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Hintergrund
der Erfindung
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Die
Erfindung bezieht sich auf Avionik und insbesondere auf ein System
und ein Verfahren zum Simulieren eines Luftmodus und eines Bodenmodus eines
Flugzeugs.
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Wartungsprozeduren
von Flugzeugsystemen bedingen es zuweilen, dass das System in einen Zustand
gebracht wird, welcher anzeigt, dass das Flugzeug auf dem Boden
oder in der Luft ist. Der Zustand, welcher anzeigt, dass das Flugzeug
in der Luft ist, wird als ein „Luftmodus" bezeichnet, und
der Zustand, welcher anzeigt, dass das Flugzeug auf dem Boden ist,
wird als „Bodenmodus" bezeichnet.
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Festlegen
des Luftmodus und des Bodenmodus wird typischerweise mittels Signalen
vorgenommen, welche von Sensoren erzeugt werden, welche Parameter
erfassen, welche anzeigen, ob das Flugzeug in der Luft oder auf
dem Boden ist. Beispielsweise können
typische Sensoren Näherungssensoren
wie Sensoren mit variabler Reaktanz umfassen, welche an einem Hauptfahrwerk
und einem Bugfahrwerk eines Flugzeugs angebracht sind. Wenn das Flugzeug
am Boden ist, werden das Hauptfahrwerk und das Bugfahrwerk aufgrund
des Gewichts des Flugzeugs zusammengedrückt. Dieses Zusammendrücken bringt
ein an dem Fahrwerk angebrachtes Target näher zu dem ihm zugeordneten
Näherungssensor,
und der Näherungssensor
gibt ein Signal aus, welches anzeigt, dass das Flugzeug am Boden ist.
Wenn das Flugzeug in der Luft ist, ist das Gewicht des Flugzeugs
nicht auf dem Hauptfahrwerk und dem Bugfahrwerk und die Fahrwerke
sind nicht mehr zusammengedrückt.
Das Target ist von dem Näherungssensor
entfernt, so dass der Näherungssensor die
Anwesenheit des Targets nicht mehr detektiert und der Näherungssensor
ein Signal ausgibt, welches anzeigt, dass das Flugzeug in der Luft
ist.
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Einige
Wartungsprozeduren erfordern es, dass der Luftmodus simuliert wird,
während
das Flugzeug tatsächlich
am Boden ist. In bekannten Luft-/Bodensystemen erfordert das Simulieren
eines Luftmodus, wenn das Flugzeug am Boden ist, die Näherungssensoren
außer
Kraft zu setzen bzw. nicht zu berücksichtigen bzw. zu übersteuern.
Beispielsweise ist es bekannt, ein Aluminiumstück zwischen einen Näherungssensor
mit variabler Reaktanz und sein Target einzusetzen. Das Platzieren
von Aluminium zwischen den Näherungssensor
mit variabler Reaktanz und sein Target verringert die induktive
Kopplung zwischen dem Näherungssensor
und seinem Target, so dass die induktive Kopplung etwa in der Größenordnung
der Kopplung ist, welche sich ergibt, wenn das Flugzeug in der Luft
ist und das Fahrwerk nicht zusammengedrückt ist. Somit wird ein Luftmodussignal
simuliert.
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Einsetzen
und Ausrichten der Aluminiumstücke
vor dem Durchführen
der Wartungsprozedur und das Entfernen der Aluminiumstücke nach
Vollendung der Wartungsprozedur führt jedoch zu bedeutenden Zeit-
und Arbeitsaufwänden.
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In
gleicher Weise erfordern einige Flugzeugwartungsprozeduren, dass
das Fahrwerk eingefahren wird. Einfahren des Fahrwerks, während das Flugzeug
auf dem Boden ist, erfordert es, dass das Flugzeug von Hebern gestützt wird.
Eine derartige Entwicklung ist zeit- und arbeitsintensiv und wird
bevorzugt in einer geschützten
Umgebung wie einem Flugzeughanger durchgeführt. Aufgrund von Zeit- und
Planungsrandbedingungen und aufgrund bedeutender Kostenbetrachtungen
ist es wünschenswert, die
Zeit, welche mit dem Durchführen
von Wartungsprozeduren in Hangers verbracht wird, zu minimieren.
