CN103832595B - 用于航空器驾驶舱的显示系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于航空器驾驶舱的显示系统。系统（1）包括转换装置（20），所述转换装置（20）用于在对应于标称操作的第一状态和对应于其中主显示单元（2）已经出故障的情形的第二备用状态之间转换辅助显示单元（11），对于所述第一状态，所述辅助显示单元（11）的屏幕（18）由主显示单元（2）的控制组件（3）控制，对于所述第二状态，所述屏幕（18）由所述辅助显示单元（11）的控制组件（13）控制。

Description

用于航空器驾驶舱的显示系统

技术领域

本发明涉及用于航空器、特别是运输飞机的驾驶舱的显示系统。

背景技术

已知在飞机上，特别是用于驾驶、操舵和导航的数据主要通过两个显示系统被呈现给机务人员：用于标称使用（nominal use）的控制和显示系统（CDS）以及用于紧急情况的备用导航系统（SNS），如以下所陈述的。由于安全原因，这两个系统是彼此独立并且不同的。

常规地，CDS系统由不同显示单元构成并且供应各种数据，特别是：

-主要飞行数据（高度、姿态、速度等等）；

-（水平和垂直）导航图；

-引擎参数；

-航空器的状态；

-系统的状态和专用警告；和

-用于确定和改变飞行计划的各种记录（page），以便管理与空中交通管制的通信和为了监督目的。

在新近型式（version）中，由CDS系统所显示的一些格式是交互式的。

此外，试图将越来越多的关于以下内容的功能集成到CDS格式中，例如：

-在机场处的导航；

-维持功能；

-系统控制；

-经由数据传输的通信，等等。

这已经导致CDS系统的总显示表面面积的显著增加。同时，CDS系统的每个单独显示单元的尺寸也在增加以允许使用更大格式，诸如机场地图。这已经引起显示单元的数目和总显示表面面积的增加。

此外，SNS系统可以特别地（但如以下所陈述的那样非排他地）被用作在CDS系统运转中断（outage）事件中的备用系统。所述SNS系统通常包括：

-空速管探测器（pitot probe）和静态探测器（static probe）；和

-ISIS（或“集成备用仪表系统”）类型的一个或多个备用显示单元，包括小显示表面和惯性传感器（加速度计和陀螺测试仪）。

FR-2 784 457涉及ISIS备用显示单元，所述ISIS备用显示单元在屏幕上显示用于航空器的引航信息（高度、速度和姿态）。

SNS系统被形成以便提供对于机务人员安全地飞行和操舵航空器直到完成在航（under way）飞行为止是基本的功能。由SNS系统所显示的数据通常包括：

-大气数据（air data）和惯性基准（高度、空速、姿态等等）参数；和

-导航信息（交会（crossing）等等）。

虽然基于CDS和SNS系统的当前显示解决方案在现有航空器上是完全令人满意的，特别是由于以下原因，所述系统可能示出对于未来航空器的一些限制。

从一个程序到下一个程序，CDS系统的操作周界（operational perimeter）增大，向机务人员供应更多信息并且以更巧妙的方式这样做：数据因而被过滤、处理和可视地呈现，以便是由机务人员容易地可解译的，并且只当必要时这样做。

关于SNS系统的操作周界，这保持稳定。因而，从操作观点来看，在CDS和SNS系统之间有扩大的差异。对于机务人员，在CDS系统的运转中断之后，管理越到SNS系统的过渡将来可能变得更复杂。的确，即使将来的CDS系统使得可能由于直观界面和新功能而将机务人员的训练限制在许多情形中，飞行员训练的关键方面将涉及使用基础SNS系统来驾驶航空器。因此SNS系统是飞行员训练演进上的约束。

