FR3092411A1 - A system and method for testing an aircraft flight control computer. - Google Patents
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Abstract
Système et procédé de test d’un calculateur de commande de vol d’un aéronef. Le système (10) de test d’un calculateur (12) de commande de vol d’un aéronef comprend ledit calculateur de commande de vol d’un aéronef, comprenant un module (14) agissant en mode commande et un module (16) agissant en mode surveillance, ainsi qu’un ensemble (20) de calculateurs avioniques (22, 24). Le système de test (10) comprend en outre un retardateur (26) monté en série sur une liaison (L2) entre l’un des calculateurs avioniques (24) et l’un des modules (16) du calculateur de commande de vol (12), ce retardateur étant configuré pour retarder la transmission d’une information par ledit calculateur avionique vers ledit module. Figure pour l’abrégé : Fig. 2A system and method for testing an aircraft flight control computer. The system (10) for testing an aircraft flight control computer (12) comprises said aircraft flight control computer, comprising a module (14) acting in command mode and a module (16) acting in surveillance mode, as well as a set (20) of avionics computers (22, 24). The test system (10) further comprises a retarder (26) mounted in series on a link (L2) between one of the avionics computers (24) and one of the modules (16) of the flight control computer ( 12), this delay being configured to delay the transmission of information by said avionics computer to said module. Figure for the abstract: Fig. 2
Description
L’invention est relative au domaine du test des calculateurs de commande de vol d’aéronefs. Un calculateur de commande de vol d’un aéronef comprend généralement un module agissant en mode commande (appelé COM), chargé de commander des actionneurs de l’aéronef, et un module agissant en mode surveillance (appelé MON pour « monitoring » en anglais), chargé de surveiller le fonctionnement du module COM. La figure 1 représente un exemple d’un système 10 comprenant un tel calculateur 12 de commande de vol. Selon une première alternative, le système 10 correspond à un système de commande de vol d’un aéronef. Selon une deuxième alternative, le système 10 correspond à un système de test du calculateur de commande de vol 12. Chacun des modules COM 14 et MON 16 est relié à au moins un calculateur avionique 22, 24 d’un ensemble 20 de calculateurs avioniques. Le module COM détermine une première information (par exemple un ordre de commande d’un actionneur de gouverne 30 de l’aéronef, transmis par le module COM à un contrôleur de l’actionneur via une liaison 28) en fonction d’au moins une information (par exemple une vitesse de l’aéronef) reçue de l’au moins un calculateur avionique 22 auquel est relié le module COM 14 par une liaison L1. De façon similaire, le module MON détermine une deuxième information, sensée correspondre à la première information, en fonction d’au moins une information reçue de l’au moins un calculateur avionique 24 auquel est relié le module MON 16 par une liaison L2. Les modules COM et MON sont reliés entre eux par au moins une liaison 18. Grâce à cette liaison 18, le module MON surveille la première information déterminée par le module COM, sur la base d’une comparaison entre ladite première information et la deuxième information : si l’écart entre ces deux informations est supérieur à un seuil prédéterminé pendant une durée prédéterminée, alors la surveillance du module COM par le module MON est déclenchée, c’est-à-dire le module de surveillance MON désactive le couple de modules COM / MON, donc le calculateur 12 de commande de vol. Il est souhaitable qu’en fonctionnement nominal à bord d’un aéronef, le calculateur de commande de vol soit robuste à un déclenchement intempestif de la surveillance du module COM par le module MON. Un tel déclenchement intempestif de la surveillance du module COM par le module MON peut notamment être dû au fait que lesdites informations issues des calculateurs 22 et 24 de l’ensemble de calculateurs avioniques 20 sont reçues de façon asynchrone par le module COM 14 et par le module MON 16. De plus, pour déterminer ces informations, chacun des calculateurs avioniques 22, 24 peut être amené à utiliser des informations reçues également de façon asynchrone d’autres calculateurs avioniques de l’ensemble 20 de calculateurs avioniques ou de capteurs S1, S2. Cela peut augmenter l’asynchronisme des informations reçues respectivement par le module COM et par le module MON. Pour garantir la robustesse du calculateur de commande de vol à un déclenchement intempestif de la surveillance du module COM par le module MON, l’homme du métier réalise généralement des tests du calculateur de commande de vol 12 dans un système de test tel que le système 10 représenté sur la figure 1. Or, un tel système ne permet pas forcément de reproduire les circonstances réelles les plus défavorables, en termes d’asynchronisme, lors d’un vol de l’aéronef.The invention