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Bei
herkömmlichen
Systemen bedingt das Simulieren eines Bodenzustands das Einsetzen
von Material wie Stahl, um die induktive Kopplung der Näherungssensoren
mit variabler Reaktanz zu vergrößern. Daher
sind die mit dem Simulieren eines Luftmodus in herkömmlichen
Systemen verknüpften Zeit-
und Arbeitsaufwendungen ebenso beim Simulieren eines Bodenmodus
in herkömmlichen
Systemen erforderlich. Daher verlängern die be kannten Verfahren
zum Simulieren des Bodenmodus die in Hangers verbrachte Zeit, während Wartungsprozeduren
durchgeführt
werden, anstatt sie zu verkürzen.
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Es
gibt daher ein unerfülltes
Bedürfnis
in der Technik nach einem Flugzeug-Luft/Bodensystem, welches einen
Bodenmodus ohne die Zeit- und Arbeitsaufwendungen, welche erforderlich
sind, um Materialien in die Näherungssensoren
einzusetzen, simuliert.
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Kurzzusammenfassung
der Erfindung
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Die
Erfindung ist ein System und ein Verfahren zum Simulieren eines
Luftmodus und eines Bodenmodus eines Flugzeugs. Das System und das Verfahren
der Erfindung simulieren einen Luftmodus und einen Bodenmodus ohne
die Zeit- und Arbeitsaufwendungen, welche von derzeit in der Technik
bekannten Verfahren erfordert werden.
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Erfindungsgemäß wird ein
System zum Simulieren eines Luftmodus und eines Bodenmodus eines
Flugzeugs bereitgestellt. Der Luftmodus ist ein Zustand des Flugzeugs,
wenn das Flugzeug in der Luft ist, und der Bodenmodus ist ein Zustand
des Flugzeugs, wenn das Flugzeug auf dem Boden ist. Das System umfasst
ein Mittel zum Abtasten bzw. Erfassen von Parametern, welche anzeigen,
ob das Flugzeug als in der Luft befindlich oder als am Boden befindlich
wahrgenommen wird. Ein Mittel zum Bestimmen, ob das Flugzeug als
in der Luft befindlich oder als am Boden befindlich wahrgenommen
wird, wird bereitgestellt. Das Bestimmungsmittel reagiert auf das
Abtastmittel, und das Bestimmungsmittel gibt ein Signal aus, welches
einen wahrgenommenen Luftmodus oder einen wahrgenommenen Bodenmodus
anzeigt. Zudem ist ein Mittel zum Bilden einer Schnittstelle mit
einem Bediener bereitgestellt. Über das
Schnittstellenmittel sind ein simulierter Luftmodus und ein simulierter
Bodenmodus auswählbar. Mittel
zum Übersteuern
bzw. Außerkraftsetzen
der Signalausgabe von dem Bestimmungsmittel sind be reitgestellt,
und das Übersteuerungsmittel
gibt ein Signal aus, welches den simulierten Luftmodus oder den
simulierten Bodenmodus abhängig
von einer Auswahl von dem Schnittstellenmittel ausgibt. Das Übersteuerungsmittel
gibt ein Signal aus, welches den wahrgenommenen Luftmodus oder den
wahrgenommenen Bodenmodus anzeigt, wenn der simulierte Luftmodus
oder der simulierte Bodenmodus nicht ausgewählt ist.
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Kurze Beschreibung
der verschiedenen Ansichten der Zeichnung
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1 ist ein Blockdiagramm
eines erfindungsgemäßen Systems
zum Simulieren eines Luftmodus und eines Bodenmodus eines Flugzeugs,
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2 ist eine Vorderansicht
eines Hauptfahrwerks eines Flugzeugs,
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3 ist eine Seitenansicht
eines Bugfahrwerks eines Flugzeugs,
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4 ist ein detailliertes
Blockdiagramm einer durch die Erfindung implementierten Logik,
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5 ist ein Blockdiagramm
eines die Erfindung implementierenden Systems, und
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6 ist ein Flussdiagramm
einer Softwareroutine, welche die Erfindung implementiert.
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Detaillierte
Beschreibung der Erfindung
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1 zeigt ein System 10 zum
Simulieren eines Luftmodus und eines Bodenmodus eines Flugzeugs.