简单解决方案将是增大SNS系统的操作周界。然而，在不增加被分派给驾驶舱内的所述SNS系统的表面面积的情况下这是不可能的。然而，在驾驶舱内空间已经是有限的并且SNS系统需要位于飞行员的视野内并且被正确定向。此外，在SNS和CDS系统之间的过渡需要是容易的。满足这些要求的唯一可能布置将是在仪表面板上。然而，整个仪表面板已经由CDS系统占据并且在其上安装通常将不被使用的备用系统不一定是令人满意的解决方案。

发明内容

本发明涉及用于航空器驾驶舱的显示系统，其允许补救以上所提及的缺点。

为此，根据本发明，所述显示系统是包括以下内容的类型：

-至少一个优选为CDS类型的主显示单元，其包括：

·第一控制组件，其至少包括处理器和图形卡；和

·第一可视化屏幕，所述第一可视化屏幕的显示由所述第一控制组件控制，所述第一控制组件被连接到所述第一可视化屏幕；和

-至少一个优选为SNS类型的辅助显示单元，其包括：

·第二控制组件，其至少包括处理器和图形卡；和

·显示装置，其包括至少一个第二可视化屏幕，所述第二可视化屏幕的显示通过所述第二控制组件是可控制的，所述第二控制组件被连接到所述第一可视化屏幕，

所述主和辅助显示单元是不同的，独特之处在于所述第一控制组件也被连接到所述第二可视化屏幕并且能够通过该第二可视化屏幕来控制显示，并且所述系统附加地包括用于在以下状态之间转换所述辅助显示单元的转换装置：

-第一状态，其对应于标称操作，对于所述第一状态，所述第二可视化屏幕由所述第一控制组件控制；和

-第二状态，其对应于其中所述主显示单元已经出故障的情形，对于所述第二状态，所述第二可视化屏幕由所述第二控制组件控制。

因而，本发明提供一种显示系统，其使得可以：

-在标称操作中，也就是说在不存在（特别是主显示单元的）故障时，增加由两个屏幕（所述第一和第二可视化屏幕）所形成的显示表面面积，所述两个屏幕由相同（第一）控制组件控制，该控制组件优选地属于主、CDS显示单元；和

-在（特别是主显示单元的）故障情形中具有备用显示。

因此，根据本发明的显示系统提供一种备用显示，所述备用显示除如以下所陈述的能够执行必要备用功能之外，作为附加标准显示单元被用于标称操作中，使得在标称操作期间备用显示操作不无用地占据驾驶舱内的空间并且显示表面面积增加。

有利地，所述辅助显示单元附加地包括压力传感器、加速度计和陀螺测试仪，其能够将所作的测量传输到所述第二控制组件。

此外，有利地，所述第二可视化屏幕被形成以便当所述辅助显示单元被置于第二状态中时显示备用格式，对于所述备用格式，备用信息被呈现，至少包括引航信息和导航信息，所述引航信息和导航信息足够允许机务人员安全地驾驶和操舵航空器直到完成在航飞行为止。对于备用格式也可以想到的是呈现附加信息以允许例如机务人员管理航空器的系统和通信。

辅助显示单元可以被用作用于CDS单元的备用显示单元。在这种情况下，备用格式可以对应于常规地由SNS系统所使用的格式。

然而，所述辅助显示单元也可以被用作集成大气数据和惯性基准系统（ADIRS）的功能的惯性基准系统的备用单元，其除是显示单元以外也确定大气数据（用于计算特别是航空器的速度和高度）和用于确定特别是航空器的位置和姿态的惯性数据。因而辅助显示单元被用作备用系统，特别是在所述ADIRS系统的各种大气数据和惯性基准单元（ADIRU）故障情况下。

在该上一个实施例中，所述转换装置因而被形成以便当惯性和大气数据系统已经出故障时，将所述辅助显示单元从对应于标称操作的第一状态转换到对应于故障情形的第二状态，以便充当对于所述惯性和大气数据系统的备用系统。在该实施例中，辅助显示单元可以从由ADIRS系统所使用的常规信息源（其中只有ADIRS系统的显示装置失灵）或专用信息源接收要显示的信息。

