JP2013538159A

JP2013538159A - 航空機配電ネットワーク

Info

Publication number: JP2013538159A
Application number: JP2013528608A
Authority: JP
Inventors: トッドティモシー; ニッシェトルステン
Original assignee: Airbus Operations GmbH; Airbus Operations Ltd
Current assignee: Airbus Operations GmbH; Airbus Operations Ltd
Priority date: 2010-09-21
Filing date: 2011-09-08
Publication date: 2013-10-10
Anticipated expiration: 2031-09-08
Also published as: WO2012038266A2; JP5986571B2; WO2012038266A3; RU2013118329A; CN103109434A; CA2809602A1; EP2619871B1; GB201015760D0; EP2619871A2; RU2572565C2; US20130169036A1; CN103109434B; US9387935B2

Abstract

【課題】入力／出力装置が遠隔データ収集装置の一方のみから電力を受けることができる航空機配電ネットワークを実現する。
【解決手段】本発明は、第１および第２のガルバニック絶縁された電力バスバーと、第１および第２の遠隔データ収集装置（ＲＤＣ）と、を含み、各ＲＤＣは入力／出力インターフェース（Ｉ／Ｏ）および電源を有し、第１のＲＤＣの電源は第１の電力バスバーに接続され、第２のＲＤＣの電源は第２の電力バスバーに接続され、入力／出力装置が第１のＲＤＣのＩ／Ｏおよび第２のＲＤＣのＩ／Ｏに接続され、各ＲＤＣは、それぞれのＩ／Ｏを介して入力／出力装置に電力を供給するように構成され、各ＲＤＣは入力／出力装置を絶縁するためのスイッチを含み、スイッチは、両方のＲＤＣによって同時に入力／出力装置に電力が供給されないように、作動的に接続される航空機配電ネットワーク、および、このネットワークの運転方法である。
【選択図】図３

Description

本発明は、航空機配電ネットワーク、およびネットワークの運転方法に関する。

近年の航空機は通常、多数のセンサ、エフェクタ等を備えており、それらは中央処理装置を有するアビオニクス・ネットワークに接続されている。センサ、エフェクタ等は通常、運用有効性を向上させるライン交換ユニット（line replaceable unit,ＬＲＵ）である。ＬＲＵは通常、システムが設置された航空機内の特定の位置に集められている。配線を減らすため、ひいては重量を減らすために、遠隔データ収集装置（remote data concentrator,ＲＤＣ）を使って、ＬＲＵのうちのいくつかをアビオニクス・ネットワークに接続する。

設計および製造のコストを減らし、運用有効性を向上させるために、特定の航空機内のＲＤＣすべてが、接続先のＬＲＵに関係なく標準化されることがある。したがってＲＤＣは共通のハードウェアを有し、これは共通遠隔データ収集装置（common remote data concentrator,ｃＲＤＣ）として知られている。ｃＲＤＣは設定可能なソフトウェアを含むことがある。ｃＲＤＣの標準化によって、欠陥のあるｃＲＤＣを定期保守作業中にすぐに交換できるくらいの、ほんの少しの部品しか在庫に持たなくてよくなり、その結果、運用有効性が向上する。

ＲＤＣは電力バスバーによって航空機配電装置に接続される。冗長性のために、民間航空機は通常、少なくとも２つの独立のバスバーを有し、航空機胴体の両側に沿って１つずつバスバーを配線してある。各バスバーは、１つの側部全体のアビオニクス・アーキテクチャが故障した場合にも、ＲＤＣと全電力をやり取りできる容量を有している。より大きな冗長性のために、航空機は２つを超えるバスバーを有することがあり、それらのうちのいくつかは、２つのメインバスバーを複製する非常用バスバーである。

