JPH0551924B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はセンサたとえばジヤイロの故障検出、
一層詳細には、冗長センサの使用を必要としない
センサ故障検出に係る。

多くの制御システムは種々の形式のセンサに応
答して作動する。一例として、ヘリコプタ自動飛
行制御システムは姿勢及び機首方向ジヤイロ並び
に高度計に、また航空機の運動を制御するためレ
ート・ジヤイロおよび加速度計に応答する。従つ
て、自動飛行制御システムを使用中の航空機の制
御は種々のセンサ（ジヤイロ、レート・ジヤイロ
および加速度計など）により飛行制御システムに
与えられる信号に依存している。センサが故障す
ると、航空機の飛行状態に望ましくない擾乱が惹
起される。この擾乱は急激に生ずることもあるし
徐々に生ずることもある。たとえば、航空機があ
る機首方向を保つている間に機種方向ジヤイロが
その設定値に於て故障した場合には、故障の影響
は実質的な動揺（たとえば突風）が航空機の機首
方向を変化させるまで、又はパイロツトが機首方
向を変更しようとするまでは認められず、それま
では航空機が所望の機首方向から徐々にドリフト
するのが認められるに過ぎない。他方、機首方向
ジヤイロが最大出力信号を与えるように故障した
場合には、自動飛行制御システムが見掛けの機首
方向偏差をなくす方向に作動するので、航空機は
直ちに運動を開始する。

航空機自動飛行制御システムに於けるいずれの
センサの故障に対しても、パイロツトはその故障
に応答して、航空機の運動の変化を補正し、また
故障システムを切離す必要がある。多くの場合、
故障システムの単なる切離しは逆運動を惹起する
可能性がる（たとえば一方向の大きな偏差が直ち
に零偏差に切換えられる）。同様に、パイロツト
が手動で逆方向の入力を与えて擾乱を補正する場
合には、故障システムが切離されているために、
パイロツトの指令が不適切であつても、それが補
正され得ないので、別の擾乱を惹起する可能性が
ある。

海上数フイートに於けるホバリング中に自動飛
行制御システムのセンサが故障した場合、たとえ
ばレーダー高度計が故障した場合には、航空機が
海面に接触するという事故に通ずるおそれがあ
る。

このようなセンサ故障に伴う困難を克服するた
め、一対の同一形式のセンサ（冗長センサ）を使
用し、それらの出力を比較して、許容限度を越え
る不一致が認められた場合には故障表示を行なう
方法は知られている。しかし、この方法はセンサ
の追加だけでなくセンサに対する信号処理チヤネ
ルの追加を必要とする。さらに、同一形式の２つ
のセンサが同時に故障して同一の誤つた出力信号
を生ずる可能性もあり、この場合には両出力信号
の比較により許容限度を越える不一致が認められ
ず、従つて故障表示が行なわれない。このような
故障または異常の例としては、飛行開始前に２つ
のピトー静圧管のいずれからも保護カバーが取外
されなかつた場合がある。この場合、２つの対気
速度センサは同一の（零の）対気速度を示し、故
障表示は行なわれない。

冗長比較のために必要とされるハードウエアを
減じかつ冗長比較の欠点のいくつかを克服するた
め、センサのアクテイビテイを診断する方法がこ
れまでに試みられてきた。公知のアクテイビテイ
診断では、センサ出力の微分値がセンサ出力の時
間的変化速度として求められ、それが航空機にと
つて可能な運動の観点で過大な場合には、最大変
化故障表示が行なわれる。しかし、センサ出力に
重畳するノイズが微分されることにより、実際に
は変化速度が過大ではないのに故障表示が行なわ
れることがある。この問題を避けるためには、そ
れよりも小さいが故障として検出されるべき変化
速度の検出が不可能になるほど検出感度が下げら
れなければらない。さらに、多くのセンサは好天
候の際に一定の機首方向及び速度で水平飛行して
いる場合のように定常状態で作動しているので、
その出力の変化が非常に小さく、そのために出力
が変化すべき際に最小の変化速度を越える速度で
出力変化が生ずるか否かによる零故障表示が比較
的長時間にわたり行なわれ得ない。

米国特許第3505641号には、冗長センサを用い
ずに、相互に関連したパラメータを検出するセン
サの出力を比較して、センサの異常を検出するよ
うにしたセンサの異常検出方法が示されている。
この米国特許第3505641号に示された例では、冗
長センサを構成する二つのピツチ方向姿勢センサ
と二つのピツチレートセンサの三つのセンサを用
いたセンサ異常を行うために、第一のピツチレー
トセンサのセンサ出力を遅延回路を介して第一の
加算器に与え、ピツチ方向姿勢センサのセンサ出
力を高周波帯域濾波回路を経て第一の加算器に与
えて第一の加算出力を発生し、第二のピツチ方向
姿勢センサのセンサ出力を高周波帯域濾波回路を
介して第二の加算器に与える一方遅延回路を経て
第二のピツチレートセンサのセンサ出力を与えて
第二の加算出力を発生し、第一及び第二のピツチ
方向姿勢センサの出力を第三の加算器に与えて第
三の加算出力を発生し、第一及び第二のピツチレ
ートセンサのセンサ出力を第四の加算器に与えて
第四の加算出力を発生し、これらの第一乃至第四
の加算出力をそれぞれに対にして四つの論理回路
に導入、比較して各センサの異常を検出するよう
にしている。

