KR102180208B1 - 항공기 모니터링 시스템 - Google Patents

항공기 모니터링 시스템 Download PDF

Info

Publication number
KR102180208B1
KR102180208B1 KR1020140012021A KR20140012021A KR102180208B1 KR 102180208 B1 KR102180208 B1 KR 102180208B1 KR 1020140012021 A KR1020140012021 A KR 1020140012021A KR 20140012021 A KR20140012021 A KR 20140012021A KR 102180208 B1 KR102180208 B1 KR 102180208B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
aircraft
control
surface system
controller
response
Prior art date
Application number
KR1020140012021A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20140103835A (ko
Inventor
엠. 페늘 씬
에릭 아론 노아
고든 맥도날드 대런
Original Assignee
더 보잉 컴파니
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 더 보잉 컴파니 filed Critical 더 보잉 컴파니
Publication of KR20140103835A publication Critical patent/KR20140103835A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102180208B1 publication Critical patent/KR102180208B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B64C13/503—Fly-by-Wire
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
    • G—PHYSICS
    • G08—SIGNALLING
    • G08B—SIGNALLING OR CALLING SYSTEMS; ORDER TELEGRAPHS; ALARM SYSTEMS
    • G08B23/00—Alarms responsive to unspecified undesired or abnormal conditions

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Emergency Management (AREA)
  • Business, Economics & Management (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • User Interface Of Digital Computer (AREA)
  • Testing And Monitoring For Control Systems (AREA)
  • Alarm Systems (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

본 발명은 항공기(202)를 모니터링하기 위한 방법 및 장치에 관한 것이다. 조종사 제어장치 입력 신호(224)가 수신된다. 비행 제어장치 모델(230)에 의해 제어된 제어장치 표면 시스템(206)의 응답이 조종사 제어장치 입력 신호(224)를 이용해서 식별된다. 경보(240)가 제어장치 표면 시스템(206)이 포화되는 제어장치 표면 시스템(206)에 관한 임계(241)에 도달할 때 발생된다.