Der Luftmodus ist ein Zustand des Flugzeugs, in dem das Flugzeug
in der Luft ist, und der Bodenmodus ist ein Zustand des Flugzeugs,
in dem das Flugzeug auf dem Boden ist. Das System 10 umfasst Sensoren 12 zum
Abtasten bzw. Erfassen von Parametern, welche anzeigen, ob das Flugzeug
als in der Luft befindlich wahrgenommen wird oder als am Boden befindlich
wahrgenommen wird. Ein Prozessor 24 umfasst eine Erfasster-Modus-Logik 26 zum
Bestimmen, ob das Flugzeug als in der Luft befindlich wahrgenommen
wird oder als am Boden befindlich wahrgenommen wird, in Abhängigkeit
von den von den Sensoren 12 erfassten Parametern. Die Erfasster-Modus-Logik 26 gibt
Signale 28 aus, welche eine wahrgenommenen Luftmodus oder
einen wahrgenommenen Bodenmodus anzeigen. Über eine Bedienerschnittstelle 32 sind
ein simulierter Luftmodus und ein simulierter Bodenmodus von einem
Bediener auswählbar.
Eine Übersteuerungssteuerlogik 30 gibt Signale 36 aus,
welche den simulierten Luftmodus oder den simulierten Bodenmodus
abhängig
von einer Auswahl von der Bedienerschnittstelle 32 anzeigen.
Wenn gewünscht,
gibt die Übersteuerungsteuerlogik 30 ein
Signal 38 aus, welches einen Anzeiger 40 zum Anzeigen
einer Nichtübereinstimmung
zwischen dem wahrgenommenen Modus und dem simulierten Modus ansteuert.
Wenn der simulierte Luftmodus oder der simulierte Bodenmodus nicht
ausgewählt
ist, zeigen die Signale 36 den wahrgenommenen Luftmodus
oder den wahrgenommenen Bodenmodus an.
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Nun
Bezug nehmend auf 2 und 3 sind die Sensoren 12 auf
Torsionsverbindungen 13 an dem Hauptfahrwerk 15 (2) und dem Bugfahrwerk 17 (3) angeordnet. Die Sensoren 12 erfassen
ein Zusammendrücken
des Hauptfahrwerks 15 (2)
und des Bugfahrwerks 17 (3)
aufgrund des Gewichts des Flugzeugs. Die Sensoren funktionieren
als Metalldetektoren. Die Sensoren 12 sind bevorzugt induktive
Metalldetektoren wie Näherungssensoren
mit variabler Reaktanz. Als Sensoren 12 sind ebenso Hall-Effekt-Sensoren,
wie magnetische Näherungssensoren,
geeignet. Die Leistung von Hall-Effekt-Sensoren wie magnetische
Näherungssensoren
nimmt jedoch bei niedrigen Temperaturen wie denen, welche in großer Höhe angetroffen werden,
ab. Dementsprechend werden derzeit Näherungssensoren mit variabler
Reaktanz bevorzugt. Ein (nicht gezeigtes) Metalltarget ist nahe
jedem Sensor 12 angeordnet. Wenn das Flugzeug auf dem Boden ist,
wird das Hauptfahrwerk 15 (2)
und das Bugfahrwerk 17 (3)
zusammengedrückt,
was bewirkt, dass sich jedes Target seinem zugeordneten Sensor 12 nähert. Wenn
das Metalltarget in den Wahrnehmungsbereich seines zugeordneten
Sensors eintritt, verändert
sich die Induktivität
des Sensors 12. Dieser Zustand wird als „Target
nahe" bezeichnet.
Wenn ein Metalltarget außerhalb
des Wahrnehmungsbereichs seines zugeordneten Sensors 12 ist,
wird dieser Zustand als „Target
entfernt" bezeichnet.
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Wiederum
Bezug nehmend auf 1 werden
Ausgangssignale 14 von den Sensoren 12 einer Sensorschnittstelle 16 zugeführt. Die
Sensorschnittstelle 16 demoduliert die Ausgangssignale 14.
Die Sensorschnittstelle 16 bestimmt die Entfernung jedes Metalltargets
von seinem zugeordneten Sensor 12. Dies bestimmt, ob der
Sensor 12 in einem Target-nahe-Zustand oder einem Target-entfernt-Zustand
ist. Die Sensorschnittstelle 16 stellt einem Analog-Digital-Wandler
ein demoduliertes Signal 18 bereit.
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Wenn
gewünscht,
können
diskrete Eingangsquellen 20 diskrete Informationen wie
gewünscht
bereitstellen. Beispielsweise kann eine diskrete Eingabe gewünscht werden,
um das korrekte Arbeiten des Systems 10 zu verifizieren.