この米国特許に開示されたセンサの異常検出技
術では、複数のセンサの動作を一括して判定出来
るものの、異常検出のため回路は非常に複雑化し
てしまうことになる。

本発明は、冗長センサを用いず、しかも簡単な
回路構成によつて効果的にセンサの異常を検出出
来るようにしたセンサの異常検出装置を提供する
ことを目的としている。

上記及び上記以外の目的を達成するために、本
発明の第一の構成によれば、一方が変化したとき
に他方が必然的に変化する相互に関連したそれぞ
れに異なる第一及び第二のパラメータを検出して
それぞれの検出パラメータに応じた第一及び第二
の出力信号を発生する第一及び第二のセンサと、 前記第二のセンサが出力する第二の出力信号の
変化量を検出し、該第二の出力信号の変化量が所
定値以上となつてから前記第一のセンサが出力す
る第一の出力信号の変化量が第一の閾値を以上と
なるまでの経過時間が所定時間以上となつたとき
に第一のセンサの故障を示す第一の故障検出信号
を発生する第一の故障検出手段と、 前記第一のセンサの出力信号の変化速度を所定
範囲に維持するために前記第一の出力信号の信号
値を制限した制限信号を発生するとともに、該制
御信号と対応する第一のセンサの出力信号の信号
値の差を第二の閾値と比較して、前記制限信号と
前記第一のセンサの出力信号の差が前記第二の閾
値以上となつたときに前記第一のセンサの故障を
示す第二の故障検出信号を発生する第二の故障検
出手段とによつて構成したことを特徴とするセン
サシステムの故障検出装置が提供される。

また、本発明の第二の構成によれば、一方が変
化したときに他方が必然的にかつ前記一方の変化
方向に対して所定の方向に変化する相互に関連し
たそれぞれに異なる第一及び第二のパラメータを
検出してそれぞれの検出パラメータに応じた第一
及び第二二の出力信号を発生する第一及び第二の
センサと、 前記第二のセンサが出力する第二の出力信号の
変化量を検出し、該第二の出力信号の変化量が所
定値以上となつたときに、前記第二のセンサの出
力信号の信号値が所定値以上変化したことを示す
変化検出信号を発生する変化検出手段と、 前記変化検出信号によつて起動されて経過時間
を計測するとともに、前記第一のセンサが出力す
る第一の出力信号の変化量が前記第二のセンサの
出力信号の信号値の変化方向に応じて設定される
第一の閾値を以上となるまでの経過時間が所定時
間以上となつたときに第一のセンサの故障を示す
第一の故障検出信号を発生する第一の故障検出手
段と、 前記第１のセンサの出力信号の変化速度を所定
範囲に維持するために前記第一の出力信号の信号
値を制御した制限信号を発生するとともに、該制
限信号と対応する第一のセンサの出力信号の信号
値の差を第二の閾値と比較して、前記制限信号と
前記第一のセンサの出力信号の差が前記第二の閾
値以上となつたときに前記第一のセンサの故障を
示す第二の故障検出信号を発生する第二の故障検
出手段とによつて構成したことを特徴とするセン
サシステムの故障検出装置が提供される。

また、本発明の第三の構成によれば、一方が変
化したときに他方が必然的に変化する相互に関連
したそれぞれに異なる第一及び第二のパラメータ
を検出してそれぞれの検出パラメータに応じた第
一及び第二の出力信号を発生する第一及び第二の
センサと、 前記第二のセンサが出力する第二の出力信号の
変化量を検出し、該第二の出力信号の変化量が所
定値以上となつたときに、前記第二のセンサの出
力信号の信号値が所定値以上変化したことを示す
変化検出信号を発生する変化検出手段と、 前記変化検出信号によつて起動されて経過時間
を計測するとともに、前記第一のセンサが出力す
る第一の出力信号の変化量が第一の閾値以上とな
るまでの経過時間が所定時間以上となつたときに
第一のセンサの故障を示す第一の故障検出信号を
発生する第一の故障検出手段と、 前記第一のセンサの出力信号の変化速度を所定
範囲に維持するために前記第一の出力信号の信号
値を制限した制限信号を発生するとともに、該制
限信号と対応する第一のセンサの出力信号の信号
値の差を第二の閾値と比較して、前記制限信号と
前記第一のセンサの出力信号の差が前記第二の閾
値以上となつたときに異常変化検出信号を発生す
る異常変化信号発生手段と、 前記異常変化検出信号をカウントしてカウント
値が所定値に達したときに前記第一のセンサの故
障を示す第二の故障検出信号を発生する第二の故
障検出手段とによつて構成したことを特徴とする
センサシステムの故障検出装置が提供される。

上記の第一乃至第三の構成によれば、異常を検
出する第一のセンサの出力の変化時間を、第二の
センサの出力の信号値が所定の変化量を越えて変
化した時点で経過時間の計測を開始し、第一のセ
ンサのセンサ出力の変化量が所定の閾値を越える
時点で経過時間の計測値をリセツトするように構
成し、経過時間の計測値が所定の時間を越えてリ
セツトされない場合に、センサ異常と判断するよ
うに構成して、簡単な構成によつてセンサの異常
を確実に検出出来るようにしている。また、本発
明の第三の構成では、センサ出力の一時的な突変
出力に反応することによつて生じるセンサ異常の
誤検出を、センサ出力の異常変動を検出するごと
にカウント値を加算、加算値が所定値に達したと
きにセンサ異常と判定するようにして、効果的に
防止している。

