JP2009523658A - 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 - Google Patents

Abstract

本発明の実施形態は、飛行中に航空機を制御する飛行制御システムに関する。飛行制御システムは、パイロットからの入力を受け取って主制御信号を出力する主コントローラと、主コントローラに接続されて主制御信号を中継する主伝送路と、を有する。また、飛行制御システムは、パイロットからの入力を受け取ってバックアップ制御信号を出力するバックアップコントローラと、バックアップコントローラに接続されてバックアップ制御信号を中継するバックアップ伝送路と、を有する。さらに、飛行制御システムは、主制御信号とバックアップ制御信号を受け取り、主制御信号が利用できるか及び有効かどうかを判断するリモートエレクトロニクスユニットを備えたアクチュエータを有する。リモートエレクトロニクスユニットは、主制御信号が利用でき且つ有効な場合は、主制御信号に基づいてアクチュエータコマンドを出力し、主制御信号が利用できない又は無効である場合は、バックアップ制御信号に基づいてアクチュエータコマンドを出力するように構成される。

Description

本発明の実施態様は一般的に航空機飛行制御システムに関し、より具体的には、分散型フライ・バイ・ワイヤ（ＦＢＷ）飛行制御システムのための冗長なバックアップ制御システムの実現に関する。

航空機の技術、増え続ける飛行エンベロープ、及び総合的な性能の急速な発展に伴い、現代の航空機内で実現される飛行制御システムは、極度に複雑になってきている。それ故、飛行性能、燃料効率、安全性などの様々な航空機の特性に取り組む先進的な飛行制御システムが、開発されてきている。現代の航空機の主飛行制御システムは、一般的には、パイロット制御、航空機センサ、電子プロセッサ、電子配線又はデータバス、アクチュエータ、及び操縦翼面（control surface）を含む、複雑な構成要素の組み合わせを含む。不運にも、主飛行制御システムがより複雑になると、航空機は、システムの故障又はプロセッサの故障に対してますます脆弱になる。

飛行規定に従って且つ頑丈な航空機の開発のために、現代の航空機は、主制御システムが機能しなくなった場合、すなわちシステム故障に陥った場合に使用される、補助的な又は冗長な要素又はシステムを有する。プロセッサを利用した制御システムの故障の確立は低いにもかかわらず、飛行制御システムは、送信媒体の又は主飛行制御システムのコマンド処理の一般的な障害の問題に対処できないことがしばしばある。主制御システムの冗長な要素を安全対策として含めることは可能であるけれども、主要な処理又は送信媒体で発生する一般的な障害は、主制御システムだけでなく、冗長な要素の機能も無効にし、ある場合には、分離しているバックアップシステムにまで伝搬する。米国特許第６，８６０，４５２号に開示されている飛行制御システムなどの制御システムは、この問題に対処する、主チャネル及び冗長チャネルの群の間に相違点を含む集中型の主システムと十分に冗長なバックアップシステムを採用している。しかし、このようなアプローチは、極度に慎重な分析と、相違点が主飛行制御に必要とされる全体の複雑な電子機器の経路にわたって真に適合することを確実にする設計努力と、を必要とする。

主飛行制御システムが、例えば、冗長センサと双方向のデジタルデータバスにより、システムのインテグリティ（integrity）を検証することが一般的に可能である間、バックアップ飛行制御システムは、それ自身を監視する又は使用されないときの適当な機能を確保する十分な手段を欠いていても良い。例えば、一定の高度、姿勢、機首方位、及び対気速度で標準の飛行動作が行われている間、主システム及びバックアップシステムからの制御信号は、長時間、一定のままであってもよい。主システム及びバックアップシステムからの信号は、これらの状態のもとで適当に対応するけれども、バックアップシステムが故障しているか又は動かなくなっていても、一時的に正確な信号を出力している可能性がある。それ故、バックアップシステムは、利用できない又は無効であるのに、適切に機能しているように見え、パイロットとオペレータに安全だという錯覚を起こさせるかもしれない。

分散型制御システムにおいて、操縦翼面アクチュエータのアクチュエータ制御ループは、アクチュエータ自身又はアクチュエータ近傍で閉じられ、航空機のレベル制御法則は、計算プラットフォーム（飛行制御コンピュータ（ＦＣＣ）として一般に知られ、一般的に航空機のコックピットに又はその近くに設置されている。）上で、実行される。いくつかの処理能力を有するスマートアクチュエータを導入することにより、アクチュエータで特定のプロセッサ機能を実行する能力が追加されてきた。ここで定義されたスマートアクチュエータは、水圧シリンダとそれに関連する制御バルブ又は電子機械駆動装置のような、機械的な駆動装置と、リモートエレクトロニクスユニット（ＲＥＵ）と、を含む。リモートエレクトロニクスユニットは、アクチュエータの不可欠な部分、アクチュエータに装備された列線交換ユニット（ＬＲＵ）、又はアクチュエータの近くに装備されたユニットである。航空機の操縦翼面の一つに関連付けられたリモートエレクトロニクスユニットは、飛行制御コンピュータ（ＦＣＣ）から操縦翼面位置コマンドを受け取り、アクチュエータへの特定の信号を生成することにより、作動する。アクチュエータがフィードバックセンサとフィードバック信号を含む場合、リモートエレクトロニクスユニットは、ＦＣＣをあてにせずに、操縦翼面位置のフィードバック制御を実行する。ＦＣＣは、例えば、航空電子機器収納室、一般的にはコックピットの近くに配置される。ＲＥＵを用いることにより、飛行制御システムは、飛行制御コンピュータにおいて必要とされる処理量を低減することができる。

分散型制御システムは、異なる種類のデータ転送媒体の使用を可能にする。データバスは、制御システムを監視するスマートアクチュエータと共に用いられ、スマートアクチュエータのリモートエレクトロニクスユニットが、制御信号（端から端まで）のインテグリティを保証し、アクチュエータ特定コマンドのためのデータバスを監視することを可能にする。さらに、スマートアクチュエータは、データバス転送媒体（ＡＲＩＮＣ４２９又はＣＡＮバス又はそれらの派生物など）の使用を可能にし、従来の飛行制御システムと比較して、転送配線の数と重さを著しく低減する。いくつかのスマートアクチュエータ制御システムでは、スマートアクチュエータの全てをプロセッサ又は制御コンピュータに接続するのに、１つの二線式バス（single two wire bus）が用いられる。他のさらに保守的なスマートアクチュエーション制御システムでは、複数の専用のポイントツーポイントデータバスが集中型の飛行制御コンピュータ又は同等のものを各個々のスマートアクチュエータに接続するのに用いられる。また、１以上の主ポイントツーポイントデータバスが、さまざまなレベルの冗長性に従って、飛行制御コンピュータと所定のスマートアクチュエータとの間に設けられる場合がある。
米国特許第６８６０４５２号明細書

スマートアクチュエータ制御システムは発達しているにもかかわらず、スマートアクチュエータ飛行制御システムは、しばしば、送信媒体の一般的な故障の問題又は主飛行制御システムのコマンド処理に対処することができない。本発明の実施形態によれば、複雑な主制御システムで一般的な故障が発生した場合、航空機を保護するために、簡易化バックアップ制御システムが用いられる。たいてい、パイロットは、簡易化バックアップ制御システムを「空路帰国モード（fly home mode）」と呼ぶ。簡易化バックアップ制御システムは、航空機操縦翼面に、より具体的には、いわゆる航空機の最小許容制御（ＭＡＣ）を提供するアクチュエータに適用されるだけであってもよい。例えば、ある航空機では、ＭＡＣは、少なくとも１又は２の補助翼と１又は２の昇降蛇及び方向舵とを動かすアクチュエータを制御するように、実現されてもよい。他の場合では、ＭＡＣを達成するために、方向蛇が省略されてもよいし、又は一対のスポイラがロール（roll）制御のために必要とされてもよい。当業者に理解されるように、ＭＡＣは、機体の構造とその空気力学特性（すなわち、種々の対気速度での航空機の重心の周りの操縦翼面誘発航空力学モーメント）とに非常に依存してもよい。