因为它是备用单元，因此如果航空器的主显示单元、特别是CDS系统或ADIRS系统出故障，该副显示单元必须允许最小量的航空器飞行信息[引航信息（速度、高度、姿态）和导航信息（航路点（waypoint））]被显示在航空器驾驶舱中。

在本发明的范围内，可以用不同方式生产所述主和辅助显示单元。特别地，关于所述主显示单元：

-在第一实施例中，所述第一控制组件被集成在处理单元内，所述处理单元与包括所述第一可视化屏幕的单元分离，并且其中所述第一控制组件被连接到所述第一可视化屏幕；而

-在第二实施例中，所述第一控制组件和所述第一可视化屏幕被集成在所述主显示单元内。

类似地，关于所述辅助显示单元：

-在第一实施例中，所述第二控制组件被集成在处理单元内，所述处理单元与包括所述第二可视化屏幕的显示装置的单元分离，并且所述第二控制组件被连接到所述第二可视化屏幕；而

-在第二实施例中，所述第二控制组件和所述第二可视化屏幕被集成在所述辅助显示单元内。

此外，有利地，特别地为防止故障扩张起见，在控制组件和可视化屏幕之间的连接是光纤连接。

此外，在优选实施例中，所述转换装置被集成在包括所述第二可视化屏幕的显示装置中并且包括：

-监督元件，用于自动监控由所述第一和第二控制组件所传输的信号；和

-转换元件，用于取决于通过所述监督元件的监督结果，自动将所述辅助显示单元从一个状态转换到另一个。

因而，由于该优选实施例，特别是在检测到主显示单元已经出故障时，转换是自动的。

此外，有利地，所述转换装置也包括手动执行元件（actuation element），所述手动执行元件允许操作者执行从一个状态到另一个的、通常但非排他地从对应于标称操作的第一状态到对应于故障情形的第二状态的手动转换。特别地，这准予飞行员对用于辅助显示单元的所述第二（备用）状态的容易访问，所述手动转换优先于自动转换。

此外，在特定实施例中，所述转换装置被连接到所述主显示单元的内部诊断装置。

本发明也涉及用于航空器驾驶舱的显示组件，所述显示组件包括多个“主”显示单元。根据本发明，该显示组件包括至少一个前述类型的系统，所述系统包括所述主显示单元中至少之一（和辅助显示单元）。

本发明此外涉及航空器、特别是民用或军用运输飞机，其包括前述类型的显示系统和/或显示组件。

附图说明

附图的图将表明可以如何实施本发明。在这些图中，同样的参考数字指代同样的元件。

图1至4是根据本发明的显示系统的框图，各自示出四个不同实施例之一。

图5示意性地示出辅助显示单元的特定装置的优选实施例。

图6示意性地示出用于根据本发明的显示组件的可能体系结构，包括多个显示单元。

具体实施方式

根据本发明的系统1是特别用于显示目的的系统，其意图用于航空器（未示出）、特别是运输飞机的驾驶舱，并且被设计以向机务人员显示任何信息，所述信息可能被要求或是有用的，特别是以便驾驶、操舵和导航航空器以及管理这样的操作。

如在图1中所示出的，因而是机载在航空器上的所述显示系统1是包括以下内容的类型：

-至少一个优选（但非排他地）为CDS类型的主显示单元2，其包括：

·控制组件3，其至少包括常规CPU处理器4（或中央处理单元）和常规GPU图形卡5（图形处理单元），所述常规GPU图形卡5通过连接6被连接到所述处理器；和

·显示装置7，其包括可视化屏幕8，所述可视化屏幕8的显示由所述控制组件3控制，所述控制组件3通过连接9（9A或9B，取决于实施例）被连接到优选为LCD类型的所述可视化屏幕8；和

