JP5319285B2 - 航空機の表面の霜取りおよび／または曇り取りを行なうシステムと、このようなシステムを制御する方法と、このようなシステムを備える航空機 - Google Patents

Description

本発明は、航空機の表面（例えば飛行機の操縦室のガラス窓）の霜取りおよび／または曇り取りを行なうシステムと、このようなシステムの制御方法に関する。本発明は、このようなシステムを備える航空機にも関する。

航空機の表面の霜取りおよび／または曇り取りは、一般に、加熱素子（例えば抵抗器）からなる手段によって実現される。
現在の解決法では、加熱素子は専用システムから電気を供給される。この専用システムは窓加熱コンピュータ（WHC）と呼ばれることがあり、動作制御用の論理回路に加え、望む加熱の程度に対応する電気エネルギーが加熱素子に供給されるように切り換わるスイッチを備えている。

したがってこの考え方によれば、専用システムは、航空機の中央電気システムから連続的に電気を供給される一方で、霜取りすべき表面に位置するセンサーによって測定された温度に応じて変化する電気エネルギーを加熱素子に対して供給する。
この専用システムはさらに、加熱素子に供給する電流と、センサーが正しく機能しているかどうかを監視する機能も果たす。

この従来からの解決法では、専用システムのさまざまな要素を、一般に操縦室の近くにある同一の組立体の中に配置することを想定している。そのため体積と重量に関して不利である。これはさらに、この組立体が、この組立体を動作させるのに必要なすべての回路（特に、電力スイッチと、コンピュータを含む論理回路）を含んでいることも意味する。

これらの問題を回避し、霜取りおよび／または曇り取りのシステムに関するこの考え方を最適化して航空機の他のシステムに存在する機能を活用するため、本発明では、航空機の表面の霜取りおよび／または曇り取りを行なうシステムであって、
その表面の近くに位置していて、温度情報を発生させることのできる温度センサーと；
その温度情報に基づいて制御情報を発生させてその制御情報をこの航空機の情報網に発信することのできるコンピュータと；
情報網上の制御情報を受け取ることができ、その制御情報に従って切り換えることのできるスイッチを備える電気供給システムと；
表面の近くに位置していて、スイッチを通じて電気を供給される加熱素子とを、具備すること特徴とするシステムを提案する。
したがってスイッチの切り換えは、電気供給システムの中に、すなわち飛行機の中央電気システムに移される。そのため通常は操縦室内に位置する切り換えスイッチをなくすことができる。

この明細書では、“表面の近く”とは、その表面上にあるか、その表面から物理的相互作用が可能な距離のところにあることを意味する。

電気供給システムは、例えば、情報網に接続されたマイクロプロセッサを備えている。このマイクロプロセッサは、例えば制御情報を受け取り、その制御情報に応じてスイッチを切り換えるよう命令することができる。実際には、マイクロプロセッサは、サイクル比が制御情報に依存する信号を用いてスイッチの切り換えを命令することができる。

一実施態様によれば、コンピュータは、アナログ接続を通じて温度センサーから温度情報を受け取る。
情報網のほうは、例えばイーサネット（登録商標）・タイプのアビオニクス・ネットワークである。

実現可能な一実施態様によれば、コンピュータは、情報網に接続された加熱管理モジュールの中に収容される。その場合にこの加熱管理モジュールは、センサーが故障したときに情報網に警報を発信することのできるセンサー監視手段を備えることができる。このモジュールは、飛行機の任意の場所（例えばアビオニクス・ベイ）に配置することができ、従来使用されていた専用システムの代わりにシステム制御用論理回路を管理する。

さらに、電気供給システムは、スイッチを流れる電流の強度を測定し、閾値を超えた場合にスイッチを開放させること、および／または警報を情報網に発信することのできる手段を備えることが可能である。したがって、遮断器の機能と、正しく動作しているかどうかを監視する機能が、電気供給システムの中に統合される。

したがって情報網に接続された警報管理システムは、警報を受け取ると、この2つの場合に操縦室の表示装置に信号を表示させる。

前記表面は、例えば航空機の操縦室のガラス窓である。

本発明では、航空機の表面の霜取りおよび／または曇り取りを行なうシステムを制御する方法であって、
その表面の近くに位置する温度センサーから受け取った温度情報に基づいて制御情報を決定するステップと；
その制御情報をこの航空機の情報網に発信するステップと；
電気供給システムがその制御情報を受け取るステップと；
表面の近くに位置する加熱素子に電気を供給する通路となるスイッチを、前記制御情報に従って切り換えるステップと、を含む、
ことを特徴とする方法も提案する。
スイッチは、一般に電気供給システムの一部をなすため、航空機の中央電気システムに位置する。
この方法は、温度センサーがアナログ接続を通じて温度情報を発信するステップをあらかじめ含むことができる。
電気供給システムのマイクロプロセッサが切り換えを命令するとき、この方法は、そのマイクロプロセッサが制御情報を受け取るステップも含むことができる。