本発明の実施形態は、２つの分散型飛行制御システム、すなわち、互いに独立し及び類似していない、主飛行制御システムと簡易なバックアップ飛行制御システムとを有するように構成されてもよい。また、主制御システムは、バックアップ飛行制御システムの簡易さ及び信頼性を危うくすることなく、飛行中に、両システムのインテグリティを監視し及び保証するように構成されてもよい。例えば、本発明の実施形態によるバックアップ制御システムは、非常に簡素であって、直接的な監視機能を備えていなくてもよい。さらに複雑な主飛行制御システムは、標準動作の間、バックアップ制御システムを監視して、その有効性を保証してもよい。本発明の実施形態は、主制御システムとバックアップ制御システムの相違点を検証するための重要な分析と設計上の努力の必要性を排除するのに用いられても良い。バックアップ制御システムは、アナログ又はプログラマブル論理ベースの制御システム又はソフトウェアベースの制御システムとして実行されてもよい。

本出願は、２００６年１月１７日に出願された、名称“先進飛行制御システムアーキテクチャ（Advanced Flight Control System Architecture）”の同時係属の米国仮特許出願６０／７５９，０２８（本発明の譲受人に譲渡され、参照することにより、その全体がここに組み込まれる。）の優先権を主張する。本出願は、２００７年１月１７日に出願された、名称“統合バックアップ制御システムのためのシステム及び方法（System and Method for an Integrated Backup Control System）”の同時係属の米国特許出願（本発明の譲受人に譲渡され、参照することにより、その全体がここに組み込まれる。）に関連する。

本開示は、本発明の様々な実施形態が示されている図面を参照して、より完全に記述される。しかしながら、この開示の対象は、多くの異なる形態で具体化されることが可能であり、ここで説明される実施形態に限定されると解釈されるべきではない。

本発明の実施形態は、独立し及び相違する、主飛行制御システム及びバックアップ飛行制御システムを用いる分散型飛行制御システムを対象とする。バックアップ制御システムは、例えば、簡易化又は最小許容制御（ＭＡＣ）システムとして構成されてもよい。さらに、主飛行制御システムは、バックアップ制御システムの独立及び相違した特性を危うくすることなく、使用中、主飛行制御システム及びバックアップ飛行制御システムのインテグリティと伝送路とを検証するように構成されてもよい。

図１Ａは、本発明の実施形態に従って準備された主及びバックアップの制御を備えた分散型フライ・バイ・ワイヤ（Fly-By-Wire）制御システムの例を概略的に示している。当業者に理解されるように、図１Ａの主及びバックアップの制御システムは、航空機の構造とサイズに従って、翼面の数を増加又は減少させることにより、他の代替の構造及び航空機のために変更可能である。図示されているように、主コマンドの経路は、全て“Ｐ”のラベルが付けられ、バックアップのコマンド経路は全て“Ｂ”のラベルが付けられている。

図１Ａの総合的な分散型飛行制御システムは、主飛行制御コンピュータ（ＦＣＣ）チャネル４０１、４０２と、バックアップコントローラ４０３と、アクチュエータと、を有する。簡単にするため、図１Ａにおいて、左補助翼４１０を制御するアクチュエータ４２０、４３０のみがラベル付けされている。しかしながら、ここでのアクチュエータに関する考察は、図１Ａに示される全てのアクチュエータに適用されることは考慮されるべきである。アクチュエータ４２０、４３０のそれぞれは、スマートアクチュエータを表し、アクチュエータに又はアクチュエータのすぐ近くに据え付けられたリモートエレクトロニクスユニット（ＲＥＵ）を有する。主ＦＣＣチャネル４０１及び４０２は、局所の破壊発生を緩和するために、チャネルを物理的に分離することにより、一般的には、図１Ａに示されるように、左チャネル及び右チャネルとして、２以上の群に分割される。例えば、チャネル４０１及び４０２が分離されると、火又はバードストライクに起因する損傷を軽減することが可能となる。また、局所な破壊発生をさらに軽減するために、航空機のさらに別の位置にバックアップコントローラ４０３を据え付けることが多くの場合に有用である。

図１Ａにおいて、アクチュエータ４２０及び４３０は、補助翼面４１０に取り付けられている。これらのアクチュエータは、アクチュエータ４２０及び４３０の両方が補助翼４１０の位置を制御するように構成されていてもよい。また、これらのアクチュエータは、一つのアクチュエータが補助翼４１０を積極的に制御している間、他のアクチュエータは待機し、動作中のアクチュエータが故障した場合に他のアクチュエータのみが動作状態になるように、構成されていてもよい。例えば、アクチュエータ４２０は、補助翼４１０を制御するアクティブなアクチュエータであって、アクチュエータ４２０が故障した場合にスタンバイのアクチュエータ４３０のみが動作状態になる。

本発明の実施形態によれば、アクチュエータ４２０及び４３０はスマートアクチュエータであって、自己のＲＥＵにより制御される。アクチュエータ４２０はＲＥＵ４２１に結合され、アクチュエータ４３０はＲＥＵ４３１に結合されている。標準動作の間、ＲＥＵ４２１及び４３１は、主コマンド経路４２２を介して、主制御チャネル４０１及び４０２から主翼面位置コマンドを受け取る。図１Ａに示されるように、各ＲＥＵは、主コマンド経路、すなわちＰで示されるデータバスを介して、主チャネル４０１及び４０２に接続されている。

図１Ａに示されるように、バックアップコントローラ４０３は、バックアップコマンド経路４３３を介して、アクチュエータ４３０に接続されるが、アクチュエータ４２０には接続されない。同様に、バックアップコントローラ４０３は、いくつかのＲＥＵ及びアクチュエータに接続されるが、全てには接続されない。バックアップコントローラは、より完全な冗長制御システムにおいては、全てのアクチュエータに接続されうるけれども、図１Ａは、バックアップ制御システムが選ばれた数及び配置のアクチュエータ及び操縦翼面のみに接続する、本発明の一実施形態を示している。例えば、図１Ａに示されるように、左の内側のスポイラは、バックアップコントローラ４０３に接続されていない。本発明の一実施形態では、バックアップコントローラ４０３に接続されるアクチュエータの数は低減され、所定の航空機のための最小許容制御（ＭＡＣ）を提供するアクチュエータのみに接続してもよい。ＭＡＣを提供するのに必要なアクチュエータの位置と数は、航空機の種類とサイズに従って大きく変化する。

より詳細を後述するように、各アクチュエータに結合されたＲＥＵは、主経路４２２上の主制御信号の有効性を判断し、アクチュエータに主制御コマンドを渡すように構成されている。例えば、ＲＥＵ４２１及び４３１は、主経路４２２上の主コマンド信号が有効であることを判断し、アクチュエータ４２０及び４３０に主コマンド信号を送信してもよい。しかし、主チャネル４０１及び４０２が一般的な故障を起こした場合やＲＥＵが主制御信号が無効である又は欠けていると判断した場合は、ＲＥＵはバックアップ制御信号に戻して、アクチュエータのためにバックアップ制御信号を用いても良い。例えば、ＲＥＵ４３１は主経路４２２上の主コマンド信号が無効であると判断すると、補助翼４１０の位置を制御するために、経路４３３上のバックアップコマンド信号に戻してもよい。ＲＥＵ４２１は、主コマンド信号が無効であると判断すると、アクチュエータ４２０を待機モードにしてもよい。これにより、アクチュエータ４３０が補助翼４１０を完全に制御することが可能になる。

図１Ｂは、図１Ａに示す分散型飛行制御システムの位置を概略的に示している。図１Ｂは、センサ１１及び１２とスマートアクチュエータ３０とを備えた分散型飛行制御システム１０を示す。飛行制御システム１０は、２つの独立した及び異なる制御システムである、主飛行制御システムとバックアップ飛行制御システムとを有する。図１Ｂに示される主制御システムは、センサ１１、主コントローラ又は主プロセッサ２０、制御送信媒体２２、及びスマートアクチュエータ３０に関連付けられた主Ｉ／Ｏ及び検証２４を有する。図１Ｂの主コントローラ２０は、図１Ａに示す主チャネル４０１及び４０１の両方を表すことは理解されるべきである。同様に、図１Ｂの送信媒体２２は、図１Ａのコマンド経路４２２を表している。図１Ｂのスマートアクチュエータ３０（破線の箱で示されている。）は、主チャネル４０１及び４０２とバックアップコントローラ４０３の両方に接続されている、図１ＡのいずれのＲＥＵ及びアクチュエータを表しているとみなされてもよい。例えば、スマートアクチュエータ３０は、アクチュエータ４３０及びＲＥＵ４３１を表している。