-至少一个优选（但非排他地）为SNS类型的辅助显示单元11，其包括：

·控制组件13，其至少包括CPU处理器14和GPU图形卡15，所述GPU图形卡15通过连接16被连接到所述处理器；和

·显示装置17，其包括优选为LCD类型的可视化屏幕18，所述可视化屏幕18的显示通过所述控制组件13是可控制的，所述控制组件13通过连接19（19A或19B，取决于实施例）被连接到所述可视化屏幕18。

此外，所述主和辅助显示单元2和11是不同的。

根据本发明，主显示单元2的所述控制组件3通过连接12也被连接到辅助显示单元11的所述可视化屏幕18并且能够通过该可视化屏幕18来控制显示。

根据本发明，所述系统1也包括转换装置20，所述转换装置20能够在以下状态之间转换所述辅助显示单元11：

-第一状态，其对应于标称操作（其中没有主显示单元2的故障），对于所述第一状态，所述可视化屏幕18由（主显示单元2的）所述控制单元3控制；和

-第二状态，其对应于其中所述主显示单元2已经出故障的情形，对于所述第二状态，所述可视化屏幕18由（辅助显示单元11的）所述控制组件13控制。

所述辅助显示单元11也包括信息源组21，所述信息源组21通过连接22被连接到例如控制组件13。所述信息源组21优选地包括压力传感器、加速度计和陀螺测试仪，其能够以常规方式作与航空器和其环境有关的测量并且能够将所作测量传输到所述控制组件13。在以下所陈述的特定实施例中，所述组21包括以下所有信息源，所述信息源允许必要信息被供应到ADIRS系统的备用单元。

所述显示单元2也可以包括没有在图中被示出的信息源组，因为所述信息源组不落在本发明的范围内。

因而，根据本发明的显示系统1使得可以：

-在标称操作中，也就是说在不存在（特别是主显示单元2的）故障时，增加由两个屏幕（所述可视化屏幕8和18）所形成的显示表面面积，所述两个屏幕由相同控制组件3控制，该控制组件优选地属于主、CDS显示单元；和

-在（特别是主显示单元2的）故障情形中具有备用显示。

因此，根据本发明的显示系统1向航空器的机务人员提供备用显示，所述备用显示除了能够执行必要备用功能之外，作为附加显示单元被用于标称操作中，使得在标称操作期间备用显示操作不无用地占据驾驶舱内的空间并且显示表面面积增加。

此外，因为在标称模式中整个显示表面因而由单一系统（控制组件3）管理，在图形元件和格式之中有更大均质性，配置改变是更容易的并且对于构成该整个显示表面的所有屏幕共享交互装置是可能的。

在基础使用中，原则上从对应于标称操作的第一状态到对应于故障情形的第二状态来执行转换。这在检测到故障时发生。然而，例如如果失灵只是短暂的，系统1也可以准许从所述第二状态转换到所述第一状态。

在本发明的范围内，系统1可以包括一个或多个主显示单元2和一个或多个辅助显示单元11。在特定实施例（未示出）中，也可以想到的是：

-通过在这些显示单元之间提供特殊转换规则、特别是特殊优先级顺序，同一个辅助显示单元被连接到多个主显示单元并且通过这些主显示单元是可控制的；和

-同一个主显示单元被连接到多个辅助显示单元并且能够控制所有这些辅助显示单元。

所述可视化屏幕18也被形成以便当所述辅助显示单元11被置于所述第二状态中时显示“备用”格式，对于所述备用格式，备用信息被呈现。

在这种（显示）单元的上下文中，“备用信息”意指如果主显示单元2、特别是CDS系统或ADIRS系统出故障则需要被显示在航空器驾驶舱中以便使机务人员能够安全地驾驶和操舵飞机直到完成在航飞行为止的最小量的航空器飞行信息[引航信息（速度、高度、姿态）和导航信息（航路点）]。对于备用格式也可以想到的是在特定实施例中呈现附加信息，特别是用以允许机务人员管理航空器的系统和通信。