relates to the field of testing aircraft flight control computers. An aircraft flight control computer generally comprises a module acting in command mode (called COM), responsible for controlling the actuators of the aircraft, and a module acting in monitoring mode (called MON for "monitoring" in English) , responsible for monitoring the operation of the COM module. FIG. 1 represents an example of a system 10 comprising such a flight control computer 12. According to a first alternative, the system 10 corresponds to an aircraft flight control system. According to a second alternative, the system 10 corresponds to a flight control computer test system 12. Each of the COM 14 and MON 16 modules is connected to at least one avionics computer 22, 24 of a set 20 of avionics computers. The COM module determines a first item of information (for example a command order for a rudder actuator 30 of the aircraft, transmitted by the COM module to a controller of the actuator via a link 28) as a function of at least one information (for example a speed of the aircraft) received from at least one avionics computer 22 to which the COM module 14 is connected by a link L1. Similarly, the MON module determines a second piece of information, supposed to correspond to the first piece of information, as a function of at least one piece of information received from at least one avionics computer 24 to which the MON module 16 is connected by an L2 link. The COM and MON modules are interconnected by at least one link 18. Thanks to this link 18, the MON module monitors the first information determined by the COM module, on the basis of a comparison between said first information and the second information. : if the difference between these two pieces of information is greater than a predetermined threshold for a predetermined period of time, then the monitoring of the COM module by the MON module is triggered, i.e. the MON monitoring module deactivates the pair of modules COM / MON, therefore the flight control computer 12. It is desirable that in nominal operation on board an aircraft, the flight control computer is robust to an unwanted triggering of the monitoring of the COM module by the MON module. Such an untimely triggering of the monitoring of the COM module by the MON module may in particular be due to the fact that said information coming from the computers 22 and 24 of the set of avionics computers 20 are received asynchronously by the COM module 14 and by the MON module 16. In addition, to determine this information, each of the avionics computers 22, 24 may have to use information also received asynchronously from other avionics computers of the set 20 of avionics computers or of sensors S1, S2 . This may increase the asynchrony of the information received respectively by the COM module and by the MON module. To ensure the robustness of the flight control computer to an untimely triggering of the monitoring of the COM module by the MON module, those skilled in the art generally perform tests of the flight control computer 12 in a test system such as the system. 10 shown in FIG. 1. However, such a system does not necessarily make it possible to reproduce the most unfavorable real circumstances, in terms of asynchronism, during a flight of the aircraft.
La présente invention a notamment pour but d’apporter une solution à ce problème. Elle concerne un système de test d’un calculateur de commande de vol d’un aéronef, le système de test comprenant :
- ledit calculateur de commande de vol d’un aéronef, comprenant un module agissant en mode commande et un module agissant en mode surveillance ; et
- un ensemble de calculateurs avioniques,
dans lequel :
- un premier parmi le module agissant en mode commande et le module agissant en mode surveillance comprend au moins une entrée reliée, par une première liaison, à une sortie d’un premier calculateur avionique de l’ensemble de calculateurs avioniques ;
- un deuxième parmi le module agissant en mode commande et le module agissant en mode surveillance comprend au moins une entrée reliée, par une deuxième liaison, à une sortie d’un deuxième calculateur avionique de l’ensemble de calculateurs avioniques ;
- le premier calculateur avionique est configuré pour transmettre une information sur la première liaison vers le premier module et le premier module est configuré pour déterminer une première information en fonction au moins de ladite information reçue du premier calculateur avionique par la première liaison ;
- le deuxième calculateur avionique est configuré pour transmettre une information sur la deuxième liaison vers le deuxième module et le deuxième module est configuré pour déterminer une deuxième information en fonction au moins de ladite information reçue du deuxième calculateur avionique par la deuxième liaison ; et
- le module agissant en mode surveillance est configuré pour surveiller le module agissant en mode commande, sur la base d’une comparaison entre la première information et la deuxième information.