本発明の他の目的、特徴及び利点は以下にその
典型的な実施例を図面により詳細に説明するなか
で明らかとなろう。

第１図はセンサ１０のアクテイビテイを監視す
るためのアナログ形式のシステムでり、監視は零
故障検出部分１１（第１図の上半部）及び過大速
度検出部分１２（第１図の下半部）により行なわ
れる。両検出部分はオア回路１４を介して１つの
故障表示用双安定回路１３をセツトし得る。双安
定回路１３は導線１５上に故障信号を与える。

第１図はアクテイビテイ監視システムの作動
は、導線１８上の手動リセツト信号または導線１
９上に自動飛行制御システムのスイツチオンの際
に現わるようなシステムム始動信号に応答してオ
ア回路１７により導線１６上に発せられる信号に
よりリセツト又は再始動され得る。導線１６上の
リセツト／始動信号の作用の仕方は後で説明す
る。

零故障検出部分１１は主としてタイマ２０から
なり、このタイマは後で詳細に説明するようにセ
ンサ・アクテイビテイ検出器２４によりリセツト
される以前にタイムアウトを許されるならば、導
線２２上に零故障信号を発する。しかし、タイマ
２０の始動が許されるのは、導線３０により関連
センサ３１に接続されているウインドウ・コンパ
レータ２９からの導線２８上に関連センサ・アク
テイビテイ信号によりセツトされる双安定回路２
７からの信号２６に応答するときに限る。“関連
センサ”とは、監視対象であるセンサ１０により
検出されているパラメータと特定の関係を有する
センサを意味している。たとえば、センサ１０は
航空機の機首方向ジヤイロ、関連センサ３１はヨ
ー・レート・ジヤイロであつてよく、またセンサ
１０は対気速度センサ、関連センサ３１はヘリコ
プタのピツチ・レート・ジヤイロであつてよく、
さらにセンサ１０は高度計、関連センサ３１は垂
直加速度計または上昇速度計であつてよい。セン
サ１０がピツチまたはロール姿勢ジヤイロであれ
ば、関連センサ３１はそれぞれピツチまたはロー
ル・レート・ジヤイロであつてよい。同様に、ヘ
リコプタまたは他の航空機の制御以外の用途で
は、センサの他の組合わせにより本発明のアクテ
イビテイ監視を行ない得る。一例をあげれば、セ
ンサ１０は炉の燃料流量計であつてよい。センサ
及び関連センサとして何を使用するかは本発明に
とつて重要ではなく、本発明の開示に基づいて当
業者により適宜に選択可能であろう。

関連センサ３１から導線３０上に与えられる出
力信号が正または負の特定の最小値を超過してい
ることがウインドウ・コンパレータ２９により判
定されると、導線２８上の信号が双安定回路２７
をセツトするので、導線２６上の信号タイマ２０
の始動を可能にする。タイマ２０は、そのタイム
アウト以前にリセツトされなければ、導線２２上
にここでは零故障信号と呼ばれているタイムアウ
ト信号を生じ、この信号がオア回路１４と介して
双安定回路１３をセツトし、導線１５上に故障信
号を発する。双安定回路１３は最初は導線１６上
のリセツト／始動信号によりセツト状態におかれ
ている。タイマ２０は導線１６上のリセツト／始
動信号または航空機が地上にあることを示す導線
３６上の信号またはアクテイビテイ検出器２４に
より発せられる導線３８上のアクテイビテイ信号
に応答してオア回路３４により発せられる導線３
２上の再始動信号によりリセツトされる。導線３
２上の再始動信号はスイツチ４０を開いて（たと
えば電界効果トランジスタを導通状態から遮断状
態に切換えて）、導線４２上のセンサ出力信号を
保持回路４４に接続するためにも用いられる。そ
の後、保持回路４４はその出力導線４６上に、再
始動信号が導線３２上に現われた瞬間に於ける導
線４２上のセンサ出力信号の大きさを示す信号を
与え続ける。導線４６上の信号は加算点４８で導
線４２上の瞬時センサ出力信号と比較され、両信
号の差を示す信号が導線５０を経てウインドウ・
コンパレータ５２に与えられる。ウインドウ・コ
ンパレータ５２は導線５０上の差信号を正及び負
の基準信号と比較して、差信号が所定のスレシホ
ルド値を超過しているか否かを判定する。もし超
過していれば、ウインドウ・コンパレータ５２は
導線３８上にアクテイビテイ信号を与え、この信
号はオア回路３４を通過して、タイマをリセツト
する再始動信号を導線３２上に生ずる。従つて、
もしセンサの瞬時出力とタイマの前回リセツト時
点に於けるセンサ出力との差が所定のスレシホル
ド値を超過すれば、タイマはそのタイムアウト以
前にリセツトされるので、導線２２上に零故障信
号が現われない。他方、もしウインドウ・コンパ
レータ５２によりタイマのリセツトからタイムア
ウトまでの間にスレシホルド値を超過するセンサ
出力信号の変化が検出されなければ、導線２２上
に零故障信号が発せられる。