在本发明的范围内，辅助显示单元11可以被用作用于CDS单元2的备用显示单元。在这种情况下，备用格式可以对应于常规地由SNS系统所使用的格式。

在该应用中，对于所述应用，（SNS）系统11的显示装置17在标称使用中由（CDS）系统2控制，因此允许最优使用显示表面，并且为了所述显示表面由标称和备用模式所共享，相比较于常规显示单元，对于（CDS）系统2没有显著差异。相反地，（SNS）系统11必须能够接收两个视频输入并且快速和安全地从一个视频输入转换到另一个。此外，因为屏幕18对于两个系统是公共的，独立和不同装置优选地被提供以确保简单故障不能够扩张到两个系统和引起驾驶舱中显示系统的完全运行中断。

此外，在另一实施例（未示出）中，所述显示单元11可以被用作用于ADIRS系统的备用单元，其确定大气数据（用于计算特别是航空器的速度和高度）和用于确定特别是航空器的位置和姿态的惯性数据，并且供应有用信息。

在该上一个实施例中，所述转换装置20被形成以便当惯性和大气数据系统已经出故障时，将所述辅助显示单元11从对应于标称操作的第一状态转换到对应于故障情形的第二状态，以便充当用于所述惯性和大气数据系统的备用单元。在该实施例中，辅助显示单元11可以从以下接收要显示的信息：

-要么专用信息源（属于组2），这允许传感器故障正好像ADIRS系统的显示故障一样被覆盖；

-要么在其中只有ADIRS系统的显示装置失灵的情况下，由ADIRS系统所使用的常规信息源，这允许覆盖ADIRS系统的所述显示装置的故障。

如在图1至4中所示出的，可以用不同方式制造所述第一和第二显示单元2和11。为了该目的，有两个主体系结构。更具体地：

-根据在下文中被称作“双体系结构”的第一体系结构，所述控制组件3、13被集成在处理单元23、24内，所述处理单元23、24与包括所述可视化屏幕8、18的显示装置29、10分离，并且所述控制组件3、13通过外部连接9A、19A被连接到所述可视化屏幕8、18。此外，特别是为了防止故障扩张，所述连接9A、19A是光纤（视频）连接，如同连接12；和

-根据在下文中被称作“集成体系结构”的第二体系结构，所述控制组件3、13和所述可视化屏幕8、18被集成在所述显示单元2、11的单一组件25、26内。所述控制组件3、13通过常规电连接9B、19B被连接到可视化屏幕8、18。

这些体系结构中的每个均可以被应用到单元2和11中的每个。因而，任何组合是可能的，如在图1和4中所示出的。更具体地：

-在图1中，显示单元2在集成体系结构中并且显示单元11在双体系结构中；

-在图2中，显示单元2和显示单元11都在集成体系结构中；

-在图3中，显示单元2和显示单元11都在双体系结构中；和

-在图4中，显示单元2在双体系结构中并且显示单元11在集成体系结构中。

除了对电磁干涉不灵敏之外，所述光纤视频连接具有确保在单元之间电隔离的适当级别的优点，使得在显示单元11中的故障不能扩张到显示单元2。ARINC 818航空视频标准可以用于该目的。

