JPH08310493A - 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およびそのモニタリングシステム - Google Patents
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およびそのモニタリングシステムInfo
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- JPH08310493A JPH08310493A JP8120169A JP12016996A JPH08310493A JP H08310493 A JPH08310493 A JP H08310493A JP 8120169 A JP8120169 A JP 8120169A JP 12016996 A JP12016996 A JP 12016996A JP H08310493 A JPH08310493 A JP H08310493A
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Classifications
-
- 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
- G05B23/00—Testing or monitoring of control systems or parts thereof
- G05B23/02—Electric testing or monitoring
- G05B23/0205—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults
- G05B23/0218—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults characterised by the fault detection method dealing with either existing or incipient faults
- G05B23/0224—Process history based detection method, e.g. whereby history implies the availability of large amounts of data
- G05B23/0227—Qualitative history assessment, whereby the type of data acted upon, e.g. waveforms, images or patterns, is not relevant, e.g. rule based assessment; if-then decisions
- G05B23/0237—Qualitative history assessment, whereby the type of data acted upon, e.g. waveforms, images or patterns, is not relevant, e.g. rule based assessment; if-then decisions based on parallel systems, e.g. comparing signals produced at the same time by same type systems and detect faulty ones by noticing differences among their responses
-
- 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
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- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 飛行機のフライバイワイヤ主フライト操縦シ
ステムのサブシステムにおいて故障または差し迫った故
障を検出するためのモニタシステムを提供する。 【解決手段】 システムは実時間で共働する少なくとも
２つの制御装置の臨界変数をモニタする。臨界変数間の
差が計算され、有意でない変動を除くためにフィルタ処
理した後、有意な検出変動に基づき構造的疲労損傷が評
価される。評価された疲労損傷の相対的な激烈度に依っ
て、飛行機の主フライト制御コンピュータは、正しく機
能しないサブシステムを休止させ、修理の必要を示すメ
ッセージを表示し、または他の適当な動作をとるよう、
プログラムされる。
ステムのサブシステムにおいて故障または差し迫った故
障を検出するためのモニタシステムを提供する。 【解決手段】 システムは実時間で共働する少なくとも
２つの制御装置の臨界変数をモニタする。臨界変数間の
差が計算され、有意でない変動を除くためにフィルタ処
理した後、有意な検出変動に基づき構造的疲労損傷が評
価される。評価された疲労損傷の相対的な激烈度に依っ
て、飛行機の主フライト制御コンピュータは、正しく機
能しないサブシステムを休止させ、修理の必要を示すメ
ッセージを表示し、または他の適当な動作をとるよう、
プログラムされる。
Description
【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。
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。
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。
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。
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。
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。
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 varianc
e ）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。
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 varianc
e ）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。
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 maneuv
er）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。
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 maneuv
er）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。
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１
６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。
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１
６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。
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１１
０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。
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１１
０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、ＤＰ
1 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５
Ｈｚ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、ＤＰ 1 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ＤＰ 1 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１
１６に伝達される。
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、ＤＰ
1 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５
Ｈｚ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、ＤＰ 1 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ＤＰ 1 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１
１６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。
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、８００ｐｓ
ｉ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ＤＤ
Ｐが古いＤＤＰmax よりも大きい場合には、新しいＤＤ
Ｐ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Ｄ
ＤＰmax −８００よりも大きい場合には、ブロック２０
６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 −８
００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２
１０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ＤＤＰ min とから、新しいＤＤＰmin が選択される。
ブロック２１４において、ＤＤＰ min 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ＤＤＰ
max 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、ＤＤ
Ｐ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。
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、８００ｐｓ
ｉ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ＤＤ
Ｐが古いＤＤＰmax よりも大きい場合には、新しいＤＤ
Ｐ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Ｄ
ＤＰmax −８００よりも大きい場合には、ブロック２０
６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 −８
００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２
１０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ＤＤＰ min とから、新しいＤＤＰmin が選択される。
ブロック２１４において、ＤＤＰ min 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ＤＤＰ
max 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、ＤＤ
Ｐ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 Des
ign）」、機械工学のマグローヒルシリーズ（McGraw Hi
ll 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。
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 Des
ign）」、機械工学のマグローヒルシリーズ（McGraw Hi
ll 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。
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ｌｍ
8 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。ｌｍ 2 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８
００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、ｔ 9 でＤＤＰがＤＤＰ
min （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。
所的な最大値および最小値はｌｍ1、ｌｍ4 およびｌｍ
8 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。ｌｍ 2 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８
００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、ｔ 9 でＤＤＰがＤＤＰ
min （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。
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。
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ｄ
ｔn 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。
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ｄ
ｔn 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。
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１２
６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。
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１２
６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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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
Claims (9)
- 【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。
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/441,377 US5881971A (en) | 1995-05-15 | 1995-05-15 | Monitoring systems for detecting failures in fly-by-wire aircraft flight control systems |
| US08/441377 | 1995-05-15 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08310493A true JPH08310493A (ja) | 1996-11-26 |
| JP3847373B2 JP3847373B2 (ja) | 2006-11-22 |
Family
ID=23752640
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP12016996A Expired - Lifetime JP3847373B2 (ja) | 1995-05-15 | 1996-05-15 | 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およびそのモニタリングシステム |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5881971A (ja) |
| EP (1) | EP0743583B1 (ja) |
| JP (1) | JP3847373B2 (ja) |
| DE (1) | DE69605478T2 (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6523139B1 (en) * | 1999-12-17 | 2003-02-18 | Honeywell International Inc. | System and method for fail safe process execution monitoring and output control for critical systems |
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| US6578425B2 (en) * | 2001-05-29 | 2003-06-17 | Honeywell Inc. | Apparatus and method for verifying the dynamic stiffness capability of hydraulic servo actuators |
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| US6622972B2 (en) | 2001-10-31 | 2003-09-23 | The Boeing Company | Method and system for in-flight fault monitoring of flight control actuators |
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| JP4490963B2 (ja) | 2003-02-15 | 2010-06-30 | ガルフストリーム・エアロスペース・コーポレイション | 航空機キャビン大気組成制御方法 |
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-
1995
- 1995-05-15 US US08/441,377 patent/US5881971A/en not_active Expired - Lifetime
-
1996
- 1996-05-15 DE DE69605478T patent/DE69605478T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1996-05-15 JP JP12016996A patent/JP3847373B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1996-05-15 EP EP96201336A patent/EP0743583B1/en not_active Expired - Lifetime
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| DE69605478T2 (de) | 2000-04-06 |
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