Le système de test est remarquable en ce qu’il comprend en outre un retardateur monté en série sur la deuxième liaison entre le deuxième calculateur avionique et le deuxième module, ce retardateur étant configuré pour retarder la transmission de ladite information par le deuxième calculateur avionique vers le deuxième module.The object of the present invention is in particular to provide a solution to this problem. It relates to a test system for an aircraft flight control computer, the test system comprising:
said aircraft flight control computer, comprising a module acting in command mode and a module acting in monitoring mode; and
- a set of avionics computers,
in which :
a first among the module acting in command mode and the module acting in monitoring mode comprises at least one input connected, by a first link, to an output of a first avionics computer of the set of avionics computers;
a second from among the module acting in command mode and the module acting in monitoring mode comprises at least one input connected, by a second link, to an output of a second avionics computer of the set of avionics computers;
the first avionics computer is configured to transmit information on the first link to the first module and the first module is configured to determine first information as a function at least of said information received from the first avionics computer via the first link;
the second avionics computer is configured to transmit information on the second link to the second module and the second module is configured to determine second information as a function at least of said information received from the second avionics computer via the second link; and
the module acting in monitoring mode is configured to monitor the module acting in command mode, on the basis of a comparison between the first information and the second information.
The test system is remarkable in that it further comprises a retarder mounted in series on the second link between the second avionics computer and the second module, this retarder being configured to delay the transmission of said information by the second avionics computer to the second module.
L’introduction dudit retard permet de garantir un asynchronisme minimal des informations reçues respectivement par le module COM et par le module MON. Cela permet ainsi de tester le calculateur de commande de vol dans des conditions connues d’asynchronisme et par conséquent il est possible de déterminer expérimentalement une valeur minimale d’asynchronisme supportée par le calculateur de commande de vol sans déclenchement de la surveillance du module COM par le module MON.The introduction of said delay makes it possible to guarantee a minimum asynchronism of the information received respectively by the COM module and by the MON module. This thus makes it possible to test the flight control computer under known conditions of asynchronism and consequently it is possible to experimentally determine a minimum value of asynchronism supported by the flight control computer without triggering monitoring of the COM module by the MON module.
Dans un mode particulier de réalisation, le retardateur est configuré pour retarder la transmission de ladite information d’un retard correspondant à un multiple d’un temps de cycle correspondant à ladite information. De façon avantageuse, le retardateur est en outre configuré pour déterminer la durée du temps de cycle correspondant à ladite information sur la base d’une analyse de trafic d’informations sur la deuxième liaison.In a particular embodiment, the delay timer is configured to delay the transmission of said information by a delay corresponding to a multiple of a cycle time corresponding to said information. Advantageously, the timer is further configured to determine the duration of the cycle time corresponding to said information on the basis of an information traffic analysis on the second link.
L’invention est également relative à un procédé de test d’un calculateur de commande de vol d’un aéronef au moyen d’un système de test comprenant :
- ledit calculateur de commande de vol, comprenant un module agissant en mode commande et un module agissant en mode surveillance ; et
- un ensemble de calculateurs avioniques,
le système de test étant tel que :
- un premier parmi le module agissant en mode commande et le module agissant en mode surveillance comprend au moins une entrée reliée, par une première liaison, à une sortie d’un premier calculateur avionique de l’ensemble de calculateurs avioniques ; et
- un deuxième parmi le module agissant en mode commande et le module agissant en mode surveillance comprend au moins une entrée reliée, par une deuxième liaison, à une sortie d’un deuxième calculateur avionique de l’ensemble de calculateurs avioniques,
ledit procédé comportant les étapes suivantes :
- transmission d’une information sur la première liaison, par le premier calculateur avionique vers le premier module ;
- détermination d’une première information, par le premier module, en fonction au moins de ladite information reçue du premier calculateur avionique par la première liaison ;
- transmission d’une information sur la deuxième liaison, par le deuxième calculateur avionique vers le deuxième module ;
- détermination d’une deuxième information, par le deuxième module, en fonction au moins de ladite information reçue du deuxième calculateur avionique par la deuxième liaison ; et
- surveillance du module agissant en mode commande, par le module agissant en mode surveillance, sur la base d’une comparaison entre la première information et la deuxième information.
