理ユニット(GPU)、マイクロコントローラ、マイクロコンピュータ、プログラマブルロジックコントローラー(PLC)、縮小命令セットコンピュータ(RISC)プロセッサ、フィールドプログラマブルゲートアレイ(FPGA)、デジタル信号処理(DSP)デバイス、特定用途向け集積回路(ASIC)、および本明細書に記載の機能を実行することを可能とする他のプログラマブル回路または処理デバイスを広義では指し、これらの用語が本明細書では置換可能なものとして使用される。上記の例は、例示的なものに過ぎず、そのため、プロセッサ、処理デバイスという用語、および関連用語の定義または意味を限定すること決して意図したものではない。
本明細書に記載の実施形態においては、メモリは、フラッシュメモリ、ランダムアクセスメモリ(RAM)、リードオンリーメモリ(ROM)、消去可能プログラマブルリードオンリーメモリ(EPROM)、電気的消去可能プログラマブルリードオンリーメモリ(EEPROM)、および不揮発性RAM(NVRAM)などといった、非一時的コンピュータ可読媒体を含み得るがそれらに限定されない。本明細書で使用しているような、「非一時的コンピュータ可読媒体」という用語は、一時的な伝搬信号を唯一の例外として、代表的には、非一時的コンピュータストレージデバイスを含むがそれに限定されるわけではなく、ファームウェア、物理および仮想ストレージ、CD-ROM、DVD、およびネットワークまたはインターネットなどの任意の他のデジタルソースなどの、揮発性および不揮発性媒体、リムーバブルおよび非リムーバブルメディア、ならびに今後開発されることになるデジタル手段を含むがそれらに限定されない、任意の有形のコンピュータ可読媒体を意図している。あるいは、フロッピーディスク、コンパクトディスク・リードオンリーメモリ(CD-ROM)、光磁気ディスク(MOD)、デジタル多用途ディスク(DVD)、またはコンピュータ可読命令、データ構造、プログラムモジュールおよびサブモジュール、もしくは他のデータなどの情報の短期および長期記憶のための任意の方法もしくは技術において実装される任意の他のコンピュータベースのデバイスも使用され得る。したがって、本明細書に記載の方法は、非一時的コンピュータ可読媒体に具現化される、例えば、「ソフトウェア」および「ファームウェア」といった実行ファイル命令として符号化され得る。さらに、本明細書で使用しているように、「ソフトウェア」および「ファームウェア」という用語は、置換可能であり、パーソナルコンピュータ、ワークステーション、クライアントおよびサーバによる実行のためにメモリに記憶されている任意のコンピュータプログラムを含む。そのような命令は、プロセッサによって実行されると、本明細書に記載の方法の少なくとも一部をプロセッサに行わせる。
また、本明細書に記載の実施形態においては、追加の入力チャネルは、マウスおよびキーボードなどといったオペレータインターフェースに関連付けられたコンピュータ周辺機器であり得るがそれに限定されない。あるいは、例えば、スキャナを含み得るがそれに限定されない、他のコンピュータ周辺機器も使用され得る。さらに、例示的な実施形態においては、追加の出力チャネルは、オペレータインターフェースモニタを含み得るがそれに限定されない。
本明細書に記載のシステムおよび方法は、本明細書に記載の特定の実施形態に限定されるわけではなく、むしろ、方法のシステムおよび/またはステップのコンポーネントは、本明細書に記載の他のコンポーネントおよび/またはステップとは独立しておよび別々に使用されてもよい。
開示の様々な実施形態の特定の特徴を一部の図面に示す一方で他には示していないが、これは便宜上のものに過ぎない。開示の原理に従って、図面の任意の形態が、任意の他の図面の任意の形態との組み合わせで参照および/または主張され得る。
いくつかの実施形態は、1つまたは複数の電子またはコンピューティングデバイスの使用を含む。そのようなデバイスは、一般的に、汎用中央処理ユニット(CPU)、グラフィック処理ユニット(GPU)、マイクロコントローラ、縮小命令セットコンピュータ(RISC)プロセッサ、特定用途向け集積回路(ASIC)、プログラマブルロジック回路(PLC)、フィールドプログラマブルゲートアレイ(FPGA)、デジタル信号処理(DSP)デバイス、および/または本明細書に記載の機能を実行することを可能とする任意の他の回路もしくは処理デバイスなどといった、プロセッサ、処理デバイス、またはコントローラーを含む。本明細書に記載の方法は、ストレージデバイスおよび/またはメモリデバイスを含むがそれらに限定されない、コンピュータ可読媒体に具現化される実行ファイル命令として符号化され得る。そのような命令は、処理デバイスによって実行されると、本明細書に記載の方法の少なくとも一部を処理デバイスに行わせる。上記例は、例示的なものに過ぎず、そのため、プロセッサ、処理デバイス、およびコントローラーという用語の定義および/または意味を限定すること決して意図したものではない。
