JP2013533478A - 航空エンジンの環境のリアルタイムシミュレーション用のシステム - Google Patents

Abstract

システム（ＳＹＳ１）は、デジタルコンピュータ（ＦＡＤ１）を含み、デジタルコンピュータ（ＦＡＤ１）は、個別のセンサ（ＣＡＰｉ）に、又はさもなければリアルタイムシミュレータ（ＳＩＭ）によって生成された代替デジタルデータ（ＤＳＵ_ｉ）を搬送するのに適した代替デジタルバス（ＢＳＵ１）に、コンピュータ（ＦＡＤ１）に含まれた選択モジュール（ＭＳＥＬ１）により、切り替えられるその入力を有する。

Description

本発明は、複雑なシステムをリアルタイムでシミュレートする分野に関する。

更に詳しくは、本発明は、例えば、ヘリコプタや飛行機などの航空機に搭載されたエンジンの環境をシミュレートする分野に適用される。

一般に、シミュレータは、環境の再現を目的としている。

航空分野においては、シミュレータは、特に、新しい航空機の研究及び開発と乗組員の訓練のために使用されている。

複雑なシステムをリアルタイムでシミュレートするために、ＨＩＬ（Ｈａｒｄｗａｒｅ Ｉｎ ｔｈｅ Ｌｏｏｐ）と呼称される１つの方法は、搭載されたコンピュータを、航空機の１つ又は複数のセンサをシミュレートしたデータをコンピュータに供給するのに適したコンピュータ環境のシミュレーションツールに結合するステップを有しており、コンピュータによって生成された命令は、入力としてシミュレーションツールに適用され、このツールは、これらの命令に応じて応答すると共にコンピュータに対する入力データを変更するのに適している。

このようなシミュレーションシステムの開発には、シミュレーションの対象であるセンサのそれぞれと関連したアナログ信号を生成するために特殊な電子回路カードの開発が必要であり、これらのセンサは、具体的には、温度センサ、圧力センサ、及び速度センサなどの様々な異なるタイプであってよい。

上記のような電子回路カードの製造には、費用を要し、且つ、これらのカードは、特にドリフトの問題を回避するために、保守が複雑である。

本発明は、これらの欠点を有していないシミュレーションシステムを提供することを目的としている。

更に厳密には、本発明は、航空機内のエンジンを制御するのに適した少なくとも１つのデジタルコンピュータを有するシステムを提供し、それぞれのデジタルコンピュータは、
センサの状態を表すデータを受信するのに適した少なくとも１つの入力と、
少なくとも１つのアクチュエータに接続された少なくとも１つの出力と、
少なくとも１つの命令を前記少なくとも１つの入力が受信したデータに応じて出力バスを介して前述のアクチュエータに送信するのに適した調節モジュールと、を有する。

本システムは、
前記入力を操作者からの指示に応じて前記センサに又はさもなければ代替バスに切り替えるのに適した、前記少なくとも１つのデジタルコンピュータに含まれた選択モジュールと、
エンジンの及び航空機の環境の少なくとも一部をシミュレートするためのリアルタイムシミュレータであって、
デジタルデータの少なくとも１つの代替項目を代替バスを介してデジタルコンピュータの入力に送信するに適したデジタル出力と、
デジタルコンピュータによって発行された命令を受信するのに適した、デジタルコンピュータの前記少なくとも１つの出力に接続されたデジタル入力であって、リアルタイムシミュレータは、前記命令に対するエンジンの及び航空機の反応をシミュレートするように設計されている、デジタル入力と、を有するリアルタイムシミュレータと、
航空機が飛行中である際に選択モジュールによってデジタルコンピュータの入力が代替バスに切り替えられることを防止するための検証手順を実行するのに適した、前記デジタルコンピュータに含まれた検証モジュールと、を有する。