Le procédé est remarquable en ce qu’il comprend en outre une étape consistant à retarder la transmission de ladite information par le deuxième calculateur avionique vers le deuxième module, au moyen d’un retardateur monté en série sur la deuxième liaison entre le deuxième calculateur avionique et le deuxième module.The invention also relates to a method for testing an aircraft flight control computer by means of a test system comprising:
said flight control computer, comprising a module acting in command mode and a module acting in monitoring mode; and
- a set of avionics computers,
the test system being such that:
a first among the module acting in command mode and the module acting in monitoring mode comprises at least one input connected, by a first link, to an output of a first avionics computer of the set of avionics computers; and
a second from among the module acting in command mode and the module acting in monitoring mode comprises at least one input connected, by a second link, to an output of a second avionics computer of the set of avionics computers,
said method comprising the following steps:
transmission of information on the first link, by the first avionics computer to the first module;
- determination of a first item of information, by the first module, as a function at least of said item of information received from the first avionics computer by the first link;
- transmission of information on the second link, by the second avionics computer to the second module;
- determination of second information, by the second module, as a function at least of said information received from the second avionics computer by the second link; and
monitoring of the module acting in command mode, by the module acting in monitoring mode, on the basis of a comparison between the first item of information and the second item of information.
The method is remarkable in that it further comprises a step consisting in delaying the transmission of said information by the second avionics computer to the second module, by means of a delay timer mounted in series on the second link between the second avionics computer and the second module.
Dans un mode particulier de réalisation, le retardateur retarde la transmission de ladite information d’un retard correspondant à un multiple d’un temps de cycle correspondant à ladite information. De façon avantageuse, le procédé comprend en outre une étape préliminaire de détermination de la durée d’un temps de cycle correspondant à ladite information, sur la base d’une analyse de trafic d’informations sur ladite deuxième liaison.In a particular embodiment, the retarder delays the transmission of said information by a delay corresponding to a multiple of a cycle time corresponding to said information. Advantageously, the method further comprises a preliminary step of determining the duration of a cycle time corresponding to said information, on the basis of an analysis of information traffic on said second link.
Dans un mode avantageux de réalisation, le procédé comprend en outre les étapes suivantes :
- configuration du retardateur avec un retard initial correspondant à un multiple égal à un du temps de cycle ;
- test du calculateur de commande de vol avec le retardateur tel que configuré ;
- si l’étape de surveillance du module de commande par le module de surveillance ne détecte pas une incohérence entre la première information et la deuxième information, incrémenter de un le multiple du temps de cycle utilisé par le retardateur et revenir à l’étape précédente ;
- sinon, déterminer une information de robustesse du calculateur de commande de vol égale à la valeur courante dudit multiple du temps de cycle moins un ; et
- transmettre l’information de robustesse du calculateur de commande de vol à un utilisateur.In an advantageous embodiment, the method further comprises the following steps:
- configuration of the retarder with an initial delay corresponding to a multiple equal to one of the cycle time;
- test of the flight control computer with the timer as configured;
- if the step of monitoring the control module by the monitoring module does not detect an inconsistency between the first information and the second information, increment by one the multiple of the cycle time used by the retarder and return to the previous step ;
otherwise, determining a robustness item of the flight control computer equal to the current value of said multiple of the cycle time minus one; and
- transmitting the robustness information from the flight control computer to a user.
De préférence, les différentes étapes sont mises en œuvre de façon automatique.Preferably, the different steps are implemented automatically.
L'invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui suit et à l'examen des figures annexées.