非常に簡略化して図１Ｂに示されているセンサ１１及び１２は、センサと制御システム１０への関連接続とを表していることは理解されるべきである。同様に、簡略化のために、一つのスマートアクチュエータ３０のみが図１Ｂに示されているけれども、制御システム１０は多くの制御システムアクチュエータを含み、スマートアクチュエータ３０は、補助翼、昇降蛇、方向蛇などの操縦翼面を制御する航空機制御アクチュエータを表している。ここで用いられているように、分散型システムは、高度な航空機レベル制御法則がＦＣＣ内で計算されている間に、アクチュエータレベル制御ループの閉鎖が、ＲＥＵ内のアクチュエータで又はその近くで発生する（すなわち、この機能は航空機の周りで分散化されている。）飛行制御システムのことを記述している。また、ＦＣＣは、当業者により理解される航空機レベルフィードバック制御ループを含んでもよい。主プロセッサ２０は一つの構成要素として表されているけれども、主プロセッサは、１以上のプロセッサ、飛行コンピュータ又はエビオニクス一式などを含んでもいいことは理解されるべきである。さらに、スマートアクチュエータ３０は、１以上のスマートアクチュエータ又はアクチュエータの集まりを含み、その全てが主プロセッサ２０に接続されても良い。

図１Ｂに示すように、主コントローラ２０はセンサ１１からの入力を受信する。センサ１１は、様々なセンサ／入力、及び／又は主コントローラ２０に接続されたセンサ入力系統を表す。例えば、センサ１１は、パイロット操縦桿などの特定の航空機センサ、又は高度、姿勢、対気速度などのシステムセンサを表しても良い。典型的な操縦桿は、主制御システムについて軸毎に３つ（二軸で合計６）の主位置センサと、バックアップ制御システムについて軸あたり一つのバックアップ位置センサと、を含む。さらに、センサ１１は、同調して、有効信号を主コントローラ２０に返す一対のセンサを含んでも良い。センサ１１は、機体の速度センサや、必須の監視及びインテグリティの要件を満たす主制御システムにより使用される他のセンサなどの複数の他の種類のセンサを表しても良い。

動作中、主コントローラ２０は、センサ１１からの入力信号を受け取り、航空機の種々の操縦翼面に対するコマンド信号又は制御信号を生成するように構成される。それから、主コントローラ２０は、飛行中、操縦翼面を調整又は維持するために、制御信号を航空機のスマートアクチュエータに送信する。例えば、主コントローラ２０は、主伝送路又は媒体２２を用いて、いくつもの航空機操縦翼面を制御するように割り当てられたスマートアクチュエータ３０にコマンド信号を送信する。スマートアクチュエータ３０の主Ｉ／Ｏ及び検証モジュール２４は、伝送路２２を介して、主コントローラ２０から制御信号を受け取り、スマートアクチュエータ３０のプログラム可能な装置又はアクチュエータ駆動エレクトロニクス５０にその制御信号を渡してもよい。アクチュエータ駆動エレクトロニクス５０による処理後、アナログ制御信号５２は、直接、アクチュエータ５４に供給されて、補助翼、昇降蛇、又は他の航空機操縦翼面などの操縦翼面の位置を調整してもよい。

図１Ｂに示すように、飛行制御システム１０は、バックアップ制御システムを有する。バックアップ制御システムは、センサ１２、バックアップコントローラ又はプロセッサ４０、バックアップ制御送信媒体４２、及びスマートアクチュエータ３０のバックアップＩ／Ｏ及び検証４４を有する。図１Ｂに示されるバックアップコントローラ４０及び送信媒体４２は、図１Ａに示されるバックアップコントローラ４０３及びバックアップコマンド経路４３３を表している。

動作中、バックアップコントローラ４０は、センサ１２からの入力を受け取る。センサ１１と同様に、センサ１２は、種々のセンサ／入力、又はバックアップコントローラ４０へのセンサ入力系統を表すことは理解されるべきである。航空機レベル復原力がバックアップ制御システムのために必要とされる場合、ヨーダンピング（yaw damping）など、センサ１２はレートジャイロセンサ又は加速度計を表してもよい。さらに、センサ１２は、いくつかのセンサと制御が主制御システムとバックアップ制御システムの両方により共有され、いくつかのセンサと制御が完全に冗長であるような、冗長センサ系統を表してもよい。

本発明の実施形態によれば、バックアップコントロールシステムは、特定の航空機操縦翼面と、より具体的には、航空機のＭＡＣを提供するアクチュエータに適用するようにのみ構成されてもよい。そのようなものとして、主コントローラ２０と主制御システムは、航空機の各スマートアクチュエータ３０に接続されて各スマートアクチュエータ３０を制御し、バックアップコントローラ４４とバックアップ制御システムは、ＭＡＣに必須のサブセットのみなどの、スマートアクチュエータ３０のサブセットに接続されるように構成されてもよい。これを成し遂げるために、バックアップ制御システムは、車輪、柱、及び（方位制御が必要な場合）ラダーペダルなどのパイロットコントローラ軸毎の単一のセンサに接続されてもよい。

バックアップ制御システムは、通常の動作中は、航空機のアクティブ制御を行わないため、バックアップ制御システムのセンサの故障と関連する故障の過渡現象は、標準飛行にとっては重要な安全性の関心事項ではない。しかし、バックアップ制御システムが必要なときに（すなわち、全ての主コントローラが故障したときに）、自己監視機能を備えていないバックアップ制御システムは、緊急事態のための強固な（robust）及び簡単な制御システムを提供する。

バックアップ制御システムを独立及び異なるようにして維持するために、バックアップ制御システムは、主飛行制御システム、乗員警告システム（Crew Alerting System）又は航空機の他の監視機能などの、他の航空機システムにデータを供給するように構成されてもよい。しかし、本発明のいくつかの実施形態では、バックアップ制御システムは、他のシステム（航空機電力系統のようなシステムを含まない。）が、データをバックアップ制御システムに提供せず、その動作を必要とされないように、構成されてもよい。従って、バックアップ制御システムは、航空機の他のシステムから分離されて、完全に独立したバックアップ制御システムとして構成されてもいい。このように、バックアップ制御システムは、他の航空機システムの一般的な欠陥又は故障がバックアップ制御システムに伝搬することから保護されるようにしてもよい。これにより、必要なときにバックアップ制御システムの有効性を最大限にできる。

図１Ｂには、一つのスマートアクチュエータ３０しか示されていないけれども、バックアップ制御システムは、航空機上の全てのスマートアクチュエータに接続されてもいいし、いくつかのより少ないスマートアクチュエータのセットに接続されてもよい。上述したように、バックアップ制御システムは、ＭＡＣ要件を満たすのに十分な、バックアップ又は選択されたアクチュエータを備えた限られた数の航空機操縦翼面のみを制御するように構成されてもよい。補助翼などの所定の操縦翼面について、バックアップアクチュエータ（図示せず）は、スマートアクチュエータ３０内に示されているアクチュエータ５４に加えて含まれてもいいと考えられる。バックアップアクチュエータは、主制御システムにより制御される主アクチュエータから独立し及び異なっていてもよい。同一の航空機操縦翼面に取り付けられた主アクチュエータが、（主）制御信号を失うとすぐに、主アクチュエータを待機モード又はバイパスモードに設定することを必要としてもよい。これは、バックアップアクチュエータが、アクティブになりバックアップコントローラにより制御されるときに、他のアクチュエータと争うことなく、バックアップ制御信号に従って操縦翼面を動かすことを確実にする。