Description

항공기 모니터링 시스템{AIRCRAFT MONITORING SYSTEM}
본 발명은 일반적으로 항공기에 관한 것으로, 특히 항공기의 비행을 모니터링하는 것에 관한 것이다. 특히, 본 발명은 항공기를 테스트하는 동안 항공기의 상태의 인식(awareness)를 제공하기 위한 방법 및 장치에 관한 것이다.
항공기가 개발될 때, 테스트하는 것은 항공기의 개발의 부분으로서 수행된다. 비행을 테스트하는 것이 항공기의 비행 동안 항공기의 성능에 관한 데이터를 수집하기 위해 완료된다. 이러한 데이터는 항공기를 평가하는데 이용될 수 있다. 예컨대, 데이터는 항공기를 위한 특정 설계의 성능을 유효하게 하는데 이용될 수 있다.
부가적으로, 데이터는 항공기가 원하는 바와 같이 비행하고 원하는 수준의 안전성을 제공하는가의 여부를 결정하는데 이용될 수 있다. 비행 테스트는 또한 특정 정부 기관의 안전성 및 성능 요구에 관하여 항공기를 보증하는데 이용될 수 있다.
비행 테스트 동안, 조종사는 다른 조종을 수행하기 위해 제어장치(controls)를 조작한다. 제어장치의 조작은 항공기를 위한 제어장치 표면(control surfaces)의 위치결정(positioning)을 변경시킬 수 있다. 비행 테스트가 진행됨에 따라, 조종사는 제어장치 표면이 제어장치 표면의 한계를 향해 이동하도록 할 수 있다.
예컨대, 조종사는 항공기의 피치(pitch)를 변경시키기 위해 제어장치를 조작할 수 있다. 피치의 변경은 비행 테스트 동안 또한 다른 비행 테스트에 걸쳐 점진적으로 더욱 적극적으로 될 수 있다. 피치의 이러한 변경은 제어장치 표면이 한계에 도달하도록 할 수 있다. 한계에 도달될 때, 항공기는 원하는 바와 같이 또는 예상한 바와 같이 수행될 수 없다.
많은 현재 이용되고 있는 비행 제어장치 시스템(flight control systems)은 항공기의 제어장치 표면에 기계적으로 연결된 조종석에 제어장치를 갖는다. 이들 제어장치는 종종 링크장치(linkages), 케이블, 및 다른 기계적 구성요소에 의해 제어장치 표면에 연결된다. 이러한 형태의 비행 제어장치 시스템에 따르면, 조종석의 제어장치가 한계로 이동할 때, 제어장치 표면은 또한 이동의 한계에 도달한다. 이러한 방법에 있어서, 조종사는 제어장치 표면이 한계에 도달할 때 제어장치 표면이 얼마나 멀리 조작될 수 있는가에 대해 말할 수 있다. 즉, 제어장치 표면의 한계가 도달될 때, 해당 특정 제어장치 표면에 대응하는 제어장치는 더 이상 조작될 수 없게 된다.
비행 테스트를 수행함에 있어서, 항공기를 비행 테스트하는 초기 과정에서의 조종 동안 제어장치 표면을 이동시키기 위한 한계에 도달하는 것이 종종 바람직하지 않다. 결과적으로, 조종사는 한계를 향해 제어장치 표면을 이동시키도록 할 수 있지만, 테스트 및 정규 비행 동안 한계에 도달하는 것을 회피한다.
플라이-바이-와이어 시스템(fly-by-wire systems) 형태의 비행 제어장치 시스템에 따른 항공기의 테스트는 기계적 제어장치 시스템에 따른 테스트 보다 더 어려울 수 있다. 플라이-바이-와이어 제어장치 시스템은 전자 인터페이스를 갖는 기계적 시스템과 함께 발견된 수동 비행 제어장치를 대체한다.
따라서, 조종사가 조종석에서 제어장치를 이동시킬 때, 제어장치의 이러한 이동은 유선, 광섬유, 또는 다른 형태의 통신 링크를 거쳐 전송된 신호로 변환된다. 이들 신호는 명령된 항공기 응답으로서 항공기의 컴퓨터에 의해 해석된다. 결국, 컴퓨터는 명령된 항공기 응답을 초래하도록 비행 제어장치 표면으로 보내지는 신호를 발생시킨다. 이들 신호는, 비행 제어장치 표면과 관련된, 액츄에이터와 같은, 장치로 보내진다.
결과적으로, 조종사는 조종사 제어장치의 위치를 기초로 비행 제어장치 표면의 실제 위치에 대한 느낌을 갖을 수 없게 된다. 결과적으로, 비행 제어장치 표면에 대한 한계를 회피하도록 시도할 때 플라이-바이-와이어 제어장치 시스템을 이용하는 항공기의 비행 테스트는 더욱 어려울 수 있다. 따라서, 상기 논의된 몇몇 문제뿐만 아니라 다른 가능한 문제를 고려하는 방법 및 장치를 갖는 것이 바람직하다.
본 발명은 상기한 점을 감안하여 발명된 것으로, 항공기를 모니터링하기 위한 방법 및 장치를 제공함에 그 목적이 있다.
하나의 실례로 되는 실시예에 있어서, 항공기를 모니터링하기 위한 방법이 제공된다. 조종사 제어장치 입력 신호가 수신된다. 비행 제어장치 모델에 의해 제어된 제어장치 표면 시스템의 응답이 조종사 제어장치 입력 신호를 이용해서 식별된다. 경보가 제어장치 표면 시스템이 포화되는 제어장치 표면 시스템에 관한 임계에 도달할 때 발생된다.
다른 실례로 되는 실시예에 있어서, 항공기를 모니터링하기 위한 방법이 제공된다. 조종사 제어장치 입력 신호가 수신된다. 비행 제어장치 모델에 의해 제어된 제어장치 표면 시스템의 응답이 조종사 제어장치 입력 신호를 이용해서 식별된다. 제어장치 표면 시스템의 응답의 디스플레이가 제어장치 표면 시스템의 위치에 대한 범위를 기초로 수정된다.
또 다른 실례로 되는 실시예에 있어서, 장치가 비행 모니터를 구비하여 구성된다. 비행 모니터는 항공기를 위한 조종사 제어장치 입력 신호를 수신하고 조종사 제어장치 입력 신호를 이용해서 비행 제어장치 모델에 의해 제어된 제어장치 표면 시스템의 응답을 식별하도록 구성된다. 비행 모니터는 제어장치 표면 시스템이 포화되는 제어장치 표면 시스템에 관한 임계에 도달할 때 경보를 발생시키도록 더 구성된다.
또 다른 실례로 되는 실시예에 있어서, 장치가 비행 모니터를 구비하여 구성된다. 비행 모니터는 항공기를 위한 조종사 제어장치 입력 신호를 수신하고 조종사 제어장치 입력 신호를 이용해서 비행 제어장치 모델에 의해 제어된 제어장치 표면 시스템의 응답을 식별하도록 구성된다. 비행 모니터는 제어장치 표면 시스템의 위치에 대한 범위를 기초로 제어장치 표면 시스템의 응답의 디스플레이를 수정하도록 더 구성된다.
특징 및 기능은 본 발명의 다양한 실시예와 독립적으로 달성될 수 있거나 더욱 상세한 내용을 이하의 설명 및 도면을 참조하여 알 수 있는 또 다른 실시예에 결합될 수 있다.
도 1은 실례로 되는 실시예에 따른 항공기의 도면이다.
도 2는 실례로 되는 실시예에 따른 항공기 모니터링 환경의 블록도의 도면이다.
도 3은 실례로 되는 실시예에 따른 GUI(graphical user interface)의 블록도의 도면이다.
도 4는 실례로 되는 실시예에 따른 그패픽 사용자 인터페이스의 도면이다.
도 5는 실례로 되는 실시예에 따른 횡방향 포화(lateral saturation)의 도면이다.
도 6은 실례로 되는 실시예에 따른 종방향 포화(longitudinal saturation)의 도면이다.
도 7은 실례로 되는 실시예에 따른 지향적 포화(directional saturation)의 도면이다.
도 8은 실례로 되는 실시예에 따른 시간 경과에 따른 피치 제어장치를 위한 그패픽 사용자 인터페이스 엘리먼트의 도면이다.
도 9는 실례로 되는 실시예에 따른 플라이-바이-와이어 항공기를 모니터링하기 위한 프로세스의 플로우차트의 도면이다.
도 10은 실례로 되는 실시예에 따른 플라이-바이-와이어 항공기를 모니터링하기 위한 프로세스의 플로우차트의 다른 도면이다.
도 11은 실례로 되는 실시예에 따른 데이터 처리 시스템의 블록도의 도면이다.
실례로 되는 실시예는 하나 이상의 다른 고려를 인식 및 참작한다. 예컨대, 실례로 되는 실시예는 플라이-바이-와이어 제어장치 시스템을 구비하는 항공기의 제어장치가 원하는 양의 피드백을 제공하지 않을 수 있음을 인식 및 참작한다. 예컨대, 기계적 제어장치 시스템과는 달리, 플라이-바이-와이어 제어장치 시스템은 제어장치 표면의 위치의 물리적 한계에 접근되거나 도달할 때를 나타내지 않을 수 있다.
실례로 되는 실시예는 또한 플라이-바이-와이어 제어장치 시스템이 증가물(augmentations)을 포함할 수 있음을 인식 및 참작한다. 예컨대, 제어장치 규정(control laws)과 같은, 소프트웨어가 제어장치 시스템의 제어장치를 이동시키는 것으로부터 원하는 결과를 예측하는데 이용될 수 있다. 소프트웨어는 제어장치 표면에 대해 명령을 발생시켜 제어장치 표면이 조종사에 의해 조작된 제어장치의 위치에 의해 나타내어질 수 있는 것 이상 또는 이하로 이동하도록 제어장치 표면을 야기시킨다. 소프트웨어를 기로로 하는 한계는 제어장치 한계(control limit)로서 언급될 수 있다.
결과적으로, 플라이-바이-와이어 제어장치 시스템의 이러한 형태의 증가물은 제어장치 표면의 이동에 대한 물리적 한계가 접근되거나 도달하게 되는 때를 아는 것의 어려움을 더욱 증가시킬 수 있다. 즉, 소프트웨어는 제어장치 표면의 실제 기계적 한계에 부가하여 제어장치 표면의 이동에 대한 한계를 설정할 수 있다. 결과적으로, 제어장치 표면의 이동의 한계는 특정 위치로의 이동에 대한 제어장치 표면의 실제 능력뿐만 아니라 소프트웨어를 기초로 하는 이동에 대한 제어장치 표면의 능력을 기초로 할 수 있다.
따라서, 실례로 되는 실시예는 항공기를 모니터링하기 위한 방법 및 장치를 제공한다. 특히, 실례로 되는 실시예는 플라이-바이-와이어 제어장치 시스템을 구비하는 항공기를 모니터하는데 이용될 수 있다.
하나의 실례로 되는 예에 있어서, 조종사 제어장치 입력 신호가 수신된다. 비행 제어장치 모델(flight control model)에 의해 제어된 제어장치 표면 시스템의 응답이 조종사 제어장치 입력 신호를 이용해서 식별된다. 제어장치 표면 시스템이 포화되어 가는 제어장치 표면 시스템에 관한 임계에 도달할 때 경보(alert)가 발생된다. 즉, 경보는 제어장치 표면 시스템이 제어장치 표면 시스템에 대한 전체 편향 능력(full deflection capability)에 접근하고 있는 것을 나타내는 응답일 수 있다.
도면, 특히 도 1을 참조하면, 항공기의 도면이 실례로 되는 실시예에 따라 도시된다. 이러한 실례로 되는 예에 있어서, 항공기(100)는 바디(106)에 부착된 날개(102) 및 날개(104)를 갖는다. 항공기(100)는 날개(102)에 부착된 엔진(108)과 날개(104)에 부착된 엔진(110)을 포함한다.
바디(106)는 기수부(nose section; 112) 및 꼬리부(tail section; 114)를 갖는다. 수평안전판(horizontal stabilizer; 116), 수평 안전판(118), 및 수직 안전판(vertical stabilizer; 120)이 바디(106)의 꼬리부(114)에 부착된다.
항공기(100)는 비행 모니터(flight monitor)가 실례로 되는 실시예에 따라 구현될 수 있는 항공기의 예이다. 비행 모니터는 항공기(100) 상의 제어장치 표면(122)을 모니터하도록 항공기(100)에서 구현될 수 있다. 제어장치 표면(122)의 이러한 모니터링은 항공기(100) 상에서 제어장치 표면(122)의 위치를 포함할 수 있다. 비행 모니터는 또한 항공기(100)에 의한 조종(maneuvers)을 위한 이동을 모니터할 수 있다. 예컨대, 비행 모니터는 항공기(100)에 의해 수행된 롤(roll)을 모니터할 수 있다.
도시된 바와 같이, 제어장치 표면(122)은 보조날개(124), 보조날개(126), 보조날개(128), 보조날개(130), 보조날개(132) 및 보조날개(134)와 같은 제어장치 표면을 포함한다. 제어장치 표면(122)은 또한, 예컨대 승강타(elevator; 136), 승강타(138) 및 승강타(140)를 포함할 수 있다. 물론, 이들은 단지 항공기(100)를 위한 주요 제어장치 표면의 몇몇 형태의 예이다. 항공기(100)는, 예컨대, 제한 없이, 스포일러(spoilers), 에어 브레이크(air brakes), 슬래트(slats), 제어장치 탭(control tabs), 및 항공기(100)의 이동을 제어하는데 이용될 수 있는 다른 적절한 형태의 제어장치 표면과 같은, 다른 제어장치 표면을 포함할 수 있다.
항공기(100)가 상업적인 비행기의 형태로 도시됨에도 불구하고, 다른 실례로 되는 실시예가 다른 형태의 항공기에 적용될 수 있다. 예컨대, 실례로 되는 실시예는 군용 비행기, 회전날개 항공기(rotorcraft), 및 다른 적절한 형태의 항공기에 적용될 수 있다.
다음에 도 2를 참조하면, 항공기 모니터링 환경의 블록도의 도면이 실례로 되는 실시예에 따라 도시된다. 이러한 도시된 예에 있어서, 항공기 모니터링 환경(200)은 항공기(202)의 성능이 모니터될 수 있는 환경이다. 도 1의 항공기(100)는 항공기(202)를 위한 하나의 구현의 예이다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 비행 모니터(204)는 제어장치 표면 시스템(206)을 모니터하도록 구성된다. 도시된 바와 같이, 비행 모니터(204)는 소프트웨어, 하드웨어, 펌웨어(firmware), 또는 그 조합으로 구현될 수 있다. 소프트웨어가 이용될 때, 비행 모니터(204)에 의해 수행된 동작은 프로세서 유닛 상에서 실행되도록 구성된 프로그램 코드로 구현될 수 있다. 펌웨어가 이용될 때, 비행 모니터(204)에 의해 수행된 동작은 프로그램 코드(program code) 및 데이터로 구현되고 프로세서 유닛 상에서 실행되도록 영구 메모리(persistent memory)에 저장될 수 있다. 하드웨어가 채용될 때, 하드웨어는 비행 모니터(204)에서 동작을 수행하도록 동작하는 회로를 포함할 수 있다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 하드웨어는 회로 시스템, 집적 회로, ASIC(application specific integrated circuit), 프로그래머블 로직 장치(programmable logic device), 또는 다수의 동작을 수행하도록 구성된 몇몇 다른 적절한 형태의 하드웨어의 형태를 취할 수 있다. 프로그래머블 로직 장치에 따르면, 장치는 다수의 동작을 수행하도록 구성된다. 장치는 나중에 재구성될 수 있거나 다수의 동작을 수행하도록 영구적으로 구성될 수 있다. 프로그래머블 로직 장치의 예는, 예컨대 프로그래머블 로직 어레이, 프로그래머블 어레이 로직, 필드 프로그래머블 로직 어레이, 필드 프로그래머블 게이트 어레이, 및 다른 적절한 하드웨어 장치를 포함한다. 부가적으로, 프로세스는 무기 구성요소와 통합된 유기 구성요소로 구현될 수 있고 및/또는 전체적으로 사람을 포함하는 유기 구성요소로 이루어질 수 있다. 예컨대, 프로세스는 유기 반도체(organic semiconductors)에서의 회로로서 구현될 수 있다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 비행 모니터(204)는 항공기(202)의 컴퓨터 시스템(208)에서 구현될 수 있다. 컴퓨터 시스템(208)은 이들 실례로 되는 예에서 하나 이상의 컴퓨터이다. 하나 이상의 컴퓨터가 컴퓨터 시스템(208)에 존재할 때, 이들 컴퓨터는 네트워크와 같은 통신 매체를 이용해서 서로 통신할 수 있다.
이들 도시된 예에 있어서, 제어장치 표면 시스템(control surface system; 206)은 항공기(202)와 관련된 제어장치 표면(control surface; 210)이다. 즉, 제어장치 표면 시스템(206)은 제어장치 표면(210)에서의 하나 이상의 제어장치 표면을 포함한다.