Le système de test 10 d’un calculateur de commande de vol d’un aéronef, tel que représenté sur la figure 2, est similaire au système 10 représenté sur la figure 1. Il comporte en outre un retardateur 26 monté en série sur la liaison L2 entre le calculateur avionique 24 et le module MON 16. Ce retardateur est prévu pour retarder la transmission des informations transmises par le calculateur avionique 24 à destination du module MON. Ainsi, lorsque le retardateur reçoit une information provenant du calculateur avionique 24, il attend pendant une durée correspondant à un retard, puis il transmet cette information vers le module MON. Dans un mode particulier de réalisation, le retard correspond à un multiple d’un temps de cycle correspondant à ladite information. Pour un type donné d’information, le temps de cycle est défini comme l’intervalle temporel entre deux envois consécutifs d’informations correspondant à ce type d’information. La figure 3 illustre un exemple de transmission d’informations par le calculateur avionique 24 vers le module MON. A un instant t1, le calculateur 24 émet une première information de type i1, par exemple une vitesse air de l’aéronef. A un instant t2, le calculateur 24 émet une première information de type i2, par exemple une température de l’air environnant l’aéronef. A un instant t3, le calculateur 24 émet une deuxième information de type i1. A un instant t4, le calculateur 24 émet une troisième information de type i1. A un instant t5, le calculateur 24 émet une deuxième information de type i2. Ainsi, le temps de cycle Ti1 correspondant à la transmission de l’information de type i1 est égal à t3 - t1 ou encore à t4 - t3. Le temps de cycle Ti2 correspondant à la transmission de l’information de type i2 est égal à t5 - t2. Chaque type d’information circulant sur la liaison entre le calculateur 24 et le module MON peut ainsi avoir un temps de cycle spécifique. Le retard appliqué par le retardateur 26 aux informations circulant sur la liaison L2 est ainsi spécifique à chaque type d’information : ce retard est égal à un multiple du temps de cycle Ti1 pour la transmission des informations correspondant à la vitesse air de l’aéronef et à ce même multiple du temps de cycle Ti2 pour la transmission des informations correspondant à la température de l’air environnant l’aéronef. Ce multiple est de préférence supérieur ou égal à 1. De façon avantageuse, bien que non obligatoirement, ce multiple est un nombre entier. Selon une première variante, le retardateur 26 comprend une table de configuration contenant des valeurs prédéterminées de temps de cycle correspondant à chaque type d’information susceptible d’être transmise sur la liaison L2. Selon une deuxième variante, lors d’une phase d’initialisation, le retardateur 26 analyse le trafic d’informations circulant sur la liaison L2, de façon à déterminer le temps de cycle correspondant à chaque type d’information et le retardateur mémorise les temps de cycle ainsi déterminés.The test system 10 of an aircraft flight control computer, such as represented in FIG. 2, is similar to the system 10 represented in FIG. 1. It further comprises a retarder 26 mounted in series on the link. L2 between the avionics computer 24 and the MON module 16. This delay timer is designed to delay the transmission of the information transmitted by the avionics computer 24 to the MON module. Thus, when the retarder receives information from the avionics computer 24, it waits for a period corresponding to a delay, then it transmits this information to the MON module. In a particular embodiment, the delay corresponds to a multiple of a cycle time corresponding to said information. For a given type of information, the cycle time is defined as the time interval between two consecutive transmissions of information corresponding to this type of information. FIG. 3 illustrates an example of transmission of information by the avionics computer 24 to the MON module. At an instant t1, the computer 24 transmits a first item of information of type i1, for example an air speed of the aircraft. At an instant t2, the computer 24 transmits a first item of information of type i2, for example a temperature of the air surrounding the aircraft. At an instant t3, the computer 24 transmits a second item of information of type i1. At an instant t4, the computer 24 transmits a third item of information of type i1. At an instant t5, the computer 24 transmits a second item of information of type i2. Thus, the cycle time Ti1 corresponding to the transmission of type i1 information is equal to t3 - t1 or even t4 - t3. The cycle time Ti2 corresponding to the transmission of type i2 information is equal to t5 - t2. Each type of information circulating on the link between the computer 24 and the MON module can thus have a specific cycle time. The delay applied by the delay 26 to the information circulating on the link L2 is thus specific to each type of information: this delay is equal to a multiple of the cycle time Ti1 for the transmission of information corresponding to the air speed of the aircraft. and at this same multiple of the cycle time Ti2 for the transmission of information corresponding to the temperature of the air surrounding the aircraft. This multiple is preferably greater than or equal to 1. Advantageously, although not necessarily, this multiple is an integer. According to a first variant, the delay timer 26 comprises a configuration table containing predetermined cycle time values corresponding to each type of information likely to be transmitted over the L2 link. According to a second variant, during an initialization phase, the delay timer 26 analyzes the information traffic flowing on the L2 link, so as to determine the cycle time corresponding to each type of information and the delay timer stores the times. cycle thus determined.