本明細書における「デジタルバス」とは、デジタルデータを搬送することができる任意のタイプの物理的な接続を意味しており、例えば、本発明において使用するのに好適なデジタルバスは、ＣＡＮ（Ｃｏｍｐｕｔｅｒ Ａｒｅａ Ｎｅｔｗｏｒｋ）、Ｅｔｈｅｒｎｅｔ（登録商標）、及びＡＲＩＮＣタイプのバスを含む。

特定の一実施形態においては、リアルタイムシミュレータのデジタル入力及びデジタル出力は、物理的に同一の双方向バス上に存在してもよい。

従って、且つ、最も有利な方式においては、本発明は、様々なセンサをシミュレートするための特殊なカードを使用する代わりに、デジタルバスにより、デジタルコンピュータをシミュレータに結合することを提案している。

バスを介して発行されると共に様々なセンサをシミュレートするデジタルデータは、多重化することができる。

本発明によれば、選択モジュール及び検証モジュールは、デジタルコンピュータに含まれており、従って、試験のためにシミュレーション段階において使用される符号は、飛行中の航空機に含まれている符号と全く同一であり、デジタルコンピュータの入力及び出力のみが切り替えられている。

本発明によれば、本発明のシステムは、航空機が飛行中である際にデジタルコンピュータの入力が実際のセンサに接続されていることを保証するための、換言すれば、デジタルコンピュータの入力を代替バスに接続できないことを保証するための、検証手段を含む。

本発明のシステムの検証手段は、航空機が運航している最中にシミュレーションを偶発的に動作させることができないことを保証するのに必要な安全性を提供している。

一般に、本発明によれば、シミュレーション段階において、且つ、センサのそれぞれごとに、操作者は、シミュレータによってリアルタイムで生成される代替デジタルデータによってセンサの状態を表すデータが置換されるように、デジタルコンピュータの入力を実際のセンサに又はさもなければ代替バスに切り替えるべく選択することができる。

最も有利には、デジタルコンピュータは、シミュレーションモードにあるかどうかとは無関係に、自身が生成した命令を同一の出力を介して送信する。

本発明の好適な実施形態においては、本発明のシステムは、デジタルコンピュータの出力を調節モジュールの入力に接続又はこれから接続解除するための手段を含み、デジタルコンピュータの出力は、どのような場合にも、常にアクチュエータに接続されている。

本発明の好適な実施形態においては、前記選択モジュールは、前記少なくとも１つの入力と前記調節モジュールの間のインターフェイスを構成するソフトウェアモジュールによって実装されている。

当業者は、このようなソフトウェアモジュールをＡＰＩ（Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ Ｐｒｏｇｒａｍ Ｉｎｔｅｒｆａｃｅ）と呼称している。

調節モジュールを開発できると共にデジタルコンピュータをリアルタイムシミュレータとは独立的に認証することができるため、この実施形態は、特に有利である。

本発明の好適な実施形態においては、本システムは、それぞれが個別のデジタルコンピュータによって制御された２つのエンジンを有する。

この特性により、有利には、エンジンと航空機の両方の動作をシミュレートすることができる。

本発明のその他の特性及び利点については、非限定的な例を示す添付図面を参照して提供される以下の説明から明らかとなろう。

本発明の第一実施形態におけるシステムを示しており、このシステムは、１つのエンジンのみを有する。 図１のシステムにおけるデジタルコンピュータのソフトウェアアーキテクチャを示す図である。 本発明による第２システムを示しており、このシステムは、２つのエンジンを有する。 図１及び図３のシステムにおいて実行される主要な検証ステップを示すフローチャートである。

図１は、本発明のシステムＳＹＳ１を示している。

このシステムは、航空機ＡＥＲ内のエンジンＭＯＴ１を制御するのに適したデジタルコンピュータＦＡＤ１を有しているが、航空機とエンジンは図示されていない。

コンピュータＦＡＤ１は、複数の入力ＥＮＴ１_ｉを有するが、図には、これらの入力のうちの１つのみが示されている。

これらの入力ＥＮＴ１_ｉのそれぞれは、エンジンＭＯＴ１の又は航空機ＡＥＲのセンサＣＡＰ_ｉの状態を表すアナログデータＤＯＮ_ｉを変換することによって得られるデジタルデータを受信するのに適している。