本発明の零故障検出部分の重要な特徴は、セン
サ１０が測定可能な出力を有するべき時を判定す
るため関連センサ３１のアクテイビテイが監視さ
れているので、センサ１０が定常状態で長時間に
わたり有意な出力を生じないとしても、最小の大
きさのアクテイビテイに関して試験され得る。こ
うして、冗長センサではなく関連センサを利用す
ることにより、出力が零にとどまる状態となる故
障（たとえばジヤイロへの供給電源の喪失）を検
出するためのセンサのアクテイビテイ監視が可能
である。

導線４２上のセンサ１０の出力信号は突変的な
故障の際に生ずるような過大な速度での変化に関
しても監視される。たとえば、センサ１０が２つ
の電位の間に接続された位置測定用ポテンシオメ
ータからなり監視対象要素に応答して位置決めさ
れるワイパを有する場合、両電位の一方が喪失す
ると、直ちに他方の電位がワイパにかかる。この
ことは、ワイパがその現在位置からポテンシオメ
ータの一端へ瞬間的に移動したことと等価であ
る。本発明の最大変化故障検出部分はこのような
突変的な故障の結果として生ずる過大速度での変
化を検出し得る。そのほかに、単に許容速度を越
える速度での変化の検出も可能である。

導線４２上のセンサ出力信号は微分器５６（ラ
プラス演算子Ｓで示されている）に与えられ、そ
の出力導線５８上に生ずる信号は導線４２上のセ
ンサ出力信号の変化速度の関数となる。この信号
はリミツタ６０に与えられ、その出力導線６２上
に生ずる信号は正及び負の側で速度制限された信
号となる。この信号は積分器６４に与えられる。
積分器６４は、内蔵の始動スイツチ６６に導線１
６からリセツト／始動信号を与えられることによ
り、初期値から出発して導線６２上の信号を積分
する。一例として、積分器６４はキヤパシタンス
帰還回路付きの高利得演算増幅器からなり、その
リセツト／始動はたとえば帰還回路に挿入されて
いる電子スイツチの開閉により行なわれる。導線
７０上の積分器６４の出力信号は導線４２上の瞬
時センサ出力信号に速度制限を課したものを表わ
している。なぜならば、瞬時センサ出力信号は先
ず微分器５６で微分され、次いで積分器６４によ
り積分されており、変化速度がリミツタ６０によ
り定められる制限を越えている範囲を除けば、瞬
時センサ出力の完全な再現が行なわれるからであ
る。従つて、もし導線７０上の信号が導線４２上
の信号と異なつていれば、それは導線４２上の信
号がリミツタ６０により定められる所定の速度を
越える速度で変化していることによるものであ
る。たとえば、もしセンサ１０が航空機の機首方
向ジヤイロであれば、航空機の機首は毎秒90のオ
ーダーの速度で変化し得る。もし機首方向が所定
の許容速度よりも速く変化し、導線５８上の信号
がリミツタ６０により制限されるような大きさと
なれば、積分器６４の出力信号は直ちに導線４２
上の信号と異なる大きさとなる。この差は加算点
７２により検出され、この差を示す信号が導線７
４を経てウインドウ・コンパレータ７６に与えら
れる。そこでこの信号と所定のスレシホルドを示
す正及び負の基準電圧とが比較され、その差によ
り最大変化故障の生起が検出される。すなわち、
導線４２上のセンサ出力信号の変化速度が過大で
あれば、導線７４上の差信号はウインドウ・コン
パレータ７６に最大変化故障信号を導線７８上に
発せしめるような大きさとなる。この信号はオア
回路１４を通過して、双安定回路１３をセツト
し、導線１５上に故障信号を発する。

必要に応じて、導線７０上の速度制限出力は自
動飛行制御システムの機能を制御するためのセン
サ１０からの出力として用いられ得る。それによ
り、もしセンサ１０が突変的な故障を生じ導線４
２上の信号の大きさが急激に変化しても、導線７
０上の信号は急激に変化せずリミツタ６０により
制限される速度でしか変化しないという追加的な
利点が得られる。このことは、自動飛行制御シス
テムの機能を制御するのに、許容値を越えないよ
うにスリユー・レートが制限されている信号を用
いることと等価であある。

第１図の回路は当業者に知られている種々の技
術及び装置を用いて種々に実現可能である。たと
えば、タイマ２０の機能は導線２８上に開連セン
サのアクテイビテイ信号が存在する時にのみスイ
ツチの閉路により接続される一定入力電圧に応答
する積分器によつても実現され得る。この場合、
タイマのタイムアウトは積分器の出力が時間とと
もに直線的に増大するランプ電圧であることを利
用して判定され得る。また、ウインドウ・コンパ
レータ２９，５２，７６により行なわれる比較
は、試験対象信号の絶対値をとり、それから基準
値を差引き、その結果を極性判定回路に通すこと
によつても行なわれ得る。絶対値形成回路はそれ
ぞれ単極性出力を有する相補性増幅器の対により
簡単に構成され得る。リミツタ６０は正負の両方
向で出力がクランプされている増幅器により簡単
に実現され得る。微分器５６は単なるRC回路で
あつてもよいし、それに増幅器を併用したアクテ
イブな微分回路であつてもよい。