제어장치 표면 시스템(206)에서의 제어장치 표면(210)은 오퍼레이터(214)에 의해 제어장치(212)의 조작에 응답하여 움직이는 하나 이상의 제어장치 표면으로 이루어진다. 제어장치 표면 시스템(206)은, 예컨대 롤 제어장치 표면 시스템(roll control surface system), 요 제어장치 표면 시스템(yaw control surface system), 피치 제어장치 표면 시스템(pitch control surface system), 또는 몇몇 다른 적절한 형태의 제어장치 표면 시스템일 수 있다.
제어장치(212)는 다수의 다른 형태를 취할 수 있다. 예컨대, 제어장치(212)는 항공기(202)의 구성 또는 움직임을 제어함에 있어서 오퍼레이터(214)에 의해 조작될 수 있는 휠(wheel), 조종간(column), 페달(pedal), 조이스틱(joystick), 레버(lever), 또는 몇몇 다른 적절한 제어장치로부터 선택될 수 있다.
제어장치(212)는 하나 이상의 포화 한계(213)를 갖는다. 이들 실례로 되는 예에 있어서, 제어장치(212)에 대한 포화 한계(saturation limits; 213)는 물리적 한계이다. 포화 한계(213)는 항공기(202)의 모든 비행 상황 및 구성에 대해 일정할 수 있거나 일정하지 않을 수 있다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 제어장치(212)는 제어장치 표면 시스템(206)을 직접 조작하지는 않는다. 도시된 바와 같이, 항공기(202)는 플라이-바이-와이어 항공기(216)의 형태를 취한다. 즉, 항공기(202)는 플라이-바이-와이어 제어장치 시스템(220)의 형태의 제어장치 시스템(218)을 갖는다.
제어장치 시스템(218)은, 제어장치 표면(210)을 동작시키도록, 제어장치(212)를 포함하는, 제어장치들(controls; 222)을 위한 인터페이스이다. 이들 실례로 되는 예에 있어서, 제어장치 시스템(218)은 소프트웨어, 하드웨어, 또는 그 몇몇 조합을 이용해서 구현될 수 있다. 제어장치 시스템(218)은 또한 이들 실례로 되는 예에서 컴퓨터 시스템(208) 내에 구현될 수 있다.
이들 도시된 예에 있어서, 오퍼레이터(214)는 제어장치들(controls; 222)에서의 제어장치(control; 212)를 조작하는 것에 의해 조종사 제어장치 입력 신호(pilot control input signal; 224)를 발생시킬 수 있다. 조종사 제어장치 입력 신호(224)는 비행 모니터(204)에 의해 수신될 수 있다. 이들 실례로 되는 예에 있어서, 조종사 제어장치 입력 신호(224)는 항공기(202) 중 하나에 위치된 제어장치 및 항공기(202)용 시뮬레이터에 의해 발생될 수 있다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 조종사 제어장치 입력 신호(224)는 오퍼레이터(214)에 의해 수행된 제어장치(212)의 조작을 나타낸다. 예컨대, 조종사 제어장치 입력 신호(224)는 제어장치(212)의 위치의 변경 및 특정 구현에 따른 다른 적절한 형태의 정보를 나타낼 수 있다.
제어장치 시스템(218)은 오퍼레이터(214)에 의한 제어장치(212)의 조작에 응답하여 제어장치(212)에 의해 발생된 조종사 제어장치 입력 신호(224)를 이용해서 제어장치 표면 시스템(206)의 구성(configuration; 226)을 제어하도록 구성된다. 즉, 제어장치 시스템(218)은 제어장치 표면 시스템(206)의 제어장치 표면의 위치의 변경을 야기시키기 위해 제어장치 표면 시스템(206)을 제어하도록 명령(command; 228)을 보낼 수 있다. 이들 실례로 되는 예에 있어서, 명령(228)은 제어장치 표면의 위치를 변경시키도록 제어장치 표면 시스템(206)과 관련된 하나 이상의 액츄에이터를 야기시킬 수 있다. 몇몇 경우에 있어서, 제어장치 표면 시스템(206)이 하나 이상의 제어장치 표면을 포함하면 하나 이상의 제어장치 표면이 이동될 수 있다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 제어장치 시스템(218)은 명령된 항공기 응답(commanded aircraft response)으로서 조종사 제어장치 입력 신호(224)를 해석한다(interprets). 제어장치 시스템(218)은 명령된 항공기 응답을 매치시키는 예측된 항공기 응답을 야기시키게 되는 명령(228)을 식별하기 위해 비행 제어장치 모델(flight control model; 230)을 이용한다. 비행 제어장치 모델(230)은 명령된 항공기 응답을 초래하게 되는 명령(228)을 결정하도록 현재의 항공기 구성(current aircraft configuration)과 비행 상황(flight conditions)을 이용한다.
도시된 바와 같이, 비행 제어장치 규정(flight control laws; 232)은 명령된 항공기 응답과 실제 항공기 응답간의 에러를 결정하기 위해 센서 데이터(250)를 모니터한다. 비행 제어장치 모델(230)은 이어 제로(zero)로 항공기 응답 에러를 감소시키기 위해 명령(228)을 조정한다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 비행 제어장치 규정(232)은 명령(228)을 발생시키는 것에 있어서 명령된 항공기 응답으로서 조종사 제어장치 입력 신호(224)를 해석한다. 결과적으로, 제어장치 표면 시스템(206)을 위한 구성(226)은 제어장치(212)의 조작을 기초로 오퍼레이터(214)에 의해 예상된 것과는 다를 수 있다.
예컨대, 제어장치(212)가 조종간(column)이면, 오퍼레이터(214)는 조종간이 조종간의 이동의 한계에 도달하지 않도록 조종간을 움직일 수 있다. 그러나, 비행 제어장치 규정(232) 및 비행 제어장치 모델(230)을 이용하는 제어장치 시스템(218)은 명령(228)을 발생시킬 수 있어 제어장치 표면 시스템(206)의 승강타(elevator)가 승강타의 물리적 한계로 이동하도록 하게 한다. 즉, 비행 제어장치 규정(232)은 제어장치 표면이 물리적 한계까지 이동하도록 할 수 있고 여전히 응답 에러를 감소시키기 위한 시도에 있게 된다.
실례로 되는 예에 있어서, 제어장치 시스템(218)은 비록 조종사 제어장치 입력 신호(224)가 제로일지라도 명령(228)을 발생시키기 위해 비행 제어장치 모델(230)을 이용할 수 있다. 즉, 제어장치 시스템(218)은 조종사로부터의 입력 없이 자동적으로 기능을 수행할 수 있다. 예컨대, 제어장치 시스템(218)은 응답 에러를 제거하도록 명령(228)을 발생시킬 수 있다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 제어장치 표면 시스템(206)은 다수의 포화 한계(saturation limits; 233)를 갖을 수 있다. 여기서 이용된 바와 같이, 참조 아이템과 함께 이용될 때 "다수(number of)"는 하나 이상의 아이템을 의미한다. 예컨대, 다수의 포화 한계(233)는 하나 이상의 포화 한계이다.
다수의 포화 한계(233)에서의 포화 한계는 제어장치 표면 시스템(206)에서의 제어장치 표면의 이동에 대한 물리적 한계이다. 포화 한계는 이동에 대한 제어장치 표면의 능력의 물리적 한계로서 기계적으로 기초할 수 있다. 즉, 포화 한계는 제어장치 표면의 설계에 의해 정의될 수 있다. 포화 한계는 또한 프로세스 또는 소프트웨어 기반일 수 있다. 이 경우에 있어서, 제어장치 표면의 설계는 더 이동하도록 허용할 수 있지만, 이동은 프로세스 또는 소프트웨어에 의해 제한될 수 있다. 이들 제한은 하나 이상의 제어장치 표면에 대한 전체 편향 능력(full deflection capability)을 나타낼 수 있다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 포화 한계는 제어장치 시스템(218)에 의해 설정될 수 있다. 특히, 비행 제어장치 규정(232)은 제어장치 표면이 다수의 포화 한계(233) 내에서 포화 한계를 형성하도록 물리적 한계 보다 적은 한계를 발생시킬 수 있다.
도시된 바와 같이, 비행 모니터(204)는 제어장치 표면 시스템(206)의 제어장치 표면(210)의 구성(226)에 관한 정보(234)를 제공하도록 구성된다. 이들 실례로 되는 예에 있어서, 정보(234)는 컴퓨터 시스템(208)의 디스플레이 시스템(238)의 그래픽 사용자 인터페이스(graphical user interface; 236)에서 정보(234)를 디스플레이하는 것에 의해 제공될 수 있다. 디스플레이 시스템(238)은 하드웨어이고 하나 이상의 디스플레이 장치를 포함할 수 있다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 비행 모니터(204)는 경보(alert; 240)를 발생시킬 수 있다. 경보(240)는 제어장치 표면 시스템(206)이 임계(threshold; 241)에 도달할 때 발생될 수 있다. 도시된 바와 같이, 임계(241)는 포화되는 제어장치 표면 시스템(206)과 관련된다. 즉, 임계(241)는 포화 한계가 임계(241)와 관련된 다수의 포화 한계(233)에 도달하기 전에 도달될 수 있다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 임계(241)는 특정 구현에 따라 다수의 여러 방법에서 선택될 수 있다. 예컨대, 임계(241)는 제어장치 표면 시스템(206)이 포화에 도달할 때의 퍼센트, 값, 제어장치 표면 시스템(206)이 포화에 도달하는 실제 지점, 또는 몇몇 적절한 측정일 수 있다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 포화에 도달하는 제어장치 표면 시스템(206)은 원하지 않는 상황이다. 제어장치 표면 시스템(206)이 포화에 도달할 때, 제어장치 표면 시스템(206)은 원하는 방법으로 항공기(202)의 이동을 제어하도록 동작하지 않을 수 있다. 결과적으로, 항공기(202)는 원하지 않는 방법으로 이동할 수 있다. 예컨대, 항공기(202)는 원하는 것 보다 더 천천히 조종을 수행하고, 원하지 않는 조종을 수행하며, 또는 몇몇 다른 형태의 원하지 않은 또는 예상하지 않았던 이동에 관여할 수 있다.
도시된 바와 같이, 제어장치 표면 시스템(206)은 제어장치 표면 시스템(206)의 하나 이상의 제어장치 표면이 제어장치 표면의 이동에 관하여 물리적 한계에 도달할 때 기계적으로 포화될 수 있다. 이러한 물리적 한계는 제어장치 표면의 설계, 제어장치 시스템(218)에 의해 설정된 한계, 또는 그 몇몇 조합을 기초로 할 수 있다. 결과적으로, 제어장치 표면은 원하는 방법으로 항공기(202)의 항공기 응답 에러를 감소시키는데 필요한 힘의 양을 제공하는 방법으로 위치될 수 없다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 다수의 포화 한계(233)는 동적으로 변경될 수 있다. 즉, 다수의 포화 한계(233)는 항공기(202)의 비행 동안 변경될 수 있다. 다수의 포화 한계(233)는 다수의 다른 상태를 기초로 변경될 수 있다. 이들 상황은, 예컨대 비해의 양상, 고도, 요 각도(yaw angle), 총 중량(gross weight), 플랩 설정(flap setting), 기어 위치(gear position), 항공기(202)의 속도, 및 다른 적절한 상황 중 적어도 하나를 포함할 수 있다.
여기서 이용된 바와 같이, 문구 "중 적어도 하나(at least one of)"는, 아이템의 리스트와 함께 이용될 때, 하나 이상의 리스트된 아이템의 다른 조합이 이용될 수 있고 리스트의 각 아이템 중 하나 만이 필요로 될 수 있음을 의미한다. 예컨대, "아이템 A, 아이템 B, 및 아이템 C 중 적어도 하나"는, 제한 없이, 아이템 A, 아이템 B, 및 아이템 C를 포함할 수 있다. 이러한 예는 또한 아이템 A, 아이템 B 및 아이템 C 또는 아이템 B 및 아이템 C를 포함할 수 있다. 아이템은 특정 물체, 물건, 또는 카테고리일 수 있다. 즉, "중 적어도 하나"는 소정 조합 아이템 및 다수의 아이템이 리스트로부터 이용될 수 있음을 의미하지만, 리스트의 모든 아이템이 요구되는 것은 아니다.
더욱이, 제어장치 표면 시스템(206)은 하나 이상의 다른 제어장치 표면이 포화되지 않을 수 있어도 시스템으로서 포화되어지는 것으로 고려될 수 있다. 이러한 상황은 몇몇 제어장치 표면이 여전히 힘을 발휘하도록 위치를 변경할 수 있음에도 제어장치 표면 시스템(206)이 원하는 만큼 항공기(202)의 이동을 제어하는데 필요한 힘을 제공할 수 없을 때 야기될 수 있다.
즉, 몇몇 제어장치 표면은 원하는 방법으로 항공기(202)의 이동을 제어하는데 요구되는 힘을 발휘하도록 할 수 있다. 결과적으로, 제어장치 표면 시스템(206)의 제어장치 표면(210)은 원하는 방법으로 항공기(202)의 이동을 제어하는데 필요한 힘을 제공할 수 없게 된다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 경보(240)는 다양한 형태를 취할 수 있다. 예컨대, 경보(240)는 그래픽 경보(242), 오디오 경보(244), 촉각 경보(246), 또는 다른 적절한 형태의 경보 중 적어도 하나로부터 선택될 수 있다. 그래픽 경보(242)는 디스플레이 시스템(238)의 그래픽 사용자 인터페이스(236)에 디스플레이될 수 있다. 오디오 경보(244)는 사운드 시스템(도시되지 않았음) 상에서 발생될 수 있다. 촉각 경보(246)는 제어장치(212) 상에 제공될 수 있고, 예컨대 진동 또는 몇몇 다른 적절한 촉각 암시(tactile cue)일 수 있다.
이들 도시된 예에 있어서, 제어장치 표면 시스템(206)의 제어장치 표면(210)의 구성(226)에 관한 정보(234)는 센서 시스템(248)으로부터 얻어질 수 있다. 센서 시스템(248)은 제어장치 표면(210)을 모니터하도록 제어장치 표면(210)과 관련되고 센서 데이터(250)를 발생시키도록 구성된다. 제어장치 표면(210)의 구성은 제어장치 표면 시스템(206)의 구성(226)을 포함한다.
센서 시스템(248)은 또한 항공기(202)의 다른 시스템과 관련될 수 있다. 예컨대, 센서 시스템(248)은 엔진, 보조 전원 유닛(auxiliary power units), 유압 시스템(hydraulic systems), 또는 항공기(202)의 다른 구성요소와 관련될 수 있다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 센서 데이터(250)는 테스트 서버(test server; 252)를 통해 비행 모니터(204)에 의해 수신될 수 있다. 테스트 서버(252)는 센서 데이터(250)를 수신 및 처리하도록 구성될 수 있다. 테스트 서버(252)는 센서 데이터(250)를 처리할 수 있어 비행 모니터(204)는 가능한 한 빨리 센서 데이터(250)를 수신할 수 있다. 예컨대, 비행 모니터(204)는 실시간으로 센서 데이터(250)를 수신할 수 있다.