バックアップコントローラ４０は、センサ１２からの入力信号を受け取り、航空機上の種々の操縦翼面を制御するコマンド信号又は制御信号を生成するように構成されてもよい。バックアップコントローラ４０は、バックアップ伝送路又は媒体４２を用いて、航空機のスマートアクチュエータ３０に接続されてもよい。スマートアクチュエータ３０のバックアップＩ／Ｏ及び検証モジュール４４は、伝送路４２を介してバックアップコントローラ２０から制御信号を受け取り、スマートアクチュエータ３０のアクチュエータ駆動エレクトロニクス５０に制御信号を転送してもよい。アクチュエータ駆動エレクトロニクス５０による処理後、制御信号５２が直接アクチュエータ５４に供給されて、操縦翼面の位置を調整してもよい。分離されたバックアップアクチュエータが用いられる場合、アクチュエータ５４がバイパスモードのときに、アクチュエータ駆動エレクトロニクス５０は、制御信号５２をバックアップアクチュエータに提供してもよい。

本発明の一実施形態では、送信媒体２２及び４２は異なる種類のものであってもよい。本発明の一実施形態では、これらの媒体の種類は、主送信媒体２２としてデジタルデータバス（例えば、電線又は光ファイバ）を使用し、バックアップ送信媒体４２としてアナログのデータバスを使用するなど、完全に異なる媒体を含んでも良い。さらに、一方の媒体が従来の有線方式に基づき、他方の媒体が無線送信方式に基づくなど、完全に異なる送信方式を確保してもよい。本発明の他の実施形態では、２つの送信媒体２２及び４２は、同一のプロトコルを使用してもいいが、完全に冗長な構成部品を使用してもよい。例えば、送信媒体２２及び４２は、両方とも、それぞれの経路について分離及び異なるハードウェアを備えたＡＲＩＮＣ４２９を使用しても良い。しかし、同一の送信媒体が用いられる場合、バックアップ制御システムと主制御システムは、バックアップ制御システムの他の要素の異なるハードウェア及びソフトウェアを実行することにより、相違点をさらに維持してもよい。

制御チャネルの数と主制御システムの複雑性を低減することは、飛行エンベロープと性能についての増え続ける要求のために難しいかもしれない。しかしながら、バックアップ飛行制御システムの複雑性を低減することで、非常の場合及び／又は主制御システムの障害の場合の、強固で簡素なバックアップ制御システムの設計を補足できる。

アクチュエータ駆動エレクトロニクス５０は、主制御システムをデフォルトとし、主制御信号が無効又は欠けている場合にバックアップ制御システムに逆戻りするように構成されてもよい。これを成し遂げるため、スマートアクチュエータ３０は、後述するように、主送信媒体２２上の制御信号の実行可能性を評価することが可能な処理ハードウェア及びソフトウェアを含んでもよい。主制御システムが、スマートアクチュエータ３０の主Ｉ／Ｏ及び検証装置２４により有効であると判断される場合、主制御システムからの制御信号は、制御信号５２としてアクチュエータ５４に転送されても良い。しかし、制御信号が欠けている又は主Ｉ／Ｏ及び検証装置２４により無効であると判断される場合は、アクチュエータ駆動エレクトロニクス５０はバックアップ制御システムに逆戻りし、バックアップ送信媒体４２から受け取ったバックアップ制御信号が処理されて、制御信号５２としてアクチュエータ５４に転送されても良い。主制御信号とバックアップ制御信号のいずれもが無効でない又は欠けていない場合、アクチュエータはセーフモードに設定されてもよい。

送信媒体２２でスマートアクチュエータ３０に送信される主制御信号の有効性確認は、当業者に知られているいくつかの手段により成し遂げられても良い。一つのアプローチでは、主Ｉ／Ｏ及び検証装置２４が、スマートアクチュエータ３０により受信されるような主コントローラ２０コマンド信号をそのまま主コントローラ２０に戻すことであってもよい。主コントローラ２０が、受信したエコーが主制御コマンドに合致すると判断した場合に、信号は有効であると宣言され、指令がスマートアクチュエータ３０に送信されて、主制御信号が使用されてもよい。エコーが特定の継続期間内に合致しない場合、その信号は無効であると宣言されてもよい。有効性検証のための他のアプローチは、巡回冗長検査（ＣＲＣ）などの誤り検出コーディングを使用することを含んでも良い。この場合、主コントローラ２０は、所定のＣＲＣ多項式に基づいてＣＲＣ値を計算し、スマートアクチュエータ３０にＣＲＣを送信してもよい。スマートアクチュエータ３０は、ＣＲＣを生成するのに用いられた同一の多項式により、受信したＣＲＣを除算し、この除算の余りがゼロの場合に、データ転送は有効であると見なされても良い。余りがゼロでなければ、データ転送は無効であると見なされてもよい。当業者に知られている他の種類の検証が用いられても良い。バックアップ制御信号に逆戻りすることの決定は、パイロットにより制御されてもいいし、主制御信号が適当な継続期間内に無効であると判断されたかどうかの事実に基づいて制御されてもよい。

主制御システムとバックアップ制御システムをさらに異ならせるため、バックアップ制御システムは、一般的な主制御システムで用いられる、より先進的ゲインスケジュールとは対照的に、単純な離散のＨＩ／ＬＯゲインスケジュールを使用してもよい。例えば、当業者により理解されるように、主飛行制御システムは、その主要な制御処理の一部として、滑らかな対気速度、衝撃圧力、又は同等のものを利用したゲインスケジュールを含んでも良い。しかし、バックアップ制御システムは全ての操縦性の要件を満たす必要がないため、簡易化バックアップ制御システムでは、このタイプのゲインスケジュールは必須でなくてもよい。代わりに、バックアップ制御システムとバックアップコントローラ４０は、航空機の要件に従って、高速ゲインと低速ゲインなどの他の簡易化した離散ゲインスケジュールを使用してもよい。主制御システムがバックアップ制御システムを効率的に監視するために、主制御システムは、バックアップ制御信号がこれらのバックアップ制御法則の形式に従っていることを検証するように構成されてもよい。バックアップ制御法則の形式は、当業者に理解されるように主コントローラのソフトウェアにより容易に実現される。

図１Ｂに示されるスマートアクチュエータ３０の例が、図２に概略的に示されている。ＲＥＵ５００は、データリンク５１０を介して、主飛行制御コマンドを受信する。図２に示す油圧アクチュエータの場合、ＲＥＵ５００は、データリンク５１０を介する飛行制御コマンドに基づいて、電気−油圧サーボバルブ（ＥＨＳＶ）５０１へのコマンド信号５３０を生成するように構成されてもよい。位置フィードバックセンサ５０２は、アクチュエータ位置フィードバック信号５２０をＲＥＵ５００に返しても良い。スマートアクチュエータのフィードバック制御は、コマンド信号５３０とアクチュエータ位置フィードバックセンサ信号５２０とに基づいて成し遂げられる。当業者により理解されるように、図２に示されるサーボループ閉鎖は、所定のアプリケーション又はソフトウェアのための最適解に従って、アナログ又はデジタルのエレクトロニクスで実行されうる。

バックアップ制御システムがパイロットにより起動され又は有効な主制御システムの信号が欠けている場合に使用されるときに、ＲＥＵ５００はデータリンク５４０を介してバックアップ制御コマンドを使用してもよい。それから、ＲＥＵ５００は、バックアップ制御に基づいて制御信号５３０を生成する。データリンク５４０経由のバックアップ制御信号は、デジタルデータバスとして又はアナログフォーマットで実行されてもよい。それから、ＲＥＵ５００は、バックアップ制御コマンドに基づいて、アクチュエータ５０１へのコマンド信号５３０を生成する。また、上述したように、フィードバックセンサ信号５２０が使用されて、コマンド信号５３０が生成される。

図３を参照すると、本発明の他の実施形態は、局所的に拡張したバックアップ制御システムの構造を組み込むことを含む。ある航空機、静安定緩和や航空機の特定の自然動作を備えた最も顕著な航空機では、例えば、ヨーダンパー（yaw damper）を介してダッチロール（Dutch-roll）の動きを抑制するなど、特定の動きを抑制することが必要であってもよい。このような場合、航空機の角速度など、特定の増加（augmentation）信号をバックアップ又はバックアップ制御システムに供給することが必要であってもよい。増加信号は、主センサ及び／又はバックアップセンサの両方を含む種々のソースから集められることは理解されるべきである。