この変換は、具体的にはアナログ／デジタルコンバータを含む変換モジュールＸＦによって実行される。

又、デジタルコンピュータＦＡＤ１は、複数の出力ＳＯＲ１_ｊをも有しているが、図には、これらのうちの１つのみが示されており、出力ＳＯＲ１_ｊのそれぞれは、エンジンＭＯＴ１の又は航空機ＡＥＲのアクチュエータＡＣＴ_ｊに対して接続されている。

又、本発明によれば、システムＳＹＳ１は、エンジンＭＯＴ１の又は航空機ＡＥＲの環境の少なくとも一部をシミュレートするのに適したリアルタイムシミュレータＳＩＭをも含む。

シミュレータＳＩＭは、代替バスと呼称されるデジタルバスＢＳＵ１に接続された出力ＳＩＯ１を有する。

本発明によれば、システムＳＹＳ１は、デジタルコンピュータＦＡＤ１の様々な入力ＥＮＴ１_ｉをセンサＣＡＰ_ｉに、又はリアルタイムシミュレータＳＩＭに接続された代替バスＢＳＵ１に、切り替えるのに適した選択モジュールＭＳＥＬ１を有する。

切り替えは、それぞれのセンサＣＡＰ_ｉごとに独立的に実行してもよい。

この説明対象の実施形態においては、デジタルコンピュータＦＡＤ１は、デジタルシミュレータの出力ＳＯＲ１_ｊと入力ＳＩＩ１の間の接続をスイッチＭＤ１を介して有効又は無効にするのに適した制御及び検証モジュールＣＴＲを有する。

この説明対象の実施形態においては、選択モジュールＭＳＥＬ１は、制御及び検証モジュールＣＴＲにより、操作者からの指示に基づいて制御されている。

この結果、シミュレーションの際に、入力ＥＮＴ１_ｉは、
センサＣＡＰ_ｉの状態を表すデータＤＯＮ_ｉ、及び、
リアルタイムシミュレータＳＩＭによって生成された代替デジタルデータＤＳＵ_ｉ、
のいずれかを受信してもよい。

デジタルコンピュータＦＡＤ１は、（アナログデータＤＯＮ_ｉのデジタルデータへの変換が完了した後に）センサＣＡＰ_ｉから到来する、又はさもなければシミュレータＳＩＭから到来する（データＤＳＵ_ｉ）、入力ＥＮＴ_ｉ上において受信されるデータに応じて、命令ＣＯＭ_ｉ、_ｊを出力ＳＯＲ_ｊを介してアクチュエータＡＣＴ_ｊに送信するのに適した調節モジュールＭＲＥＧ１を有する。

命令ＣＯＭ_ｉ、_ｊは、アクチュエータＡＣＴ_ｊによって受信される。

又、この命令は、スイッチＭＤ１が閉路位置にある場合には、リアルタイムシミュレータＳＩＭの入力ＳＩＩ１においても受信される。

本発明の１つの利用モードにおいては、操作者は、実際のセンサＣＡＰ_ｉのいずれのものをも考慮しないように、デジタルコンピュータＦＡＤ１に対して命じてもよい。この結果、それらのセンサと関連する障害報告は、好ましくは、マスキングされる。

このような実装形態においては、デジタルコンピュータＦＡＤ１は、その出力を作動させるように常に試みるが、それらの出力は、いずれも、アクチュエータＡＣＴ_ｊに接続されておらず、関連する障害報告も、強制的に「問題なし」とされる場合がある。

命令値は、リアルシミュレータＳＩＭの入力ＳＩＩ１に対して送信される。

この実装形態においては、リアルタイムシミュレータは、エンジンＭＯＴ１のコンピュータモデルと、航空機ＡＥＲのコンピュータモデルと、を内蔵しており、且つ、リアルタイムシミュレータは、恐らくは、実際のアビオニクスをも管理しているであろうが、アビオニクスは、シミュレーションの対象ではない。