此外，在图5中所示出的优选实施例（其对应于图1中的体系结构）中，所述转换装置20被集成在包括所述可视化屏幕18的单元10内，并且包括：

-监督元件27，用于自动监控由所述控制元件3、13所传输的信号；和

-转换装置28，用于取决于通过所述监督元件25的监督结果，自动将所述辅助显示单元11从一个状态转换到另一个。

因而，由于该优选实施例，特别是在检测到主显示单元2已经出故障时，转换是自动的。

更具体地，在图5中的实施例中，显示装置10包括两个信息传输链C1和C2。

链C1经由连接12从显示单元2的控制组件3接收信号，并且包括：

-光学连接器30，其被连接到光学接收器31；

-例如A818类型的解码器32，其通过电连接33被连接到光学接收器31；和

-用于检验信号完整性的装置34，其通过连接35被连接到所述解码器32。

以相同方式，链C2经由连接19A从显示单元11的控制组件13接收信号，并且也包括：

-光学连接器40，其被连接到光学接收器41；

-例如A818类型的解码器42，其通过电连接43被连接到光学接收器41；和

-用于检验信号完整性的装置44。

为防止隐藏的故障，检验视频流的完整性是必要的。所述检验可以监控特定于所述格式的不变像素并且比较他们的颜色与预期颜色。检验特定移动图像以检测图像何时被冻结也是可能的。

装置10也包括：

-主动监督单元50，其通过连接36和46被分别连接到所述光学接收器31和41并且通过连接37和47被分别连接到所述解码器32和42，并且检验信号是否由这些接收器31和41以及这些解码器32和42接收。因而主动监督单元50能够检测来自控制组件3和13之一的或在链C1或C2处的信号丢失（signal loss）；和

-转换装置51，其通过连接38、39和48被分别连接到装置34、50和44，并且在装置52的方向上执行转换，用于控制屏幕18的矩阵53。

由转换装置51所执行的自动转换优选地基于在视频链的各个阶段通过各种监督操作对系统或视频故障的检测：

-检测在光学接收器31、41中光学信号的丢失；

-检测在视频解码器32、42中同步化丢失或无效CRC码；

-检测不正确或不完整图像；和

-检测在数据通信网络上由处理单元所发送的救生信号（life signal）的丢失。

此外，所述转换装置20也包括通过连接56被连接到转换装置51的手动执行元件55，并且允许操作者执行从一个状态到另一个的、通常但非排他地从对应于标称操作的第一状态到对应于故障情形的第二状态的手动转换（在图5中示出手57）。该执行元件55允许飞行员特别是从辅助显示单元11容易地访问所述第二（备用）状态。所述执行元件55可以特别被用于在飞行之前检验备用显示的可用性。通过执行元件55所执行的手动控制优先于自动控制。

更通常地，所述装置51管理在所接收的各种信号之间的操作逻辑和优先级。

此外，连接58允许诊断信息被传输到装置10，所述诊断信息与由装置59在显示单元2中所实施的自动诊断有关。指示例如显示单元2的部件的状态的该信息指示该显示单元2是否在正常操作。该信息经由解译元件60和连接61被传输到转换装置51。如果单元2经由连接58指示所述单元已经出故障，那么转换装置51自动将单元11转换成备用操作。

在图5中的优选实施例中，视频链C1和C2被尽可能远地复制在显示单元2中，并且与（LCD）矩阵53尽可能接近地优选执行在链C1和C2之间的转换，使得在链中一个部件的故障不影响另外的链。转换位置在链中可以变化。对于其甚至可以想到的是光学的并且在光学输入之后直接执行转换。

在本发明的范围内，可以有数目N个链，其中N大于或等于2。

为了满足安全要求，在单元2和11的所有部件之中、并且特别是对于：

-输入/输出界面控制器；

-处理器；

-图形卡；

-LCD矩阵；

-操作系统，

实施在材料和软件方面的差异。

在软件（包括库）、生产等等方面的相似性的差异也是可以想到的。

在CDS运转中断情况下从一个视频链到另一个的过渡是快速和安全的。在其期间没有数据被显示的时段必须被保持为最小值，使得诸如航空器的速度和高度的关键数据在所有境况下保持可用。

此外，图6示出显示组件63的实施例，所述显示组件63除了根据本发明的显示系统1（对应于图1中的体系结构）之外，包括多个常规显示单元2A、2B、2C和2D，所述常规显示单元2A、2B、2C和2D包括与主显示单元2的元件4、5和8类型相同的元件4A至4D、5A至5D和8A至8D。在该示例中，被设计用于驾驶舱所针对的布置，单元2A和2B意图用于飞行员并且单元2C和2D意图用于副飞行员。此外，所述显示单元63的、在中央位置中的显示系统（和特别是其备用功能）可以由飞行员和副飞行员同时使用。