本明細書に記載の実施形態においては、メモリは、ランダムアクセスメモリ(RAM)などのコンピュータ可読媒体、およびフラッシュメモリなどのコンピュータ可読不揮発性媒体を含み得るがそれらに限定されない。あるいは、フロッピーディスク、コンパクトディスク・リードオンリーメモリ(CD-ROM)、光磁気ディスク(MOD)、および/またはデジタル多用途ディスク(DVD)も使用され得る。また、本明細書に記載の実施形態においては、追加の入力チャネルは、マウスおよびキーボードなどといったオペレータインターフェースに関連付けられたコンピュータ周辺機器であり得るがそれに限定されない。あるいは、例えば、スキャナを含み得るがそれに限定されない、他のコンピュータ周辺機器も使用され得る。さらに、例示的な実施形態においては、追加の出力チャネルは、オペレータインターフェースモニタを含み得るがそれに限定されない。
さらに、開示は、以下の項による実施形態を含む。
第1項．動翼のためのフライトコントロールシステムであって、
動翼のための第1の制御信号を生成するように構成される、第1のアクチュエータ制御電子回路(ACE)と、
動翼のための第2の制御信号を生成するように構成される、第2のACEと、
動翼のための第3の制御信号を生成するように構成される、第3のACEと、
第1のACEおよび第2のACEに結合され、第1の制御信号および第2の制御信号に基づいて、動翼に結合されているアクチュエータを作動するように構成される、第1のリモート電子ユニット(REU)と、
第2のACEおよび第3のACEに結合され、第2の制御信号および第3の制御信号に基づいて、アクチュエータを作動するように構成される、第2のREUとを含む、フライトコントロールシステム。
第2項．第1のACE、第2のACE、および第3のACEは、それぞれ互いに通信上分離されている、第1項に記載のフライトコントロールシステム。
第3項．第1のREUは、代替経路によって第2のREUにさらに結合されている、第1項から第2項のいずれか一項に記載のフライトコントロールシステム。
第4項．第1のREUは、第2のREUに代替経路を介して第1の制御信号の少なくとも一部を送信するようにさらに構成される、第3項に記載のフライトコントロールシステム。
第5項．第1のREUは、第2のREUが第2のACEから第2の制御信号を受信しなかった場合には、第2のREUに代替経路を介して第1の制御信号の少なくとも一部を送信するようにさらに構成され、第2のREUは、第3の制御信号と代替経路を介して受信された第1の制御信号の少なくとも一部とに基づいて、アクチュエータを作動するようにさらに構成される、第4項に記載のフライトコントロールシステム。
第6項．第1のREUおよび第2のREUは各々、第1のACE、第2のACE、および第3のACEのうちの少なくとも2つに由来するそれぞれの制御信号の受信時のみアクチュエータを作動するようにさらに構成される、第1項から第5項のいずれか一項に記載のフライトコントロールシステム。
第7項．第1のREUおよび第2のREUは各々、互いに独立してアクチュエータを作動するようにさらに構成される、第6項に記載のフライトコントロールシステム。
第8項．フライトコントロールシステムを使用して動翼を作動する方法であって、
第1のリモート電子ユニット(REU)において、動翼に結合されているアクチュエータを作動するために、第1のアクチュエータ制御電子回路(ACE)から、第1の制御信号を受信するステップと、
第2のREUにおいて、アクチュエータを作動するために、第2のACEから、第2の制御信号を受信するステップと、
第2のREUから第1のREUに第2の制御信号を送信するステップと、
第1のREUによって、第1の制御信号および第2の制御信号に基づいて、アクチュエータを作動するステップとを含む、方法。
第9項．第1のREUおよび第2のREUにおいて、第3のACEから第3の制御信号を受信するステップと、
第1のREUによって、第1の制御信号および第3の制御信号に基づいて、アクチュエータを作動するステップとをさらに含む、第8項に記載の方法。
第10項．第2のREUにおいて、第3のACEからの第3の制御信号の無効を検出するステップと、
検出に応じて第2のREUから第1のREUへの第2の制御信号の送信を開始するステップとをさらに含む、第9項に記載の方法。
第11項．第2のREUにおいて、第2のACEからの第2の制御信号の無効を検出するステップと、
検出に応じて第2のREUがアクチュエータを作動することを無効にするステップとをさらに含む、第9項から第10項のいずれか一項に記載の方法。