도시된 바와 같이, 테스트 서버(252)는 또한 비행 모니터(204)에 의해 이용되는 포맷으로 센서 데이터(250)를 배치(place)하도록 센서 데이터(250)를 처리할 수 있다. 테스트 서버(252)는, 건전성 모니터링 시스템의 일부, 또는 특정 구현에 따라 그 몇몇 조합으로서, 비행 테스팅을 위해 특별히 설치될 수 있다.
다음에 도 3을 참조하면, 그래픽 사용자 인터페이스의 블록도의 도면이 실례로 되는 실시예에 따라 도시된다. 이 도면에 있어서, 도 2의 그래픽 사용자 인터페이스(236)에 제공될 수 있는 특징의 설명이 도시된다.
도시된 바와 같이, 그래픽 사용자 인터페이스(236)는 그래픽 엘리먼트(graphical elements; 300)를 포함한다. 이들 그래픽 엘리먼트는 다양한 형태를 취할 수 있다. 예컨대, 그래픽 엘리먼트(300)에서의 그래픽 엘리먼트는 비트맵(bitmap), 이미지(image), 컬러(color), 폰트 형태(font type), 폰트 크기(font size), 음영(shading), 크로스해칭(crosshatching), 또는 다른 적절한 형태의 엘리먼트 중 적어도 하나로부터 선택될 수 있다.
이들 도시된 예에 있어서, 그래픽 엘리먼트(300)는 그래픽 사용자 인터페이스(236) 상에 도 2의 정보(234)를 나타내기 위해 이용될 수 있다. 예컨대, 그래픽 엘리먼트(300)는 제어장치 입력(302), 명령(304), 포화 한계(306), 래치 값(latched values; 308), 포화의 레벨(310), 제어장치 표면 위치(312), 제어장치 표면 포화(316), 또는 다른 적절한 정보 중 적어도 하나의 형태로 정보(234)를 디스플레이하는데 이용될 수 있다.
도시된 바와 같이, 제어장치 입력(302)은 도 2의 제어장치(212) 상에서 오퍼레이터(214)에 의해 발생된 입력이다. 제어장치 입력(302)은 이들 실례로 되는 예에서 도 2의 조종사 제어장치 입력 신호(224)의 가시적 표현일 수 있다.
명령(304)은 도 2의 제어장치 시스템(218)에 의한 명령(228)이다. 도시된 바와 같이, 명령(304)은 도 2의 제어장치 표면 시스템(206)으로 보내진 명령(228)의 가시적 표현이다.
도시된 바와 같이, 포화 한계(306)는 특정 제어장치 표면 또는 제어장치 표면의 그룹에 대한 한계이다. 즉, 포화 한계(306)는 제어장치 입력(302) 및 명령(304) 중 적어도 하나의 범위(extent)를 나타내는데 이용될 수 있다. 포화 한계(306)는 제어장치 표면의 기계적 설계를 기초로 하는 것, 제어장치 시스템에 의해 설정된 한계를 기초로 하는 것, 또는 그 몇몇 조합일 수 있다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 이들 한계는 수정된 방식으로 디스플레이될 수 있다. 즉, 포화 한계(306)를 위한 그래픽 엘리먼트는 포화 한계(306)에 대한 값이 변경되어도 일정하게 유지될 수 있다. 디스플레이는 소정의 범위를 기초로 수정될 수 있다.
래치 값(latched values; 308)은 최대 값 및 최소 값 중 적어도 하나이다. 래치 값(308)은 제어장치 입력(302) 및 명령(304) 중 적어도 하나에 대한 것이다.
포화의 레벨(310)은 도 2의 제어장치 표면 시스템(206)에 대한 포화의 레벨을 식별한다. 포화의 레벨(310)은 제어장치 표면 시스템(206)이 포화에 대해 어떻게 완료(close)되는가를 나타낼 수 있다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 그래픽 엘리먼트(300)는 조종사에게 상황 인식(situational awareness)을 제공한다. 이러한 상황 인식이 제공될 수 있어 각 그래픽 엘리먼트(300)는 직관적 감각 및 형태로 이동한다. 즉, 상황 인식은 그래픽 엘리먼트(300)가 논리적 형식으로 이동하고 조종사가 용이하게 관찰 및 이해할 수 있는 정보를 제공할 때 그래픽 엘리먼트(300)에 의해 제공될 수 있다. 예컨대, 상황 인식은, 항공기(202)의 시계방향 이동과 매치되는 그래픽 엘리먼트(300)의 시계방향 이동에 따라, 항공기(202)의 횡적 파라미터(lateral parameters)가 원형 형식으로 그래픽적으로 디스플레이될 때 증강될 수 있다.
물론, 상황 인식은, 특정 구현에 따라, 몇몇 다른 형식으로 그래픽 엘리먼트(300)를 정렬시키는 것에 의해 조종사에게 제공될 수 있다. 다른 실례로 되는 예에 있어서, 상황 인식은 또한 비행 제어 모드(flight control mode), 항공기 구성(aircraft configuration), 비행 영역선도(flight envelope), 및 다른 적절한 형태의 데이터와 같은 부가적인 데이터를 제공하는 것에 의해 증강될 수 있다.
부가적으로, 그래픽 엘리먼트(300)는 또한 조종사를 위해 데이터 무결성(data integrity)을 제공할 수 있다. 예컨대, 데이터 무결성은 그래픽 엘리먼트(300)를 이용해서 그래픽 사용자 인터페이스의 각 섹션에서 연속적으로 모니터되고 나타내어진다. 예로서, 그래픽 사용자 인터페이스에 디스플레이된 데이터가 무효(invalid)로 되도록 결정되면, 이어 그래픽 엘리먼트(300) 중 하나는 음소거 그레이(muted grey)로서 디스플레이될 수 있다. 다른 실례로 되는 예에 있어서, 데이터가 무효라는 표시가, 특정 구현에 따라, 몇몇 다른 적절한 방식으로 그래픽 사용자 인터페이스 상에 디스플레이될 수 있다.
그래픽 엘리먼트(300)를 이용해서 그래픽 사용자 인터페이스(236)에 정보(234)의 프레젠테이션(presentation)은 오퍼레이터(214)에게 항공기(202)에 관한 정보(234)를 제공하도록 구성될 수 있다. 특히, 그래픽 엘리먼트(300)는 제어장치 표면(210), 특히 특정 조종에 대해 관심이 있을 수 있는 제어장치 표면 시스템(206)의 상황 인식을 제공하는데 이용될 수 있다. 따라서, 하나 이상의 실례로 되는 실시예는 제어장치 표면 시스템에서 포화에 대해 모니터링하는 것, 제어장치 표면에 관한 정보를 디스플레이하는 것, 제어장치 표면 포화에 관한 정보를 디스플레이하는 것, 또는 조종사 상황 인식, 안전성 모니터링, 및 다른 바람직한 정보를 제공하는데 이용될 수 있는 다른 정보를 제공하는 것 중 적어도 하나를 수행하는 능력을 제공할 수 있다.
항공기 모니터링 환경(200) 및 도 2 및 도 3의 여러 구성요소의 도면은 실례로 되는 실시예가 구현될 수 있는 방식으로 물리적 또는 구조적 제한을 암시하도록 의미하지는 않는다. 도시된 것에 부가 또는 대체하여 다른 구성요소가 이용될 수 있다. 몇몇 구성요소는 불필요 할 수도 있다. 또한, 블록은 몇몇 기능적 구성요소를 설명하는데 제공된다. 하나 이상의 이들 블록은 실례로 되는 실시예에서 구현될 때 다른 블록에 대해 결합, 분리, 또는 결합 및 분리될 수 있다.
예컨대, 제어장치 시스템(218)의 동작은 본 실례로 되는 예에서 조종사 제어장치 입력 신호(224)를 수신하는 것에 응답하여 명령(228)을 발생시키는 것으로 설명된다. 다른 실례로 되는 예에 있어서, 하나 이상의 부가적인 조종사 제어장치 입력 신호가 조종사 제어장치 입력 신호(224)에 부가하여 발생될 수 있다. 더욱이, 제어장치 시스템(218)은 조종사 제어장치 입력 신호(224) 또는 부가적 조종사 제어장치 입력 신호에 응답하여 명령(228)에 부가하여 하나 이상의 명령을 발생시킬 수 있다.
더욱이, 그래픽 엘리먼트(300)는 단지 그래픽 사용자 인터페이스(236)에 이용될 수 있는 그래픽 엘리먼트의 예이다. 그래픽 엘리먼트의 이들 다른 형태의 다중 예가 특정 구현에 따라 그래픽 사용자 인터페이스(236)에 디스플레이될 수 있다. 더욱이, 다른 형태의 그래픽 엘리먼트가 또한 도 3에 도시된 것에 부가하여 또는 대체하여 포함될 수 있다.
도 4를 참조하면, 그래픽 사용자 인터페이스의 도면이 실례로 되는 실시예에 따라 도시된다. 이러한 실례로 되는 예에 있어서, 그래픽 사용자 인터페이스(400)는 도 2의 그래픽 사용자 인터페이스(236)를 위한 하나의 구현의 예이다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 제어장치 표면 시스템(206)의 응답이 이들 실례로 되는 예에서 그래픽 사용자 인터페이스(236)에 디스플레이될 수 있다. 도시된 바와 같이, 롤 섹션(roll section; 402)은 롤 제어장치 표면 시스템(roll control surface system)에 대한 롤 비율(roll rate)에 관한 정보를 디스플레이한다.
이들 도시된 예에 있어서, 휠 입력(wheel input; 404)은 항공기의 조종실에서 휠 형태의 제어장치를 회전시키는 것(turning)에 의해 발생될 수 있는 조종사 제어장치 입력 신호를 나타내는 그래픽 엘리먼트이다. 롤 비율(406)은 하나 이상의 롤 비율을 나타내는 그래픽 엘리먼트이다. 항공기를 위한 롤 비율은 롤 섹션(402)의 휠 입력 명령의 함수로서 롤 비율(406)로 디스플레이될 수 있다. 이러한 예에 있어서, 휠 입력(404) 및 롤 비율(406)은 원주 섹션(circumferential sections)으로서 도시된다. 즉, 이들 2가지 그래픽 엘리먼트는 원의 일부일 수 있는 호(arcs) 또는 커브(curves)로서 도시되고 원주 디스플레이를 형성할 수 있다.
롤 섹션(402)에 있어서, 인디케이터(408)는 조종사에 의해 발생된 롤 제어장치 입력을 나타내는 그래픽 엘리먼트이다. 이러한 예에 있어서, 제어장치 입력은 조종사에 의해 조작될 수 있는 휠의 입력이다.
도시된 바와 같이, 인디케이터(408)는 화살표(410)의 방향으로 이동할 수 있다. 인디케이터(408)의 이러한 이동은 휠 입력(404) 내이다.
롤 섹션(402)의 인디케이터(412)는 본 실례로 되는 예에서 제어장치를 조작하는 조종사에 의해 발생된 제어장치 입력에 응답하여 발생된 명령을 나타내는 그래픽 엘리먼트이다. 도시된 바와 같이, 인디케이터(412)는 또한 화살표(410)의 방향으로 휠 입력(404) 내에서 이동할 수 있다.
인디케이터(413)는 인디케이터(412)에 의해 표시된 명령의 결과 및 항공기에 대한 다른 외부 힘으로서 야기되는 롤 비율을 나타내는 그래픽 엘리먼트이다. 이들 도시된 예에 있어서, 인디케이터(413)는 화살표(410)의 방향으로 롤 비율(406) 내에서 이동하도록 구성된다.
도시된 바와 같이, 휠 입력(404) 및 롤 비율(406)에 대한 한계는 이들 그래픽 엘리먼트의 종단에 의해 나타내어진다. 이들 종단은 롤 제어장치 표면 시스템에 대한 포화 한계의 예이다. 본 실례로 되는 예에 있어서, 각 종단은 롤 제어장치 표면 시스템에 대한 포화 한계를 나타낸다. 한계는 롤 제어장치 표면 시스템의 하나 이상의 제어장치 표면을 위한 것일 수 있다.
예컨대, 휠 입력(404)의 종단(414) 및 종단(416)은 조종사에 의해 조작될 때 휠에 대한 입력 및 조종사 제어장치 입력 신호에 응답하여 제어장치 시스템에 의해 발생된 명령을 기초로 롤 제어장치 표면 시스템에 대한 이동의 한계를 나타낸다. 다른 예로서, 종단(418) 및 종단(420)은 롤 제어장치 표면 시스템에 의해 발생될 수 있는 명령된 롤 비율의 한계를 나타낸다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 이들 종단은 제어장치 표면에 대한 포화를 나타낸다. 이들 예에 있어서, 포화는 조종사로부터의 소정의 부가적 입력이 제어장치 표면의 이동에 영향을 미치지 않는 지점이다. 이러한 방식에 있어서, 섹션의 종단은 포화 지점을 나타낸다. 경보가 발생되는 퍼센트가 이들 실례로 되는 예에서 구성될 수 있다.
도시된 바와 같이, 휠 입력(404)은 수정된 값으로 디스플레이된다. 즉, 실제 값 또는 위치는 이용되지 않는다. 대신, 범위가 네가티브 100 퍼센트에서 포지티브 100 퍼센트까지 도시된다. 따라서, 포화 한계가 변경되면, 종단(414) 및 종단(416)은 위치를 변경시킬 수 없다. 대신, 인디케이터(408) 및 인디케이터(412)는 휠 입력(404) 내에서 재위치될 수 있다. 이러한 방식에 있어서, 제어장치 시스템의 제어장치 규정에 의해 발생된 제어장치 표면의 이동에 대한 한계는 휠 입력(404)의 디스플레이에서 고려될 수 있다. 포화 한계의 변경에 응답하여 휠 입력(404)의 디스플레이를 변경시키지 않는 것에 의해, 적은 혼란이 그래픽 사용자 인터페이스(400)를 이용하는 오퍼레이터에 관하여 야기될 수 있다.
이러한 예에 있어서, 필드(422)는 그래픽 엘리먼트이다. 필드(422)는 인디케이터(408)에 의해 표시된 휠 입력에 대한 수치 값을 제공한다. 필드(423)는 인디케이터(412)에 의해 도시된 바와 같이 제어장치 시스템에 의해 명령된 휠 입력에 대한 수치 값을 디스플레이하는 그래픽 엘리먼트이다. 도시된 바와 같이, 필드(424)는 인디케이터(413)에 의해 표시된 롤 비율에 대한 수치 값을 디스플레이하는 그래픽 엘리먼트이다.
래치(latch; 426) 및 래치(428)는 제어장치 시스템에 의해 발생된 명령에 대해 각각 네가티브 방향 및 포지티브 방향으로 최대를 나타내는 그래픽 엘리먼트이다. 이러한 방식에 있어서, 조종사는 래치(426)에 의해 표시된 가장 큰 네가티브 값과 래치(428)에 의해 표시된 가장 큰 포지티브 값을 볼 수 있다. 물론, 이들 래치는 시간의 기간, 오퍼레이터 입력 중 적어도 하나 후에, 그리고 몇몇 다른 이벤트에 응답하여 리셋될 수 있다.
그래픽 사용자 인터페이스(400)는 또한 피치 섹션(pitch section; 430)을 포함한다. 도시된 바와 같이, 피치 섹션(430)은 피치 제어장치 표면 시스템에 대한 항공기의 피치에 관한 정보를 제공한다. 피치 제어장치 표면 시스템은 항공기를 위한 승강타(elevators)의 그룹일 수 있다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 피치 섹션(430)은 조종간 입력(column input; 432), 안정판 위치(434), 조종간 입력(432)의 인디케이터(442), 및 안정판 위치(434)의 인디케이터(444)의 형태로 그래픽 엘리먼트를 포함한다. 이러한 예에 있어서, 조종간 입력(432)은 수정된 값을 이용해서 디스플레이된다. 이들 값은 소정의 범위를 기초로 변경될 수 있다. 몇몇 예에 있어서, 항공기를 위한 받음각(angle of attack)이 피치 섹션(430)에 디스플레이될 수 있다. 이들 도시된 예에 있어서, 인디케이터(436)가 조종간 입력을 나타낼 수 있고, 인디케이터(442)가 승강타 위치를 나타내고 인디케이터(444)가 안정판 위치를 나타낸다.
도시된 바와 같이, 인디케이터(436)는 조종간(column)의 형태로 제어장치를 조작하는 조종사에 의해 발생된 조종사 제어장치 입력 신호를 나타내는 그래픽 엘리먼트이다. 이러한 실례로 되는 예에 있어서, 인디케이터(436)는 또한 화살표(440)의 방향으로 조종간 입력(432) 내에서 이동할 수 있다.
조종간 입력(432)의 인디케이터(442)는 본 실례로 되는 예에서 조종간을 조작하는 조종사에 의해 발생된 조종사 제어장치 입력 신호에 응답하여 발생된 승강타 명령을 나타내는 그래픽 엘리먼트이다. 즉, 인디케이터(442)는 승강타 위치를 나타낸다. 이러한 실례에 있어서, 인디케이터(442)는 또한 화살표(440)의 방향으로 조종간 입력(432) 내에서 이동할 수 있다.