Als nicht einschränkendes
Beispiel für
eine diskrete Eingabe kann ein Status einer Parkbremse des Flugzeugs
erfasst werden und mit dem Status der Sensoren 12 abgeglichen
werden.
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Der
Prozessor 24 implementiert die Erfasster-Modus-Logik 26 und
die Übersteuerungsteuerlogik 30.
Der Prozessor 24 umfasst geeignet einen bekannten Mikroprozessor
wie, ohne Einschränkung, einen
(nicht gezeigten) Motorola MC68332 Mikroprozessor, einen (nicht
gezeigten) nicht flüchtigen
Speicher zum Speichern eines Programms und (nicht gezeigte) flüchtige und
nicht flüchtige
Speicher zur Datenspeicherung. Diese Prozessorkomponenten sind in
der Technik wohl bekannt, und eine weitere Erklärung ihres Aufbaus und ihres
Betriebs ist zum Verständnis
der Erfindung nicht notwendig.
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4 zeigt ein detailliertes
Blockdiagramm der Erfasster-Modus-Logik 26 und
der Übersteuerungsteuerlogik 30,
welche in dem Prozessor 24 implementiert sind. Ausgangssignale 14 von
den Sensoren 12 werden wie gewünscht in die Erfasster-Modus-Logik 26 eingegeben.
Als nicht einschränkendes Beispiel
werden die folgenden Signale bereitgestellt: Signal 14a wird
von dem rechten Hauptfahrwerk eingegeben, Signal 14b wird
von dem Bugfahrwerk eingegeben, Signal 14c wird von dem
linken Hauptfahrwerk eingegeben, Signal 14d wird von dem
rechten Hauptfahrwerk eingegeben, Signal 14e wird von dem Bugfahrwerk
eingegeben, und Signal 14f wird von dem linken Hauptfahrwerk
eingegeben. Diese Signale 14a–14f werden einem
Logikblock 50 zugeführt, welcher
ein Signal 28a ausgibt, welches einen logischen Zustand „1" aufweist, wenn irgendwelche
zwei der Signale 14a–14f einen
Target-nahe-Zustand des zugeordneten Sensors 12 anzeigen.
Wenn gewünscht
können
die Signale 14a und 14d dem Logikblock 52 zugeführt werden,
welcher ein Signal 28c ausgibt, welches einen logischen
Zustand „1" aufweist, wenn eines
der rechten Hauptfahrwerke als am Boden befindlich wahrgenommen
wird und die zugeordneten Sensoren 12 in einem Target-nahe-Zustand
sind. In gleicher Weise können,
wenn gewünscht,
die Signale 14c und 14f einem Logikblock 54 zugeführt werden,
welcher ein Signal 28d ausgibt, welches einen logischen
Zustand „1" aufweist, wenn eines
der linken Hauptfahrwerke als auf dem Boden befindlich wahrgenommen
wird und die zugeordneten Sensoren 12 in einem Target-nahe-Zustand
sind. In gleicher Weise können,
wenn gewünscht,
die Signale 14b und 14e einem Logikblock 56 zugeführt werden,
welcher ein logisch-1-Signal ausgibt, wenn eines der Bugfahrwerke
als am Boden befindlich wahrgenommen wird und die zugeordneten Sensoren 12 in
einem Target-nahe-Zustand sind.
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Wenn
es gewünscht
ist, Information von diskreten Eingabequellen 20 einzugeben,
werden Signale 22a und 22b von der Parkbremse
einem Logikblock 58 zugeführt, welcher ein Signal 28e ausgibt, welches
einen logischen Zustand „1" aufweist, wenn entweder
das Signal 22a oder das Signal 22b einen logischen
Zustand „1" aufweist.
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Das
Signal 28a ist ein Signal, welches anzeigt, ob das Flugzeug
als am Boden befindlich wahrgenommen wird oder als in der Luft befindlich
wahrgenommen wird und wird in einen Logikblock 60 eingegeben,
welcher zudem die Ausgabe von dem Logikblock 56 empfängt. Der
Logikblock 60 gibt ein Signal aus, welches eine logische „1" ist, wenn das Signal 28a „high" ist (als am Boden
befindlich wahrgenommen) und die Ausgabe von dem Logikblock 56 ebenso „high" ist. Signale 34a und 34b werden
von der Bedienerschnittstelle 32 (1) in die Übersteuerungsteuerlogik 30 eingegeben.