第12項．第1のACEにおいて第1の制御信号を生成するステップと、
第1のACEとは独立して第2のACEにおいて第2の制御信号を生成するステップとをさらに含む、第8項から第11項のいずれか一項に記載の方法。
第13項．第1のACEおよび第2のACEにおいて、フライトコントロールから制御入力を受信するステップであって、第1の制御信号および第2の制御信号は、制御入力に基づいて、独立して生成される、ステップをさらに含む、第12項に記載の方法。
第14項．第1のREUにおいて、動翼の位置を表すセンサ信号を受信するステップと、
センサ信号を第2のREUに送信するステップとをさらに含む、第8項から第13項のいずれか一項に記載の方法。
第15項．水平安定板のためのフライトコントロールシステムであって、
水平安定板に結合されているアクチュエータと、
アクチュエータに結合され、少なくとも2つのアクチュエータ制御電子回路(ACE)に由来するそれぞれの制御信号に基づいて、アクチュエータを作動するように構成される、第1のリモート電子ユニット(REU)と、
アクチュエータに結合され、少なくとも2つのACEに由来するそれぞれの制御信号に基づいて、第1のREUとは独立して、アクチュエータを作動するように構成される、第2のREUであって、第2のREUは、第1のREUにさらに結合され、第1のREUに、ACEから受信された制御信号を送信するようにさらに構成される、第2のREUとを含む、フライトコントロールシステム。
第16項．水平安定板に結合され、その駆動を検出するとともに第1のREUに駆動を表すセンサ信号を送信するように構成される、センサをさらに含み、第1のREUは、センサ信号に基づいて、アクチュエータを作動するようにさらに構成される、第15項に記載のフライトコントロールシステム。
第17項．第1のREUは、第2のREUにセンサ信号を送信するようにさらに構成される、第16項に記載のフライトコントロールシステム。
第18項．第1のREUに結合され、それに第1の制御信号を送信するように構成される、第1のACEと、
第1のREUおよび第2のREUに結合され、第1のREUおよび第2のREUの両方に第2の制御信号を送信するように構成される、第2のACEと、
第2のREUに結合され、それに第3の制御信号を送信するように構成される、第3のACEとをさらに含む、第15項から第17項のいずれか一項に記載のフライトコントロールシステム。
第19項．第1のREUは、第2のACEが有効な第2の制御信号を送信しなかった場合には、第1の制御信号および第3の制御信号に基づいて、アクチュエータを作動するようにさらに構成され、第3の制御信号は、第1のREUに第2のREUによって送信される、第18項に記載のフライトコントロールシステム。
第20項．ACEに由来する制御信号の少なくとも一部が送信され得る代替通信リンクを第1のREUと第2のREUとの間にさらに含む、第15項から第19項のいずれか一項に記載のフライトコントロールシステム。
説明を記載したこれまでのことは、任意のデバイスまたはシステムを作成および使用することならびに任意の組み込まれた方法を行うことを含む、これらの実施形態を実施することを任意の当業者ができるようにする、最良のモードを含む、様々な実施形態を開示するための例として使用している。特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義されており、当業者が気づく程度の他の例を含み得る。そのような他の例は、それらが特許請求の範囲の記載と異なるところのない構造的要素を有している場合、または、それらが特許請求の範囲の記載との非実質的な差異を有する均等物構造的要素を含んでいる場合には、特許請求の範囲の範囲内にあるものとする。
100 フライトコントロールシステム
102 水平安定板
104 フライトコントロール
106 ACE
108 REU
110 STCM
200 フライトコントロールシステム
202 左ACE
204 中央ACE
206 右ACE
208 中央REU
210 右REU
212 データバス
214 ディスクリート出力
216 中央STCM
218 データバス
220 右STCM
222 通信リンク
224 位置センサ
226 位置センサ
228 位置センサ
302 左PCM
304 右PCM
306 中央自動機能停止モジュール
308 右自動機能停止モジュール
402 機長用フライトコントロール
404 副操縦士用フライトコントロール
406 トリムアップディスクリート
408 トリムダウンディスクリート
410 トリムアップディスクリート
412 トリムダウンディスクリート
414 アームアップディスクリート
416 アームダウンディスクリート
418 アームアップディスクリート
420 アームダウンディスクリート