인디케이터(444)는 인디케이터(442)에 의해 표시된 제어장치 시스템 명령의 결과로서 야기되는 안정판 위치를 나타내는 그래픽 엘리먼트이다. 도시된 바와 같이, 인디케이터(444)는 화살표(440)의 방향으로 안정판 위치(434) 내에서 이동하도록 구성된다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 제어장치 시스템 명령(control system command)은 승강타 명령 및 안정판 명령 중 적어도 하나를 야기시킬 수 있다. 결과적으로, 승강타 명령에 대응하는 인디케이터(442) 및 안정판 명령에 대응하는 인디케이터(444) 중 적어도 하나는 화살표(440)의 방향으로 이동할 수 있다. 승강타 및 안정판의 임계 한계는 이들 실례로 되는 예에서 다를 수 있다.
도시된 바와 같이, 조종간 입력(432) 및 안정판 위치(434)에 대한 한계는 이들 그래픽 엘리먼트의 종단에 의해 표시된다. 예컨대, 조종간 입력(432)의 종단(446) 및 종단(448)은 조종사에 의해 조작될 때 그리고 제어장치 시스템에 의해 명령된 것으로서 조종간에 대한 이동의 한계를 나타낸다. 즉, 조종간 입력(432)의 종단(446) 및 종단(448)은 승강타가 세로 제어장치 표면(longitudinal control surface)으로 이동될 수 있는 한계를 나타낸다. 다른 예로서, 종단(450) 및 종단(452)은 안정판이 세로 제어장치 표면 시스템에서 이동할 수 있는 한계를 나타낸다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 피치 섹션(430)은 또한 필드(454), 필드(456) 및 필드(457)를 포함한다. 필드(454)는 인디케이터(436)에 의해 표시된 조종간 입력에 대한 수치 값을 디스플레이한다. 필드(456)는 승강타 위치를 디스플레이한다. 이들 필드는 미리 결정된 범위를 기초로 퍼센트의 형태로 정규화된 값(normalized value)으로서 수정된 값을 디스플레이한다. 필드(457)는 도(degrees)로 안정판 위치를 디스플레이한다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 그래픽 사용자 인터페이스(400)는 또한 페달 섹션(pedal section; 458)을 포함한다. 도시된 바와 같이, 페달 섹션(458)은 요 제어장치 표면 시스템(yaw control surface system)을 위한 항공기의 요(yaw)에 관한 정보를 제공한다. 요 제어장치 표면 시스템은 항공기용 방향키(rudder)일 수 있다. 예컨대, 페달 섹션(458)은 요 제어장치 표면에 대한 포화의 레벨을 디스플레이할 수 있다.
페달 섹션(458)은 페달 입력(pedal input; 460), 방향키 위치(rudder position; 468), 및 요 각도 위치(yaw angle position; 462)의 형태로 그래픽 엘리먼트를 포함한다. 페달 입력(460) 및 방향키 위치(468)는 또한 수정된 값에 따라 디스플레이된다. 이들 실례로 되는 예에 았어서, 페달 입력(460)의 함수로서 항공기에 대한 슬라이드슬립(slideslip)(요 각도)이 페달 섹션(458)에 디스플레이될 수 있다.
도시된 바와 같이, 인디케이터(464)는 페달의 형태로 제어장치를 조작하는 조종사에 의해 발생된 조종사 제어장치 입력 신호를 나타내는 그래픽 엘리먼트이다. 이들 실례로 되는 예에 있어서, 인디케이터(464)는 화살표(466)의 방향으로 페달 입력(460) 내에서 이동할 수 있다.
페달 입력(460)의 인디케이터(464)는 본 실례로 되는 예에서 페달을 조작하는 조종사에 의해 제어장치 입력에 응답하여 발생된 방향키 편향 명령(rudder deflection command)을 나타내는 그래픽 엘리먼트이다. 이들 실례로 되는 예에 있어서, 인디케이터(464)는 또한 화살표(466)의 방향으로 페달 입력(460) 내에서 이동할 수 있다.
인디케이터(469)는 인디케이터(464)에 의해 표시된 명령의 결과로서 야기되는 항공기의 요 각도을 나타내는 그래픽 엘리먼트이다. 도시된 바와 같이, 인디케이터(469)는 화살표(466)의 방향으로 요 각도 위치(462) 내에서 이동하도록 구성된다.
이러한 도시된 예에 있어서, 페달 입력(460) 및 요 각도 위치(462)에 대한 한계는 이들 그래픽 엘리먼트의 종단에 의해 표시된다. 예컨대, 페달 입력(460)의 종단(470) 및 종단(472)은 조종사에 의해 조작될 때 페달에 대한 이동 및 제어장치 시스템에 의해 명령된 것으로서의 방향키 편향의 한계를 나타낸다. 다른 예로서, 종단(474) 및 종단(476)은 요 제어장치 표면 시스템에 의해 명령될 수 있는 요 각도 위치의 한계를 나타낸다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 창(window; 478)은 페달 입력(460)에 대한 값을 디스플레이한다. 이러한 값은 본 실례로 되는 예에서 조종사에 의한 페달 입력이다. 창(480)은 방향키 위치(468)에서 인디케이터(464)에 의해 표시된 것으로서의 방향키의 위치에 대한 값을 디스플레이한다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 래치 정보 섹션(482)은 창(484)을 포함한다. 창(484)은 그래픽 엘리먼트를 이용해서 이들 값의 표시에 부가 또는 대체하여 최대 및 최소 값을 디스플레이하도록 구성된다.
부가적으로, 그래픽 사용자 인터페이스(400)는 또한 모드 섹션(mode section; 486)을 포함한다. 모드 섹션(486)은 제어장치 규정이 항공기에 대해 동작하고 있는 모드를 표시한다. 이들 실례로 되는 예에 있어서, 모드 섹션(486)은 사용자를 위한 상황 인식을 제공한다. 예컨대, 항공기가 정규 비행 제어 모드(normal flight control mode)에 있을 때, 그래픽적 묘사는 정확하다. 항공기가 비정규 비행 제어 모드(non-normal flight control mode)에 있을 때, 모드 섹션(486)은 깜박거리거나 그렇지 않으면 정규화 가정(normalization assumptions)이 무효이고 데이터는 더 이상 유효하지 않음을 표시한다.
더욱이, 데이터 무결성은 그래픽 사용자 인터페이스(400)의 각 섹션에서 연속적으로 모니터되고 표시된다. 예컨대, 롤 제어장치 및 롤 제어장치 표면 데이터가 무효로 되도록 결정되면, 이어 휠 입력(404)의 주변 섹터 디스플레이는 음소거 그레이(muted grey)로 디스플레이될 수 있다. 다른 예로서, 대기속도(airspeed)가 무효로 되도록 결정되고 대기속도가 제어장치 표면 위치의 정규화(normalization)를 결정하도록 입력으로서 이용되면, 이어 제어장치 표면 위치의 정규화는 무료로 되도록 알려지고 정규화된 제어장치 표면 위치를 나타내는 디스플레이는 음소거 그레이로 디스플레이될 수 있다. 이러한 예에 있어서, 조종간 입력(432), 휠 입력(404), 또는 페달 입력(460)은 음소거 그레이로 디스플레이될 수 있다. 물론, 데이터 무결정은, 특정 구현에 따라, 다른 방법으로 표시될 수 있다.
다음에 도 5를 참조하면, 횡방향 포화(lateral saturation)의 도면이 실례로 되는 실시예에 따라 도시된다. 롤 제어장치 표면에 대한 포화의 레벨이 본 예에서 도시된다. 더욱이, 임계에 접근하는 롤 제어장치 표면 시스템의 표시가 본 도면에 도시된다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 포화 인디케이터(500) 및 포화 인디케이터(502)는 롤 섹션(402) 내의 휠 입력(404)에 디스플레이된다. 포화 인디케이터(500) 및 포화 인디케이터(502)는 임계가 본 도시된 예에서 롤 제어장치 표면 시스템의 포화에 관하여 도달, 초과, 또는 양쪽일 때 경고(warning)를 제공하는 그래픽 엘리먼트이다. 이들 포화 인디케이터는 횡방향 포화가 접근 중이거나 항공기에 대해 야기될 때 표시할 수 있다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 포화 인디케이터(500)는 휠 입력(404)의 종단(414)으로부터 인디케이터(408)까지 연장되는 세그먼트이다. 포화 인디케이터(502)는 휠 입력(404)의 종단(416)으로부터 인디케이터(412)까지 연장되는 세그먼트이다. 도시된 바와 같이, 포화 인디케이터(500) 및 포화 인디케이터(502)는 옐로우(yellow)와 같은 컬러를 갖을 수 있다. 이들 2개의 인디케이터가 동일한 컬러를 갖추어 도시됨에도 불구하고, 다른 실례로 되는 예에서 서로 다른 컬러를 갖을 수 있다.
더욱이, 또 다른 실례로 되는 예에 있어서, 이들 포화 인디케이터는 다른 형태를 취할 수 있다. 이들 다른 형태는, 예컨대 다른 컬러, 아이콘(icon), 반짝이는 컬러(flashing color), 텍스트(text), 팝-업 창(pop-up window), 또는 오퍼레이터의 주의를 얻을 수 있는 몇몇 다른 적절한 형태의 인디케이터 중 하나일 수 있다.
이러한 특정 예에 있어서, 포화 인디케이터(500)는 휠에 의해 발생된 조종사 제어장치 입력 신호에 대한 인디케이터(408)가 80 퍼센트 보다 더 클 때 디스플레이된다. 유사한 방식으로, 포화 인디케이터(502)는 발생된 명령에 대해 인디케이터(412)가 80 퍼센트보다 더 클 때 또한 디스플레이된다. 물론, 다른 임계가 특정 구현에 따라 이용될 수 있다. 예컨대, 다른 임계는 75 퍼센트, 90 퍼센트, 또는 특정 테스트 비행에 대해 요구되는 몇몇 다른 적절한 퍼센트일 수 있다.
그래픽 사용자 인터페이스(400)는 또한 휠 입력(404)에 차이 인디케이터(difference indicator; 504)를 또한 포함한다. 차이 인디케이터(504)는 인디케이터(408)에 의해 식별된 조종사 제어장치 입력 신호와 인디케이터(412)에 의해 식별된 명령 사이에서 연장되는 세그먼트의 형태의 그래픽 엘리먼트이다. 차이 인디케이터(504)는 조종사 제어장치 입력 신호와 명령간의 사이에서 차이의 그래픽 표시를 제공하도록 구성된다. 이러한 실례로 되는 예에 있어서, 차이 인디케이터(504)는 마젠타(magenta)와 같은 컬러일 수 있다. 물론, 다른 컬러 및 다른 형태의 그래픽이, 특정 구현에 따라, 차이 인디케이터(504)에 대해 이용될 수 있다.
도 6을 참조하면, 종방향 포화의 도면이 실례로 되는 실시예에 따라 도시된다. 이러한 실례로 되는 예에 있어서, 그래픽 사용자 인터페이스(400)는 피치 제어장치 표면(pitch control surface)에 대한 포화의 레벨을 디스플레이한다. 더욱이, 임계에 접근하는 피치 제어장치 표면 시스템의 표시가 본 도면에 도시된다. 도시된 바와 같이, 그래픽 사용자 인터페이스(400)는 안정판 위치(434)에 포화 인디케이터(600)를 포함한다. 도시된 바와 같이, 포화 인디케이터(600)는 컬러 옐로우를 갖춘 인디케이터(444)를 포함하도록 종단(450)으로부터 연장되는 세그먼트의 형태를 취하는 그래픽 엘리먼트이다.
포화 인디케이터(600)는 안정판 위치(434)에 인디케이터(444)에 의해 표시된 바와 같이 안정판 위치가 80 퍼센트 보다 더 클 때 디스플레이된다. 이러한 특정 예에 있어서, 포화 인디케이터(600) 및 안정판 위치(434)의 인디케이터(444)의 위치는 피치 제어장치 표면 시스템이 풀 기수 내림 구성(full nose down configuration)에 있음을 표시한다.
이러한 예에 있어서, 안정판 위치(434)의 안정판의 위치는 소정의 범위를 기초로 수정되는 것으로 도시되지는 않는다. 대신, 안정판 위치에 대한 값이 디스플레이된다. 이러한 실례로 되는 예에 있어서, 80 퍼센트는 1 미만 또는 15도 이상에 대한 안정판의 이동일 수 있다.
본 실례로 되는 예에 있어서, 차이 인디케이터(602)는 조종사 제어장치 입력 신호에 대한 인디케이터(436)로부터 제어장치 시스템에 의한 엘리먼트 명령에 대한 인디케이터(442)까지 연장되는 세그먼트 형태의 그래픽 엘리먼트이다. 본 예에 있어서, 차이 인디케이터(602)는 컬러 마젠타를 포함한다.
다음에 도 7을 참조하면, 지향적 포화(directional saturation)의 도면이 실례로 되는 실시예에 따라 도시된다. 도시된 바와 같이, 포화 인디케이터(700)는 페달 입력(460)에 디스플레이된다. 포화 인디케이터(700)는 컬러 옐로우를 포함하는 그래픽 엘리먼트이다. 포화 인디케이터(700)는 조종사가 80 퍼센트 이상 페달을 이동하였음을 조종사 제어장치 입력 신호가 표시할 때 디스플레이된다. 이러한 실례로 되는 예에 있어서, 포화 인디케이터(700)는 페달 입력(460)의 종단(472)으로부터 조종사 제어장치 입력 신호를 나타내는 인디케이터(464)까지 연장되는 세그먼트이다. 이러한 실례로 되는 예에 있어서, 포화 인디케이터(700)는 방향키 페달(rudder pedal)이 그 가능한 이동의 80 퍼센트 이상 명령되었음을 조종사 제어장치 입력 신호가 나타내고 있을 때 디스플레이된다.
이러한 방식에 있어서, 도 4 내지 도 7의 그래픽 사용자 인터페이스(400)는 제어장치 표면 시스템이 원하는 레벨의 포화에 도달하거나 초과할 때를 결정하는 능력을, 조종사와 같은, 오퍼레이터에게 제공한다. 이러한 예에 있어서, 다양한 인디케이터가 제어장치 시스템에 의해 발생된 명령과 비교하여 제어장치로부터의 조작에 의해 발생된 조종사 제어장치 입력 신호에 관한 정보를 그래픽적으로 디스플레이하는데 이용된다. 더욱이, 그래픽 사용자 인터페이스(400)는 임계 한계가 도달되거나 초과될 때와 관련하여 조종사에게 증가된 상황 인식을 제공한다.
조종사 제어장치 입력 신호로부터 발생된 실제 명령을 표시하는 것에 의해, 그래픽 사용자 인터페이스(400)는 조종사가 항공기를 동작시키도록 할 수 있어 제어장치 표면 시스템은 특정 한계 내에서 유지된다. 이러한 방식에 있어서, 항공기의 성능이 평가될 수 있고 한계가 변경되어야 하는가에 대해 결정이 이루어질 수 있다. 예컨대, 항공기의 테스트 동안, 결정이 제어장치 표면 시스템의 일련의 한계에서 다른 한계에 대해 한계를 변경시키도록 이루어질 수 있다.
도 4 내지 도 7의 그래픽 사용자 인터페이스(400)의 도면은 단지 도 2의 디스플레이 시스템(238) 상에 디스플레이될 수 있는 그래픽 사용자 인터페이스(236)에 대한 하나의 예를 나타내는 것을 의미한다. 도면은 다른 그래픽 사용자 인터페이스가 구현될 수 있는 방식을 제한하도록 의미하지는 않는다. 예컨대, 다른 실례로 되는 예에 있어서, 수치 값을 디스플레이하기 위한 창이 생략될 수 있다.
다른 예로서, 그래픽 사용자 인터페이스(400)는 도 4 내지 도 7에 도시된 것 외의 다른 제어장치 표면 시스템을 위한 섹션 또는 창을 디스플레이할 수 있다. 또 다른 실례로 되는 예에 있어서, 단지 단일 제어장치 표면 시스템이 디스플레이될 수 있고 또는 다른 형태의 제어장치 표면 시스템이 그래픽 사용자 인터페이스(400)에 도시된 것에 부가 또는 대체하여 디스플레이될 수 있다.