図３において、主コントローラ１４０は、例えば、操縦桿又は他のパイロット制御を表す、パイロット入力センサ１５０からの入力を受け取る。コントローラ１４０は、主制御システムに特有の冗長主レートジャイロセンサなどの航空機センサ１６０を受け入れる。主コントローラ１４０は、空力操縦翼面１０５についての制御信号を生成し、主コマンド経路１１１及び１１３（それぞれ、ＲＥＵ１１０及びＲＥＵ１１２に接続している。）の操縦翼面アクチュエータに主コマンド信号を供給する。一例として、操縦翼面１０５とＲＥＵ１１０及び１１２は、図１Ａの左補助翼４１０とＲＥＵ４２１及び４２１を表している。

バックアップコントローラ１００は、パイロット入力センサ１２０からの入力信号を受け取り、且つレートジャイロ又は加速度計センサ１３０からの増加信号を受け取るように構成されている。バックアップコントローラ１００は、センサ１３０から受け取ったデータを少なくとも部分的に用いて、ダッチロールなど、ある航空機の動作を抑制するように構成されてもよい。バックアップ制御信号を生成するとき、バックアップコントローラ１００は、バックアップ制御信号をバックアップコマンド経路１０１を介してＲＥＵ１１０に送信するように構成される。本発明の他の実施形態と同様に、バックアップコマンド経路１０１は一方向データバスとして構成され、主コマンド経路１１１及び１１３は双方向データバスとして構成されてもよい。

上述したように、ＲＥＵ１１０及び１１２は、主制御信号を確認し、全ての主制御信号が無効である場合にのみバックアップ制御信号に戻すように構成される。例えば、操縦翼面１０５のような２アクチュエータ操縦翼面について、ＲＥＵ１１０及びＲＥＵ１１２は主制御信号を使用し、ＲＥＵ１１０のみが、両方の主経路１１３及び１１１の主制御信号の両方が無効であると判断した場合に、バックアップ制御信号を戻すように、構成される。ＲＥＵ１１０のバックアップコントローラ１００のコマンドの早期関与を防ぐため、例えば、経路１１１の主制御信号が無効であり、経路１１３の主制御信号がまだ有効であるとき、ＲＥＵ１１２及びＲＥＵ１１０間に示されるステータス信号１１４は、実行されてもよい。この信号は、アクチュエータ制御の非常に基本のコマンド信号（アクチュエータモード選択バルブ制御信号など）に基づいていてもよい。信号１１は、アナログ又は離散のインターフェースなどの非常に簡易な通信要素を使用し、信号１１４は冗長接続上で送信され、一つの接続の障害が、操縦翼面１０５のバックアップ制御システムの早期関与をもたらさないことをさらに保証してもよい。ステータス信号１１４が、ＲＥＵ１１２が有効な主制御システムを受け入れていることを示している限りは、たとえ主経路１１１が利用できない場合であっても、ＲＥＵ１１０はバックアップコントローラ１００からのバックアップ制御信号に戻さない。その間、ＲＥＵ１１０は、関連アクチュエータ（図示せず）を待機モードにし、ＲＥＵが単独で操縦翼面１０５を制御できるように構成されてもよい。

図４は、分散型制御システム２００の位置を概略的に示す。分散型制御システム２００は、２つの類似していない飛行制御システムである、異なる送信媒体を備えた、主制御システムとバックアップ制御システムを含む。図４に示される要素は、図１Ａの航空機レベルの図に示されている要素を表すことは再度理解されるべきである。例えば、図４の、主コントローラ２４０、バックアップコントローラ２２０、主送信媒体２４２、バックアップ送信媒体２２２及び２２４、補助翼ＲＥＵ２６０、及び昇降蛇ＲＥＵ２７０は、すべて、図１Ａの要素を表している。

制御システム２００は、図４に示されるものの他に、追加のセンサ、コントローラ、アクチュエータ、及び他の要素を含んでも良い。動作中、スマートアクチュエータが、作動のために、主飛行制御信号又はバックアップ飛行制御信号を使用するかどうかを判断するように構成されることが、検討される。図４の本発明の実施形態において、バックアップ制御システムは、当業者により理解されるように、デジタルデータバスに組み込まれている固有の信号のインテグリティの特徴を備えた、簡単に再構成可能なデジタル配線及びプログラム可能な装置で実行されてもよい。

図４に示す制御システム２００は、パイロット入力２１０を含むように構成される。パイロット入力は、操縦桿又は他のパイロット制御を含む。入力は、冗長センサ２１２及び２１４（一方のセンサが主飛行制御システムに専用であり、他方がバックアップ飛行制御システムに専用である。）により、検知される。機械的冗長性、冗長配線、又はある場合には図４に示されるセンサ２１２及び２１４を備えた完全な冗長性を含む、センサーレベルで、冗長性の種々のレベルが実行されることは理解されるべきである。

図４に示される主飛行制御システムを参照すると、入力２１０は、センサ２１４により検知され、主飛行コントローラ２２０により受信される手段を任意の数だけ含んでもよい。必要な情報を処理し、適当な制御信号を計算するとき、主コントローラ２２０は、データバスにより制御信号を種々のアクチュエータ又は航空機の操縦翼面に供給してもよい。例えば、図４に示されるように、主コントローラ２２０は、データバス２２２を使用して、補助翼ＲＥＵ２６０に制御信号を供給する。さらに、主コントローラ２２０は、データバス２２４を使用して、昇降蛇ＲＥＵに制御信号を供給してもよい。主飛行コントローラ２２０は、他の伝送路により、他の機能のためのデータを供給してもよい。例えば、経路２８０により、乗員警告システム（ＣＡＳ）と整備の通知のためのデータを供給してもよい。また、経路２３２により、アクティブな制御機能２３０のためのデータ又はコックピットやパイロットのための他のフィードバック装置のためのデータを供給してもよい。

本発明の一実施形態によれば、改良ＡＲＩＮＣ４２９又はＲＳ４８５データバスなどの双方向データバスが、図４に示されるように、主コントローラ２２０とアクチュエータ２６０及び２７０との間で使用されてもよい。当業者により理解されるように、簡易の双方向送信タイプは、十分立証された、簡易で、且つ強固なものである。さらに、既存の保守ツール（データバスリーダなど）が、システムの動作とインテグリティを分析し監視するのに使用されてもよい。

個々のデータバス（各アクチュエータに対して、一つのデータバスが専用に設けられる。）は、主飛行コントローラ２２０を航空機アクチュエータに接続するように構成されているけれども、全てのアクチュエータに対して、単一のデータバスが設けられてもいいことは理解されるべきである。言い換えると、当業者により知られているように、各制御信号が分類され又は区別が付けられるようにした状態で、単一のデータバスが、主コントローラ２２０を航空機のアクチュエータの全てに接続するために使用されても良い。例えば、ＡＲＩＮＣ４２９データバスは、全てのアクチュエータを主コントローラに接続するのに使用され、種々のアクチュエータへの制御信号がＡＲＩＮＣ４２９データラベルにより分類されるようにしてもよい。単一配線の障害は全てのアクチュエータへのデータ送信に同時に影響を与えるため、一つ以上のデータバスが使用されることを冗長性の要件としてもよい。しかし、制御の損失がそんなに危険ではない無人航空機などの乗り物においては、単一のデータバスが使用されてもよい。

バックアップ飛行制御システムを参照すると、バックアップ又はバックアップコントローラ２４０は、冗長センサ２１２からの入力を受け取る。主飛行制御システム内で使用されるような双方向データバスの代わりに、一方向データバス２４２がバックアップコントローラ２４０をアクチュエータ２６０及び２７０に接続するために使用される。図４では、単一のデータバス２４２がバックアップ制御システムの接続を形成するために用いられているが、各アクチュエータに対して、個々のデータバスが使用されてもよい。

バックアップ制御システムの一方向データバス２４２は、バックアップシステムに、簡易性とロバスト性を提供する。さらに簡易化したバックアップコントローラは、主コントローラの高性能な駆動機能を備えずに、基本の制御システムの機能を提供するように構成されてもよい。これにより、バックアップ飛行制御システムは、プログラムと維持を低価格でより簡単にするにもかかわらず、全体として、飛行中、故障しにくくなる。