本発明が実現されている航空機も目的とする。

本発明の他の特徴は、添付の図面を参照した以下の説明から理解できるであろう。
図１には、複数のガラス窓4を有する飛行機の操縦室2の概略が示してあり、そのガラス窓を通して乗務員は飛行機の外を見ることができる。
それぞれのガラス窓には加熱素子6（図を見やすくするため、図1にはそのうちの1つだけを示してある）が取り付けられている。加熱素子6は、作動している（すなわち電気を供給されている）とき、ガラス窓4の霜取り（そして一般に曇り取りも）を行なうことができる。
加熱素子6は、実際には、例えばガラス窓4の表面に張り巡らせた抵抗回路によって実現される。この抵抗回路は、例えばガラス窓の異なるガラス層の間に配置することができる。

次に、1つの加熱素子6についてだけ機能を説明する。他の加熱素子の機能は、類推によりわかる。
さらに、図1では電気回路は1本の線だけで示してあるが、電流が戻る経路も実際には存在している（例えばアース手段による）。
加熱素子6は、電圧源10から電力切り換えスイッチ8を通じて電力を供給される。電力切り換えスイッチ8は、以下に説明するように、加熱素子6に伝えられる電力を調節することができる。

電圧源10は、例えばインバータと整流器を組み合わせることによって形成される。それは、航空機の電気発生手段からの交流電圧である（一般に交流115Vまたは交流200V）。
電力切り換えスイッチ8は、電気的に制御されるスイッチ12と、そのスイッチ12を制御するための出力PWMを有するマイクロプロセッサ14を備えている。出力PWMにおける信号の値によってスイッチ12の開閉が制御される。スイッチ12は、電圧源10と加熱素子6の間に配置されている。

マイクロプロセッサ14は、スイッチ12を流れる電流Iを測定するための端子15も備えている。
マイクロプロセッサ14は、情報網18（例えば“イーサネット（登録商標）”タイプの機能を持ち、一般にアビオニクス・ネットワークと呼ばれているもので、例えばフランス国特許出願第2 832 011号に記載されているAFDXネットワークが挙げられる）により、バスを通じて他の電子手段（あとで説明する）に接続されている。
電力切り換えスイッチ8と電圧源10は加熱素子6のための電気供給システムを形成しており、飛行機の中央電気システムに位置することが好ましい。

多数の機能モジュール（コア・プロセス入出力モジュール（CPIOM）と呼ばれることがある）が情報網18に接続されている。図1には、そうした機能モジュールのうちで本発明の霜取りシステムに関係するものを示してある。すなわちガラス窓加熱管理モジュール20と、警報管理モジュール22である。

ガラス窓加熱管理モジュール20は、情報網18を通じて電力切り換えスイッチ8のマイクロプロセッサ14および警報管理モジュール22と対話することができる。
ガラス窓加熱管理モジュール20はさらに、加熱素子6を有するガラス窓4（一般にガラス窓4の中）に位置するセンサー5から温度情報TPTをアナログの形態で受け取ることができる。（図を見やすくするため、加熱素子6用のセンサー5を1つだけ示してある。）

ガラス窓加熱管理モジュール20は、あとで詳しく説明する以下の機能を実現する。
センサー5から受け取った温度情報TPTの監視（に加え、この情報が有効であること、すなわちセンサー5がうまく機能していることの監視）；
特に、測定された温度に応じた加熱素子6の調節状態の制御（すなわち、実際には、電力切り換えスイッチ8に送るための制御情報を特にセンサー5から受け取った温度情報TPTに基づいて決定すること）；
例えばセンサー5で動作に問題が検出された場合の警報管理モジュール22への警報発信。

制御情報を発生させるには、場合によってはさらに他のパラメータ（例えば飛行機の速度や電力の（手動または自動）制御モード）も使用できることがわかるであろう。これは、ガラス窓加熱管理モジュール20がアビオニクス・ネットワーク18上に位置することでより容易になる。

警報管理モジュール22は、すでに述べたように、情報網18を通じて他の機能モジュール（特にガラス窓加熱管理モジュール20）および電力切り換えスイッチ8と対話することができる。
警報管理モジュール22は、他のモジュールまたは素子の1つから警報信号を受け取った場合に必要な動作を命令することもできる。このモジュール22は、例えば、操縦室2の中にある表示装置24に問題となっている警報を表わすシンボルを表示させることができる。