De façon avantageuse, le système de test permet de déterminer une information de robustesse, en termes d’asynchronisme, du calculateur de commande de vol par rapport à un déclenchement intempestif de la surveillance du module COM par le module MON. Selon un exemple de mise en œuvre, un procédé permettant de déterminer une telle information de robustesse comporte les étapes suivantes, mises en œuvre de préférence de façon automatique par le système de test :
- configuration du retardateur avec un retard initial correspondant à un multiple égal à un du temps de cycle ;
- test du calculateur de commande de vol avec le retardateur tel que configuré ;
- en l’absence de déclenchement de la surveillance du module de commande COM par le module de surveillance MON lors de l’étape de test du calculateur de commande de vol, incrémenter de un le multiple du temps de cycle utilisé par le retardateur et revenir à l’étape précédente ;
- sinon, déterminer une information de robustesse du calculateur de commande de vol 12 égale à la valeur courante dudit multiple du temps de cycle moins un ; et
- transmettre l’information de robustesse du calculateur de commande de vol à un utilisateur.Advantageously, the test system makes it possible to determine a piece of information on the robustness, in terms of asynchronism, of the flight control computer with respect to an untimely triggering of the monitoring of the COM module by the MON module. According to an exemplary implementation, a method making it possible to determine such robustness information comprises the following steps, preferably implemented automatically by the test system:
- configuration of the retarder with an initial delay corresponding to a multiple equal to one of the cycle time;
- test of the flight control computer with the timer as configured;
- in the absence of triggering of the monitoring of the COM control module by the MON monitoring module during the flight control computer test step, increment by one the multiple of the cycle time used by the retarder and return in the previous step;
otherwise, determining a piece of information on the robustness of the flight control computer 12 equal to the current value of said multiple of the cycle time minus one; and
- transmitting the robustness information from the flight control computer to a user.
L’information de robustesse ainsi déterminée correspond au plus grand multiple entier du temps de cycle pour lequel la surveillance du module de commande par le module de surveillance ne se déclenche pas lorsqu’un retard correspondant au produit du temps de cycle par ledit multiple est appliqué sur la liaison L2 par le retardateur 26. Cette information représente ainsi une marge de retard, exprimée en nombre de temps de cycle, à laquelle est robuste le calculateur de commande de vol.The robustness information thus determined corresponds to the largest integer multiple of the cycle time for which the monitoring of the control module by the monitoring module is not triggered when a delay corresponding to the product of the cycle time by said multiple is applied. on the link L2 by the retarder 26. This information thus represents a delay margin, expressed in number of cycle times, to which the flight control computer is robust.
L’étape de test du calculateur de commande de vol correspond par exemple à un test dudit calculateur de commande de vol sur la base d’une séquence d’événements prédéfinie. Cette séquence d’événements comprend par exemple des actions du pilote au moyen d’interfaces homme-machine du cockpit de l’aéronef, des signaux de capteurs tels que les capteurs S1 et S2, des pannes de systèmes de l’aéronef, etc.The flight control computer test step corresponds for example to a test of said flight control computer on the basis of a predefined sequence of events. This sequence of events includes, for example, actions of the pilot by means of human-machine interfaces in the cockpit of the aircraft, signals from sensors such as sensors S1 and S2, failures of aircraft systems, etc.
L’invention n’est pas limitée au cas décrit précédemment dans lequel le retardateur 26 est monté en série sur la liaison L2 entre le calculateur avionique 24 et le module MON du calculateur de commande de vol 12. Sans sortir du cadre de l’invention, le retardateur 26 peut aussi être monté en série sur la liaison L1 entre le calculateur avionique 22 et le module COM du calculateur de commande de vol 12.The invention is not limited to the case described above in which the retarder 26 is mounted in series on the link L2 between the avionics computer 24 and the MON module of the flight control computer 12. Without departing from the scope of the invention. , the retarder 26 can also be mounted in series on the link L1 between the avionics computer 22 and the COM module of the flight control computer 12.