上述したように、スマートアクチュエータは、プロセスを実行し且つ主制御信号のインテグリティを監視するＲＥＵ装置を有する。図４において、アクチュエータ２６０及び２７０は、スマートアクチュエータとして、構成されている。主制御システム上の双方向データバス２２２及び２２４により、スマートアクチュエータ２６０及び２７０は、主制御システムのインテグリティを監視し及び検証するように構成されている。これは、主制御システムの状態（health）と有効性を監視するために、双方向データバス２２２及び２２４を引き返して、主コントローラ２２０に、検証データ又は他のタイプのデータを送信することにより、成し遂げられる。

図４に示されるように、主コントローラ２２０は、データバス２９０により、バックアップコントローラ２４０に接続される。主制御システムとバックアップ制御システムは完全に独立し、データバス２９０以外では分離されている。データバス２９０は双方向であってもいいけれども、２つの離散制御システムとしての、主制御システムとバックアップ制御システム間のより大きな分離と相違性を導くのに、単方向のデータバス２９０が使用されてもよい。

バックアップ又はバックアップ飛行制御システムは、標準動作中、監視され、少なくとも、必要とされるときにその存在が保証されてもよい。本発明の一実施形態の例では、バックアップコントローラ２４０及び一方向バス２４２から、スマートアクチュエータ２６０により受信されるバックアップ制御信号は、主制御システムを介して検証され又は監視されてもよい。バックアップ制御信号は、例えばスマートアクチュエータ２６０により、処理され、双方向バス２２２により主コントローラ２２０に送信されてもよい。主制御システムは、バックアップ制御信号を分析し、バックアップ制御システムのインテグリティを確実にする。主コントローラ２２０により受信されるバックアップ制御信号が正確でない場合、パイロット又はオペレータは警告されてもよい。

本発明の他の実施形態では、全バックアップ制御信号を送信及び評価する主制御システムに負担をかけずに、バックアップ制御システムのインテグリティ及び／又は利用可能性を監視する手段として、簡易な及び制限された検証データを用いて、バックアップ飛行制御システムが監視されてもよい。双方向データバス２２２のトラフィックが、全バックアップ制御信号を主コントローラ２２０に戻すことを妨げる場合、又はバックアップ制御信号の監視が、主コントローラの重要な処理能力を消費する場合は、これは重大である。ここで用いられるように、検証データは、バックアップ制御システムの通信とともに送信される単一のビットである、離散の単一のストローブビット（strobe bit）又は刺激ビット（stimulus bit）を含む。検証データが、ワードなど、ビットより大きな他の形式のデータを含んでもいいことは、理解されるべきである。

図５は、検証データを用いてバックアップ制御システムの利用可能性が監視される、本発明の一実施形態を概略的に示す。図５に示されるように、主制御システムは、全バックアップ制御信号を検証することなく、主制御経路２２２の双方向の性質を用いて、バックアップ制御システムの存在を監視するように構成されている。主コントローラ２２０は、データバス２９０にストローブビットを提供するストローブビット生成器２２６を有する。ストローブビットは、以下に説明するように、バックアップ制御システムを検証する、主コントローラ２２０内の遅延２２８に提供される。

ストローブビットは、バックアップコントローラ２４０により受信され、離散データワードに挿入される。図示されるように、当業者により理解されるように、離散データワードは、ラベル３００から始まり、ＳＳＭ３２０で終わる。データワード３３０は、ラベル３００とＳＳＭ３２０との間に、一方向データバス２４２でアクチュエータ２６０などのスマートアクチュエータに送信される、情報と制御信号を含む。

バックアップコントローラ２４０からデータワードを送信すると、そのデータワードはスマートアクチュエータ２６０により受信される。アクチュエータ２６０のＲＥＵは、ＲＥＵバックアップパーティション２６２とＲＥＵ主パーティション２６４とを有する。ＲＥＵバックアップパーティション２６２は、ラベル３００、ＳＳＭ３２０、及びストローブビットを含むデータワード３３０を受信するように構成される。また、ＲＥＵバックアップパーティション２６２は、伝送路２６６を使用して、ストローブビットとＳＳＭ３２０をＲＥＵ主パーティション２６４に送信するように構成される。

伝送路２６６と伝送路２９０は、一方向データバス、双方向データバス、及び／又は光リンクを用いた接続路（リンク）として構成されてもよいことは理解されるべきである。一つの制御システムの故障が、リンクを介して他の制御システムに伝搬しないように、これらのリンク２６６及びリンク２９０は分離されている（光分離など）。これらのリンクは、リンクが両方の制御システムの制御機能に影響を与えず、リンク２６６及び２９０の両方の損失（loss）が両方の制御システムの動作に影響を与えないように、構成されてもよい。リンク２６６とリンク２９０は、実際の制御のためではなく、伝送路のインテグリティを監視するためにのみ機能するように構成されてもよい。さらに、ストローブビットが使用されて、バックアップ伝送路の存在と動作が検証されてもいいが、バックアップ制御信号の実際のインテグリティと精度は検証されなくてもよい。

実際には、（より大きな処理能力を備えた）主コントローラ２２０は、上述した分離データリンク２９０を介して、バックアップコントローラ２４０に送信されるストローブビットを生成する。このストローブビットは、バックアップコントローラ２４０からスマートアクチュエータ２６０のＲＥＵバックアップパーティション２６２への離散ステータスデータワード送信信号（transmission）に含まれる。離散データワードは、有効なＳＳＭ３２０と共に受信された場合、もう一つの分離経路横断リンク２６６を用いて、主経路に結び付けられる。ＲＥＵ主パーティション２６４の主機能の一つは、双方向主経路２２２を介して主コントローラ２２０に戻る送信信号にストローブビットを含める（wrap）ことである。

主コントローラは、ＲＥＵ主パーティション２６４から受信したストローブビット送信信号を、ストローブビット生成器２２６により生成され遅延２２８を介して受信したストローブビット送信信号と比較するように構成されている。適当に遅延及び持続することにより（伝送の待ち時間（latencies）の原因となる。）、ＲＥＵ主パーティション２６４から戻るストローブビットは、比較器３４０により、原始のストローブビットと比較される。比較器３４０からの有効ステータスは、乗員警告及び整備システムなどの他の航空機システムに送信される。比較器からの無効ステータスが受信される場合、航空機搭乗員は、航空機搭乗員又は整備士が、バックアップ制御経路内の故障を特定することにより、適当な行動を取ることができるように、警告されてもよい。よって、バックアップ制御経路のインテグリティは、バックアップ制御システムが使用中でなくても、監視されてもよい。

図５に示されるような検証データとしてストローブビットを使用する代わりに、他のタイプのデータがバックアップ制御システムの刺激（stimulus）として使用されてもよい。例えば、ストローブビット生成器を、バックアップ制御システムのデータワードに数字を挿入する増加カウンタに置き換えることができる。数字は、増加カウンタがリセットするまで、送信する毎に増加してもよい。ＲＥＵにより返される数字が送信数と合致する場合、バックアップ制御システムは、他の航空機システムに送信されてもよい。また、連続的な飛行中の監視の代わりに、システムの飛行前点検の一部として、検証データを使用することが検討される。

上述した実施形態は、無線伝送路や簡易な指向性ＲＦリンクなど、他の伝送技術を用いて構成されてもいいことは理解されるべきである。また、ストローブビットを用いた検証は、無線技術を用いて確立及び実行されてもよい。バックアップ制御システムのためのＲＦリンクのインテグリティは、標準のシステム動作中、バックアップ制御経路がアクティブに使用されていないときであっても、監視されてもよい。

本発明の特定の実施形態の上述した記述は、実例と記載のために提示したものである。それらは、徹底的であること及び本発明を開示された形態そのものに限定することを目的としていない。当業者によれば、特許請求の範囲で定義された本発明の精神と範囲から逸脱することなく、ここに開示された実施形態に他の変更を加えてもいいことが明確に理解されるであろう。