Claims (12)

1.一种用于航空器驾驶舱的显示系统，包括：

(a) 至少一个主显示单元，所述主显示单元包括：

（i）第一信息传输链，第一信息传输链包括第一控制组件，第一控制组件至少包括处理器和图形卡，第一控制组件经由第一光学连接器耦合到第一光学接收器，第一解码器耦合到第一光学接收器，耦合到第一解码器的第一信号完整性验证器；和

（ii）第一可视化屏幕，第一可视化屏幕包括主显示；

（iii）其中所述至少一个主显示单元由所述第一控制组件控制，所述第一控制组件被连接到所述第一可视化屏幕；

（b）至少一个辅助显示单元，所述辅助显示单元包括：

(i)第二信息传输链，第二信息传输链包括第二控制组件，第二控制组件至少包括处理器和图形卡，第二控制组件经由第二光学连接器耦合到第二光学接收器，第二解码器耦合到第二光学接收器，耦合到第二解码器的第二信号完整性验证器；和

（ii）至少一个第二可视化屏幕，所述第二可视化屏幕包括辅助显示单元；

（iii）其中所至少一个辅助显示单元能被所述第二控制组件控制，所述第二控制组件被连接到所述第一可视化屏幕，

(c)所述至少一个主显示单元和所述至少一个辅助显示单元是不同的，所述第一控制组件也被连接到所述第二可视化屏幕并且控制该第二可视化屏幕显示的图像；和

（d）转换器，被配置成在以下状态之间转换所述辅助显示单元：

（i）第一状态，其对应于标称操作，对于所述第一状态，所述第一可视化屏幕和所述第二可视化屏幕被所述第一控制组件控制从而使得标称操作下的第一组飞行信息被显示并且跨越第一可视化屏幕和第二可视化屏幕这二者；和

（ii）第二状态，其对应于其中所述至少一个主显示单元已经出故障的情形，对于所述第二状态，所述第二可视化屏幕被所述第二控制组件控制以使得故障操作下的第二组飞行信息被显示在所述第二可视化屏幕上，

（e）其中所述第二可视化屏幕被形成以便当所述至少一个辅助显示单元被置于所述第二状态中时显示备用格式，对于所述备用格式，所述第二组飞行信息被呈现，至少包括用于航空器的引航信息和导航信息；

（f）其中所述显示系统基于以下项之一进入所述第二状态：

（i）检测到第一光学接收器中光学信号的丢失;

(ii) 检测到第一解码器中同步化的丢失；

（iii）检测到第一解码器中无效的循环冗余校验CRC码；

（iv）检测到要呈现在第一可视化屏幕上的不正确图像；

（v）检测到由第一控制组件中的处理器发送的信号的丢失。

2.根据权利要求1所述的系统，其中所述第一控制组件被集成在处理单元内，所述处理单元与包括所述第一可视化屏幕的单元分离，并且所述第一控制组件被连接到所述第一可视化屏幕。

3.根据权利要求1所述的系统，其中所述第一控制组件和所述第一可视化屏幕被集成在所述至少一个主显示单元内。

4.根据权利要求1所述的系统，其中所述第二控制组件被集成在处理单元内，所述处理单元与包括所述第二可视化屏幕的单元分离，并且所述第二控制组件被连接到所述第二可视化屏幕。