ガラス窓加熱管理モジュール20と警報管理モジュール22は情報網18を通じて他の素子と相互作用するため、飛行機の任意の場所に配置することができる。これらモジュール20、22は、飛行機で一般にアビオニクス・ベイと呼ばれる専用の場所にまとめておくことが好ましい。

平常時の霜取りシステムの動作についてこれから図2を参照して説明する。
ガラス窓加熱管理モジュール20は、センサー5から温度情報TPTを受け取り（ステップE102）、特にこの情報に基づき、電力切り換えスイッチ8への命令CMDを決定する（ステップE104）。
制御情報CMDは、例えば、温度情報TPTと（例えばモジュール20に記憶されていて、場合によっては調節可能な）温度設定値の関数として、モジュール20に記憶されている対応表を利用して得られる。

制御情報CMDは、例えば、温度設定値に近づけるために発生させるべき電力が加熱素子の定格電力に対してどれだけの比率であるかを表わす。バリエーションとして、制御情報CMDは、サイクル比にすることも可能であろう。その場合には、スイッチをそのサイクル比で交互に開閉せねばならない。

制御情報CMDは、ガラス窓加熱管理モジュール20によってディジタル・データの形態で情報網18に発信される（ステップE106）。
すると電力切り換えスイッチ8のマイクロプロセッサ14が制御情報CMDを受け取ることができる（ステップE108）。
マイクロプロセッサ14は、加熱素子6の位置で加熱のための望む電力（すなわち制御情報CMDに従う電力）を発生させるため、制御情報CMDに基づき、スイッチ12の制御端子に発信する制御信号PWMのサイクル比を決定する（ステップE110）。
平常時には、上に説明したさまざまな素子を組み合わせることでガラス窓4における温度を調節することが可能になり、その結果としてガラス窓4の霜取り（と曇り取り）がなされる。

これから平常時の出力に関するいくつかの例を説明する。
すでに指摘したように、マイクロプロセッサ14は、スイッチ12を流れる電流Iを監視することのできる端子15を備えている。（例えばスイッチ12の故障または電圧源10の位置での過電圧が原因で）電流Iが大きすぎるとマイクロプロセッサ14が判断すると、マイクロプロセッサ14はスイッチ12を開放させる。したがって電力切り換えスイッチ8は、遮断器の機能も果たす。

スイッチ12を流れる電流の測定中に異常が検出された場合には、マイクロプロセッサ14は、警報管理モジュール22に向けて対応する警報信号も発信することができる。したがって表示装置24で乗務員に対して異常を知らせることができる。
上に説明した霜取りシステムに含まれる別のタイプの警報は、センサー5の故障である。

すでに述べたように、ガラス窓加熱管理モジュール20は、温度情報TPTを受け取るだけでなく、センサー5を監視しているおかげで、正しく動作しているかどうかも明確にする。
ガラス窓加熱管理モジュール20がセンサー5の動作異常を検出した場合には、このモジュール20は、対応する警報信号を情報網18と警報管理モジュール22に向けて発信する。すると警報管理モジュール22は、表示装置24に専用のシンボルを表示することによって乗務員にセンサー5の故障を警告することができる。

センサー5の故障が検出された場合には、ガラス窓加熱管理モジュール20は、ガラス窓4の実際の温度に関係なく（そして温度が明確ではないと仮定して）（すなわち、例えば、制御情報CMDによって加熱されない状態が引き起こされる場合に）制御情報CMDを確実に動作する値にすることもできる。あるいはバリエーションとして、制御情報CMDを、航空機で利用できる他のパラメータによって決まる電力で加熱素子6が加熱される値にすることもできる。

ここに説明した実施例は本発明の可能な1つの実施態様にすぎず、本発明がこの実施例に限定されることはない。

本発明の教えに従う霜取りシステムの主要な要素を示している。 平常時の図1のシステムの機能をブロック・ダイヤグラムの形態で示してある。

Claims (17)