本発明の実施形態の航空機レベルの分散型飛行制御システムを概略的に示す図 本発明の実施形態の分散型飛行制御システムを概略的に示す図 本発明の実施形態のリモートエレクトロニクスユニットを用いたスマートアクチュエータの例を概略的に示す図 本発明の実施形態の分散型飛行制御システムの他の例を概略的に示す図 本発明の実施形態の他の分散型飛行制御システムを概略的に示す図 本発明の実施形態の分散型飛行制御システムの一部を概略的に示す図

Claims (34)

1. 航空機を制御する飛行制御システムであって、
   第１の入力を受け取り、主制御信号を出力する第１のコントローラと、
   前記第１のコントローラに接続され、前記主制御信号を中継する第１の伝送路と、
   第２の入力を受け取り、バックアップ制御信号を出力する第２のコントローラと、
   前記第２のコントローラに接続され、前記バックアップ制御信号を中継する第２の伝送路と、
   前記第１の伝送路を介して前記主制御信号を受け取り、前記第２の伝送路を介して前記バックアップ制御信号を受け取り、前記主制御信号が有効かどうかを判断するアクチュエータエレクトロニクスを備えたアクチュエータと、
   を有し、
   前記アクチュエータエレクトロニクスは、主コントローラから遠く離れ、且つ前記アクチュエータに隣接するように設置され、前記主制御信号が有効な場合、少なくとも部分的に、前記主制御信号に基づいて、アクチュエータコマンドを出力し、前記主制御信号が有効でない場合、少なくとも部分的に、前記バックアップ制御信号に基づいて、アクチュエータコマンドを出力する、飛行制御システム。
2. 前記第１のコントローラは、主センサから前記第１の入力を受け取り、
   前記第２のコントローラは、冗長センサから前記第２の入力を受け取る、請求項１に記載の飛行制御システム。
3. 前記主制御信号と前記バックアップ制御信号のいずれも有効でなければ、前記アクチュエータは所定のセーフモードに設定される、請求項１に記載の飛行制御システム。
4. 前記アクチュエータエレクトロニクスは、アクチュエータセンサ入力を受け取り、少なくとも部分的に、前記アクチュエータセンサ入力と、前記主制御信号又は前記バックアップ制御信号の少なくとも一つと、に基づいて、前記アクチュエータコマンドを計算するように構成されている、請求項１に記載の飛行制御システム。
5. 前記第１の伝送路は双方向の伝送路である、請求項１に記載の飛行制御システム。
6. 前記第２の伝送路は一方向の伝送路である、請求項５に記載の飛行制御システム。
7. 前記アクチュエータエレクトロニクスは、前記第１の伝送路を介して、前記バックアップ制御信号を前記第１のコントローラに転送するようにさらに構成され、
   前記第１のコントローラは、前記バックアップ制御信号を監視し、バックアップ制御システムステータス信号を生成するようにさらに構成されている、請求項６に記載の飛行制御システム。
8. 前記第１のコントローラと前記第２のコントローラとの間の第１のデータリンクと、
   前記第１のコントローラ内の検証データ生成器と、
   前記検証データ生成器により生成され、前記データリンクを介して前記第２のコントローラに転送され、前記バックアップ制御信号に含まれる、検証データと、
   をさらに有する、請求項６に記載の飛行制御システム。
9. 前記アクチュエータエレクトロニクスは、前記バックアップ制御信号において前記検証データを前記第１の伝送路を介して前記第１のコントローラに転送するようにさらに構成され、
   前記第１のコントローラは、少なくとも部分的に、前記第２のコントローラに転送された前記検証データと、前記アクチュエータエレクトロニクスから受け取った前記検証データとの比較に基づいて、バックアップ制御システムステータス信号を生成するようにさらに構成される、請求項８に記載の飛行制御システム。
10. 前記アクチュエータエレクトロニクスは、
    前記第１の伝送路に接続された第１の入力／出力と、
    前記第２の伝送路に接続され、前記第１の入力／出力から分離及び独立している、第２の入力／出力と、
    前記第２の入力／出力と前記第１の入力／出力との間の第２のデータリンクと、
    をさらに有し、
    前記検証データは、前記第２の入力／出力から前記第１の入力／出力に転送され、前記第１の入力／出力は、前記検証データを前記第１のコントローラに転送する、請求項９に記載の飛行制御システム。
11. 前記第１のデータリンクと前記第２のデータリンクは、光リンクである、請求項１０に記載の飛行制御システム。
12. 前記第２のコントローラは、前記第１のコントローラから分離及び独立している、請求項１に記載の飛行制御システム。
13. 前記第２の伝送路は、前記第１の伝送路から分離及び独立している、請求項１に記載の飛行制御システム。
14. 前記アクチュエータは、第１の複数のアクチュエータを含み、
    各アクチュエータは、前記第１の伝送路を介して前記主制御信号を受信し、前記第２の伝送路を介して前記バックアップ制御信号を受信し、前記主制御信号が有効かどうかを判断するアクチュエータエレクトロニクスを備え、
    前記第１の複数のアクチュエータとアクチュエータエレクトロニクスの各々は、前記主制御信号が有効でない場合に前記バックアップ制御信号を用いるように構成されている、請求項１に記載の飛行制御システム。
15. 前記主伝送路を介して前記主制御信号を受け取るように構成されているが、前記バックアップ制御信号を受け取るように構成されていない、第２の複数のアクチュエータをさらに有する、請求項１４に記載の飛行制御システム。
16. 前記第１の複数のアクチュエータは、最低限許容可能な制御ができる一組の操縦翼面に接続されている、請求項１５に記載の飛行制御システム。
17. 飛行制御システムのためのバックアップ制御信号監視システムであって、
    前記飛行制御システムは、
    第１の入力を受け取り、主制御信号を出力する第１のコントローラと、
    前記第１のコントローラに接続され、前記主制御信号を中継する第１の伝送路と、
    第２の入力を受け取り、バックアップ制御信号を出力する第２のコントローラと、
    前記第２のコントローラは前記第１のコントローラから分離及び独立しており、
    前記第２のコントローラに接続され、前記バックアップ制御信号を中継する第２の伝送路と、
    前記第２の伝送路は前記第１の伝送路から分離及び独立しており、
    主コントローラから遠く離れ、且つ前記アクチュエータに隣接するように設置されたアクチュエータエレクトロニクスを備えたアクチュエータと、
    を有し、
    前記アクチュエータエレクトロニクスは、前記第１の伝送路を介して前記主制御信号を受け取り、前記第２の伝送路を介して前記バックアップ制御信号を受け取り、前記第１の伝送路を介して、前記第１のコントローラにバックアップ検証データを送信し、
    前記第１のコントローラは、少なくとも部分的に、前記バックアップ検証データに基づいて、バックアップ制御システムステータス信号を生成するようにさらに構成されている、バックアップ制御信号監視システム。
18. 前記第２の伝送路は一方向である、請求項１７に記載の監視システム。
19. 前記バックアップ検証データは、前記バックアップ制御信号を含む、請求項１７に記載の監視システム。
20. 前記第１のコントローラと前記第２のコントローラとの間の第１のデータリンクと、
    前記第１のコントローラ内の検証データ生成器と、
    をさらに有し、
    前記検証データは前記検証データ生成器により生成され、前記データリンクを介して、前記第２のコントローラに送信され、
    前記検証データは、前記アクチュエータエレクトロニクスにより受け取られる前記バックアップ制御信号に含まれている、請求項１７に記載の監視システム。
21. 前記バックアップ制御システムステータス信号は、少なくも部分的に、前記第２のコントローラに転送される検証データと前記アクチュエータエレクトロニクスから受け取った検証データとの比較に基づいている、請求項２０に記載の監視システム。
22. 前記検証データはビットである、請求項２１に記載の監視システム。
23. 第１の入力を受け取り、主制御信号を出力する第１のプロセッサと、
    前記第１のプロセッサに接続され、前記主制御信号を中継する第１の経路と、
    第２の入力を受け取り、バックアップ制御信号を出力する第２のプロセッサと、
    前記第２のコントローラは、前記第１のコントローラから分離及び独立し、
    前記第２のプロセッサに接続され、前記バックアップ制御信号を中継する第２の経路と、