別の実装形態においては、操作者は、１つを除いてセンサＣＡＰｉのすべてを考慮するように、デジタルコンピュータＦＡＤ１に対して命じてもよく、且つ、マスキングされるその１つのセンサと関連する障害報告のみである。

このような状況においては、リアルタイムシミュレータは、少なくともそのセンサのシミュレーションを内蔵している。

アクチュエータＡＣＴ_ｊのすべてが接続され、障害報告がマスキングされないと操作者が通知しているため、デジタルコンピュータは、アクチュエータＡＣＴ_ｊに対するその出力を正常に作動させる。

本発明のこの説明対象の実施形態においては、アクチュエータに対して送信される命令ＣＯＭ_ｉ、_ｊの値は、任意選択により、スイッチＭＤ１の位置に応じて、リアルタイムシミュレータＳＩＭにも送信される。シミュレーション段階においては、すべての命令がリアルタイムシミュレータＳＩＭに対して送信され、これらの命令は、シミュレータによって使用されるか又は使用されない。

図２は、デジタルコンピュータＦＡＤ１によって実装されるソフトウェア層を示す図である。これは、３つの層を、即ち、とりわけ、様々なセンサＣＡＰ_ｉ及びアクチュエータＡＣＴ_ｊを管理するオペレーティングシステムを有する下位層であるＯＳと、調節モジュールを実装すると共に入力ＥＮＴ１_ｉ上において受信されるデータに応じてアクチュエータＡＣＴ_ｊに対して送信するための命令ＣＯＭ_ｉ、_ｊを生成するのに適した上位層であるＭＲＥＧ１と、選択モジュールＭＳＥＬ１がその内部において実装される、調節モジュールＭＲＧ１とオペレーティングシステムＯＳの間の中間インターフェイス層であるＡＰＩと、を有するモデルである。

図３は、本発明によるシステムＳＹＳ２を示しており、このシステムは、２つのエンジンＭＯＴ１、ＭＯＴ２（図示されてはいない）を有し、これらエンジンのそれぞれは、個別のデジタルコンピュータＦＡＤ１、ＦＡＤ２によって制御されている。

同様の表記法が第２コンピュータＦＡＤ２についても使用されている。

デジタルコンピュータＦＡＤ１及びＦＡＤ２は、コンピュータ間接続ＬＩＦによって相互接続されている。

この説明対象の実施形態においては、リアルタイムシミュレータＳＩＭは、エンジンＭＯＤ１及びＭＯＤ２の両方のための、且つ、更には、航空機ＡＥＲのための、コンピュータモデルを内蔵している。

図３において、センサＣＡＰ_ｉは、任意選択により、２つのデジタルコンピュータＦＡＤ１及びＦＡＤ２のそれぞれに対して接続してもよく、且つ、それぞれの出力ＳＯＲ１_ｊ、ＳＯＲ２_ｊは、任意選択により、リアルタイムシミュレータＳＩＭの入力ＳＩＩ１又はＳＩＩ２に対して接続してもよい。

当然のことながら、特定のセンサを２つのデジタルコンピュータＦＡＤ１、ＦＡＤ２のうちの１つのみに接続してもよい。

本発明によれば、デジタルコンピュータＦＡＤ１、ＦＡＤ２は、シミュレーションの段階及び調節モジュールＭＲＥＧ１、ＭＲＥＧ２の開発段階においては、且つ、航空機が使用されている際には、即ち、飛行中においては、全く同一である。

当然のことながら、安全上の理由から、航空機が飛行中である際には、シミュレーション機能の作動を防止することが不可欠である。

従って、デジタルコンピュータＦＡＤ１、ＦＡＤ２のそれぞれにおいて、検証手段ＣＴＲは、航空機ＡＥＲが飛行している最中に入力ＥＮＴ１_ｉ、ＥＮＴ２_ｉが代替バスＢＳＵ１、ＢＳＵ２に切り替えられることを防止するための検証手順を実行している。