特表２００９−５１６２７５号公報

従来のアビオニクス・アーキテクチャ設計規則は、バスバー間の完全な分離、および各ＬＲＵの冗長性を要求する。分離には、一方のバスバーから他方のバスバーに故障の伝搬を防ぐことが要求される。したがって、ＲＤＣを経由して一方のバスバーに接続されたどのＬＲＵ（例えばセンサ）についても、もう１つのＲＤＣを経由して他方のバスバーに接続された同一の冗長ＬＲＵが必要である。近年のセンサ／エフェクタはとても信頼性が高く、ときには、接続先のアビオニクス・ネットワークより信頼性が高いこともある。もし、特定の航空機用センサ／エフェクタが十分に信頼性が高い（低感度である）とすると、その特定のセンサ／エフェクタが冗長ペアを持たないように、アビオニクス・アーキテクチャを設計することは可能かもしれない。しかしながら、単独のセンサ／エフェクタを航空機の両側にある両バスバーに接続することはやはり必要である、という問題が残り、これらのバスバーもやはり完全に分離されていなければならない。

これに代わる非標準的アプローチは、ダブルレーン(double lane)・アーキテクチャを用いてＲＤＣを設計することであり、それによって１つのＲＤＣに接続された単独のセンサ／エフェクタは、２つのバスバー間を切替える機械式リレーを用いる場合には常に、第１のバスバーあるいは第２のバスバーのいずれかに連結される。機械式スイッチング・リレーは、２つのバスバーを絶縁するという要求を満たすことができ、航空機内のセンサ／エフェクタおよびＲＤＣの数の削減とともに、相当な軽量化と排気量削減をもたらす。しかしながら、ＲＤＣ用のこのダブルレーン・アーキテクチャは非標準的であり、各ＲＤＣは、一般に、航空機内の位置と接続に応じて異なる設計がされなければならない。したがって、ｃＲＤＣを使用する、フレキシブルで簡単な、統合化モジュール・電子アーキテクチャ（integrated modular electronics architecture,ＩＭＡ）の多大な利点を享受できない。

本発明の第１の態様は、第１および第２のガルバニック絶縁された電力バスバーと、第１および第２の遠隔データ収集装置（ＲＤＣ）と、を含み、各ＲＤＣは入力／出力インターフェース（Ｉ／Ｏ）および電源を有し、前記第１のＲＤＣの電源は前記第１の電力バスバーに接続され、前記第２のＲＤＣの電源は前記第２の電力バスバーに接続され、入力／出力装置が前記第１のＲＤＣの前記Ｉ／Ｏおよび前記第２のＲＤＣの前記Ｉ／Ｏに接続され、各ＲＤＣは、それぞれのＩ／Ｏを介して、前記入力／出力装置に電力を供給するように構成されている航空機配電ネットワークであって、各ＲＤＣは前記入力／出力装置を絶縁するためのスイッチを含み、前記スイッチは、両方のＲＤＣによって同時に前記入力／出力装置に電力が供給されないように、作動的に接続されることを特徴とする航空機配電ネットワークである。

本発明の別の態様は、航空機配電ネットワークの運転方法であって、前記航空機配電ネットワークは、第１および第２のガルバニック絶縁された電力バスバーと、第１および第２の遠隔データ収集装置（ＲＤＣ）と、を含み、各ＲＤＣは入力／出力インターフェース（Ｉ／Ｏ）および電源を有し、前記第１のＲＤＣの電源は前記第１の電力バスバーに接続され、前記第２のＲＤＣの電源は前記第２の電力バスバーに接続され、入力／出力装置が前記第１のＲＤＣの前記Ｉ／Ｏおよび前記第２のＲＤＣの前記Ｉ／Ｏに接続され、各ＲＤＣは、それぞれのＩ／Ｏを介して、前記入力／出力装置に電力を供給するように構成されており、各ＲＤＣは前記入力／出力装置を絶縁するためのスイッチを含み、前記スイッチは作動的に接続され、両方のＲＤＣによって同時に前記入力／出力装置に電力が供給されないように、前記スイッチを自律制御するように前記ＲＤＣが作動することを特徴とする航空機配電ネットワークの運転方法である。