以上に説明したのは、本発明のアナログ形成の
実施例である。第１図の回路の機能はデイジタル
計算機を含む装置によつても実現され得る。それ
に適した計算機の一例は“フエイル・オペレーシ
ヨナル、フエイル・セーフ多重計算機制御システ
ムに於ける選択的デイスイブルメント”という名
称の1978年８月31日付米国特許出願第928583号に
記載されている。このシステムでは、計算機によ
り冗長センサ間の比較が行なわれ、もし不一致が
認められれば、別のセンサから数学的に導き出さ
れた代替信号との比較によりどちらのセンサに故
障が生じたのかが判定される。しかし、この判定
方法が有効なのは特定のセンサに限る（ピツチ・
レート及びロール・レート・ジヤイロの信号と垂
直ジヤイロの信号から導き出されたピツチ・レー
ト及びロール・レート信号との比較）。それに対
して、本発明は代替信号が容易に数学的に導き出
されないセンサを含む装置にも利用され得る。

さて第２図を参照すると、デイジタル形式の実
施例に於て第１図の部分１１に相当する零故障検
出部分の簡単化した論理流れ図が示されている。
ルーチンは零故障エントリ点８０で開始し、第１
テスト８２で機能故障フラグ及びパイロツト・オ
ーバーライド信号（後述するように、パイロツト
による手動制御によつて自動制御を無視すること
を示す信号）の有無により、アクテイビテイを監
視されているセンサにより制御される特定の機能
が（このセンサまたはその機能に関連する他のセ
ンサの故障の結果として）故障しているものと既
に判定されているか否かと、その機能が回復でき
るか否かを確認するためにパイロツトがオーバー
ライド（手動制御によつて自動制御を無視するこ
と）を行なうことを決定したか否か否かとがテス
トされる。このテストはルーチンの無意味な実行
を避けるためのものである。もしテスト８２の結
果が否定的(N)であれば、ルーチンはテスト８３に
進み、そこで航空機が地上にあるか否かが判定さ
れる。これは第１図の導線３６上の信号（航空機
が地上にあることを示す信号）の作用と同様であ
る。もし航空機が地上にあれば、アクテイビテイ
監視は後記のようにリセツトまたは再始動される
ことになる。他方、もし航空機が地上になけれ
ば、テスト８３の否定的結果によりルーチンはテ
スト８１に進み、そこで関連センサのアクテイビ
テイのテストが既に満足されているか否かが判定
される。もし満足されていれば、テスト８１の肯
定的(Y)結果によりルーチンはテスト８８（後記）
に進む。もしテスト８１の結果が否定的であれ
ば、ルーチンはテスト８４に進み、そこで関連セ
ンサの出力信号の大きさが基準と比較される。こ
れは第１図のウインドウ・コンパレータ２９が、
導線３０上の関連センサ３１の出力信号が所定の
スレシホルド値よりも大きいか否かを判定するの
と同様である。もし関連センサが十分な大きさの
出力を生じていれば、テスト８４の肯定的結果に
よりルーチンはステツプ８５に進み、そこで関連
センサ・アクテイビテイ・カウンタ（カウンタ値
が０のときに関連センサのアクテイビテイのテス
トが満足されていることを示す）が所定の基準か
ら減ぜられる。これは通常の形式の“パス・カウ
ンタ”である。たとえば、このカウンタが最初に
５にセツトされていれば、テスト８４から肯定的
結果が得られるたびにカウンタは１ずつ減ぜら
れ、５回の肯定的結果によりカウンタは０に達す
る。次にテスト８６で、カウンタが０に等しいか
否かがテストされ、もし等しければ、零故障検出
のためのテスト対象センサ（第１図のセンサ１
０）のアクテイビテイ監視が行なわれる。他方、
カウンタが０に等しくないと判定されれば、零故
障検出の過程はバイパスされる。このことは関連
センサ５がサイクル（または基準として用いられ
ている他のサイクル数）にわたりアクテイビテイ
を示していることを保証する。それにより、テス
ト対象センサ（センサ１０）がアクテイビテイを
有しているべきであり、零故障に関してテストさ
れ得ることが保証される。従つて、テスト８６の
肯定的結果はテスト８１の肯定的結果（カウンタ
＝０）と同等である。

テスト及びステツプ81〜86により、センサ１０
のアクテイビテイが監視され得ることが示される
と、テスト８８でセンサ出力の現在値（センサ
Ｎ）とその先行値（センサＭ）との差が所定のス
レシホルド値に達しないか否かが判定される。そ
の結果が肯定的であれば、ステツプ89でセンサ零
カウンタが増される。これは通常の形式のパス・
カウンタであり、サイクル毎にカウント値が増加
され、故障が連続的に数サイクルにわたつて認め
られなければ故障であると認識されないことを保
証する。それにより、急速に消える擬似条件によ
る無意味な故障表示が避けられる。ステツプ90で
は、センサ零カウンタが所定のパルス回数（３ま
たは５サイクルのオーダー）よりも高いカウント
まで進められたか否かが判定される。その結果が
肯定的であれば、ルーチンはステツプ91〜94に進
み、零故障コードがセツトされ、そのコードが
（たとえば前記米国特許出願に記載されている形
式のシステムであれば）メモリの不揮発性部分に
書込まれ、テスト対象センサの機能が故障してい
る事実を示すための機能故障フラグがセツトさ
れ、またその機能故障がパイロツトに表示され
る。ここで機能故障とは、たとえば自動飛行制御
システムが航空機の機首方向を保持する機能が喪
失している状態をいう。もし機首方向ジヤイロが
零故障を有すると判定されれば、機首方向保持機
能の故障が示される。パイロツトは、どの部品が
故障しているという事実よりも、どの機能が故障
しているという事実に関心がある。しかし、整備
員はどの部品が故障しているかに関心があるの
で、特定のセンサに対する零故障コードがセツト
され、不揮発性メモリに書込まれ、その事実が航
空機整備の際に確実に整備員に知らされれる。ス
テツプ93でセツトされる機能故障フラグは、前記
のように、テスト８２でテストされるフラグであ
る。機能故障フラグはシステム内の関連のある他
部分の故障の結果としてもセツトされ得る。たと
えば機首方向保持機能は自動飛行制御システムの
機首方向保持部分の電源喪失によつても失なわれ
る。従つて、この電源喪失の事実により、ステツ
プ93でセツトされテスト８２でテストされるもの
と同一の機能故障フラグがセツトされる。