Claims (15)

  1. 動翼(102)のためのフライトコントロールシステム(100、200)であって、
    前記動翼(102)のための第1の制御信号を生成するように構成される、第1のアクチュエータ制御電子回路(ACE)(202)と、
    前記動翼(102)のための第2の制御信号を生成するように構成される、第2のACE(206)と、
    前記動翼(102)のための第3の制御信号を生成するように構成される、第3のACE(204)と、
    前記第1のACE(202)および前記第3のACE(204)に結合され、前記第1の制御信号および前記第3の制御信号に基づいて、前記動翼(102)に結合されているアクチュエータ(216、220)を作動するように構成される、第1のリモート電子ユニット(REU)(208)と、
    前記第2のACE(204)および前記第3のACE(206)に結合され、前記第2の制御信号および前記第3の制御信号に基づいて、前記アクチュエータ(216、220)を作動するように構成される、第2のREU(210)と
    を含む、フライトコントロールシステム(100、200)。
  2. 前記第1のACE(202)、前記第2のACE(204)、および前記第3のACE(206)は、それぞれ互いに通信上分離されている、請求項1に記載のフライトコントロールシステム(100、200)。
  3. 前記第1のREU(208)は、代替経路(222)によって前記第2のREU(210)にさらに結合されている、請求項1から2のいずれか一項に記載のフライトコントロールシステム(100、200)。
  4. 前記第1のREU(208)は、前記第2のREU(210)に前記代替経路(222)を介して前記第1の制御信号の少なくとも一部を送信するようにさらに構成される、請求項3に記載のフライトコントロールシステム(100、200)。
  5. 前記第1のREU(208)は、前記第2のREU(210)が前記第3のACE(206)から前記第3の制御信号を受信しなかった場合には、前記第2のREU(210)に前記代替経路(222)を介して前記第1の制御信号の前記少なくとも一部を送信するようにさらに構成され、前記第2のREU(210)は、前記第2の制御信号と前記代替経路(222)を介して受信された前記第1の制御信号の前記少なくとも一部とに基づいて、前記アクチュエータ(216、220)を作動するようにさらに構成される、請求項4に記載のフライトコントロールシステム(100、200)。
  6. 前記第1のREU(208)および前記第2のREU(210)は各々、前記第1のACE(202)、前記第2のACE(204)、および前記第3のACE(206)のうちの少なくとも2つに由来するそれぞれの制御信号の受信時のみ前記アクチュエータ(216、220)を作動するようにさらに構成される、請求項1から5のいずれか一項に記載のフライトコントロールシステム(100、200)。
  7. 前記第1のREU(208)および前記第2のREU(210)は各々、互いに独立して前記アクチュエータ(216、220)を作動するようにさらに構成される、請求項6に記載のフライトコントロールシステム(100、200)。
  8. フライトコントロールシステム(100、200)を使用して動翼(102)を作動する方法(500)であって、前記方法は、
    第1のリモート電子ユニット(REU)(208)において、前記動翼(102)に結合されているアクチュエータ(216、220)を作動するために、第1のアクチュエータ制御電子回路(ACE)(202)から、第1の制御信号を受信(510)するステップと、