本発明では、第１および第２のＲＤＣが同一のハードウェアを持つことができる利点があり、フレキシブルで簡単な統合化モジュール・電子アーキテクチャ（ＩＭＡ）の一部を形成することができ、自律的スイッチングによってＲＤＣのどちらか一方が入力／出力装置と絶縁可能であり、いつでも、入力／出力装置はＲＤＣの一方のみから電力を受けることができる。これによって２つの電力バスバー間に必要な絶縁が達成される。アビオニクス・ネットワークに組み込まれる場合には、従来技術と比較して、より少数の入力／出力装置（例えばＬＲＵ）と、より少数のＲＤＣしか必要としない。さらに、ＲＤＣは共通のハードウェアを有するので、アビオニクス・アーキテクチャにおいては共通遠隔データ収集装置（ｃＲＤＣ）を使用できる。

各ＲＤＣはそれぞれのスイッチを制御する排他的論理和の論理回路を有してもよい。

前記論理回路は各ＲＤＣにハードウェアで実装されてもよい。ハードウェアは、例えば、プログラム可能論理デバイス（programmable logic device,ＰＬＤ）または半導体(solid-state)リレー／半導体スイッチ配列等、適当なハードウェア・ベースの解決策ならいずれでもよい。ハードウェア・ベースの解決策は、ソフトウェアなしの簡単で完全試験可能な(fully testable)論理チップであることが好ましい（航空産業では、ソフトウェアは複雑であるので完全試験可能ではないと考えられている）。軽量化および信頼性向上は、機械式スイッチング・リレーを用いるよりも、半導体ハードウェアを用いることで達成できる。また、半導体ハードウェアのスイッチングは、従来の機械式リレー・スイッチングよりもはるかに速いので、２つのバスバーが接続する可能性のある時間を短縮する。

前記第１のＲＤＣの前記Ｉ／Ｏは前記第２のＲＤＣの前記論理回路に作動的に接続されてもよく、前記第２のＲＤＣの前記Ｉ／Ｏは第１のＲＤＣの前記論理回路に作動的に接続されてもよい。

前記第２のＲＤＣの前記論理回路は前記第１のＲＤＣの前記スイッチの状態を検出するように動作可能であってもよく、前記第１のＲＤＣの前記論理回路は前記第２のＲＤＣの前記スイッチの状態を検出するように動作可能であってもよい。

前記第１のＲＤＣの前記電源は前記第２のＲＤＣから絶縁されてもよく、前記第２のＲＤＣの前記電源は前記第１のＲＤＣから絶縁されてもよい。

前記入力／出力装置に電力を供給する優先順を定めるために、前記第１および第２のＲＤＣのうち一方がマスタとして、他方がスレーブとして設定されてもよい。

各ＲＤＣは複数のＩ／Ｏを有し、各ＲＤＣの前記スイッチがその複数のＩ／Ｏのうち２つ以上を絶縁するように動作可能であってもよい。各ＲＤＣはＩ／Ｏのバンクを有し、各バンクがそれぞれのスイッチによって絶縁されてもよい。あるいは、各ＲＤＣは複数のＩ／Ｏを有し、各Ｉ／Ｏが前記Ｉ／Ｏを絶縁するためのスイッチをそれぞれ有してもよい。

各ＲＤＣは、ＲＤＣのネットワーク・インターフェイス側のアナログバス、分散バス(discrete bus)またはフィールドバス（例えば、ＣＡＮ、ＡＲＩＮＣ４２９、ＦｌｅｘＲａｙ）とＩ／Ｏ側の航空機データ・ネットワーク（例えば、ＡＲＩＮＣ６６４、または将来の航空機データ・ネットワーク）との間に接続されてもよい。

また、本発明の更に別の態様は、前記航空機配電ネットワークを有する航空機であり、前記航空機配電ネットワークはアビオニクス・ネットワークの一部を形成する。

航空機に設けられたアビオニクス・ネットワークを概略的に示す図。電力バスバーに接続する電源と、電力バスバーからそれぞれ選択的に絶縁されるＩ／Ｏインターフェースのバンクを有するアビオニクス・ネットワークのＲＤＣのうちの１つにおける配電を概略的に示す図。ガルバニック絶縁された電力バスバーにそれぞれ接続される第１および第２のＲＤＣを概略的に示し、共通の入力／出力装置に接続される各ＲＤＣのＩ／Ｏインターフェースの絶縁を詳細に示す図。