ステツプ95で、（ステツプ89で増され、テスト
９０でテストされた）センサ零カウンタがリセツ
トされ、またステツプ96で、（ステツプ85で減ぜ
られ、テスト８６でテストされた）関連センサ・
アクテイビテイ・カウンタが基準値にリセツトさ
れる。これらのステツプは次回のルーチンで所定
回数の関連センサ・アクテイビテイの監視の後に
所定のテスト対象センサ・アクテイビテイの監視
により零故障の有無が判定されるようにするため
に必要である。ステツプ96の後に１回のルーチン
は完了し、リターン点９７から計算機プログラム
の他の部分に戻る。

テスト８３で航空機が地上にあることが示され
た場合（航空機以外の応用例ではそれに準ずる場
合）またはテスト８４で関連センサの出力の大き
さが基準値に達しないと判定された場合には、ス
テツプ98で関連センサ・アクテイビテイ・カウン
タが基準回数にセツトされる。従つて、それ以前
に基準カウントに満たない何回かのカウントが行
なわれたとしても、カウントは新規に開始され
る。また、このような場合には、第２図のステツ
プ85からステツプ96までの部分はバイパスされ
る。しかし、センサ零カウンタはステツプ99でリ
セツトされ、またセンサ出力値はステツプ100で
更新される。

関連センサ（３１、第１図）が所定の回数にわ
たり有意なアクテイビテイを有していたことが関
連センサ・アクテイビテイ・カウンタにより示さ
れ、従つてテスト対象センサ（１０、第１図）の
アクテイビテイがその零故障検出のために監視さ
れ得る場合に、センサ出力の現在値とその先行値
との差が所定のスレシホルド値よりも大きい（す
なわちセンサが十分にアクテイブである）ために
テスト８８の結果が肯定的であれば、その後の零
故障検出プログラム（ステツプ89〜96）はバイパ
スされ、また前記のように関連センサ・アクテイ
ビテイ・カウンタはステツプ９８で基準回数にセ
ツトされ、センサ零カウンタはステツプ９９で零
にリセツトされ、またセンサ出力値はステツプ
100で更新される。しかし、センサ出力の現在値
とその先行値との差が所定のスレシホルド値に達
しないためにステツプ88で零が検出された際には
常にセンサ零カウンタがステツプ89で増され、そ
のカウント回数がステツプ90でテストされる。零
がステツプ８８で所定の回数だけ検出されるまで
はテスト９０の結果は否定的であり、このような
場合にはセンサ出力の更新は行なわれず、ルーチ
ンはリターーン点９７から戻される。所定回数の
零が検出されたときに初めて零故障と判定される
ことは前記のとおりである。

第２図で説明したデイジタル形式の零故障検出
を第１図に示したアナログ・ハードウエアと比較
すると、テスト８３は航空機が地上にあることを
示す導線３６（第１図）上の信号によりタイマを
リセツトする作用と等価である。テスト８４はウ
インドウ・コンパレータ２９（第１図）と等価で
ある。テスト８８はウインドウ・コンパレータ５
２（第１図）と等価であり、ステツプ89及びテテ
スト９０はタイマ２０（第１図）のタイムアウト
と等価な機能である。第１図の導線３２上の再始
動信号の作用に相当するのは第２図のステツプ98
及び99（ならびにステツプ95及び96）の作用であ
る。

次に第３図を参照すると、第１図の部分１２に
相当するデイジタル形式の最大変化故障検出部分
の簡単化した論理流れ図が示されている。ルーチ
ンはは最大変化故障エントリ点１０１で開始し、
第１テスト１０２で第２図のテスト８２と同様に
機能故障フラグ及びパイロツト・オーバーライド
信号の有無がテストされる。テスト１０２の結果
が否定的であれば、テスト１０３で積分が既に開
始されているか否かが判定される。もし積分がま
だ開始されていなければ、ステツプ104で前のサ
イクルのセンサ出力値（センサＮ）が現在のセン
サ出力値（センサＭ）に更新され、またステツプ
105で積分器（後記のようにレジスタまたはメモ
リ場所）の初期値がセンサ出力の現在値にセツト
される。これは第１図の積分器６４に導線１６上
のリセツト／始動信号を与えることと等価であ
る。ステツプ106では、積分が開始されたことを
示すフラグがセツトされ、このフラグはその後に
ルーチンをテスト１０３からステツプ104〜106を
バイパスしてステツプ107に進めるに用いられる。