    第2のREU(210)において、前記アクチュエータ(216、220)を作動するために、第2のACE(206)から、第2の制御信号を受信(520)するステップと、
    前記第2のREU(210)から前記第1のREU(208)に前記第2の制御信号を送信(530)するステップと、
    前記第1のREU(208)によって、前記第1の制御信号および前記第2の制御信号に基づいて、前記アクチュエータ(216、220)を作動(540)するステップと
    を含む、方法(500)。
  9. 前記第1のREU(208)および前記第2のREU(210)において、第3のACE(204)から第3の制御信号を受信するステップと、
    前記第1のREU(208)によって、前記第1の制御信号および前記第3の制御信号に基づいて、前記アクチュエータ(216、220)を作動するステップと
    をさらに含む、請求項8に記載の方法(500)。
  10. 前記第2のREU(210)において、前記第3のACE(204)からの前記第3の制御信号の無効を検出するステップと、
    前記検出に応じて前記第2のREU(210)から前記第1のREU(208)への前記第2の制御信号の送信を開始するステップと
    をさらに含む、請求項9に記載の方法(500)。
  11. 前記第2のREU(210)において、前記第2のACE(206)からの前記第2の制御信号の無効を検出するステップと、
    前記検出に応じて前記第2のREU(210)が前記アクチュエータ(216、220)を作動することを無効にするステップと
    をさらに含む、請求項9から10のいずれか一項に記載の方法(500)。
  12. 前記第1のACE(202)において前記第1の制御信号を生成するステップと、
    前記第1のACE(202)とは独立して前記第2のACE(204)において前記第2の制御信号を生成するステップとをさらに含む、請求項8から11のいずれか一項に記載の方法(500)。
  13. 前記第1のACE(202)および前記第2のACE(204)において、フライトコントロールから制御入力を受信するステップであって、前記第1の制御信号および前記第2の制御信号は、前記制御入力に基づいて、独立して生成される、ステップをさらに含む、請求項12に記載の方法(500)。
  14. 前記第1のREU(208)において、前記動翼(102)の位置を表すセンサ信号を受信するステップと、
    前記センサ信号を前記第2のREU(210)に送信するステップと
    をさらに含む、請求項8から13のいずれか一項に記載の方法(500)。
  15. 前記第1のREU(208)は、前記第2のACE(204)が有効な第2の制御信号を送信しなかった場合には、前記第1の制御信号および前記第3の制御信号に基づいて、前記アクチュエータ(216、220)を作動するようにさらに構成され、前記第3の制御信号は、前記第1のREU(208)に前記第2のREU(210)によって送信される、請求項1から7のいずれか一項に記載のフライトコントロールシステム(100、200)。
JP2018169542A 2017-09-29 2018-09-11 フライトコントロールシステムおよび使用の方法 Active JP7168384B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/720,464 US10759520B2 (en) 2017-09-29 2017-09-29 Flight control system and method of use
US15/720,464 2017-09-29