以下、本発明の実施形態を添付図面を参照して説明する。

図１は、胴体２、翼３、４、および、胴体２の両側に沿って配線された２つの分離した配線経路５、６を含むアビオニクス・ネットワークを有する航空機１の平面図を示す。配線経路５、６は、電力バス、データバス、信号経路などを含む。配線経路５、６は、航空機１の第１および第２の側部でグループ化され、第１の側部に配線経路５を、第２の側部に配線経路６を形成する。第１および第２の側部の配線経路５、６は、どちらの側部の故障も他方に影響することがないように分離される。

胴体２は複数の区分、すなわち、機首胴体２ａ、前部胴体２ｂ、中央胴体（ウイングボックスの前）２ｃ、中央胴体（ウイングボックスの後ろ）２ｄおよび後部胴体２ｅに分けられる。これらの胴体区分のそれぞれで、胴体２の両側に共通遠隔データ収集装置（ｃＲＤＣ）７のグループが配置される。

ｃＲＤＣ７の位置とグループ化は、アビオニクス・ネットワークに接続される必要のある様々な電子センサ、エフェクタなどの位置に依存する。胴体２の右側のｃＲＤＣ７は配線経路５に接続され、胴体２の左側のｃＲＤＣ７は配線経路６に接続される。

胴体２の右側のｃＲＤＣ７は配線経路５の第１の電力バスバー８を経由して配電装置１０に接続され、胴体２の左側のｃＲＤＣ７は配線経路６の第２の電力バスバー９を経由して配電装置１０に接続される。

図２はｃＲＤＣ７のうちの１つにおける配電を概略的に示す。ｃＲＤＣ７は第１の電力バスバー８に接続する電源１１を含み、電源１１はすべてのｃＲＤＣハードウェアおよびインターフェースに電力を供給する。ｃＲＤＣ７は、アビオニクス・ネットワークの一部を形成するセンサ、エフェクタ等の入力／出力装置に接続する複数のＩ／Ｏインターフェース（Ｉ／Ｏ）１２_１〜１２_１５を有する。入力／出力装置はライン交換ユニット（ＬＲＵ）であってもよい。

Ｉ／Ｏ１２は例えば２８Ｖ／ＯＰＮのＤＳＯインターフェースであってもよい。ｃＲＤＣ７はＩ／Ｏインターフェース１２経由で入力／出力装置に電力を供給する。Ｉ／Ｏインターフェース１２は３つのバンク１２^１、１２^２、１２^３に配置され、それぞれが電力バスバー８から個々に電力を受ける。Ｉ／Ｏのバンク１２^１〜１２^３は専用の絶縁装置１３^１、１３^２、１３^３によってそれぞれ絶縁される。ここで図３を参照して、絶縁装置１３をより詳しく説明する。

図３はガルバニック絶縁された電力バスバー８、９にそれぞれ接続された第１および第２のｃＲＤＣ７ａ、７ｂを概略的に示す。図３は、各ＲＤＣ７ａ、７ｂに対して、それぞれＩ／Ｏ１２ａ、１２ｂを１つだけ示すように単純化されている。センサ、エフェクタ等の１つの入力／出力装置１４は、第１のｃＲＤＣ７ａのＩ／Ｏ１２ａおよび第２のｃＲＤＣ７ｂのＩ／Ｏ１２ｂの両方に接続される。前述したように、ｃＲＤＣ７ａ、７ｂはそれぞれ、電源１１ａ、１１ｂを含む。

図２に示された絶縁装置１３は図３でより詳しく表される。各ｃＲＤＣ７ａ、７ｂはそれぞれ、Ｉ／Ｏ１２ａ、１２ｂにそれぞれ対応する絶縁装置１３ａ、１３ｂを含む。各絶縁装置１３ａ、１３ｂはプログラム可能論理デバイス（ＰＬＤ）１４ａ、１４ｂを含む。ＰＬＤ１４ａ、１４ｂは排他的論理和の論理回路を定め、完全試験可能である（すなわち、それらにはソフトウェアは無い）。