第３図のステツプ107は第１図の微分器５６と
等価であり、現在のセンサ出力値と前のサイクル
のセンサ出力値との差をとり、これらの間の差分
Ｄを求める。一対のテスト１０８、１０９はこの
差分が制御値（LIM）の範囲内であるか否かを
判定する。その結果が否定的であれば、第１図の
リミツタ６０と等価なステツプ110、111により差
分値は正または負の制限値にセツトされる。ステ
ツプ112では、ステツプ105でセツトされた初期値
にステツプ107で求められた差分値Ｄを加算する
ことにより積分が行なわれる。もし差分値Ｄが制
限値（LIM）の範囲内にありテスト１０８，１
０９の結果がいずれも否定的であれば、この差分
値は正の制限値でも負の制限値でもクランプさて
いないので、この差分値を初期値に加算した積分
値はセンサ出力の現在値Ｎと等しいはずである。
もし等しくなければ、ステツプ113で求められた
両値の差(X)は、ステツプ114で決定されるように、
所定の基準値（特定の機能に依存して予め設定さ
れる）よりも大きくなる。即ち、センサ出力の現
在値と前のサイクルの値との差が所定の制限値を
越えると、センサ出力が過大な変位速度で変化し
ていることを意味する。変位速度が速過ぎるた
め、差分値Ｄは制限され、積分値に加算された差
分値は、センサ出力の現在値とは等しくならな
い。しかし、十分な故障を示すためには、テスト
１１４で使用される基準値を越えてはならない。
しかし、その後のサイクルにおいて既に積分値に
影響を及ぼしているので、この過大な変位速度が
続いている場合には、不適当な量の差分値Ｄが加
えられながら更に積分値に影響を及ぼす。最終的
には、現在のセンサ値と積分値との差分値がテス
ト１１４の肯定的な結果を生ずる。このような事
態が起こると、最大変位カウンタはステツプ115
で増大され（これは、故障を認識する前に連続的
な幾つかの故障を要求するパスカウンタの形態と
同じである）、ステツプ116において、最大変位カ
ウンタが予め選択されたパス回数を越えたか否か
が判定される。越えている場合には、ステツプ
117−122において、故障が認識され、ハウスキー
ピングオペレーシヨンが行われる。ステツプ117
では、監視される特定のセンサのための最大変位
故障コードが設定される。このコードは、ステツ
プ118によつて不揮発性メモリに書き込まれる。
ステツプ119では、機能故障フラグが設定される
（これは、第２図のステツプ93において設定可能
な機能故障フラグと同じである）。また、ステツ
プ120（第２図のステツプ94に対応する）におい
て、その機能故障がパイロツトに表示される。次
に、ステツプ121において、最大変位カウンタが
リセツトされ、ステツプ122において、積分開始
フラグがリセツトされる。その後、このルーチン
が実行され（機能故障フラグがもはやセツトされ
ない後、あるいは、テスト１０２が否定的である
ようにパイロツトがオーバーライドスイツチを押
した場合）、第１図の導線１６上のリセツト／始
動信号により最大変位故障検出部分が再始動され
るのと同様に、エントリ点１０１から繰り返され
る。

テスト１１４で、現在値と積分値との差が基準
値を越えないと判定された場合には、テスト１１
４の否定的結果により、ステツプ123で過大速度
カウンタがリセツトされ、またステツプ124でセ
ンサ出力の最終サイクルの値が更新される。しか
し、いつたん故障が検出され、バス・カウンタが
増されていれば、ステツプ124はバイパスされる
ので、センサ出力の最終サイクルの値の更新は行
なわれない。このことは、高い変化速度が検出さ
れている場合に必要である。なぜならば、センサ
が突変的に故障した場合に、もしセンサ出力値が
突変後の値に更新されたとすれば、それ以降のす
べてのサイクルでは新旧の値がほぼ等しく、パ
ス・カウンタが増されないからでである。換言す
れば、所定の回数のサイクルに対して突変前のセ
ンサ出力値が保持され、突変後のセンサ出力値と
比較されることがステツプ116で所定のパス回数
の超過により故障判定が行なわれ得るための必要
条件である。ステツプ124（１回も故障が検出され
ない）またはステツプ116（少なくとも１回の故障
が検出された）またはステツプ122（所定の回数の
故障が検出された）はリターン点１２６を通つて
プログラムの他の部分に進み得る。

前記のように、第２図及び第３図で説明した本
発明によるデイジタル形式のシステムは前記米国
特許出願に記載されている形式の装置を用いて実
現され得る。たとえば、その明細書に表で説明さ
れているダイレクト・メモリ・アクセス・データ
移動を本発明に於けるセンサ出力値の読込みに用
い得る。また、その明細書に記載されているイン
ターラプト・ルーチンRT１〜RT４を本発明に
於けるサブルーチンとして用い得る。さらに、た
とえば、その明細書の第９図のサブルーチン９０
６と第１３図のサブルーチン１３０４とはそれぞ
れ対気速度故障検出、機首方向故障検出のための
テストに利用され得る。

第１図の導線７０上の信号のように速度制限さ
れた信号が安全性の尺度として既に得られている
場合には、本発明による自動監視のために装置５
６，６０及び６６を使用する必要はなく既存の速
度制限値を加算点７２に直接与えることができ、
また第３図でステツプ112からステツプ113に与え
る積分値として既存の速度制限値を利用すること
ができる。