Claims (8)
- ledit calculateur (12) de commande de vol d’un aéronef, comprenant un module (14) agissant en mode commande et un module (16) agissant en mode surveillance ; et
- un ensemble (20) de calculateurs avioniques (22, 24),
dans lequel :
- un premier parmi le module agissant en mode commande et le module agissant en mode surveillance comprend au moins une entrée reliée, par une première liaison (L1), à une sortie d’un premier calculateur avionique (22) de l’ensemble de calculateurs avioniques ;
- un deuxième parmi le module agissant en mode commande et le module agissant en mode surveillance comprend au moins une entrée reliée, par une deuxième liaison (L2), à une sortie d’un deuxième calculateur avionique (24) de l’ensemble de calculateurs avioniques ;
- le premier calculateur avionique (22) est configuré pour transmettre une information sur la première liaison (L1) vers le premier module et le premier module est configuré pour déterminer une première information en fonction au moins de ladite information reçue du premier calculateur avionique par la première liaison ;
- le deuxième calculateur avionique (24) est configuré pour transmettre une information sur la deuxième liaison (L2) vers le deuxième module et le deuxième module (16) est configuré pour déterminer une deuxième information en fonction au moins de ladite information reçue du deuxième calculateur avionique par la deuxième liaison ; et
- le module agissant en mode surveillance est configuré pour surveiller le module agissant en mode commande, sur la base d’une comparaison entre la première information et la deuxième information,
caractérisé en ce que ledit système de test comprend en outre un retardateur (26) monté en série sur la deuxième liaison (L2) entre le deuxième calculateur avionique et le deuxième module, ce retardateur étant configuré pour retarder la transmission de ladite information par le deuxième calculateur avionique vers le deuxième module.System (10) for testing an aircraft flight control computer (12), the test system comprising:
- said computer (12) for controlling the flight of an aircraft, comprising a module (14) acting in control mode and a module (16) acting in monitoring mode; and
- a set (20) of avionics computers (22, 24),
in which :
a first among the module acting in command mode and the module acting in monitoring mode comprises at least one input connected, by a first link (L1), to an output of a first avionics computer (22) of the set of computers avionics;
a second among the module acting in command mode and the module acting in monitoring mode comprises at least one input connected, by a second link (L2), to an output of a second avionics computer (24) of the set of computers avionics;
- the first avionics computer (22) is configured to transmit information on the first link (L1) to the first module and the first module is configured to determine a first information as a function at least of said information received from the first avionics computer by the first link;
- the second avionics computer (24) is configured to transmit information on the second link (L2) to the second module and the second module (16) is configured to determine second information as a function of at least said information received from the second computer avionics by the second link; and
- the module acting in monitoring mode is configured to monitor the module acting in command mode, on the basis of a comparison between the first information and the second information,
characterized in that said test system further comprises a retarder (26) mounted in series on the second link (L2) between the second avionics computer and the second module, this retarder being configured to delay the transmission of said information by the second avionics computer to the second module.
- ledit calculateur de commande de vol (12), comprenant un module (14) agissant en mode commande et un module (16) agissant en mode surveillance ; et
- un ensemble (20) de calculateurs avioniques (22, 24),
le système de test étant tel que :
- un premier parmi le module agissant en mode commande et le module agissant en mode surveillance comprend au moins une entrée reliée, par une première liaison (L1), à une sortie d’un premier calculateur avionique (22) de l’ensemble de calculateurs avioniques ; et
- un deuxième parmi le module agissant en mode commande et le module agissant en mode surveillance comprend au moins une entrée reliée, par une deuxième liaison (L2), à une sortie d’un deuxième calculateur avionique (24) de l’ensemble de calculateurs avioniques,
ledit procédé comportant les étapes suivantes :
- transmission d’une information sur la première liaison, par le premier calculateur avionique vers le premier module ;
- détermination d’une première information, par le premier module, en fonction au moins de ladite information reçue du premier calculateur avionique par la première liaison ;
- transmission d’une information sur la deuxième liaison, par le deuxième calculateur avionique vers le deuxième module ;
- détermination d’une deuxième information, par le deuxième module, en fonction au moins de ladite information reçue du deuxième calculateur avionique par la deuxième liaison ; et
- surveillance du module agissant en mode commande, par le module agissant en mode surveillance, sur la base d’une comparaison entre la première information et la deuxième information,