5.根据权利要求1所述的系统，其中所述第二控制组件和所述第二可视化屏幕被集成在所述至少一个辅助显示单元内。

6.根据权利要求2所述的系统，其中在控制组件和可视化屏幕之间的连接是光纤连接。

7.根据权利要求1所述的系统，其中所述转换器被集成在包括所述第二可视化屏幕的所述至少一个辅助显示单元内并且包括：

-监督元件，其用于自动监控由所述第一和第二控制组件所传输的信号；和

-转换元件，其用于取决于通过所述监督元件的监督结果来自动将所述至少一个辅助显示单元从一个状态转换到另一个。

8.根据权利要求1所述的系统，其中所述转换器被集成在包括所述第一可视化屏幕的至少一个主显示单元内并且包括手动执行元件，所述手动执行元件允许操作者执行从一个状态到另一个的手动转换。

9.根据权利要求1所述的系统，其中所述转换器被集成在包括所述第一可视化屏幕的至少一个主显示单元内并且被连接到所述至少一个主显示单元的内部诊断装置。

10.根据权利要求1所述的系统，其中所述至少一个辅助显示单元此外包括压力传感器、加速度计和陀螺测试仪，它们能够将所作的测量传输到所述第二控制组件。

11.根据权利要求10所述的系统，其中所述转换器被形成以便当包括所述至少一个主显示单元的惯性和大气数据系统已经出故障时，将所述至少一个辅助显示单元从对应于标称操作的第一状态转换到对应于故障情形的第二状态，以便充当用于所述惯性和大气数据系统的备用系统。

12.一种航空器，包括系统，所述航空器包括：

(a) 至少一个主显示单元，所述主显示单元包括：

（i）第一信息传输链，第一信息传输链包括第一控制组件，第一控制组件至少包括处理器和图形卡，第一控制组件经由第一光学连接器耦合到第一光学接收器，第一解码器耦合到第一光学接收器，耦合到第一解码器的第一信号完整性验证器；和

（ii）第一可视化屏幕，第一可视化屏幕包括主显示；

（iii）其中所述至少一个主显示单元由所述第一控制组件控制，所述第一控制组件被连接到所述第一可视化屏幕；

（b）至少一个辅助显示单元，所述辅助显示单元包括：

(i)第二信息传输链，第二信息传输链包括第二控制组件，第二控制组件至少包括处理器和图形卡，第二控制组件经由第二光学连接器耦合到第二光学接收器，第二解码器耦合到第二光学接收器，耦合到第二解码器的第二信号完整性验证器；和

（ii）至少一个第二可视化屏幕，所述第二可视化屏幕包括辅助显示单元；

（iii）其中所述至少一个辅助显示单元能被所述第二控制组件控制，所述第二控制组件被连接到所述第一可视化屏幕，

(c)所述至少一个主显示单元和所述至少一个辅助显示单元是不同的，所述第一控制组件也被连接到所述第二可视化屏幕并且控制该第二可视化屏幕显示的图像；和

（d）转换器，被配置成在以下状态之间转换所述辅助显示单元：

（i）第一状态，其对应于标称操作，对于所述第一状态，所述第一可视化屏幕和所述第二可视化屏幕被所述第一控制组件控制从而使得标称操作下的第一组飞行信息被显示并且跨越第一可视化屏幕和第二可视化屏幕这二者；和

（ii）第二状态，其对应于其中所述至少一个主显示单元已经出故障的情形，对于所述第二状态，所述第二可视化屏幕被所述第二控制组件控制以使得故障操作下的第二组飞行信息被显示在所述第二可视化屏幕上，

（e）其中所述第二可视化屏幕被形成以便当所述至少一个辅助显示单元被置于所述第二状态中时显示备用格式，对于所述备用格式，所述第二组飞行信息被呈现，至少包括用于航空器的引航信息和导航信息；

（f）其中所述辅助显示单元基于以下项之一进入所述第二状态：

（i）检测到第一光学接收器中光学信号的丢失;

(ii) 检测到第一解码器中同步化的丢失；

（iii）检测到第一解码器中无效的循环冗余校验CRC码；

（iv）检测到要呈现在第一可视化屏幕上的不正确图像；

（v）检测到由第一控制组件中的处理器发送的信号的丢失。