Es ist ersichtlich, dass die Bedienerschnittstelle 32 (1) geeignet jede herkömmliche
Schnittstelle wie, ohne Einschränkung,
ein Tastenfeld, eine Tastatur oder ein Zeigegerät sein kann; sie umfasst zudem
eine geeignete Anzeigeeinrichtung. Das Signal 34a ist ein
logisch-„1"-Signal, wenn der
Bediener einen simulierten Bodenmodus auswählt, und das Signal 34b ist ein
logisch-„1"-Signal, wenn der
Bediener einen simulierten Luftmodus auswählt. Das Signal 34b wird in
den Logikblock 62 eingegeben, welcher das Signal 34b invertiert
und ein Signal 34b' ausgibt.
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Das
Signal 28a und das Signal 34a werden in einen
Logikblock 64 eingegeben, welcher ein Signal 66 ausgibt,
welches einen logischen Zustand „1" hat, wenn entweder das Signal 28 (als
am Boden befindlich wahrgenommen) oder das Signal 34a (simulierter
Bodenmodus) logisch „1" ist. Das Signal 66 wird
in einen Logikblock 68 eingegeben, welcher zudem das Signal 34b' empfängt. Der
Logikblock 68 gibt ein Signal 70 aus, welches
eine logische „1" ist, wenn sowohl
das Signal 66 (als am Boden befindlich wahrgenommen oder
simulierter Bodenmodus) als auch das Signal 34b' (nicht simulierter
Luftmodus) beide Signale mit Logiklevel „1" sind. Es ist ersichtlich, dass die
Erfasster-Modus-Logik 26 und die Übersteuerungssteuerlogik 30 gemäß derselben
Logik bezüglich
wahrgenommener Luftmodussignale und simulierter Luftmodussignale
arbeiten.
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Wenn
Information von der diskreten Eingangsquelle 20 bereitgestellt
ist, werden die Signale 28e und das Signal 70 einem
Logikblock 72 zugeführt,
welcher ein logisch-„1"-Signal ausgibt,
wenn sowohl das Signal 28e als auch das Signal 70 „high" sind. Zudem werden
das Signal 28b und das Signal 34a einem Logikblock 74 zugeführt, welcher
ein logisch-„1"-Signal ausgibt,
wenn entweder das Signal 28b oder das Signal 34a ein
logisch-„1"-Signal ist. Die
Ausgabe von dem Logikblock 74 und das Signal 34b' werden einem
Logikblock 76 zugeführt,
welcher ein logisch-„1"-Signal ausgibt,
wenn sowohl die Ausgabe des Logikblocks 74 als auch das
Signal 34b' logisch-„1"-Signale sind. Das
Signal 28c und das Signal 34a werden einem Logikblock 78 zugeführt, welcher
ein Signal ausgibt, welches einen logischen Zustand „1" hat, wenn entweder
das Signal 28c oder das Signal 34a ein logisch-„1"-Signal ist. Die
Ausgabe des Logikblocks 78 und das Signal 34b' werden in einen
Logikblock 80 eingegeben, welcher ein Signal mit logischem
Zustand „1" ausgibt, wenn die
Ausgabe aus dem Logikblock 78 und das Signal 34b' beide Signale
mit logischem Zustand „1" sind. In ähnlicher Weise
werden das Signal 28d und das Signal 34a einem
Logikblock 82 zugeführt,
welcher ein Signal mit logischem Zustand „1" ausgibt, wenn entweder das Signal 28d oder
das Signal 34a ein Signal mit logischem Zustand „1" ist. Die Ausgabe
aus dem Logikblock 82 und das Signal 34b' werden in einen
Logikblock 84 eingegeben, welcher ein Signal mit logischem
Zustand „1" ausgibt, wenn sowohl
die Ausgabe aus dem logischen Block 82 als auch das Signal 34b' Signale mit
logischem Zustand „1" sind. Schließlich werden
das Signal 34a und das Signal 34b einem Logikblock 86 zugeführt, welcher
ein Signal mit logischem Zustand 1 ausgibt, wenn entweder
das Signal 34a oder das Signal 34b ein Signal
mit logischem Zustand „1" ist, d. h., der
simulierte Bodenmodus bzw. der simulierte Luftmodus ausgewählt wurde.
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Es
ist für
Fachleute ersichtlich, dass die Erfasster-Modus-Logik 26 und die Übersteuerungsteuerlogik 30 geeignet
als Software oder als logische Schaltelemente implementiert sind.