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2019081534A JP2019081534A (ja) 2019-05-30
JP7168384B2 true JP7168384B2 (ja) 2022-11-09

Family

ID=63794271

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2018169542A Active JP7168384B2 (ja) 2017-09-29 2018-09-11 フライトコントロールシステムおよび使用の方法

Country Status (6)

Country Link
US (1) US10759520B2 (ja)
EP (1) EP3462270B1 (ja)
JP (1) JP7168384B2 (ja)
CN (1) CN109581860B (ja)
BR (1) BR102018069554B1 (ja)
RU (1) RU2769359C2 (ja)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110766930B (zh) * 2019-10-23 2021-10-29 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 民机主飞控系统直接模式的分布式控制系统
US11987344B2 (en) * 2020-07-13 2024-05-21 Embraer S.A. Rudder system architecture for electrical actuators
CN111930036A (zh) * 2020-07-24 2020-11-13 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种民机作动器的主备控制切换系统和方法
CN111988364A (zh) * 2020-07-24 2020-11-24 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种伺服控制电子系统及其reu指令转换方法
US11834153B2 (en) * 2021-05-18 2023-12-05 Beta Air, Llc System and method for distributed pilot control of an aircraft
US11281237B1 (en) * 2021-05-18 2022-03-22 Beta Air, Llc System and method for distributed control of an aircraft
US11782786B1 (en) 2022-03-17 2023-10-10 General Electric Company Systems and methods for handling invalid floating-point operations without exceptions

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009523658A (ja) 2006-01-17 2009-06-25 ガルフストリーム・エアロスペース・コーポレイション 分散型飛行制御システムのバックアップ制御のための装置及び方法
JP2010204775A (ja) 2009-02-27 2010-09-16 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 多重冗長系制御システム
US20120253556A1 (en) 2011-03-31 2012-10-04 Christopher Noll Redundant two stage electro-hydraulic servo actuator control

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4807516A (en) 1987-04-23 1989-02-28 The Boeing Company Flight control system employing three controllers operating a dual actuator
US5493497A (en) 1992-06-03 1996-02-20 The Boeing Company Multiaxis redundant fly-by-wire primary flight control system
US6443399B1 (en) 2000-07-14 2002-09-03 Honeywell International Inc. Flight control module merged into the integrated modular avionics
US6561463B1 (en) 2000-07-14 2003-05-13 Honeywell International Inc. Flight control module with integrated spoiler actuator control electronics
US7182296B2 (en) 2002-03-28 2007-02-27 Honeywell International, Inc. Methods and apparatus for error-tolerant wrap-back ACE monitor
US7770842B2 (en) * 2004-08-24 2010-08-10 Honeywell International Inc. Aircraft flight control surface actuation system communication architecture
US7789345B2 (en) 2005-03-03 2010-09-07 Nabtesco Corporation Actuator control apparatus
US20100318245A1 (en) 2005-03-03 2010-12-16 Nabtesco Corporation Flight control system
US20070007385A1 (en) 2005-06-27 2007-01-11 Honeywell International, Inc. Electric flight control surface actuation system electronic architecture
US7549605B2 (en) 2005-06-27 2009-06-23 Honeywell International Inc. Electric flight control surface actuation system for aircraft flaps and slats
US7421320B2 (en) 2005-10-06 2008-09-02 The Boeing Company Methods and apparatus for implementing mid-value selection functions for dual dissimlar processing modules
BRPI0706593A2 (pt) * 2006-01-17 2011-04-05 Gulfstream Aerospace Corp sistema e método para um sistema de controle de backup integrado
CA2683132C (en) 2007-04-05 2013-10-29 Bombardier Inc. Multi-axis serially redundant, single channel, multi-path fly-by-wire flight control system
FR2943036B1 (fr) * 2009-03-11 2011-04-15 Airbus France Systeme distribue de commande de vol implemente selon une architecture avionique modulaire integree.
US8453160B2 (en) * 2010-03-11 2013-05-28 Honeywell International Inc. Methods and systems for authorizing an effector command in an integrated modular environment
US20110251739A1 (en) * 2010-04-09 2011-10-13 Honeywell International Inc. Distributed fly-by-wire system
JP5590955B2 (ja) * 2010-04-26 2014-09-17 ナブテスコ株式会社 アクチュエータ制御システム
US8935015B2 (en) * 2011-05-09 2015-01-13 Parker-Hannifin Corporation Flight control system with alternate control path
DE102011115318B4 (de) 2011-10-07 2016-01-14 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Flugsteuerungssystem
DE102011115362A1 (de) * 2011-10-07 2013-04-11 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Modulares elektronisches Flugsteuerungssystem
JP6227239B2 (ja) 2011-11-16 2017-11-08 ナブテスコ株式会社 航空機制御装置及び航空機制御システム
US8690101B2 (en) * 2012-05-18 2014-04-08 Rockwell Collins, Inc. Triplex cockpit control data acquisition electronics
EP2924529A1 (en) * 2014-03-26 2015-09-30 Airbus Defence and Space GmbH System for a vehicle with redundant computers
RU2572011C1 (ru) * 2014-06-10 2015-12-27 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) (МАИ) Система управления жизненно важными рулевыми поверхностями самолета
RU2636245C2 (ru) * 2015-12-04 2017-11-21 Открытое акционерное общество Московский научно-производственный комплекс "Авионика" имени О.В. Успенского (ОАО МНПК "Авионика") Система дистанционного управления вертолетом
DE102017111527A1 (de) * 2017-05-26 2018-11-29 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Flugsteuersystem