ＰＬＤ１４ａは第１のｃＲＤＣ７ａのスイッチ１５ａに接続されており、スイッチ１５ａが開いているときにはＩ／Ｏ１２ａを絶縁でき、スイッチ１５ａが閉じているときには、第１のバスバー８からＩ／Ｏ１２ａに電力を供給できる。

ＰＬＤ１４ｂは第２のｃＲＤＣ７ａのスイッチ１５ｂに接続されており、スイッチ１５ｂが開いているときにはＩ／Ｏ１２ｂを絶縁でき、スイッチ１５ｂが閉じているときには、第２のバスバー９からＩ／Ｏ１２ｂに電力を供給できる。

ＰＬＤ１４ａには第１のバスバー８から電力が供給され、ＰＬＤ１４ｂには第２のバスバー９から電力が供給される。第１のｃＲＤＣ７ａのＰＬＤ１４ａは、配線１７によって第２のｃＲＤＣ７ｂのＩ／Ｏ１２ｂに作動的に接続するディスクリート入力装置（discrete input,ＤＳＩ＿Ｘ）１６ａを有する。ディスクリート入力装置１６ａは、Ｉ／Ｏ１２ｂに電力が供給されているか否かをＰＬＤ１４ａに通知する。第２のｃＲＤＣ７ｂのＰＬＤ１４ｂは、配線１８によって第１のｃＲＤＣ７ａのＩ／Ｏ１２ａに作動的に接続するディスクリート入力装置（ＤＳＩ＿Ｘ）１６ｂを有する。ディスクリート入力装置１６ｂは、Ｉ／Ｏ１２ａに電力が供給されているか否かをＰＬＤ１４ｂに通知する。各ｃＲＤＣ７ａ、７ｂは、ＰＬＤ１４ａ、１４ｂにそれぞれ接続するプロセッサ１９ａ、１９ｂをそれぞれ有する。プロセッサ１９ａ、１９ｂは、ｃＲＤＣ７ａ、７ｂ用の一連の命令をそれぞれ含んでいる。これらの命令は、ｃＲＤＣ７ａ、７ｂのペアに対するマスタ／スレーブ設定を含む。第１のｃＲＤＣ７ａがペアのうちマスタとして設定される場合には、ｃＲＤＣ７ｂはスレーブとして設定され、逆の場合もまた同様である。第１のｃＲＤＣ７ａがマスタとして設定される場合には、スイッチ１５ａのデフォルト位置は閉であり、スイッチ１５ｂのデフォルト位置は開である。第２のｃＲＤＣ７ｂがマスタとして設定される場合には、スイッチ１５ｂのデフォルト位置は閉であり、スイッチ１５ａのデフォルト位置は開である。

各ＰＬＤ７ａ、７ｂは以下の排他的論理和の論理回路を含む。
If(‘No power(電力無し)’ OR DSI_X＝‘Powered(電力有り)’ OR Pass＝True)then
Open switch（スイッチを開く）
Else
Close switch（スイッチを閉じる）
Endif

したがって、ｃＲＤＣ７ａがマスタとして設定され、バスバー８に電力が供給されている場合には、スイッチ１５ａは閉位置にデフォルト設定されてＩ／Ｏ１２ａに電力が供給され、Ｉ／Ｏ１２ｂに電力を供給しないようにスイッチ１５ｂは開いている。電力バスバー８に電力が供給されなくなり、電力バスバー９に電力が供給されたままである場合には、スイッチ１５ａは開き、スイッチ１５ｂは閉じ、Ｉ／Ｏ１２ｂに電力が供給され、Ｉ／Ｏ１２ａに電力が供給されなくなる。入力／出力装置１４の動作は、電力バスバー８の電源喪失にかかわらず中断されない。プロセッサ１９ａ、１９ｂはそれぞれのパッシベーション装置(passivation device)に命令し、パッシベーション装置はＩ／Ｏ１２それぞれが動作しているかどうかに応じて最初の命令を与える。プロセッサ１９ａ、１９ｂがそのＩ／Ｏ１２ａ、１２ｂが動作状態となるように命令した場合には、パッシベーション装置は「Ｐａｓｓ＝Ｔｒｕｅ」命令をそのＰＬＤ１４ａ、１４ｂに与える。通常、プロセッサ１９ａ、１９ｂのうちの一方だけが入力／出力装置１４の駆動を制御するが、両方のプロセッサ１９ａ、１９ｂが入力／出力装置１４に同時に命令を試みるような場合には、絶縁装置１３ａ、１３ｂは故障保護を行う。