Es ist ersichtlich, dass eine Softwareimplementierung der Erfasster-Modus-Logik 26 und
der Übersteuerungssteuerlogik 30 derzeit
wegen der bei einer Softwareimplementierung inhärenten erhöhten Flexibilität und Verlässlichkeit
bevorzugt ist.
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5 zeigt ein Blockdiagramm
eines Systems 100, welches die Erfindung implementiert.
Zum Zwecke der Redundanz und Verlässlichkeit umfasst das System 100 ein
Subsystem 102 und ein Subsystem 104, welche über einen
Zwischensystembus 106 verbunden sind. Ein Stromrichter 108 stellt
dem System 100 eine Stromquelle wie einen 28 Volt Gleichspannungseingangsstrom
bereit. Der Stromrichter 108 führt eine Oderverknüpfung von
zwei elektrischen Stromquellen wie 28 Volt Gleichspannungseingangsstrom
durch und ermöglicht
jedem Stromeingang, beide Untersysteme 102 und 104 im Fall
eines Ausfalls einer der Quellen von 28 Volt Gleichspannungseingangsstrom
zu versorgen.
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Die
Sensoren 12, die Sensorschnittstelle 16, der Analog-Digital-Wandler 19,
die diskrete Eingangsquelle 20, der Prozessor 24 und
die Bedienerschnittstelle 32 sind oben beschrieben, und
Details ihres Aufbaus und ihres Betriebs müssen für ein Verständnis der Erfindung hier nicht
wiederholt werden. Die Bedienerschnittstelle 32 ist in
dem Subsystem 102 enthalten und ist über den Zwischensystembus 106 mit
dem Subsystem 104 verbunden. Diskrete Ausgangsschaltungen 110 empfangen
das Ausgangssignal von dem Prozessor 24 und stellen einen Ausgang
mit hohem Strom bereit, um Geräte
wie Lampen, externe Relais und Spulen anzusteuern. Die diskrete
Ausgangsschaltung 110 stellt zudem Niedrigstrom-digitale
Steuersignale für
Flugzeuganwendungen wie gewünscht
bereit.
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Relaisschaltungen 112 umfassen
jeweils viele Relais, welche Information von den Sensoren 12, demoduliert
durch die Sen sorschnittstelle 16 und digitalisiert in dem
Analog-Digital-Wandler 19,
an verschiedene Flugzeugsysteme wie gewünscht bereitstellen, von denen
jedes die Information von den Sensoren 12 nutzt, um unabhängige Luft-Bodenfestlegungen
zu treffen.
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6 zeigt eine von dem System 100 (5) implementierte Softwareroutine 112.
In einem Block 114 setzt der Bediener eine Zustandsmeldung
für das
Subsystem 102. Die Zustandsmeldung ist in Tabelle 1 zu
finden. In einem Block 116 wird eine Feststellung getroffen,
ob der Bediener beabsichtigt, das Subsystem 102 in den
Luftmodus simuliert oder in den Bodenmodus simuliert zu setzen.
In einem Block 118 wird der gewünschte simulierte Luftmodus oder
simulierte Bodenmodus wie für
das Subsystem 102 ausgewählt gesetzt, und eine Meldung
wird angezeigt. Blöcke 120, 122 und 124 führen ähnliche Funktionen
für das
Subsystem 104 durch. Blöcke 126, 128 und 130 führen ähnliche
Funktionen für
beide Subsysteme 102 und 104 durch. In einem Block 132 wählt der
Bediener aus, ob der simulierte Luftmodus oder simulierte Bodenmodus
wie ausgewählt übersteuert
werden soll und zum wahrgenommenen Luftmodus oder wahrgenommenen
Bodenmodus zurückgekehrt
werden soll. Der Bediener bestätigt
diese Auswahl in einem Block 134. In einem Block 136 wird
der ausgewählte
simulierte Luftmodus oder simulierte Bodenmodus zurückgesetzt,
und der wahrgenommene Luftmodus oder wahrgenommene Bodenmodus wird
ausgewählt.
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Es
ist ersichtlich, dass, obwohl verschiedene Ausführungsbeispiele der Erfindung
hier zum Zweck der Veranschaulichung beschrieben wurden, Modifikationen
vorgenommen werden können,
ohne die Erfindung zu verlassen. Dementsprechend ist die Erfindung
nicht eingeschränkt
mit Ausnahme durch die angehängten
Ansprüche.