    前記第２の経路は、前記第１の経路から分離及び独立し、
    航空機操縦翼面に接続された第１のアクチュエータと、
    前記第１のアクチュエータは前記第１の経路に接続された第１のアクチュエータエレクトロニクスを備え、前記第１のアクチュエータエレクトロニクスは、前記主制御信号を受け取り、前記主制御信号が有効かどうかを判断するように構成されており、
    前記航空機操縦翼面に接続された第２のアクチュエータと、を有し、
    前記第２のアクチュエータは前記第１の経路及び前記第２の経路に接続された第２のアクチュエータエレクトロニクスを備え、前記第２のアクチュエータエレクトロニクスは、前記主制御信号と前記バックアップ制御信号とを受け取り、前記主制御信号が有効かどうかを判断するように構成されており、
    前記第２のアクチュエータエレクトロニクスは、前記第１のアクチュエータエレクトロニクスと前記第２のアクチュエータエレクトロニクスが前記主制御信号が有効でないと判断した場合にのみ、前記バックアップ制御信号を用いて、前記航空機操縦翼面を制御するように構成されている、飛行制御システム。
24. 前記第１のアクチュエータエレクトロニクスと前記第２のアクチュエータエレクトロニクスとの間に接続されたステータスリンクをさらに有し、
    前記第２のアクチュエータエレクトロニクスは、前記ステータスリンクを介して、前記第１のアクチュエータエレクトロニクスが前記主制御信号が有効でないと判断したかどうかを示す情報を受け取る、請求項２３に記載の制御システム。
25. 前記第１の経路は、
    前記第１のコントローラと前記第１のアクチュエータエレクトロニクスとの間に接続され、前記第１のアクチュエータエレクトロニクスに前記主制御信号を中継する、第１の主経路と、
    前記第１のコントローラと前記第２のアクチュエータエレクトロニクスとの間に接続され、前記第２のアクチュエータエレクトロニクスに前記主制御信号を中継する、前記第１の主経路から分離している、第２の主経路と、
    を含む、請求項２４に記載の制御システム。
26. 第１のプロセッサからの主制御信号を、前記第１のプロセッサから分離及び独立しているアクチュエータエレクトロニクス内で受け取るステップと、
    第２のプロセッサからのバックアップ制御信号を、前記第２のプロセッサから分離及び独立している前記アクチュエータエレクトロニクス内で受け取るステップと、
    前記主制御信号が有効かどうかを判断するステップと、
    前記主制御信号が有効である場合は、少なくとも部分的に、前記主制御信号に基づいて、前記アクチュエータエレクトロニクスによりアクチュエータコマンド信号を生成するステップと、
    前記主制御信号が有効でない場合は、少なくとも一部分において、前記バックアップ制御信号に基づいて、前記アクチュエータエレクトロニクスにより、前記アクチュエータコマンド信号を生成するステップと、
    前記アクチュエータコマンド信号に基づいてアクチュエータを作動し、航空機操縦翼面を制御するステップと、
    を含む、航空機操縦翼面を制御する方法。
27. 前記主制御信号と前記バックアップ制御信号のいずれも有効でなければ、前記アクチュエータを所定のセーフモードに設定するステップをさらに含む、請求項２６に記載の方法。
28. 前記アクチュエータエレクトロニクス内で、アクチュエータ位置フィードバック信号を受信するステップをさらに有し、
    前記アクチュエータコマンド信号の生成は、前記主制御信号が有効である場合は、少なくとも一部分においては、前記アクチュエータ位置フィードバック信号と前記主制御信号とに基づいており、
    前記アクチュエータコマンド信号の生成は、前記主制御信号が有効でない場合は、少なくとも一部分においては、前記アクチュエータ位置フィードバック信号と前記バックアップ制御信号に基づいている、
    請求項２６に記載の方法。
29. 第１のプロセッサからの主制御信号を、前記第１のプロセッサから分離及び独立しているアクチュエータエレクトロニクス内で受け取るステップと、
    第２のプロセッサからのバックアップ制御信号を、前記第２のプロセッサから分離及び独立している前記アクチュエータエレクトロニクス内で受け取るステップと、
    前記アクチュエータエレクトロニクスからのバックアップ検証データを前記第１のプロセッサに送信するステップと、
    少なくとも部分的に、前記バックアップ検証データに基づいて、バックアップ制御システムステータス信号を生成するステップと、
    少なくとも部分的に、前記主制御信号又は前記バックアップ制御信号の少なくとも一つに基づいて、前記アクチュエータエレクトロニクスにより、アクチュエータコマンド信号を生成するステップと、
    前記アクチュエータコマンド信号に基づいてアクチュエータを作動して、航空機操縦翼面を制御するステップと、
    を有する、飛行制御システムを動作させる方法。
30. 前記バックアップ検証データは、前記バックアップ制御信号を含む、請求項２９に記載の方法。
31. 前記第１のコントローラ内の検証データ生成器内で前記バックアップ検証データを生成するステップと、
    前記第１のプロセッサと前記第２のプロセッサとの間の第１のデータリンクを越えて、前記バックアップ検証データを送信するステップと、
    前記アクチュエータエレクトロニクスにより受信される前記バックアップ制御信号に前記バックアップ検証データを含めるステップと、
    をさらに有する、請求項２９に記載の方法。
32. 前記第１のデータリンクを越えて前記第２のプロセッサに送信される前記バックアップ検証データを比較するステップをさらに有し、
    前記バックアップ制御システムステータス信号は、少なくとも部分的に、前記第２のプロセッサに送信される前記バックアップ検証データと、前記アクチュエータエレクトロニクスから受け取る前記バックアップ検証データとの比較に基づいている、請求項３１に記載の方法。
33. 第１のプロセッサからの主制御信号を、前記第１のプロセッサから分離及び独立している第１のアクチュエータエレクトロニクス内で受け取るステップと、
    前記第１のプロセッサからの主制御信号を、前記第１のプロセッサから分離及び独立している第２のアクチュエータエレクトロニクス内で受け取るステップと、
    第２のプロセッサからのバックアップ制御信号を、前記第２のプロセッサから分離及び独立している前記第２のアクチュエータエレクトロニクス内で受け取るステップと、
    前記第１のアクチュエータエレクトロニクス内で、前記主制御信号が有効かどうかを判断するステップと、
    前記第２のアクチュエータエレクトロニクス内で、前記主制御信号が有効かどうかを判断するステップと、
    前記第１のアクチュエータエレクトロニクスが、前記主制御信号が有効であると判断した場合は、少なくとも部分的に、前記主制御信号に基づいて、前記第１のアクチュエータエレクトロニクス内で、第１のアクチュエータコマンド信号を生成するステップと、
    前記第２のアクチュエータエレクトロニクスが、前記主制御信号が有効であると判断した場合は、少なくとも部分的に、前記主制御信号に基づいて、前記第２のアクチュエータエレクトロニクス内で、第２のアクチュエータコマンド信号を生成するステップと、
    前記第１のアクチュエータエレクトロニクス及び前記第２のアクチュエータエレクトロニクスが、前記主制御信号が有効でないと判断した場合は、少なくとも部分的に、前記バックアップ制御信号に基づいて、前記第２のアクチュエータエレクトロニクス内で、前記第２のアクチュエータコマンド信号を生成するステップと、
    前記第１のアクチュエータコマンド信号に基づいて第１のアクチュエータを作動し、航空機操縦翼面を制御するステップと、
    前記第２のアクチュエータコマンド信号に基づいて第２のアクチュエータを作動し、前記航空機操縦翼面を制御するステップと、
    を有する、航空機操縦翼面を制御する方法。
34. 前記第１のアクチュエータエレクトロニクスと前記第２のアクチュエータエレクトロニクスとの間のステータスリンクを越えてステータス情報を送信するステップと、
    少なくとも部分的に前記ステータス情報に基づいて、前記第１のアクチュエータエレクトロニクスが前記主制御信号が有効でないと判断したかどうかを、前記第２のアクチュエータエレクトロニクス内で判断するステップと、
    をさらに有する、請求項３３に記載の方法。

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