図４は、本発明に従ってシステム内において実行することができる検証手順の一例を示している。

コンピュータＦＡＤ１、ＦＡＤ２の電源が投入された後に（ステップＥ１０）、この検証手順は、これらのコンピュータの入力ＥＮＴ１_ｉ、ＥＮＴ２_ｉがリアルタイムシミュレータＳＩＭの代替バスＢＳＵ１、ＢＳＵ２に接続されていないことを検証するステップ、換言すれば、これらの入力が実際にエンジンの又は航空機のセンサＣＡＰ_ｉに接続されていることを検証するステップＥ２０を有する。

検証された場合には、ステップＥ２０は、メモリＭＥＭの既定のアドレスＡＤＲが既定の値ＣＯＤを含んでいることをデジタルコンピュータＦＡＤ１、ＦＡＤ２のそれぞれが検証するステップＥ３０に継続する。

検証された場合には、ステップＥ３０は、デジタルコンピュータＦＡＤ１、ＦＡＤ２のそれぞれが既定のフレームシーケンスを既定の時間内において待つステップＥ４０に継続する。

シーケンスが時間内において受信された場合には、即ち、３つの検証ステップＥ２０、Ｅ３０、及びＥ４０のすべての検証された場合には、シミュレーションの実行を想定することが可能であり、即ち、操作者は、実際に、独立的に、入力ＥＮＴ１_ｉ、ＥＮＴ２_ｉのそれぞれを代替バスＢＳＵ１、ＢＳＵ２を介して実際のセンサＣＡＰ_ｉに又はリアルタイムシミュレータＳＩＭ１に接続してもよい。

この説明対象の実装形態においては、検証ステップＥ２０、Ｅ３０、Ｅ４０のうちのいずれかの検証ステップが検証できなかった場合には、メモリＭＥＭ内のアドレスＡＤＲにおける符号ＣＯＤは、上書きされる。

この手順は、コンピュータの電源が投入された際に実行される。この結果、シミュレーションモードの時宜を得ない起動が回避される。

Claims (6)