1. 航空機の操縦室の窓の表面(4)の霜取りおよび／または曇り取りを行なうシステムであって、
   前記操縦室の窓の表面(4)の近くに位置していて、温度情報(TPT)を発生させることのできる温度センサー(5)と；
   前記操縦室の窓の表面(4)の近くに位置する加熱素子(6)と、
   航空機の中央電気システムの中に位置する電気供給システム（8）と；
   航空機のアビオニクス・ベイの中に位置するコンピュータ(20)と；
   前記電気供給システム（8）と前記コンピュータ(20)を接続する情報網(18)と；
   を具備していて；
   前記コンピュータ(20)は、前記温度情報(TPT)に基づいて制御情報(CMD)を発生させて該制御情報(CMD)をこの航空機の前記情報網(18)に発信することができ；
   前記電気供給システム(8)は、前記情報網(18)上の制御情報(CMD)を受け取り、前記制御情報(CMD)に従って切り換えることのできるスイッチ（12）を備えており；
   前記加熱素子(6)は、前記スイッチ（12）を通じて電気を供給される、
   ことを特徴とするシステム。
2. 前記電気供給システム（8）が、前記情報網（18）に接続されたマイクロプロセッサ（14）を備える、ことを特徴とする請求項１に記載のシステム。
3. 前記マイクロプロセッサ（14）が、前記制御情報（CMD）を受け取り、その制御情報（CMD）に従って前記スイッチ（12）の切り換えを命令できる、ことを特徴とする請求項２に記載のシステム。
4. 前記マイクロプロセッサ（14）が、サイクル比が前記制御情報（CMD）に依存する信号を利用して前記スイッチ（12）の切り換えを命令する、ことを特徴とする請求項３に記載のシステム。
5. 前記コンピュータ（20）が、アナログ接続を通じて前記温度センサー（5）から温度情報（TPT）を受け取る、ことを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載のシステム。
6. 前記コンピュータが、前記情報網（18）に接続された加熱管理モジュール（20）に含まれている、ことを特徴とする請求項１から５のいずれか一項に記載のシステム。
7. 前記情報網（18）が、前記温度センサー（5）を監視してその温度センサー（5）が故障したときに前記情報網（18）上に警報を発信できる手段を備える、ことを特徴とする請求項６に記載のシステム。
8. 前記電気供給システム（8）が、前記スイッチ（12）を流れる強度（I）を測定して閾値を超えたときに前記情報網（18）上に警報を発信できる手段（15）を備える、ことを特徴とする請求項１から７のいずれか一項に記載のシステム。
9. 前記情報網（18）に接続されていて、前記警報を受け取ったときに操縦室の表示装置（24）に信号を表示させることのできる警報管理システム（22）を備える、ことを特徴とする請求項７または８に記載のシステム。
10. 前記電気供給システム（8）が、前記スイッチ（12）を流れる強度（I）を測定して閾値を超えたときにそのスイッチ（12）を開放させることのできる手段（15）を備える、ことを特徴とする請求項１から９のいずれか一項に記載のシステム。
11. 前記情報網（18）がイーサネット（登録商標）・タイプである、ことを特徴とする請求項１から１０のいずれか一項に記載のシステム。
12. 前記表面が前記航空機の操縦室のガラス窓（4）である、ことを特徴とする請求項１から１１のいずれか一項に記載のシステム。
13. 航空機の操縦室の窓の表面(4)の霜取りおよび／または曇り取りを行なうシステムを制御する方法であって、
    前記システムが、
    前記操縦室の窓の表面(4)の近くに位置していて、温度情報(TPT)を発生させることのできる温度センサー(5)と；
    前記操縦室の窓の表面(4)の近くに位置する加熱素子(6)と、
    航空機の中央電気システムの中に位置する電気供給システム(8)と、
    航空機のアビオニクス・ベイの中に位置するコンピュータ(20)と、
    前記電気供給システム(8)と前記コンピュータ(20)を接続する情報網(18)と、
    を具備しており、
    前記電気供給システム(8)の中に、前記操縦室の窓の表面(4)の近くに位置する加熱素子(6)に電気を供給する通路となるスイッチ(12)が配置されていて、
    前記コンピュータ(20)において、前記温度センサー(5)から受け取った温度情報(TPT)に基づいて制御情報(CMD)を決定するステップ(E104)と；
    前記コンピュータ(20)から前記制御情報(CMD)をこの航空機の前記情報網(18)に発信するステップ(E106)と；
    前記電気供給システム(8)が前記制御情報(CMD)を受け取るステップ(E108)と；
    前記スイッチ(12)を前記制御情報(CMD)に従って切り換えるステップ(110)と、を含む、
    ことを特徴とする方法。
14. 前記温度センサー（5）がアナログ接続を通じて前記温度情報（TPT）を発信するステップ（E106）を含む、ことを特徴とする請求項１３に記載の方法。
15. 前記切り換えが前記電気供給システム（8）のマイクロプロセッサ（14）によって制御されることと、そのマイクロプロセッサ（14）が前記制御情報（CMD）を受信するステップ（E108）を含む、ことを特徴とする請求項１３または１４に記載の方法。
16. 請求項１から１２のいずれか一項に記載のシステムを備える、ことを特徴とする航空機。
17. 請求項１３から１５のいずれか一項に記載の方法を実施できる手段を備える、ことを特徴とする航空機。

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