ｃＲＤＣペア７ａ、７ｂのマスタ／スレーブ関係が逆転した場合には、電力バスバー８、９の両方から電力が利用可能である場合なら、スイッチ１５ａ、１５ｂのデフォルト位置はそれに応じて逆転する。

各ｃＲＤＣは通常、複数のＩ／Ｏを持ち、各ＲＤＣのスイッチはその複数のＩ／Ｏのうち２つ以上を絶縁するように動作可能であってもよい。例えば、各ＲＤＣは複数のＩ／Ｏのバンクを有してもよく、各バンクはそれぞれのスイッチ（図２参照）によって絶縁されてもよい。あるいは、各ＲＤＣは複数のＩ／Ｏを有してもよく、各Ｉ／Ｏはそれぞれ、Ｉ／Ｏを絶縁するためのスイッチを有してもよい。

機械式スイッチング・リレーではなく、高速スイッチングを行う半導体ハードウェアを用いることによって、ＲＤＣペアは、電力バスバー間に必要な分離を可能にし、冗長性の喪失なしにｃＲＤＣおよびＬＲＵの数を削減することで著しい軽量化を可能にする。半導体スイッチはまた、機械的なスイッチよりも信頼性が高い。

以上、本発明を好ましい実施形態を参照して説明したが、添付した特許請求の範囲で定義された本発明の範囲を逸脱することなく、様々な変更あるいは修正がなされてもよいことが了解される。

１・・・・・航空機
２・・・・・胴体
３、４・・・翼
５、６・・・配線経路
７・・・・・ｃＲＤＣ
８、９・・・電力バスバー
１０・・・・配電装置
１１、１１ａ、１１ｂ・・・電源
１２、１２ａ、１２ｂ、１２_１〜１２_１５・・・Ｉ／Ｏ
１２^１、１２^２、１２^３・・・バンク
１３、１３ａ、１３ｂ、１３_１〜１３_３・・・絶縁装置
１４・・・・・入力／出力装置
１４ａ、１４ｂ・・・ＰＬＤ
１５ａ、１５ｂ・・・スイッチ