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2009523658A (ja) 2006-01-17 2009-06-25 ガルフストリーム・エアロスペース・コーポレイション 分散型飛行制御システムのバックアップ制御のための装置及び方法
JP2010204775A (ja) 2009-02-27 2010-09-16 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 多重冗長系制御システム
US20120253556A1 (en) 2011-03-31 2012-10-04 Christopher Noll Redundant two stage electro-hydraulic servo actuator control

Also Published As

Publication number Publication date
CN109581860A (zh) 2019-04-05
BR102018069554A2 (pt) 2019-06-04
US20190100299A1 (en) 2019-04-04
RU2018131757A (ru) 2020-03-05
EP3462270A2 (en) 2019-04-03
RU2018131757A3 (ja) 2022-01-26
US10759520B2 (en) 2020-09-01
CN109581860B (zh) 2023-08-04
EP3462270A3 (en) 2019-05-15
JP2019081534A (ja) 2019-05-30
EP3462270B1 (en) 2020-06-03
BR102018069554B1 (pt) 2024-03-05
RU2769359C2 (ru) 2022-03-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP7168384B2 (ja) フライトコントロールシステムおよび使用の方法
CA2683132C (en) Multi-axis serially redundant, single channel, multi-path fly-by-wire flight control system
CN102458983B (zh) 用于飞行器的增升系统、飞行器系统以及具有增升系统的螺旋桨飞行器
JP6227239B2 (ja) 航空機制御装置及び航空機制御システム
JP5268941B2 (ja) 航空機の電気ブレーキシステムのための自動ブレーキインターロック
CN110710164B (zh) 飞行控制系统
BRPI1102364A2 (pt) sistema de comando de voo para aeronave e aeronave
JP2011230582A (ja) アクチュエータ制御システム
CN113534656B (zh) 一种电传飞行备份控制系统和方法
US7421320B2 (en) Methods and apparatus for implementing mid-value selection functions for dual dissimlar processing modules
JP2011136630A (ja) アクチュエータ制御システム
JP2000264291A (ja) サーボアクチュエータ装置および航空機操縦制御装置
US7182296B2 (en) Methods and apparatus for error-tolerant wrap-back ACE monitor
ITMI20071688A1 (it) Sistema modulare elettronico di controllo di volo
KR101530181B1 (ko) 가상 제어 구조를 갖는 다중화 구동 제어시스템
EP1980924B1 (en) System and method of redundancy management for fault effect mitigation
CN115951573A (zh) 一种飞控作动系统的远程电子单元及其控制方法
Lin et al. Multi-axis serially redundant, single channel, multi-path FBW flight control system
CN116767484A (zh) 电传飞行控制系统和方法
TW202417324A (zh) 用於觸覺提示設備的電子單元
RU2617869C1 (ru) Способ управления полетом летательного аппарата
KR101704406B1 (ko) 비행제어를 위한 전기작동기 구동 시스템

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20210820

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20220617

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20220620

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20220909

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20221003

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20221027

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 7168384

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150