도 8을 참조하면, 시간 경과에 따른 피치 제어를 위한 그래픽 사용자 인터페이스 엘리먼트의 도면이 실례로 되는 실시예에 따라 도시된다. 이러한 실례로 되는 예에 있어서, 도면(800)은 피치 섹션(802), 피치 섹션(804) 및 피치 섹션(806)에 의해 도시된 바와 같이 시간 경과에 따른 도 4의 피치 섹션(430)의 예를 포함한다.
도시된 바와 같이, 도면(800)은 그래픽 사용자 인터페이스 상의 응답을 디스플레이하기 이전에 제어장치 표면의 위치에 대한 범위를 기초로 제어장치 표면 시스템의 응답의 디스플레이의 수정을 나타낸다. 이러한 도시된 예에 있어서, 피치 섹션(802), 피치 섹션(804) 및 피치 섹션(806)은 피치 제어장치 표면 시스템에 대한 항공기의 피치에 관한 정보를 제공한다. 예컨대, 도형(800)은 이들 실례로 되는 예에서 도 1의 항공기(100)의 피치에 관한 정보를 제공할 수 있다. 이러한 도면에 있어서, 피치 섹션(802), 피치 섹션(804) 및 피치 섹션(806)은 승강타 위치를 나타내는 조종간 입력(432)과 안정판 위치를 나타내는 안정판 위치(434)에 디스플레이된 그래픽 엘리먼트를 포함한다.
이러한 도시된 예에 있어서, 피치 섹션(802), 피치 섹션(804) 및 피치 섹션(806)이 디스플레이될 때에 맞추어 각 지점에서, 프로세스는 조종간에 대한 이동의 현재 한계를 나타내는 조종간 입력(432)의 종단(446) 및 종단(448)을 위한 값을 결정한다. 예컨대, 종단(446) 및 종단(448)을 위한 값은 항공기의 현재 구성 및 현재 비행 상황을 기초로 식별될 수 있다. 예컨대, 항공기 구성은 플랩 설정(flap setting), 기어 위치(gear position), 및 다른 적절한 항공기 구성 구성요소를 포함할 수 있다. 더욱이, 비행 상황은 대기속도(airspeed), 마하 수(Mach number), 고도(altitude), 및 다른 적절한 비행 상황을 포함할 수 있다.
이러한 예에 있어서, 종단(446) 및 종단(448)을 위한 값은 조종간 입력(432)의 그래픽 엘리먼트를 위한 값의 범위를 식별한다. 조종간 입력(432)은 포지티브 100에서 네가티브 100까지로서의 값의 범위를 디스플레이한다. 그러나, 조종간 입력(432)에 대한 인디케이터(436) 및 인디케이터(442)를 디스플레이하기 위한 곳을 식별하는데 이용된 값의 범위는 종단(446) 및 종단(448)에 대한 값의 범위이다. 예컨대, 종단(446)을 위한 값은 종단(446)을 위한 실제 값이 각 인디케이터에 대해 다른 값일 수 있음에도 불구하고 100으로서 도시된다.
다른 프로세스는 인디케이터(442)를 위한 값과 인디케이터(436)를 위한 값을 식별한다. 이들 실례로 되는 예에 있어서, 인디케이터(442)를 위한 값과 인디케이터(436)를 위한 값은 인디케이터(442)와 인디케이터(436)가 종단(446)과 종단(448) 사이의 값의 범위 내에서 디스플레이되는 곳을 결정하는데 이용된다.
이러한 실례로 되는 예에 있어서, 종단(446) 및 종단(448)을 위한 값은 피치 섹션(802), 피치 섹션(804) 및 피치 섹션(806) 사이에서 시간 경과에 따라 변경된다. 이러한 예에 있어서, 조종사는 제어장치에 대해 어떠한 변경을 만들지 않지만, 현재 항공기 구성 및/또는 비행 상황은 피치 섹션(804) 및 피치 섹션(806)에서 종단(446) 및 종단(448)에 대한 새로운 값을 초래하는 시간 경과에 따라 변경된다. 이러한 예에 있어서, 종단(446) 및 종단(448)에 대한 값은 시간 경과에 따라 종단(446) 및 종단(448) 사이에서 값의 더 작은 범위를 초래한다.
도시된 바와 같이, 피치 섹션(806)의 종단(446)을 위한 값은 포화를 위한 임계를 초과하는 인디케이터(444)의 위치를 초래한다. 포화를 위한 임계를 초과하는 인디케이터(444)의 위치에 응답하여, 안정판 위치(434)는 도달되는 포화를 위한 임계의 표시를 디스플레이한다. 즉, 안정판 위치(434)는 안정판 입력의 포화를 위한 임계가 도달되었음을 표시한다. 이러한 예에 있어서, 도달되는 포화를 위한 임계의 표시는 안정판 위치(434)의 디스플레이에 크로스 해칭(cross hatching)에 의해 도시된다.
다음에 도 9를 참조하면, 플라이-바이-와이어 항공기를 모니터링하기 위한 프로세스의 플로우차트의 도면이 실례로 되는 실시예에 따라 도시된다. 도 9에 도시된 프로세스는 도 2의 항공기 모니터링 환경(200)에서의 항공기(202)를 모니터하도록 비행 모니터(204)를 이용해서 구현될 수 있다.
프로세스는 조종사 제어장치 입력 신호를 수신하는 것에 의해 시작한다(동작 900). 그 후, 비행 제어장치 모델에 의해 제어된 제어장치 표면 시스템의 응답이 조종사 제어장치 입력 신호를 이용해서 식별된다(동작 902). 이러한 실례로 되는 예에 있어서, 도 2의 비행 제어장치 모델(230)은 제어장치 시스템(218)에 의해 이용될 때 제어장치 표면 시스템(206)의 동작을 제어할 수 있다.
이어 프로세스는 그래픽 사용자 인터페이스 상에 제어장치 표면 시스템의 응답을 디스플레이한다(동작 904). 다음에, 제어장치 표면 시스템이 포화되는 제어장치 표면 시스템에 관한 임계에 도달하였는가의 여부에 대해 결정이 이루어진다(동작 906). 제어장치 표면 시스템이 임계에 도달하였다면, 경보가 발생되고(동작 908), 프로세스는 여기서 설명된 바와 같이 동작 900으로 되돌아간다. 경보는 다양한 형태를 취할 수 있다. 예컨대, 경보는 그래픽 경보(242), 오디오 경보(244), 촉각 경보(246), 또는 다른 적절한 형태의 경보 중 적어도 하나일 수 있다. 다시 동작 906을 참조하면, 제어장치 표면 시스템이 임계에 도달하지 않았다면, 프로세스는 동작 900으로 되돌아간다.
다음에 도 10을 참조하면, 플라이-바이-와이어 항공기를 모니터링하기 위한 프로세스의 플로우차트의 다른 도면이 실례로 되는 실시예에 따라 도시된다. 도 10에 도시된 프로세스는 도 2의 항공기 모니터링 환경(200)에서 항공기(202)를 모니터하도록 비행 모니터(204)를 이용해서 구현될 수 있다.
프로세스는 항공기 구성과 비행 상황을 기초로 제어장치 표면 시스템을 위한 값의 범위를 식별하는 것에 의해 시작한다(동작 1000). 프로세스는 다음에 제어장치 표면 시스템을 위한 조종사 제어장치 입력을 식별한다(동작 1002). 이러한 실례로 되는 예에 있어서, 도 2의 비행 제어장치 모델(230)은 제어장치 시스템(218)에 의해 이동될 때 제어장치 표면 시스템(206)의 동작을 제어할 수 있다.
프로세스는 이어 조종사 제어장치 입력 신호를 이용해서 비행 제어장치 모델에 의해 제어된 제어장치 표면 시스템의 응답을 식별한다(동작 1004). 다음에, 프로세스는 제어장치 표면 시스템을 위한 값의 범위를 이용해서 그래픽 사용자 인터페이스 상에 제어장치 표면 시스템의 응답을 디스플레이한다(동작 1006).
제어장치 표면 시스템이 포화되는 제어장치 표면 시스템에 관한 임계에 도달하였는가의 여부에 대해 결정이 이루어진다(동작 1008). 제어장치 표면 시스템이 임계에 도달하였다면, 경보가 발생되고(동작 1010) 프로세스는 여기서 설명된 바와 같이 동작 1002으로 되돌아간다. 경보는 다양한 형태를 취할 수 있다. 예컨대, 경보는 그래픽 경보(242), 오디오 경보(244), 촉각 경보(246), 또는 다른 적절한 형태의 경보 중 적어도 하나일 수 있다.
다시 동작 1008을 참조하면, 제어장치 표면 시스템이 임계에 도달하지 않았다면, 프로세스는 항공기 구성 또는 비행 상황에 대한 변경이 야기되었는가의 여부에 대해 결정한다(동작 1012). 항공기 구성 또는 비행 상황에 대한 변경이 야기되지 않았다면 프로세스는 동작 1002로 되돌아간다. 그렇지 않으면, 프로세스는 항공기 구성 및 비행 상황을 기초로 제어장치 표면 시스템을 위한 값의 범위를 수정하고(동작 1014) 이어 그 후 프로세스는 동작 1002로 되돌아간다.
여러 도시된 실시예의 프루로우차트 및 블록도는 실례로 되는 실시예에서의 장치 및 방법의 몇몇 가능한 구현의 구조, 기능성, 및 동작을 나타낸다. 이에 대해, 플로우차트 또는 블록도의 각 블록은 모듈, 세그먼트, 기능, 및/또는 동작 또는 단계의 부분을 나타낼 수 있다. 예컨대, 하나 이상의 블록은 프로그램 코드로서, 하드웨어로, 또는 프로그램 코드 및 하드웨어의 조합으로 구현될 수 있다. 하드웨어로 구현될 때, 하드웨어는, 예컨대 플로우차트 또는 블록도의 하나 이상의 동작을 수행하도록 제조 또는 구성된 집적회로의 형태를 취할 수 있다. 프로그램 코드 및 하드웨어의 조합으로 구현될 때, 구현은 펌웨어(firmware)의 형태를 취할 수 있다.
실례로 되는 실시예의 몇몇 대안적인 구현에 있어서, 블록에서 주지된 기능 또는 기능들은 도면에 주지된 순서 외로 야기될 수 있다. 예컨대, 몇몇 경우에 있어서, 연속으로 도시된 2개의 블록은 실질적으로 동시에 실행될 수 있고, 또는 블록은 때때로, 포함된 기능성에 따라, 반대 순서로 수행될 수도 있다. 또한, 다른 블록이 플로우차트 또는 블록도의 도시된 블록에 부가하여 부가될 수 있다.
예컨대, 도 9 및 도 10에 도시된 여러 동작은 여러 제어장치 표면 시스템에 대해 소정 회수 반복될 수 있다. 부가적으로, 그래픽 사용자 인터페이스 상의 제어장치 표면 시스템의 응답의 디스플레이는 관심있는 소정의 제어장치 표면 시스템에 대해 수행될 수 있다.
도 11을 참조하면, 데이터 처리 시스템의 블록도의 도면이 실례로 되는 실시예에 따라 도시된다. 데이터 처리 시스템(1100)은 도 2의 컴퓨터 시스템(208)에서 하나 이상의 컴퓨터를 구현하는데 이용될 수 있다. 이러한 실례로 되는 예에 있어서, 데이터 처리 시스템(1100)은, 프로세서 유닛(1104), 메모리(1106), 영구 저장기(1108), 통신 유닛(1110), 입력/출력 (I/O) 유닛(1112), 및 디스플레이(1114) 사이에서 통신을 제공하는, 통신 프레임워크(communications framework; 1102)를 포함한다. 이러한 예에 있어서, 통신 프레임워크(1102)는 버스 시스템(bus system)의 형태를 취할 수 있다.
프로세서 유닛(1104)은 메모리(1106)로 로드될 수 있는 소프트웨어를 위한 명령을 실행하도록 기능한다. 프로세서 유닛(1104)은, 특정 구현에 따라, 다수의 프로세서, 다중-프로세서 코어, 또는 몇몇 다른 형태의 프로세서일 수 있다.
메모리(1106) 및 영구 저장기(1108)는 저장 장치(1116)의 예이다. 저장 장치는, 예컨대, 제한 없이, 데이터, 기능적 형태에서의 프로그램 코드, 및/또는 잠정적 기반 및/또는 영구적 기반 상의 다른 적절한 정보와 같은, 정보를 저장할 수 있는 소정 개의 하드웨어이다. 이들 실례로 되는 예에서 메모리(1106)는 랜덤 억세스 메모리(random access memory) 또는 소정의 다른 적절한 휘발성 또는 비휘발성 저장 장치일 수 있다.
영구 저장기(1108)는, 특정 구현에 따라, 다양한 형태를 취할 수 있다. 예컨대, 영구 저장기(1108)는 하나 이상의 구성요소 또는 장치를 포함할 수 있다. 예컨대, 영구 저장기(1108)는 하드 드라이브, 플래시 메모리, 재기록가능 광학 디스크, 재기록가능 자기 테이프, 또는 상기의 몇몇 조합일 수 있다.
이들 예에 있어서, 통신 유닛(1110)은 다른 데이터 처리 시스템 또는 장치와의 통신을 위해 제공된다. 이들 실례로 되는 예에 있어서, 통신 유닛(1110)은 네트워크 인터페이스 카드이다.
입력/출력 유닛(1112)은 데이터 처리 시스템(1100)에 연결될 수 있는 다른 장치와의 데이터의 입력 및 출력을 가능하게 한다. 예컨대, 입력/출력 유닛(1112)은 키보드, 마우스, 및/또는 몇몇 다른 적절한 입력 장치를 통해 사용자 입력을 위한 연결을 제공할 수 있다. 더욱이, 입력/출력 유닛(1112)은 프린터로 출력을 보낼 수 있다. 디스플레이(1114)는 사용자에게 정보를 디스플레이하기 위한 메카니즘을 제공한다.
오퍼레이팅 시스템, 어플리케이션, 및/또는 프로그램을 위한 명령은, 통신 프레임워크(1102)를 통해 프로세서 유닛(1104)과 통신에 있게 되는, 저장 장치(1116)에 위치할 수 있다. 다른 실시예의 프로세스들은 메모리(1106)와 같은, 메모리에 위치될 수 있는, 컴퓨터-구현 명령을 이용해서 프로세서 유닛(1104)에 의해 수행될 수 있다.
이들 명령은 프로세서 유닛(1104)의 프로세서에 의해 판독 및 실행될 수 있는 프로그램 코드, 컴퓨터 이용가능 프로그램 코드, 또는 컴퓨터 판독가능 프로그램 코드로서 언급된다. 다른 실시예에서 프로그램 코드는, 메모리(1106) 또는 영구 저장기(1108)와 같은, 다른 물리적 또는 컴퓨터 판독가능 저장 매체 상에 통합될 수 있다.
프로그램 코드(1118) 및 컴퓨터 판독가능 매체(1120)는 이들 실례로 되는 예에서 컴퓨터 프로그램 제품(1122)을 형성한다. 하나의 예에 있어서, 컴퓨터 판독가능 매체(1120)는 컴퓨터 판독가능 저장 매체(1124) 또는 컴퓨터 판독가능 신호 매체(1126)일 수 있다.
이들 실례로 되는 예에 있어서, 컴퓨터 판독가능 저장 매체(1124)는 프로그램 코드(1118)를 전파 또는 전송하는 매체라기 보다는 프로그램 코드(1118)를 저장하는데 이용되는 물리적 또는 유형의 저장 장치이다.
데이터 처리 시스템(1100)을 위해 설명된 다른 구성요소는 다른 실시예가 구현될 수 있는 방법에 대해 구조적 제한을 제공하는 것을 의미하지는 않는다. 다른 실례로 되는 실시예는 데이터 처리 시스템(1100)을 위해 설명된 것에 부가 및/또는 대신하는 구성요소를 포함하는 데이터 처리 시스템에서 구현될 수 있다. 도 11에 도시된 다른 구성요소는 도시된 실례로 되는 예로부터 변경될 수 있다. 다른 실시예가 프로그램 코드(1118)를 실행할 수 있는 소정의 하드웨어 장치 또는 시스템을 이용해서 구현될 수 있다.
특히, 하나 이상의 실례로 되는 예는 항공기의 조종사 또는 다른 오퍼레이터가 제어장치 표면 시스템의 포화가 접근되거나 임박할 수 있을 때를 인식하도록 할 수 있는 방법으로 정보를 디스플레이한다. 이러한 방법에 있어서, 실례로 되는 실시예는 포화가 제어장치 표면 시스템에 대해 존재할 때 야기될 수 있는 원하지 않는 항공기 성능을 회피하는 메카니즘을 조종사에게 제공한다. 이들 실례로 되는 예에서 그래픽 사용자 인터페이스는 항공기 상의 제어장치 표면에 관하여 도달될 수 있는 한계에 관한 정보를 운반하는 제어 한계 표시 촉진기(control limit indication facilitator)로서 기능할 수 있다.
다른 실례로 되는 실시예의 설명이 도시 및 설명의 목적을 위해 제공되고, 개시된 형태로 실시예에 대해 포괄되거나 제한되도록 의도하지는 않는다. 많은 변형 및 변경이 당업자에게는 명백할 것이다. 더욱이, 여러 실례로 되는 실시예가 다른 실례로 되는 실시예와 비교해서 다른 이점을 제공할 수 있다. 선택된 실시예 또는 실시예들은 실시예들의 원리, 실제적 적용을 가장 잘 설명하고, 다른 당업자가 고려된 특정 이용에 대해 적합한 다양한 변형을 구비하는 다양한 실시예를 위한 개시를 이해할 수 있도록 하기 위해 선택 및 개시된다.