caractérisé en ce que ledit procédé comprend en outre une étape consistant à retarder la transmission de ladite information par le deuxième calculateur avionique vers le deuxième module, au moyen d’un retardateur (26) monté en série sur la deuxième liaison (L2) entre le deuxième calculateur avionique et le deuxième module.A method of testing a flight control computer (12) of an aircraft by means of a test system (10) comprising:
- said flight control computer (12), comprising a module (14) acting in control mode and a module (16) acting in surveillance mode; and
- a set (20) of avionics computers (22, 24),
the test system being such that:
a first among the module acting in command mode and the module acting in monitoring mode comprises at least one input connected, by a first link (L1), to an output of a first avionics computer (22) of the set of computers avionics; and
a second among the module acting in command mode and the module acting in monitoring mode comprises at least one input connected, by a second link (L2), to an output of a second avionics computer (24) of the set of computers avionics,
said method comprising the following steps:
transmission of information on the first link, by the first avionics computer to the first module;
determination of a first item of information, by the first module, as a function at least of said item of information received from the first avionics computer by the first link;
- transmission of information on the second link, by the second avionics computer to the second module;
- determination of a second item of information, by the second module, as a function at least of said item of information received from the second avionics computer via the second link; and
- monitoring of the module acting in command mode, by the module acting in monitoring mode, on the basis of a comparison between the first item of information and the second item of information,
characterized in that said method further comprises a step consisting in delaying the transmission of said information by the second avionics computer to the second module, by means of a delay timer (26) mounted in series on the second link (L2) between the second avionics computer and the second module.
- configuration du retardateur (26) avec un retard initial correspondant à un multiple égal à un du temps de cycle ;
- test du calculateur de commande de vol avec le retardateur tel que configuré ;
- si l’étape de surveillance du module de commande par le module de surveillance ne détecte pas une incohérence entre la première information et la deuxième information, incrémenter de un le multiple du temps de cycle utilisé par le retardateur et revenir à l’étape précédente ;
- sinon, déterminer une information de robustesse du calculateur de commande de vol égale à la valeur courante dudit multiple du temps de cycle moins un ; et
- transmettre l’information de robustesse du calculateur de commande de vol à un utilisateur.Method according to one of claims 5 or 6, characterized in that it further comprises the following steps:
- configuration of the retarder (26) with an initial delay corresponding to a multiple equal to one of the cycle time;
- test of the flight control computer with the timer as configured;
- if the step of monitoring the control module by the monitoring module does not detect an inconsistency between the first information and the second information, increment by one the multiple of the cycle time used by the retarder and return to the previous step ;
otherwise, determining a robustness item of the flight control computer equal to the current value of said multiple of the cycle time minus one; and
- transmitting the robustness information from the flight control computer to a user.
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1901046A FR3092411B1 (en) | 2019-02-04 | 2019-02-04 | A system and method for testing an aircraft flight control computer. |
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|---|---|---|---|
| FR1901046 | 2019-02-04 | ||
| FR1901046A FR3092411B1 (en) | 2019-02-04 | 2019-02-04 | A system and method for testing an aircraft flight control computer. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR3092411A1 true FR3092411A1 (en) | 2020-08-07 |
| FR3092411B1 FR3092411B1 (en) | 2021-01-22 |
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ID=67262515
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1901046A Active FR3092411B1 (en) | 2019-02-04 | 2019-02-04 | A system and method for testing an aircraft flight control computer. |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR3092411B1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115755866A (en) * | 2022-12-21 | 2023-03-07 | 杭州牧星科技有限公司 | Unmanned aerial vehicle flies to control computer test system |
Citations (3)
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| US20130212441A1 (en) * | 2012-02-15 | 2013-08-15 | Infineon Technologies Ag | System and Method for Signature-Based Redundancy Comparison |
| US20160147224A1 (en) * | 2014-11-26 | 2016-05-26 | Thales | Method of error detection of an aircraft flight management and guidance system and high-integrity flight management and guidance system |
| US20190016443A1 (en) * | 2017-07-11 | 2019-01-17 | Bell Helicopter Textron Inc. | Rotorcraft with Redundant Processors Using State Comparison |
-
2019
- 2019-02-04 FR FR1901046A patent/FR3092411B1/en active Active
Patent Citations (3)
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| CN115755866A (en) * | 2022-12-21 | 2023-03-07 | 杭州牧星科技有限公司 | Unmanned aerial vehicle flies to control computer test system |
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|---|---|
| FR3092411B1 (en) | 2021-01-22 |
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