Claims

第１および第２のガルバニック絶縁された電力バスバーと、
第１および第２の遠隔データ収集装置（ＲＤＣ）と、を含み、
各ＲＤＣは入力／出力インターフェース（Ｉ／Ｏ）および電源を有し、
前記第１のＲＤＣの電源は前記第１の電力バスバーに接続され、
前記第２のＲＤＣの電源は前記第２の電力バスバーに接続され、
入力／出力装置が前記第１のＲＤＣの前記Ｉ／Ｏおよび前記第２のＲＤＣの前記Ｉ／Ｏに接続され、
各ＲＤＣは、それぞれのＩ／Ｏを介して、前記入力／出力装置に電力を供給するように構成されている航空機配電ネットワークであって、
各ＲＤＣは前記入力／出力装置を絶縁するためのスイッチを含み、
前記スイッチは、両方のＲＤＣによって同時に前記入力／出力装置に電力が供給されないように、作動的に接続されることを特徴とする航空機配電ネットワーク。
各ＲＤＣはそれぞれのスイッチを制御する排他的論理和の論理回路を有することを特徴とする請求項１に記載の航空機配電ネットワーク。
前記論理回路は各ＲＤＣにハードウェアで実装されることを特徴とする請求項２に記載の航空機配電ネットワーク。
前記第１のＲＤＣの前記Ｉ／Ｏは前記第２のＲＤＣの前記論理回路に作動的に接続され、前記第２のＲＤＣの前記Ｉ／Ｏは前記第１のＲＤＣの前記論理回路に作動的に接続されることを特徴とする請求項３に記載の航空機配電ネットワーク。
前記第２のＲＤＣの前記論理回路は前記第１のＲＤＣの前記スイッチの状態を検出するように動作可能であり、前記第１のＲＤＣの前記論理回路は前記第２のＲＤＣの前記スイッチの状態を検出するように動作可能であることを特徴とする請求項４に記載の航空機配電ネットワーク。
前記第１のＲＤＣの前記電源は前記第２のＲＤＣから絶縁され、前記第２のＲＤＣの前記電源は前記第１のＲＤＣから絶縁されることを特徴とする請求項１乃至請求項５のいずれか１項に記載の航空機配電ネットワーク。
前記入力／出力装置に電力を供給する優先順を定めるために、前記第１および第２のＲＤＣのうち一方がマスタとして、他方がスレーブとして設定されることを特徴とする請求項１乃至請求項６のいずれか１項に記載の航空機配電ネットワーク。
各ＲＤＣは複数のＩ／Ｏを有し、各ＲＤＣの前記スイッチはその複数のＩ／Ｏのうち２つ以上を絶縁するように動作可能であることを特徴とする請求項１乃至請求項７のいずれか１項に記載の航空機配電ネットワーク。
各ＲＤＣは複数のＩ／Ｏを有し、各Ｉ／Ｏは前記Ｉ／Ｏを絶縁するためのスイッチをそれぞれ有することを特徴とする請求項１乃至請求項７のいずれか１項に記載の航空機配電ネットワーク。
各ＲＤＣの前記スイッチまたは各スイッチは半導体リレーであることを特徴とする請求項１乃至請求項９のいずれか１項に記載の航空機配電ネットワーク。
請求項１乃至請求項１０のいずれか１項に記載の航空機配電ネットワークを有する航空機。
航空機配電ネットワークの運転方法であって、
前記航空機配電ネットワークは、第１および第２のガルバニック絶縁された電力バスバーと、第１および第２の遠隔データ収集装置（ＲＤＣ）と、を含み、各ＲＤＣは入力／出力インターフェース（Ｉ／Ｏ）および電源を有し、前記第１のＲＤＣの電源は前記第１の電力バスバーに接続され、前記第２のＲＤＣの電源は前記第２の電力バスバーに接続され、入力／出力装置が前記第１のＲＤＣの前記Ｉ／Ｏおよび前記第２のＲＤＣの前記Ｉ／Ｏに接続され、各ＲＤＣは、それぞれのＩ／Ｏを介して、前記入力／出力装置に電力を供給するように構成されており、各ＲＤＣは前記入力／出力装置を絶縁するためのスイッチを含み、前記スイッチは作動的に接続され、
両方のＲＤＣによって同時に前記入力／出力装置に電力が供給されないように、前記スイッチを自律制御するように前記ＲＤＣが作動することを特徴とする航空機配電ネットワークの運転方法。
排他的論理和の論理回路を用いて前記スイッチをコントロールすることを更なる特徴とする請求項１２に記載の航空機配電ネットワークの運転方法。
前記論理回路は各ＲＤＣにハードウェアで実装されることを特徴とする請求項１３に記載の航空機配電ネットワークの運転方法。
前記第２のＲＤＣの前記論理回路を用いて前記第１のＲＤＣの前記スイッチの状態を検出し、前記第１のＲＤＣの前記論理回路を用いて前記第２のＲＤＣの前記スイッチの状態を検出することを更なる特徴とする請求項１４に記載の航空機配電ネットワークの運転方法。
前記入力／出力装置へ電力を供給する優先順位を定めるために、前記第１および第２のＲＤＣのうちの一方をマスタとして、他方をスレーブとして設定することを更なる特徴とする請求項１２乃至請求項１５のいずれか１項に記載の航空機配電ネットワークの運転方法。