Claims (15)

  1. 항공기(202)를 모니터링하기 위한 방법으로, 방법이:
    조종사 제어장치 입력 신호(224)를 수신하는 단계와;
    조종사 제어장치 입력 신호(224)를 이용해서 비행 제어장치 모델(230)에 의해 제어된 제어장치 표면 시스템(206)의 응답을 식별하는 단계;
    제어장치 표면 시스템(206)이 포화되는 제어장치 표면 시스템(206)에 관한 임계(241)에 도달할 때 경보(240)를 발생시키는 단계;
    그래픽 사용자 인터페이스(236) 상의 제1 인디케이터(408, 436, 또는 464)를 매개로, 조종사 제어장치 입력 신호(224)를 디스플레이하는 단계;
    그래픽 사용자 인터페이스(236) 상의 제2 인디케이터(412)를 매개로, 조종사 제어장치 입력 신호(224)에 응답하여 제어장치 표면 시스템(206)으로 보내진 명령을 디스플레이하는 단계; 및
    그래픽 사용자 인터페이스(236) 상의 제3 인디케이터(442, 468, 또는 444)를 매개로, 명령에 대한 제어장치 표면 시스템(206)의 응답을 디스플레이하는 단계;를 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기를 모니터링하기 위한 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    그래픽 사용자 인터페이스(236) 상에 제어장치 표면 시스템(206)의 응답을 디스플레이하는 단계와;
    그래픽 사용자 인터페이스(236) 상에 응답을 디스플레이하기 이전에 제어장치 표면의 위치에 대한 범위를 기초로 제어장치 표면 시스템(206)의 응답의 디스플레이를 수정하는 단계;를 더 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기를 모니터링하기 위한 방법.
  3. 제1항에 있어서,
    롤 제어장치 표면 또는 요 제어장치 표면 또는 피치 제어장치 표면, 또는 제어장치 표면의 조합에 대한 포화의 레벨(310)을 디스플레이하는 단계;를 더 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기를 모니터링하기 위한 방법.
  4. 제1항에 있어서,
    제어장치 표면의 위치에 대한 범위를 기초로 응답의 디스플레이를 수정하는 단계와;
    임계(241)에 접근하고 있는 제어장치 표면 시스템(206)의 표시를 디스플레이하는 단계;를 더 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기를 모니터링하기 위한 방법.
  5. 제1항에 있어서,
    (a) 원주 디스플레이에 휠 입력 명령의 함수로서 항공기(202)에 대한 롤 비율(406), 또는 (b) 조종간 입력(432)에 상관하는 항공기(202)에 대한 받음각 또는 (c) 페달 입력(460)에 상관하는 항공기(202)에 대한 슬라이드슬립, 또는 (d) 그 조합을 디스플레이하는 단계를 더 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기를 모니터링하기 위한 방법.
  6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서,
    조종사 제어장치 입력 신호(224)가 항공기(202) 및 항공기(202)를 위한 시뮬레이터 중 하나에 위치된 제어장치(212)에 의해 발생되고, 항공기(202)가 플라이-바이-와이어 항공기(216)인 것을 특징으로 하는 항공기를 모니터링하기 위한 방법.
  7. 제1항에 있어서,
    제어장치 표면 시스템(206)의 위치에 대한 범위를 기초로 제어장치 표면 시스템(206)의 응답의 디스플레이를 수정하는 단계와;
    제어장치 표면 시스템(206)이 제어장치 표면 시스템(206)을 위한 전체 편향 능력에 접근함을 응답이 표시함에 따라 수정된 디스플레이 상에 경보(240)를 발생시키는 단계;를 더 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기를 모니터링하기 위한 방법.
  8. 항공기(202)를 위한 조종사 제어장치 입력 신호(224)를 수신하고;
    조종사 제어장치 입력 신호(224)를 이용해서 비행 제어장치 모델(230)에 의해 제어된 제어장치 표면 시스템(206)의 응답을 식별하며;
    제어장치 표면 시스템(206)이 포화되는 제어장치 표면 시스템(206)에 관한 임계(241)에 도달할 때 경보(240)를 발생시키고;
    그래픽 사용자 인터페이스(236) 상의 제1 인디케이터(408, 436, 또는 464)를 매개로, 조종사 제어장치 입력 신호(224)를 디스플레이하며;
    그래픽 사용자 인터페이스(236) 상의 제2 인디케이터(412)를 매개로, 조종사 제어장치 입력 신호(224)에 응답하여 제어장치 표면 시스템(206)으로 보내진 명령을 디스플레이하고;
    그래픽 사용자 인터페이스(236) 상의 제3 인디케이터(442, 468, 또는 444)를 매개로, 명령에 대한 제어장치 표면 시스템(206)의 응답을 디스플레이하도록 구성된 비행 모니터(204)를 구비하여 구성된 것을 특징으로 하는 장치.
  9. 제8항에 있어서,
    비행 모니터(204)가 그래픽 사용자 인터페이스(236) 상에 제어장치 표면 시스템(206)의 응답을 디스플레이하도록 더 구성되고, 항공기(202)가 플라이-바이-와이어 항공기(216)인 것을 특징으로 하는 장치.
  10. 제8항에 있어서,
    비행 모니터(204)가 그래픽 사용자 인터페이스(236) 상에 응답을 디스플레이하기 이전에 제어장치 표면의 위치에 대한 범위를 기초로 제어장치 표면 시스템(206)의 응답의 디스플레이를 수정하도록 더 구성된 것을 특징으로 하는 장치.
  11. 제8항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서,
    비행 모니터(204)가 (a) 롤 제어장치 표면, 또는 (b) 요 제어장치 표면, 또는 (c) 피치 제어장치 표면, 또는 (d) 그 조합에 대한 포화의 레벨(310)을 디스플레이하도록 더 구성된 것을 특징으로 하는 장치.
  12. 제8항에 있어서,
    비행 모니터(204)가 임계(241)에 접근하는 제어장치 표면 시스템(206)의 표시를 디스플레이하도록 더 구성된 것을 특징으로 하는 장치.
  13. 제12항에 있어서,
    비행 모니터(204)가 (a) 원주 디스플레이에 휠 입력 명령에 상관하는 항공기(202)에 대한 롤 비율(406), 또는 (b) 조종간 입력(432)의 함수로서 항공기(202)에 대한 받음각, 또는 (c) 페달 입력(460)의 함수로서 항공기(202)에 대한 슬라이드슬립, 또는 (d) 그 조합을 디스플레이하도록 더 구성된 것을 특징으로 하는 장치.
  14. 제8항에 있어서,
    조종사 제어장치 입력 신호(224)가 항공기(202) 및 항공기(202)를 위한 시뮬레이터 중 하나에 위치된 제어장치에 의해 발생되는 것을 특징으로 하는 장치.
  15. 제8항에 있어서,
    (a) 제어장치 표면의 위치에 대한 범위를 기초로 제어장치 표면 시스템(206)의 응답의 디스플레이를 수정하고, (b) 제어장치 표면 시스템(206)이 제어장치 표면 시스템(206)에 대한 포화(310) 한계에 접근하고 있음을 응답이 표시함에 따라 수정된 디스플레이 상에 경보(240)를 발생시키도록 또한 구성된 비행 모니터(204)를 더 구비하여 구성된 것을 특징으로 하는 장치.
KR1020140012021A 2013-02-18 2014-02-03 항공기 모니터링 시스템 KR102180208B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/769,674 US8878700B2 (en) 2013-02-18 2013-02-18 Aircraft monitoring system
US13/769,674 2013-02-18