以上には、本発明をヘリコプタまたは他の航空
機の自動飛行制御システムに応用するものとして
説明してきた。しかし本発明の原理は、センサの
インアクテイビテイまたはハイパーアクテイビテ
イがセンサの故障を検出するのに監視され得る場
合、一層詳細には、センサの出力が零であるべき
ではない時期をアイデンテイフアイし得る関連セ
ンサが存在している場合にセンサの零故障及び過
大速度故障を検出するのに、航空機以外にも応用
可能である。アナログ形式とデイジタル形式との
選択が、本発明の適用対象であるシステムにいず
れにせよデイジタル・プロセツシング能力が必要
とされるか否かに関係することは勿論である。本
発明に於て必要とする機能は簡単なものであるか
ら、デイジタル・システムの形式は任意であつて
よく、非常に小さいマイクロコンピユターの使用
も可能である。従つて、第２図及び第３図で説明
したデイジタル形式の実施例は任意に形式のデイ
ジタル・プロセツシング・システムに適した標準
的なプログラミング手法を用いて実現可能であ
る。実施例では信号として振幅が用いられている
が、周波数信号、パルス幅信号なども用いられ得
る。

本発明をその典型的な実施例について図示し説
明してきたが、本発明の範囲から逸脱することな
く、その形態及び細部に前記及び他の種々の変
更、省略及び追加がなされ得ることは当業者によ
り理解されよう。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明のアナログ形式の実施例の簡単
化したブロツク図である。第２図は本発明のデイ
ジタル形式の実施例に於ける零故障検出部分の簡
単化した論理流れ図である。第３図は本発明のデ
イジタル形式の実施例に於ける最大変化故障検出
部分の簡略化した論理流れ図である。 １０……センサ、１１……零故障検出部分、１
２……最大変化故障検出部分、１３……故障表示
用双安定素子、１４……オア回路、１７……オア
回路、２０……タイマ、２４……センサ・アクテ
イビテイ検出器、２７……双安定素子、２９……
ウインドウ・コンパレータ、３１……開連セン
サ、３４……オア回路、４０……スイツチ、４４
……保持回路、４８……加算点、５２……ウイン
ドウ・コンパレータ、５６……微分回路、６０…
…リミツタ、６４……積分回路、６６……始動ス
イツチ、７２……加算点、７６……ウインドウ・
コンパレータ。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 複数の航空機制御パラメータの内の所定の第
   一の制御パラメータを検出して第一の出力信号を
   発生する第一のセンサと、 前記第一の制御パラメータが変化したときにこ
   れに伴つて必然的に変化する第二の制御パラメー
   タを検出して第二の出力信号を発生する第二のセ
   ンサと、 前記第一の出力信号を変化率を所定範囲内に維
   持するように前記第一の出力信号の信号値を制限
   し、この第一の出力信号の制御信号を航空機の制
   御装置に出力する制御信号発生手段と、 前記第二のセンサが出力する第二の出力信号の
   変化量を検出し、該第二の出力信号の変化量が所
   定値以上となつてから前記第一の出力信号の変化
   量が第一の閾値に達するまでの経過時間を計測し
   て、該計側時間が所定時間以上となつたときに第
   一のセンサの故障を示す第一の故障検出信号を発
   生する第一の故障検出手段と、 前記第一の出力信号と前記制限信号の信号値を
   比較して、出力信号の差が所定の第二の閾値以上
   となつた時に第一のセンサの故障を示す第二の故
   障検出信号を発生する第二の故障検出手段とによ
   つて構成したことを特徴とする航空機の自動飛行
   制御システムにおけるセンサシステムの故障検出
   装置。 ２ 複数の航空機制御パラメータの内の所定の第
   一の制御パラメータを検出して第一の出力信号を
   発生する第一のセンサと、 前記第一の制御パラメータが変化したときにこ
   れに伴つて必然的に変化する第二の制御パラメー
   タを検出して第二の出力信号を発生する第二のセ
   ンサと、 前記第一の出力信号を変化率を所定範囲内に維
   持するように前記第一の出力信号の信号値を制限
   し、この第一の出力信号の制限信号を航空機の制
   御装置に出力する制限信号発生手段と、 前記第二のセンサが出力する第二の出力信号の
   変化量を検出し、該第二の出力信号の変化量が所
   定値以上となつてから前記第一の出力信号の変化
   量が第一の閾値に達するまでの経過時間を計測し
   て、該計測時間が所定時間以上となつたときに第
   一のセンサの故障を示す第一の故障検出信号を発
   生する第一の故障検出手段と、 前記第一の出力信号と前記制限信号の信号値を
   比較して、出力信号の差が所定の第二の閾値以上
   となつた時に第一のセンサの出力信号の異常変化
   を示す異常変化検出信号を発生する異常変化検出
   信号発生手段と、 前記異常変化検出信号の継続をカウントしてカ
   ウント値が所定時間に対応した第三の閾値に達し
   た時に前記第一のセンサの故障を示す第二の故障
   検出信号を発生する第二の故障検出手段とによつ
   て構成したことを特徴とする航空機の自動飛行制
   御システムにおけるセンサシステムの故障検出装
   置。