1. 航空機（ＡＥＲ）内のエンジン（ＭＯＤ１）を制御するのに適した少なくとも１つのデジタルコンピュータ（ＦＡＤ１）を有するシステム（ＳＹＳ１、ＳＹＳ２）にして、
   それぞれのデジタルコンピュータ（ＦＡＤ１）は、
   センサ（ＣＡＰ_ｉ）の状態を表すデータ（ＤＯＮ_ｉ）を受信するのに適した少なくとも１つの入力（ＥＮＴ１_ｉ）と、
   少なくとも１つのアクチュエータ（ＡＣＴ_ｊ）に接続されるのに適した少なくとも１つの出力（ＳＯＲ１_ｊ）と、
   少なくとも１つの命令（ＣＯＭ_ｉ、_ｊ）を少なくとも１つの入力（ＥＮＴ１_ｉ）によって受信されたデータ（ＤＯＮ_ｉ、ＤＳＵ_ｉ）に応じて前記出力（ＳＯＲ１_ｊ）を介して前記少なくとも１つのアクチュエータ（ＡＣＴ_ｊ）に送信するのに適した調節モジュール（ＭＲＥＧ１）と、を有する、システム（ＳＹＳ）であって、
   前記入力（ＥＮＴ１_ｉ）を操作者からの指示に応じて前記センサ（ＣＡＰ_ｉ）に又はさもなければ代替バス（ＢＳＵ１）に切り替えるのに適した、前記少なくとも１つのデジタルコンピュータ（ＦＡＤ１）に含まれた選択モジュール（ＭＳＥＬ１）と、
   前記エンジン（ＭＯＤ１）の及び前記航空機（ＡＥＲ）の環境の少なくとも一部をシミュレートするためのリアルタイムシミュレータ（ＳＩＭ）であって、
   デジタルデータ（ＤＳＵ_ｉ）の少なくとも１つの代替アイテムを前記代替バス（ＢＳＵ）を介して前記少なくとも１つのデジタルコンピュータ（ＦＡＤ１）の前記入力（ＥＮＴ_ｉ）に送信するのに適したデジタル出力（ＳＩＯ１）と、
   前記少なくとも１つのデジタルコンピュータ（ＦＡＤ１）によって発行された前記少なくとも１つの命令（ＣＯＭ_ｉ、_ｊ）を受信するのに適した、デジタルコンピュータ（ＦＡＤ１）の前記少なくとも１つの出力（ＳＯＲ１_ｊ）に接続されたデジタル入力（ＳＩＩ１）であって、前記リアルタイムシミュレータ（ＳＩＭ）は、前記命令（ＣＯＭ_ｉ、_ｊ）に対する前記エンジン（ＭＯＤ１）の且つ前記航空機（ＡＥＲ）の反応をシミュレートするように設計されている、デジタル入力（ＳＩＩ１）と、を有するリアルタイムシミュレータ（ＳＩＭ）と、
   前記航空機が飛行している際に前記選択モジュール（ＭＳＥＬ１）によってデジタルコンピュータ（ＦＡＤ１）の前記少なくとも１つの入力（ＥＮＴ１_ｉ）が前記代替バス（ＢＳＵ１）に切り替わることを防止するための検証手順を実行するのに適した、前記少なくとも１つのデジタルコンピュータ（ＦＡＤ１）に含まれた検証モジュール（ＣＴＲ）と、を有することを特徴とする、システム。
2. 前記選択モジュール（ＭＳＥＬ）が、前記少なくとも１つの入力（ＥＮＴｉ）と前記調節モジュール（ＭＲＥＧ）の間のインターフェイスを構成するソフトウェアモジュールによって実装されることを特徴とする、請求項１に記載のシステム（ＳＹＳ１、ＳＹＳ２）。
3. 前記アクチュエータ（ＡＣＴ_ｊ）に接続された前記出力（ＳＯＲ_ｊ）を前記シミュレータの入力（ＳＩＩ１）に接続する又はこれから接続解除するための手段（ＣＴＲ、ＭＤ１_ｊ）を含むことを特徴とする、請求項１又は２に記載のシステム（ＳＹＳ１、ＳＹＳ２）。
4. ２つのエンジン（ＭＯＴ１、ＭＯＴ２）と、物理的接続（ＬＩＦ）によって相互接続された２つの前記デジタルコンピュータ（ＦＡＤ１、ＦＡＤ２）と、を有し、前記コンピュータ（ＦＡＤ１、ＦＡＤ２）のそれぞれは、前記エンジンのうちの１つを制御するのに適していることを特徴とする、請求項１から３のいずれかに記載のシステム（ＳＹＳ２）。
5. 前記検証手順が、前記少なくとも１つのデジタルコンピュータ（ＦＡＤ１、ＦＡＤ２）の電源が投入されると即座に実行され（Ｅ１０）、前記検証モジュールは、
   前記入力（ＥＮＴ１ｉ）が前記センサ（ＣＡＰｉ）に切り替えられていることを検証し（Ｅ２０）、
   前記システム（ＳＹＳ１、ＳＹＳ２）のメモリ（ＭＥＭ）の既定のアドレス（ＡＤＲ）における既定の符号（ＣＯＤ）を検証し（Ｅ３０）、且つ、
   少なくとも１つの既定のフレームが既定の時間において受信されることを検証する（Ｅ４０）、
   ために適していることを特徴とする、請求項１から４のいずれかに記載のシステム（ＳＹＳ１、ＳＹＳ２）。
6. 前記検証モジュールが、前記検証ステップ（Ｅ２０、Ｅ３０、Ｅ４０）のうちの少なくとも１つの検証ステップが検証できなかった場合に前記符号（ＣＯＤ）を上書きするための手段を含むことを特徴とする、請求項５に記載のシステム（ＳＹＳ１、ＳＹＳ２）。

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