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20140103835A KR20140103835A (ko) 2014-08-27
KR102180208B1 true KR102180208B1 (ko) 2020-11-19

Family

ID=50064456

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020140012021A KR102180208B1 (ko) 2013-02-18 2014-02-03 항공기 모니터링 시스템

Country Status (9)

Country Link
US (2) US8878700B2 (ko)
EP (1) EP2772816B1 (ko)
JP (1) JP6537772B2 (ko)
KR (1) KR102180208B1 (ko)
CN (1) CN103991537B (ko)
AU (1) AU2014200200B2 (ko)
BR (1) BR102014003508B1 (ko)
CA (1) CA2839626C (ko)
IN (1) IN2014DE00064A (ko)

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8878700B2 (en) 2013-02-18 2014-11-04 The Boeing Company Aircraft monitoring system
JP6181942B2 (ja) * 2013-02-28 2017-08-16 三菱航空機株式会社 航空機の警告システム、及び、航空機
USD766976S1 (en) * 2014-08-18 2016-09-20 Rockwell Collins, Inc. Display panel with icon
FR3027016B1 (fr) * 2014-10-08 2016-12-09 Thales Sa Systeme d'aide au pilotage d'un aeronef
US9557416B2 (en) * 2014-10-14 2017-01-31 Honeywell International Inc. System and method for graphically displaying neighboring rotorcraft
US9547944B2 (en) 2015-06-10 2017-01-17 Honeywell International Inc. Health monitoring system for diagnosing and reporting anomalies
CN107735316B (zh) * 2015-06-12 2021-11-05 庞巴迪公司 飞机高升力飞行控制面的指示系统、装置和方法
US9587961B2 (en) * 2015-08-06 2017-03-07 Airbus (Sas) Aircraft display management system for flight envelope protection
CA3023826A1 (en) 2016-05-11 2017-11-16 Bombardier Inc. Method of and system for displaying an aircraft control input
DE102016117634B4 (de) 2016-09-19 2019-12-12 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Steuerung und Regelung von Aktoren, die aerodynamische Steuerflächen eines Luftfahrzeugs antreiben
US10150573B2 (en) * 2017-01-04 2018-12-11 Honeywell International Inc. Methods and apparatus for presenting automatic flight control system data onboard an aircraft
JP6784635B2 (ja) * 2017-04-07 2020-11-11 三菱重工業株式会社 荷重警報装置、航空機、荷重警報プログラム、荷重警報方法及び荷重制限値の設定方法
US10252815B2 (en) * 2017-04-28 2019-04-09 General Electric Company System and method for monitoring a cockpit of an aircraft
CN107194125A (zh) * 2017-06-23 2017-09-22 北京航空航天大学 一种预测飞行员着陆过程各操作人因差错概率的方法
JP6499243B2 (ja) * 2017-08-24 2019-04-10 株式会社Ｓｕｂａｒｕ 情報伝達システム、情報伝達方法及び航空機
CN117734958A (zh) * 2017-10-11 2024-03-22 庞巴迪公司 用于协助飞机系统的功能测试的装置和方法
US10926869B2 (en) * 2018-11-29 2021-02-23 The Boeing Company Jam mitigation in aircraft fly-by-wire systems and related methods
CN111006749B (zh) * 2019-12-25 2021-07-09 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种飞机纵向极限过载限制值计算及告警方法
US11803197B2 (en) * 2021-11-15 2023-10-31 Beta Air, Llc Systems and methods for controlling a flight boundary of an aircraft
US11697495B1 (en) * 2022-05-26 2023-07-11 Beta Air, Llc Apparatus for guiding a transition between flight modes of an electric aircraft
CN114701663B (zh) * 2022-06-07 2022-09-09 工业富联(杭州)数据科技有限公司 飞机测试方法及相关设备

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130026287A1 (en) * 2011-07-28 2013-01-31 Airbus Operations (Sas) Method And Device For Detecting An Uncontrolled Movement Of An Aircraft Control Surface

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4020324A (en) * 1974-08-26 1977-04-26 Lear Siegler, Inc. Weapon delivery system
US4034334A (en) * 1975-07-14 1977-07-05 The Boeing Company Airfoil position range selecting, indicating and warning system for an aircraft
US4663627A (en) * 1984-02-08 1987-05-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Aircraft control position indicator
FR2666428B1 (fr) * 1990-09-05 1994-09-23 Aerospatiale Procede de visualisation sur un ecran a bord d'un avion, de symboles d'aide au pilotage.
DE59700890D1 (de) * 1996-02-29 2000-01-27 Siemens Ag Flughafen-leitsystem, insbesondere flughafen-bodenverkehrsleitsystem
US6131055A (en) * 1998-12-11 2000-10-10 The Boeing Company Aircraft non-normalized angle-of-attack indicating system
US7285932B2 (en) * 2003-10-28 2007-10-23 United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method and apparatus for loss of control inhibitor systems
US8023936B2 (en) 2004-04-19 2011-09-20 The Boeing Company Method and system for monitoring ad-hoc network nodes
US7426447B2 (en) 2005-08-09 2008-09-16 The Boeing Company Method and system for monitoring structural damage
US7933691B2 (en) 2006-01-24 2011-04-26 The Boeing Company System for and method of monitoring free play of aircraft control surfaces
US8725321B2 (en) * 2006-05-17 2014-05-13 Textron Innovations Inc. Flight control system
US7705725B2 (en) 2007-01-08 2010-04-27 The Boeing Company Methods and systems for monitoring structures and systems
US7864039B2 (en) 2007-01-08 2011-01-04 The Boeing Company Methods and systems for monitoring structures and systems
TWI343196B (en) * 2007-01-30 2011-06-01 Asustek Comp Inc Bluetooth device and bandwidth manage method thereof
US8180750B2 (en) 2007-03-14 2012-05-15 The Boeing Company Support model integration system and method
US8437904B2 (en) 2007-06-12 2013-05-07 The Boeing Company Systems and methods for health monitoring of complex systems
US7822493B2 (en) 2008-01-03 2010-10-26 The Boeing Company Control system actuation fault monitoring
US8447530B2 (en) 2008-01-11 2013-05-21 The Boeing Company High density structural health monitoring system and method
US8849603B2 (en) 2008-11-21 2014-09-30 The Boeing Company Systems and methods for control system verification and health assessment
US8195346B1 (en) * 2009-01-21 2012-06-05 Garmin International, Inc. Envelope protection for mechanically-controlled aircraft
US8451144B2 (en) * 2009-02-04 2013-05-28 Honeywell International Inc. Flaps overspeed advisory system
US8290641B2 (en) * 2009-04-21 2012-10-16 Pilot Disorientation Prevention Technologies, L.L.C. Aircraft attitude systems and related methods
US20110087387A1 (en) 2009-10-12 2011-04-14 The Boeing Company Platform Health Monitoring System
US9162776B2 (en) * 2010-08-18 2015-10-20 The Boeing Company Aircraft safety and configuration monitoring system and method
JP5812633B2 (ja) * 2011-03-14 2015-11-17 三菱重工業株式会社 航空機の制御システム、航空機、航空機の制御プログラム、及び航空機の制御方法
US8423206B2 (en) * 2011-03-17 2013-04-16 The Boeing Company Variable maximum commandable roll rate for directional control during engine-out rolling maneuver
US8494690B2 (en) * 2011-04-26 2013-07-23 The Boeing Company Flight controller management system with a backdrive monitor
US8572009B2 (en) * 2011-08-16 2013-10-29 The Boeing Company Evaluating the health status of a system using groups of vibration data including images of the vibrations of the system
US8766511B2 (en) 2011-08-17 2014-07-01 The Boeing Company Method and system for distributed network of nanoparticle ink based piezoelectric sensors for structural health monitoring
US9127597B2 (en) 2011-09-23 2015-09-08 The Boeing Company Sensor system
US8878700B2 (en) 2013-02-18 2014-11-04 The Boeing Company Aircraft monitoring system

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20130026287A1 (en) * 2011-07-28 2013-01-31 Airbus Operations (Sas) Method And Device For Detecting An Uncontrolled Movement Of An Aircraft Control Surface

Also Published As

Publication number Publication date
CA2839626A1 (en) 2014-08-18
AU2014200200A1 (en) 2014-09-04
US9156563B2 (en) 2015-10-13
US8878700B2 (en) 2014-11-04
US20150054663A1 (en) 2015-02-26
CA2839626C (en) 2016-08-30
JP2014156241A (ja) 2014-08-28
EP2772816B1 (en) 2019-11-13
BR102014003508A2 (pt) 2017-12-19
BR102014003508B1 (pt) 2021-12-07
KR20140103835A (ko) 2014-08-27
IN2014DE00064A (ko) 2015-06-19
EP2772816A1 (en) 2014-09-03
US20140232568A1 (en) 2014-08-21
CN103991537B (zh) 2017-12-08
CN103991537A (zh) 2014-08-20
AU2014200200B2 (en) 2017-06-29
JP6537772B2 (ja) 2019-07-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102180208B1 (ko) 항공기 모니터링 시스템
JP7062427B2 (ja) 折り曲げ式翼端作動システムを制御及びモニタする方法及び装置
AU2014200812B2 (en) Aircraft performance monitoring system
Tekles et al. Design of a flight envelope protection system for NASA’s transport class model
JP7025194B2 (ja) 航空機制御システムコマンドを認証するための方法及び装置
JP2019513610A5 (ko)
EP2065777B1 (en) Robust control effector allocation
Ackerman et al. Automation situation awareness display for a flight envelope protection system
US11623761B2 (en) Method of and apparatus for displaying an interactive interface during aircraft abnormal event
US11442470B2 (en) Method of and system for displaying an aircraft control input
EP3605256A1 (de) System und verfahren zum überwachen des zustands eines unbemannten luftfahrzeugs
US9738378B1 (en) Display-based flight deck autobrake selection
US20210358314A1 (en) Neural network-based system for flight condition analysis and communication
US11053016B1 (en) Aircraft movement control system
EP4342791A1 (en) Temporary backup control methodology for actuation of a control surface of a vehicle
BR102023017370A2 (pt) Metodologia de controle de backup temporário para inceptor de veículo
Hamayun et al. Real-Time Implementation of an ISM Fault Tolerant Control Scheme on the SIMONA Flight Simulator
Pettersson Safety analysis on digital hydraulics: Redundancy study for aviation applications

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant