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飞行控制系统
申请号 CN201110005470.3 申请日 2011-01-12 公开(公告)号 CN102126552A 公开(公告)日 2011-07-20
申请人 纳博特斯克株式会社; 发明人 中川伸吾; 小岛悟;
摘要 本发明涉及飞行控制系统。提供一种在异常时能够进行迅速的备用工作的飞行控制系统。本发明的飞行控制系统构成为包含：PCS（1），基于飞行员对操纵杆以及其他操作生成飞行员驾驶信号；FCC（2），控制飞机的各转向翼（5）等；转向翼控制装置（4），为了基于从FCC（2）输出的转向翼驾驶信号控制各转向翼（5），按每个转向翼（5）被设置；以及数据总线（3），连接FCC（2）和转向翼控制装置（4），在转向翼控制装置（4）中，包含：ACE（6），基于转向翼驾驶信号执行伺服运算处理，输出致动器操作信号；以及致动器部（7），基于致动器操作信号对供给到油压油缸（72）的压力油进行控制，1个转向翼（5）通过多组ACE（6）和致动器部（7）控制，ACE（6）包含：常用控制部（62）、监视部（63）、备用控制部（64）等。
权利要求

1. 一种飞行控制系统，具备：

飞行员命令系统PCS，其包含飞行员驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为飞行员驾驶信号进行输出；

飞行控制计算机FCC，基于所述飞行员驾驶信号和从飞机装备的传感器输出的传感器信号输出转向翼驾驶信号；

转向翼控制装置，相对于1个转向翼被设置1个以上，对所述转向翼进行控制；以及数据总线，对所述FCC和所述转向翼控制装置进行电连接，其中，所述转向翼控制装置，包含：

致动器控制电子设备ACE，基于所述转向翼驾驶信号输出致动器操作信号；以及致动器部，对应于所述致动器操作信号驱动所述转向翼，所述ACE，包含：

接口部，经由所述数据总线与所述FCC进行数据的交接；

常用控制部，基于经由所述接口部从所述FCC发送的所述转向翼驾驶信号，生成控制所述转向翼的常用致动器操作信号；

监视部，监视所述常用控制部和所述致动器部的工作是否正常，在所述常用控制部和所述致动器部的工作正常时输出常用控制执行指令；

备用控制部，在所述监视部判断为所述常用控制部的工作不正常时，代替所述常用控制部生成对所述转向翼进行控制的备用致动器操作信号；

切换部，对应于备用控制切换指令，切换所述常用致动器操作信号和所述备用致动器操作信号；

放大部，对在所述切换部中切换的所述常用致动器操作信号或所述备用致动器操作信号进行放大，输出所述致动器操作信号；以及控制执行指令输出部，输出作为所述常用控制执行指令和备用控制执行指令的逻辑和的控制执行指令，所述致动器部，包含：

电油变换部，对应于所述致动器操作信号控制压力油的流量；

油缸，通过由所述电油变换部进行流量控制的压力油，从而驱动所述转向翼；以及螺线管阀，在输出所述控制执行指令时容许向所述油缸的压力油的流入，在没有输出所述控制执行指令时阻止向所述油缸的压力油的流入，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是在所述FCC基于从所述监视部传输的监视结果判断为所述常用控制部不正常时从所述FCC输出的指令。

2. 根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中，所述PCS，包含：

备用驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为备用驾驶信号进行输出；以及备用指令生成部，对应于飞行员的操作生成所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是经由所述FCC、所述数据总线和所述接口部输入到所述备用控制部的指令，所述备用驾驶信号是直接输入到所述备用控制部的信号。

3. 根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中，所述PCS，包含：

备用驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为备用驾驶信号进行输出；以及备用指令生成部，对应于飞行员的操作生成所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是直接输入到所述备用控制部的指令，所述备用驾驶信号是经由所述FCC、所述总线和所述接口部输入到所述备用控制部的信号。

4. 根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中，所述PCS，包含：

备用驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为备用驾驶信号进行输出；以及备用指令生成部，对应于飞行员的操作生成所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是直接输入到所述备用控制部的指令，所述备用驾驶信号是直接输入到所述备用控制部的信号。

5. 一种飞行控制系统，具备：

飞行员命令系统PCS，其包含飞行员驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为飞行员驾驶信号进行输出；

飞行控制计算机FCC，基于所述飞行员驾驶信号和从飞机装备的传感器输出的传感器信号输出转向翼驾驶信号；

转向翼控制装置，相对于1个转向翼被设置1个以上，对所述转向翼进行控制；以及数据总线，对所述FCC和所述转向翼控制装置进行电连接，其中，所述转向翼控制装置，包含：

致动器控制电子设备ACE，基于所述转向翼驾驶信号输出致动器操作信号；以及致动器部，对应于所述致动器操作信号驱动所述转向翼，所述ACE，包含：

接口部，经由所述数据总线与所述FCC进行数据的交接；

常用控制部，基于经由所述接口部从所述FCC发送的所述转向翼驾驶信号，生成控制所述转向翼的常用致动器操作信号；

监视部，监视所述常用控制部和所述致动器部的工作是否正常，在所述常用控制部和所述致动器部的工作正常时输出常用控制执行指令；

备用控制部，在所述监视部判断为所述常用控制部的工作不正常时，代替所述常用控制部生成对所述转向翼进行控制的备用致动器操作信号；

切换部，对应于备用控制切换指令，切换所述常用驾驶致动器信号和所述备用驾驶致动器信号；

伺服运算部，基于在所述切换部中切换的所述常用驾驶致动器信号或所述备用驾驶致动器信号执行伺服运算，输出所述致动器操作信号；以及控制执行指令输出部，输出作为所述常用控制执行指令和备用控制执行指令的逻辑和的控制执行指令，所述致动器部，包含：

电油变换部，对应于所述致动器操作信号控制压力油的流量；

油缸，通过由所述致动器进行流量控制的压力油，从而驱动所述转向翼；以及螺线管阀，在输出所述控制执行指令时容许向所述油缸的压力油的流入，在没有输出所述控制执行指令时阻止向所述油缸的压力油的流入，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是在所述FCC基于从所述监视部传输的监视结果判断为所述常用控制部不正常时从所述FCC输出的指令。

6. 根据权利要求5所述的飞行控制系统，其中，所述PCS，包含：

备用驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为备用驾驶信号进行输出；以及备用指令生成部，对应于飞行员的操作生成所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是经由所述FCC、所述数据总线和所述接口部输入到所述备用控制部的指令，所述备用驾驶信号是直接输入到所述备用控制部的信号。

7. 根据权利要求5所述的飞行控制系统，其中，所述PCS，包含：

备用驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为备用驾驶信号进行输出；以及备用指令生成部，对应于飞行员的操作生成所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是直接输入到所述备用控制部的指令，所述备用驾驶信号是经由所述FCC、所述总线和所述接口部输入到所述备用控制部的信号。

8. 根据权利要求5所述的飞行控制系统，其中，所述PCS，包含：

备用驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为备用驾驶信号进行输出；以及备用指令生成部，对应于飞行员的操作生成所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是直接输入到所述备用控制部的指令，所述备用驾驶信号是直接输入到所述备用控制部的信号。

9. 根据权利要求1至8的任一项所述的飞行控制系统，其中，所述常用控制部以执行常用控制程序的第1可编程逻辑器件构成，所述监视部以执行包含所述常用控制程序的预先决定的部分的监视程序的第2可编程逻辑器件构成，所述备用控制部以第3可编程逻辑器件构成，其执行备用控制程序，具有与所述第1可编程逻辑器件和所述第2可编程逻辑器件相异的硬件结构。

10. 根据权利要求9所述的飞行控制系统，其中，所述第1可编程逻辑器件和所述第2可编程逻辑器件是最大门规模为30万~100万的现场可编程门阵列FPGA，所述第3可编程逻辑器件是最大门规模为1万的复杂可编程逻辑器件CPLD。
说明书全文

飞行控制系统

技术领域

[0001] 本发明涉及飞行控制系统，特别涉及能够灵活地应对向备用控制系统的切换的飞行控制系统。

背景技术

[0002] 作为飞机的飞行控制系统，公知的是电传操纵（FBW）系统，其包括：飞行员命令系统（PCS，Pilot Command System），基于飞行员进行的操纵杆等其它的操作生成飞行员驾驶信号并输出；飞行控制计算机（FCC），基于飞行员驾驶信号对飞机的发动机、转向翼、以及其它的辅机综合地进行控制；致动器电子控制设备（ACE，Actuator Control Electronics），基于从FCC传输的转向翼驾驶信号执行伺服运算处理，输出致动器（actuator）操作信号，以及致动器部。
[0003] 特别是对输出致动器操作信号的ACE不仅要求高可靠性，而且期望即使在ACE中发生随机故障或通常故障的情况下，也能够继续转向翼控制。
[0004] 本申请人已经提出了如下ACE，其具备：应用了大规模可编程器件的常用控制部和监视部、以及应用了小规模可编程器件的备用控制部（例如，参照专利文献1）。
[0005] 根据本ACE，监视部在判断为常用控制系统不正常时，暂时停止向致动器的油压的供给，通过从FCC重新输出油压供给指令，从而能够通过备用控制部进行舵面的驱动。
[0006] 可是，在监视部或FCC的故障时也有在向备用控制部的切换中产生障碍的情况。
[0007] 专利文献1：日本特开2008-240612号公报（[0036]，图1）。

发明内容

[0008] 因此，本发明正是为了解决上述课题而完成的，其目的在于提供一种飞行控制系统，即使在FCC和ACE中发生故障的情况下也能进行迅速的备用工作。
[0009] 用于解决课题的方案本发明的飞行控制系统具有如下结构，其具备：飞行员命令系统（PCS），其包含飞行员驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为飞行员驾驶信号进行输出；飞行控制计算机（FCC），基于所述飞行员驾驶信号和从飞机装备的传感器输出的传感器信号输出转向翼驾驶信号；
转向翼控制装置，相对于1个转向翼被设置1个以上，对所述转向翼进行控制；以及数据总线，对所述FCC和所述转向翼控制装置进行电连接，其中，所述转向翼控制装置包含：
致动器控制电子设备（ACE），基于所述转向翼驾驶信号输出致动器操作信号；以及致动器部，对应于所述致动器操作信号，驱动所述转向翼，
所述ACE包含：接口部，经由所述数据总线与所述FCC进行数据的交接；常用控制部，基于经由所述接口部从所述FCC发送的所述转向翼驾驶信号，生成控制所述转向翼的常用致动器操作信号；监视部，监视所述常用控制部和所述致动器部的工作是否正常，在所述常用控制部和所述致动器部的工作正常时输出常用控制执行指令；备用控制部，在所述监视部判断为所述常用控制部的工作不正常时，代替所述常用控制部生成对所述转向翼进行控制的备用致动器操作信号；切换部，对应于备用控制切换指令，切换所述常用致动器操作信号和所述备用致动器操作信号；放大部，对在所述切换部切换的所述常用致动器操作信号或所述备用致动器操作信号进行放大，输出所述致动器操作信号；以及控制执行指令输出部，输出作为所述常用控制执行指令和备用控制执行指令的逻辑和的控制执行指令，所述致动器部包含：电油变换部，对应于所述致动器操作信号，控制压力油的流量；油缸，通过由所述电油变换部进行流量控制的压力油，从而驱动所述转向翼；以及螺线管阀，在输出所述控制执行指令时容许向所述油缸的压力油的流入，在没有输出所述控制执行指令时阻止向所述油缸的压力油的流入，
所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是在所述FCC基于从所述监视部传输的监视结果判断为所述常用控制部不正常时从所述FCC输出的指令。
[0010] 根据上述结构，从FCC通过备用控制执行指令和备用控制切换指令能够进行向备用控制部的切换。
[0011] 本发明的飞行控制系统具有如下结构，所述PCS包含：备用驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为备用驾驶信号进行输出；以及备用指令生成部，对应于飞行员的操作生成所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是经由所述FCC、所述数据总线和所述接口部输入到所述备用控制部的指令，
所述备用驾驶信号是直接输入到所述备用控制部的信号。
[0012] 根据上述结构，从FCC通过备用控制执行指令和备用控制切换指令能够进行向备用控制部的切换，并且能够经由PCS和备用控制部进行备用驾驶。
[0013] 本发明的飞行控制系统具有如下结构，所述PCS包含：备用驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为备用驾驶信号进行输出；以及备用指令生成部，对应于飞行员的操作生成所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是直接输入到所述备用控制部的指令，
所述备用驾驶信号是经由所述FCC、所述总线和所述接口部输入到所述备用控制部的信号。
[0014] 根据上述结构，从FCC通过备用驾驶信号能够进行备用驾驶，并且从PCS通过控制执行指令和备用控制切换指令能够进行向备用控制部的切换。
[0015] 本发明的飞行控制系统具有如下结构，所述PCS包含：备用驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为备用驾驶信号进行输出；以及备用指令生成部，对应于飞行员的操作生成所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是直接输入到所述备用控制部的指令，
所述备用驾驶信号是直接输入到所述备用控制部的信号。
[0016] 根据上述结构，从PCS通过控制执行指令和备用控制切换指令能够进行向备用控制部的切换，并且从PCS通过控制执行指令和备用控制切换指令能够进行向备用控制部的切换。
[0017] 本发明的飞行控制系统具有如下结构，其具备：飞行员命令系统（PCS），其包含飞行员驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为飞行员驾驶信号进行输出；飞行控制计算机（FCC），基于所述飞行员驾驶信号和从飞机装备的传感器输出的传感器信号输出转向翼驾驶信号；转向翼控制装置，相对于1个转向翼设置1个以上，对所述转向翼进行控制；以及数据总线，对所述FCC和所述转向翼控制装置进行电连接，其中，所述转向翼控制装置包含：致动器控制电子设备（ACE），基于所述转向翼驾驶信号输出致动器操作信号；以及致动器部，对应于所述致动器操作信号，驱动所述转向翼，
所述ACE包含：接口部，经由所述数据总线与所述FCC进行数据的交接；常用控制部，接收经由所述FCC和所述接口部从所述FCC发送的所述转向翼驾驶信号，输出常用驾驶致动器信号；监视部，监视所述常用控制部和所述致动器部的工作是否正常，在所述常用控制部和所述致动器部的工作正常时输出常用控制执行指令；备用控制部，在所述监视部判断为所述常用控制部的工作不正常时，代替所述常用控制部输出备用驾驶致动器信号；切换部，对应于备用控制切换指令，切换所述常用驾驶致动器信号和所述备用驾驶致动器信号；
伺服运算部，基于在所述切换部切换的所述常用驾驶致动器信号或所述备用驾驶致动器信号执行伺服运算，输出所述致动器操作信号；以及控制执行指令输出部，输出作为所述常用控制执行指令和备用控制执行指令的逻辑和的控制执行指令，
所述致动器部包含：电油变换部，对应于所述致动器操作信号，控制压力油的流量；油缸，通过被所述致动器进行流量控制的压力油，从而驱动所述转向翼；以及螺线管阀，在输出所述控制执行指令时容许向所述油缸的压力油的流入，在没有输出所述控制执行指令时阻止向所述油缸的压力油的流入，
所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是在所述FCC基于从所述监视部传输的监视结果判断为所述常用控制部不正常时从所述FCC输出的指令。
[0018] 根据上述结构，从FCC通过备用控制执行指令和备用控制切换指令能够进行向备用控制部的切换。
[0019] 本发明的飞行控制系统具有如下结构，所述PCS包含：备用驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为备用驾驶信号进行输出；以及备用指令生成部，对应于飞行员的操作生成所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是经由所述FCC、所述数据总线和所述接口部输入到所述备用控制部的指令，
所述备用驾驶信号是直接输入到所述备用控制部的信号。
[0020] 根据上述结构，从FCC通过备用控制执行指令和备用控制切换指令能够进行向备用控制部的切换，并且能够经由PCS和备用控制部进行备用驾驶。
[0021] 本发明的飞行控制系统具有如下结构，所述PCS包含：备用驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为备用驾驶信号进行输出；以及备用指令生成部，对应于飞行员的操作生成所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是直接输入到所述备用控制部的指令，
所述备用驾驶信号是经由所述FCC、所述总线和所述接口部输入到所述备用控制部的信号。
[0022] 根据上述结构，从FCC通过备用驾驶信号能够进行备用驾驶，并且从PCS通过控制执行指令和备用控制切换指令能够进行向备用控制部的切换。
[0023] 本发明的飞行控制系统具有如下结构，所述PCS包含：备用驾驶信号生成部，将飞行员的驾驶作为备用驾驶信号进行输出；以及备用指令生成部，对应于飞行员的操作生成所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，所述备用控制执行指令和所述备用控制切换指令，是直接输入到所述备用控制部的指令，
所述备用驾驶信号是直接输入到所述备用控制部的信号。
[0024] 根据上述结构，从PCS通过控制执行指令和备用控制切换指令能够进行向备用控制部的切换，并且从PCS通过控制执行指令和备用控制切换指令能够进行向备用控制部的切换。
[0025] 在本发明的飞行控制系统中，所述常用控制部以执行常用控制程序的第1可编程逻辑器件构成，所述监视部以执行包含所述常用控制程序的预先决定的部分的监视程序的第2可编程逻辑器件构成，所述备用控制部以执行备用控制程序，具有与所述第1可编程逻辑器件和所述第2可编程逻辑器件相异的硬件结构的第2可编程逻辑器件构成。
[0026] 根据上述结构，能够防止在常用控制部和监视部和备用控制部中发生通常故障。
[0027] 在本发明的飞行控制系统中，所述第1可编程逻辑器件和所述第2可编程逻辑器件是最大门规模为30万~100万的FPGA（Field Programmable Gate Array，现场可编程门阵列），所述第3可编程逻辑器件是最大门规模为1万的CPLD（Complex Programmable Logic Device，复杂可编程逻辑器件）。
[0028] 根据上述结构，能够使备用控制部的故障率与常用控制部和监视部的故障率相比降低。
[0029] 发明的效果根据本发明的飞行控制系统，即使在常用控制系统中发生异常的情况下，也能够灵活地应对向备用控制系统的切换。

附图说明

[0030] 图1是本发明的飞行控制系统的第1实施方式的框图。
[0031] 图2是本发明的飞行控制系统的第2实施方式的框图。
[0032] 图3是本发明的飞行控制系统的第3实施方式的框图。
[0033] 图4是本发明的飞行控制系统的第4实施方式的框图。
[0034] 图5是本发明的飞行控制系统的第5实施方式的框图。
[0035] 图6是本发明的飞行控制系统的第6实施方式的框图。
[0036] 图7是本发明的飞行控制系统的第7实施方式的框图。
[0037] 图8是本发明的飞行控制系统的第8实施方式的框图。

具体实施方式

[0038] [第一实施方式]首先，针对本发明的飞机的飞行控制系统的结构进行说明。图1是本发明的第1实施方式的飞行控制系统100的概略框图。
[0039] 对飞机的飞行进行控制的飞行控制系统构成为包括：飞行员命令系统（PSC：Pilot Command System）1，其包含飞行员驾驶信号生成部11，该飞行员驾驶信号生成部
11基于飞行员进行的操纵杆及其它的操作生成飞行员驾驶信号并输出；飞行控制计算机（FCC：Flight Control Computer）2，基于飞行员驾驶信号对飞机的发动机、各转向翼5、以及其它辅机综合地进行控制；转向翼控制装置4，为了基于从FCC输出的转向翼驾驶信号对各转向翼5进行控制，设置在每个转向翼5；以及数据总线3，连结FCC2和转向翼控制装置
4。
[0040] 在转向翼控制装置4中，包含：致动器控制电子设备（ACE：Actuator Contro1 Electronics）6，基于从FCC经由数据总线3传输的转向翼驾驶信号执行伺服运算处理，输出致动器操作信号；以及致动器部7，基于致动器操作信号控制对油压缸72供给的压力油，通常，在1个转向翼5连接有多个转向翼控制装置4。也就是说，成为1个转向翼5通过多组ACE6和致动器部7而被控制的结构。
[0041] 在ACE6中包含：接口部61；常用控制部62；监视部63；以及备用控制部64等。
[0042] 在这里，常用控制部62和监视部63例如以作为FPGA（Field Programmable Gate Array，现场可编程门阵列）的门规模超过1万个、是30万~100万个或其以上的大规模PLD（Programmable Logic Device，可编程逻辑器件）构成。
[0043] 另一方面，备用控制部64例如以作为CPLD（Complex Programmable Logic Device，复杂可编程逻辑器件）的门规模是1万个以下的PLD构成。
[0044] 在这里，作为发生器件的异常的概率，当单纯以与门数量成比例来考虑时，门数量少的CPLD比FPGA有利。
[0045] 此外，在程序的逻辑的验证中，门数量少的CPLD比门数量多的FPGA容易进行充分的验证。
[0046] 因此，备用控制部64将功能缩小到所需要的最小限度并以CPLD构成。
[0047] 附带提及的是，在本发明的一个实施方式中，FPGA是大约26万门，CPLD是大约7千门。
[0048] 此外，通过将常用控制部62和监视部63以及备用控制部64的程序分别基于个别的算法来构筑，从而能够抑制这些器件因为类似的条件产生相同的故障的程序上的故障（程序错误）的可能性。而且，通过使各部的部件结构不同，从而能够进一步抑制在相同条件下产生类似的故障。
[0049] 即，在ACE6中除了接口部61、常用控制部62、监视部63、以及备用控制部64之外，还包含：切换部65、放大部66、控制执行指令输出部67、以及螺线管阀驱动器68。
[0050] 再有，切换部65、放大部66、控制执行指令输出部67、以及螺线管阀驱动器68通过分立器件构成。
[0051] 在致动器部7中，包含：作为电油变换部而发挥功能的电油变换器71、油缸72、位置传感器73、以及螺线管阀74。
[0052] 来自位置传感器73的输出连接到ACE6的常用控制部62、监视部63、以及备用控制部64。
[0053] 接着，说明各部分的功能。
[0054] PCS1在飞行员驾驶信号生成部11中对应于来自飞行员操作的操纵杆、各种控制开关等的信号生成飞行员驾驶信号，将其输出到FCC2。
[0055] FCC2基于从PCS1发送来的飞行员驾驶信号、表示机体的状态的来自各种传感器的信号，输出包含转向翼驾驶信号的、发动机、各转向翼5、以及其它辅机的综合的控制信号。转向翼驾驶信号经由数据总线3被发送到ACE6。
[0056] ACE6的接口部61将从FCC2经由数据总线3传输来的转向翼驾驶信号对常用控制部62、监视部63、以及备用控制部64分配，并且将监视部63的检索结果经由数据总线3传输到FCC2。
[0057] 常用控制部62通过执行预先安装的常用控制程序，从而基于从FCC2经由数据总线3传输的转向翼驾驶信号、以及从活塞位置传感器73输出的活塞位置信号，执行所谓的伺服运算，将作为运算结果的常用致动器操作信号（NACT信号）输出到切换部65和监视部63。
[0058] 监视部63通过执行预先安装的监视程序，与常用控制部同样地执行伺服运算并计算出监视用致动器操作信号（MACT信号）。
[0059] 此外，监视部63通过执行监视程序，从而监视MACT信号与在常用控制部62中计算出的NACT信号在规定的范围内是否一致，在一致的情况下判断为常用控制部62的工作正常，在不一致的情况下判断为常用控制部62的工作异常。
[0060] 进而，监视部63通过执行监视程序，从而监视MACT信号与从活塞位置传感器73输出的活塞位置信号在规定的范围内是否一致，在一致的情况下判断为致动器部7的工作正常，在不一致的情况下判断为致动器部7的工作异常。
[0061] 再有，该MACT信号与NACT信号的比较，以及MACT信号与活塞位置信号的比较在数字区域进行也可，在模拟区域进行也可。这时，在一方的信号的方式与另一方的信号的方式不同的情况下，需要对应于需要适宜地使用A/D器件和D/A器件，使被比较的两者的信号的方式匹配。
[0062] 而且，监视部在判断为常用控制部62的工作正常、并且致动器部7的工作正常的情况下，使常用控制执行指令（NC指令）为接通（ON），在判断为常用控制部62和致动器部7的任意一方或双方的工作不正常的情况下，使NC指令为断开（OFF）。
[0063] 进而，监视部63输出表示常用控制部62的工作是否正常的常用控制部监视结果、以及表示致动器部7的工作是否正常的致动器部监视结果，将它们经由接口部61和数据总线3传输到FCC2。
[0064] 备用控制部64通过执行预先安装的备用控制程序，从而基于从FCC2经由数据总线3发送的转向翼驾驶信号、以及从活塞位置传感器73输出的活塞位置信号，执行所谓的伺服运算，将作为其运算结果的备用致动器操作信号（BACT信号）输出到切换部65。
[0065] 进而，备用控制部64将从FCC2经由数据总线3传输的备用控制切换指令（BSW指令）以及备用控制执行指令（BC指令）变换为适当的形式并输出。
[0066] 切换部65基于从备用控制部64输出的BSW指令，选择从常用控制部62输出的NACT信号或从备用控制部64输出的BACT信号的任一方，供给到放大部66。
[0067] 放大部66对在切换部选择的NACT信号、或BACT信号的一方的信号进行功率放大，作为致动器操作信号对致动器部7的电油变换器71供给。
[0068] 控制执行指令输出部67计算被供给到第1输入端子的从监视部63输出的NC指令、与被供给到第2输入端子的从备用控制部64输出的BC指令的逻辑和，将其作为控制执行指令对螺线管阀驱动器68输出。
[0069] 即，控制执行指令输出部67只要NC指令和BC指令的至少任一方是接通的话，就使作为输出的控制执行指令为接通状态。
[0070] 螺线管阀驱动器68基于从控制执行指令输出部67输出的控制执行指令，控制对致动器部7中包含的螺线管阀74的螺线管进行励磁或非励磁。
[0071] 致动器部7的电油变换器71基于从ACE6的放大部66输出的致动器操作信号，对从未图示的油压源流入到油缸72的油量进行控制。
[0072] 内置在油缸72的活塞对应于通过电油变换器71控制的控制压力油的流入油量进行移动，将转向翼5驱动到规定的舵角。
[0073] 致动器部7的活塞位置传感器73例如是LVDT（差动变压器），对油缸72的活塞的位置进行检测。检测出的信号作为活塞位置信号被反馈到常用控制部62、监视部63、以及备用控制部64。在这里，活塞位置信号是与活塞位置、即实际的转向翼5的位置（舵角）成比例的信号。
[0074] 螺线管阀74在螺线管阀74被励磁时，内部的螺线管被励磁，将通过电油变换器71控制的压力油的向排油管（drain）的流路保持为关闭状态，容许控制压力油流入油缸72。
[0075] 相反，在螺线管阀74没有被励磁时，使通过电油变换器71控制的压力油的向排油管的流路为开放状态，使控制压力油直接流出排油管，活塞不驱动转向翼5。
[0076] 接着，针对工作进行说明。
[0077] 1）常用控制时工作在监视部63中判断为常用控制部62的工作正常、并且致动器部7的工作正常，从监视部63输出的NC指令为接通时，从控制执行指令输出部67输出的控制执行指令变为接通，螺线管阀74被保持为励磁状态，成为能够从电油变换器71向油缸72流入压力油的状态。
[0078] 此外，FCC2通过从监视部63经由数据总线3传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为常用控制部62和致动器部7的工作正常，使BSW指令和BC指令为断开。
[0079] 由此，切换部65将从常用控制部62输出的NACT信号供给到放大部66。结果，转向翼5的舵角基于从FCC2传输的转向翼驾驶信号，通过常用控制部62被控制。
[0080] 2）备用控制时工作在常用控制中，当在监视部63中判断为常用控制部62和致动器部7的任一方或两方的工作不正常时，从监视部63输出的NC指令变为断开。这时，因为BC指令为断开，所以从控制执行指令输出部67输出的控制执行指令变为断开，螺线管阀74变为非励磁状态。结果，压力油不流入油缸72，转向翼5的控制被暂时中断。
[0081] 当FCC2基于从监视部63传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为虽然常用控制部62的工作异常但致动器部7的工作正常时，使BSW指令和BC指令为接通。
[0082] BC指令和BSW指令经由数据总线3和接口部61被传输到备用控制部64，从备用控制部64输出。
[0083] BC指令被供给到控制执行指令输出部67的第2输入端子，作为控制执行指令输出部67的输出的控制执行指令恢复为接通状态。由此，螺线管阀74被励磁并再次变为关闭状态，能够进行转向翼5的控制。
[0084] BSW指令驱动切换部65，成为对放大部66供给BACT信号的状态。结果，转向翼5的舵角基于从FCC2传输的转向翼驾驶信号，通过备用控制部64被控制。
[0085] 再有，优选在FCC2判断为在1个转向翼5中配置的多个ACE6内，预先决定的数量的ACE6以备用控制部64执行控制的情况下，对在1个转向翼5配置的全部ACE6发送BSW指令和BC指令，将全部的ACE6切换为备用控制工作。
[0086] 这时为了回避1个转向翼5被常用控制部62和备用控制部64同时控制的状况。
[0087] 3）控制中止工作在FCC2通过从监视部63经由数据总线3传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为常用控制部62和致动器部7的两者、或仅是致动器部7的工作为异常的情况下，不使BC指令和BSW指令为接通。
[0088] 这时，从监视部63输出的NC指令为断开，所以控制执行指令输出部67的输出仍为断开，螺线管阀74成为非励磁。
[0089] 结果，该ACE6和与其连接的致动器部7保持使转向翼5的控制中止了的状态，转向翼5通过在该转向翼5配置的其它ACE6和致动器部7（即，其它的转向翼控制装置4）被控制。
[0090] 如以上说明的那样，在本实施方式中，即使万一在常用控制部62中发生故障，只要是致动器部7正常地工作的状况的话，就能够自动地切换为利用备用控制部64的转向翼5的控制。
[0091] 此外，在判断为致动器部7是故障的情况下，由于使利用该ACE6的转向翼5的控制停止，从而能够回避对配置在同一转向翼5的其它ACE6（即，其它转向翼控制装置4）的控制工作造成影响。
[0092] [第二实施方式]在第2实施方式中，从PCS个别地输出备用时的转向翼驾驶信号和备用指令。
[0093] 首先，针对第2实施方式的结构进行说明。图2是表示本发明的第2实施方式的飞行控制系统200的结构的概略的框图。
[0094] 再有，针对与第1实施方式的飞行控制系统的结构相同、或类似的结构，赋予与第1实施方式相同的符号并省略其详细的说明。
[0095] 如图2所示，第2实施方式的飞行控制系统200的结构以与第1实施方式的飞行控制系统的结构相同的方式，构成为包括：PCS201、FCC2、数据总线3、转向翼控制装置204、以及转向翼5。
[0096] 在PCS201中，除了将飞行员的驾驶作为常用的飞行员驾驶信号生成并输出的飞行员驾驶信号生成部211之外，还包含：备用指令生成部212，对应于飞行员的操作输出备用指令（BC/BSW指令）；以及备用驾驶信号生成部213，将备用时的飞行员的驾驶作为备用驾驶信号（BPCS信号）进行输出。
[0097] 转向翼控制装置204以ACE206和致动器部7构成，在1个转向翼5连接有多个转向翼控制装置204。
[0098] ACE206以与第1实施方式ACE6相同的方式，包含：接口部61、常用控制部62、监视部63、备用控制部264、切换部65、放大部66、控制执行指令输出部67、以及螺线管阀驱动器68，但输入到备用控制部264的信号的路径与第1实施方式不同。
[0099] 具体地，在备用控制部264，从PCS201的备用指令生成部212输出的备用指令经由FCC2、数据总线3以及ACE206的接口部61被输入，此外从PCS201的备用驾驶信号生成部213输出的BPCS信号从PCS201直接被输入。
[0100] 其它的信号路径的结构与第1实施方式的相同。
[0101] 接着，主要说明其功能与第1实施方式的差异的部分。
[0102] 在PCS201中，在例如飞行员认识到ACE206的常用控制部62的工作异常并切换到利用备用控制部264的驾驶时，将作为备用时的飞行员的驾驶信号的BPCS信号直接输出到ACE206的备用控制部264，将作为备用指令的BSW指令和BC指令输出到FCC2。
[0103] FCC2将备用指令经由数据总线3输出到ACE206。
[0104] 备用控制部264通过将从PCS201直接输入的BPCS信号作为备用控制时的转向翼驾驶信号执行备用控制程序，从而输出备用致动器操作信号（BACT信号）。
[0105] 其它功能与第1实施方式的相同，因此省略说明。
[0106] 接下来，主要说明其工作与第1实施方式的差异的部分。
[0107] 1）常用控制时工作常用控制时的工作与第1实施方式的相同，转向翼5的舵角基于从FCC2传输的转向翼驾驶信号通过常用控制部62被控制。
[0108] 2）备用控制时工作在常用控制时的工作中，当在监视部63中判断为常用控制部62和致动器部7的任一方或两方的工作不正常时，从监视部63输出的NC指令变为断开。这时，因为BC指令为断开，所以从控制执行指令输出部67输出的控制执行指令变为断开，螺线管阀74变为非励磁状态。结果，压力油不流入油缸72，转向翼5的控制被暂时中断。
[0109] 在PCS201中，在通过飞行员的操作切换到利用备用控制部264的驾驶时，输出BPCS信号和备用指令。
[0110] BPCS信号直接输入到ACE206的备用控制部264，获得BACT信号。
[0111] 在FCC2基于从监视部63传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为虽然常用控制部62的工作异常但致动器部7的工作正常的情况下，输出作为备用指令的BC指令和BSW指令。
[0112] 这些指令经由数据总线3和接口部61被传输到备用控制部264，分别作为适当形式的BC指令和BSW指令被输出。
[0113] BC指令被供给到控制执行指令输出部67的第2输入端子，作为控制执行指令输出部67的输出的控制执行指令恢复为接通状态。由此，螺线管阀74被励磁并再次变为关闭状态，能够进行转向翼5的控制。
[0114] BSW指令驱动切换部65，成为对放大部66供给BACT信号的状态。结果，转向翼5的舵角基于从PCS201直接传输的BPCS信号，通过备用控制部264被控制。
[0115] 3）控制中止工作在FCC2通过从监视部63经由数据总线3传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为常用控制部62和致动器部7的两者、或仅是致动器部7的工作为异常的情况下，不输出BC指令和BSW指令。
[0116] 这时，从监视部63输出的NC指令为断开，所以控制执行指令输出部67的输出仍为断开，螺线管阀74成为非励磁。
[0117] 结果，该ACE206和致动器部7保持使转向翼5的控制中止了的状态，转向翼5通过在该转向翼5配置的其它ACE206和致动器部7（即，其它的转向翼控制装置204）被控制。
[0118] 如以上说明的那样，在本实施方式中，即使万一在常用控制部62中发生故障，只要是致动器部7正常地工作的状况的话，就能够迅速地切换为利用备用控制部264的转向翼5的控制。
[0119] 此外，在判断为致动器部7是故障的情况下，由于使利用该ACE206的转向翼5的控制停止，从而能够回避对配置在同一转向翼5的其它ACE206（即，其它转向翼控制装置204）的控制工作造成影响。
[0120] 进而，因为采用对PCS201对备用控制部个别地输出备用时的备用驾驶信号（BPCS信号）和备用指令的结构，所以即使在PCS201中的制作、输出常用控制时的飞行员驾驶信号的部分、以及FCC2中的与这些信号相关的部分中产生故障，也能够进行利用备用控制部264的控制。
[0121] [第三实施方式]在第3实施方式中，从PCS个别地输出备用时的转向翼驾驶信号和备用指令。
[0122] 首先，针对第3实施方式的结构进行说明。图3是表示本发明的第3实施方式的飞行控制系统300的结构的概略的框图。
[0123] 再有，针对与第1和第2实施方式的飞行控制系统的结构相同、或类似的结构，赋予与第1和第2实施方式相同的符号并省略其详细的说明。
[0124] 如图3所示，第3实施方式的飞行控制系统300的结构以与第1和第2实施方式的飞行控制系统的结构相同的方式，构成为包括：PCS301、FCC2、数据总线3、转向翼控制装置304、以及转向翼5。
[0125] 在PCS301中，除了将飞行员的驾驶作为常用的飞行员驾驶信号生成并输出的飞行员驾驶信号生成部211之外，还包含：备用指令生成部312，对应于飞行员的操作输出备用指令（BC/BSW指令）；以及备用驾驶信号生成部313，将备用时的飞行员的驾驶作为备用驾驶信号（BPCS信号）进行输出。
[0126] 转向翼控制装置304以ACE306和致动器部7构成，在1个转向翼5连接有多个转向翼控制装置304。
[0127] ACE306以与第1实施方式ACE6相同的方式，包含：接口部61、常用控制部62、监视部63、备用控制部364、切换部65、放大部66、控制执行指令输出部67、以及螺线管阀驱动器68，但输入到备用控制部364的信号的路径与第1和第2实施方式不同。
[0128] 具体地，在备用控制部364，从PCS301的备用指令生成部312输出的备用指令直接从PCS301输入，此外从PCS301的备用驾驶信号生成部313输出的BPCS信号经由FCC2、数据总线3以及接口部61被输入。
[0129] 其它的信号路径的结构与第1实施方式的相同。
[0130] 接着，主要说明其功能与第1和第2实施方式的差异的部分。
[0131] 在PCS301中，在例如飞行员认识到ACE306的常用控制部62的工作异常并切换到利用备用控制部364的驾驶时，将作为备用时的飞行员的驾驶信号的BPCS信号输出到FCC2，将作为备用指令的BSW指令和BC指令直接输出到ACE306的备用控制部364。
[0132] FCC2将BPCS信号经由数据总线3输出到ACE306。
[0133] 备用控制部364通过将经由FCC2、数据总线3、以及ACE306的接口61输入的BPCS信号作为备用控制时的转向翼驾驶信号执行备用控制程序，从而输出备用致动器操作信号（BACT信号）。
[0134] 进而，备用控制部364受理从PCS301直接输入的作为备用指令的BSW指令和BC指令，将其分别变换为适当的形式的信号并输出。
[0135] 其它功能与第1和第2实施方式的相同，因此省略说明。
[0136] 接着，主要说明其工作与第1和第2实施方式的差异的部分。
[0137] 1）常用控制时工作常用控制时的工作与第1和第2实施方式的相同，转向翼5的舵角基于从FCC2传输的转向翼驾驶信号通过常用控制部62被控制。
[0138] 2）备用控制时工作在常用控制时的工作中，当在监视部63中判断为常用控制部62和致动器部7的任一方或两方的工作不正常时，从监视部63输出的NC指令变为断开。这时，因为BC指令为断开，所以从控制执行指令输出部67输出的控制执行指令变为断开，螺线管阀74变为非励磁状态。结果，压力油不流入油缸72，转向翼5的控制被暂时中断。
[0139] 在PCS301中，在通过飞行员的操作切换到利用备用控制部364的驾驶时，输出BPCS信号和备用指令。
[0140] BPCS信号经由FCC2输入到ACE306的备用控制部364，获得BACT信号。
[0141] 在FCC2基于从监视部63传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为虽然常用控制部62的工作异常但致动器部7的工作正常的情况下，从PCS301输出作为备用指令的BC指令和BSW指令，直接输入到备用控制部364并分别作为适当的形式的BC指令和BSW指令被输出。
[0142] BC指令被供给到控制执行指令输出部67的第2输入端子，作为控制执行指令输出部67的输出的控制执行指令恢复为接通状态。由此，螺线管阀74被励磁并再次变为关闭状态，能够进行转向翼5的控制。
[0143] BSW指令驱动切换部65，成为对放大部66供给BACT信号的状态。结果，转向翼5的舵角基于从PCS301经由FCC2传输的BPCS信号，通过备用控制部364被控制。
[0144] 3）控制中止工作在FCC2通过从监视部63经由数据总线3传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为常用控制部62和致动器部7的两者、或仅是致动器部7的工作为异常的情况下，PCS301不输出BC指令和BSW指令。
[0145] 这时，从监视部63输出的NC指令为断开，所以控制执行指令输出部67的输出仍为断开，螺线管阀74成为非励磁。
[0146] 结果，该ACE306和致动器部7保持使转向翼5的控制中止了的状态，转向翼5通过在该转向翼5配置的其它ACE306和致动器部7（即，其它的转向翼控制装置304）被控制。
[0147] 如以上说明的那样，在本实施方式中，即使万一在常用控制部62中发生故障，只要是致动器部7正常地工作的状况的话，就能够迅速地切换为利用备用控制部364的转向翼5的控制。
[0148] 此外，在判断为致动器部7是故障的情况下，由于使利用该ACE306的转向翼5的控制停止，从而能够回避对配置在同一转向翼5的其它ACE306（即，其它转向翼控制装置304）的控制工作造成影响。
[0149] 进而，因为采用PSC301将备用时的备用驾驶信号（BPCS信号）和备用指令个别地输出到备用控制部364的结构，所以即使在PSC301中的制作、输出常用控制时的飞行员驾驶信号的部分、以及FCC2中的与这些信号相关的部分中产生故障，也能够进行利用备用控制部364的控制。
[0150] [第4实施方式]在第4实施方式中，从PCS个别地输出备用时的转向翼驾驶信号和备用指令，直接输入到备用控制部。
[0151] 首先，针对第4实施方式的结构进行说明。图4是表示本发明的第4实施方式的飞行控制系统400的结构的概略的框图。
[0152] 再有，针对与第1至第3实施方式的飞行控制系统的结构相同、或类似的结构，赋予与第1至第3实施方式相同的符号并省略其详细的说明。
[0153] 如图4所示，第4实施方式的飞行控制系统400的结构以与第1至第3实施方式的飞行控制系统的结构相同的方式，构成为包括：PCS401、FCC2、数据总线3、转向翼控制装置404、以及转向翼5。
[0154] 在PCS401中，除了将飞行员的驾驶作为常用的飞行员驾驶信号生成并输出的飞行员驾驶信号生成部211之外，还包含：备用指令生成部412，对应于飞行员的操作输出备用指令（BC/BSW指令）；以及备用驾驶信号生成部413，将备用时的飞行员的驾驶作为备用驾驶信号（BPCS信号）进行输出。
[0155] 转向翼控制装置404以ACE406和致动器部7构成，在1个转向翼5连接有多个转向翼控制装置404。
[0156] ACE406以与第1实施方式ACE6相同的方式，包含：接口部61、常用控制部62、监视部63、备用控制部464、切换部65、放大部66、控制执行指令输出部67、以及螺线管阀驱动器68，但输入到备用控制部464的信号的路径与第1至第3实施方式不同。
[0157] 具体地，在备用控制部464，从PCS401的备用指令生成部412输出的备用指令，以及从PCS401的备用驾驶信号生成部413输出的BPCS信号从PCS401被直接输入到备用控制部464。
[0158] 其它的信号路径的结构与第1实施方式的相同。
[0159] 接着，主要说明其功能与第1至第3实施方式的差异的部分。
[0160] 在PCS401中，在例如飞行员认识到ACE406的常用控制部62的工作异常并切换到利用备用控制部464的驾驶时，将作为备用时的飞行员的驾驶信号的BPCS信号、和作为备用指令的BSW指令和BC指令直接输出到ACE406的备用控制部464。
[0161] 备用控制部464通过将BPCS信号作为备用控制时的转向翼驾驶信号执行备用控制程序，从而输出备用致动器操作信号（BACT信号）。
[0162] 进而，备用控制部464受理BSW指令和BC指令，将其分别变换为适当的形式的信号并输出。
[0163] 其它功能与第1至第3实施方式的相同，因此省略说明。
[0164] 接着，主要说明其工作与第1至第3实施方式的差异的部分。
[0165] 1）常用控制时工作常用控制时的工作与第1至第3实施方式的相同，转向翼5的舵角基于从FCC2传输的转向翼驾驶信号通过常用控制部62被控制。
[0166] 2）备用控制时工作在常用控制时的工作中，当在监视部63中判断为常用控制部62和致动器部7的任一方或两方的工作不正常时，从监视部63输出的NC指令变为断开。这时，因为BC指令为断开，所以从控制执行指令输出部67输出的控制执行指令变为断开，螺线管阀74变为非励磁状态。结果，压力油不流入油缸72，转向翼5的控制被暂时中断。
[0167] 在PCS401中，在通过飞行员的操作切换到利用备用控制部464的驾驶时，输出BPCS信号和备用指令。这时，在FCC2基于从监视部63传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为虽然常用控制部62的工作异常但致动器部7的工作正常的情况下，输出备用指令。
[0168] BPCS信号直接输入到ACE406的备用控制部464，获得BACT信号。
[0169] 作为备用指令的BC指令和BSW指令被输入到备用控制部464，分别作为适当形式的BC指令和BSW指令被输出。
[0170] BC指令被供给到控制执行指令输出部67的第2输入端子，作为控制执行指令输出部67的输出的控制执行指令恢复为接通状态。由此，螺线管阀74被励磁并再次变为关闭状态，能够进行转向翼5的控制。
[0171] BSW指令驱动切换部65，成为对放大部66供给BACT信号的状态。结果，转向翼5的舵角基于从PCS401直接传输到备用控制部464的BPCS信号，通过备用控制部464被控制。
[0172] 3）控制中止工作在FCC2基于从监视部63经由数据总线3传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为常用控制部62和致动器部7的两者、或仅是致动器部7的工作为异常的情况下，PCS401不输出BC指令和BSW指令。
[0173] 这时，从监视部63输出的NC指令为断开，所以控制执行指令输出部67的输出仍为断开，螺线管阀74成为非励磁。
[0174] 结果，该ACE406和致动器部7保持使转向翼5的控制中止了的状态，转向翼5通过在该转向翼5配置的其它ACE406和致动器部7（即，其它的转向翼控制装置404）被控制。
[0175] 如以上说明的那样，在本实施方式中，即使万一在常用控制部62中发生故障，只要是致动器部7正常地工作的状况的话，就能够迅速地切换为利用备用控制部464的转向翼5的控制。
[0176] 此外，在判断为致动器部7是故障的情况下，由于使利用该ACE406的转向翼5的控制停止，从而能够回避对配置在同一转向翼5的其它ACE406（即，其它转向翼控制装置404）的控制工作造成影响。
[0177] 进而，因为采用PCS401将备用时的备用驾驶信号（BPCS信号）和备用指令个别地直接输出到备用控制部的结构，所以即使在PSC401中的制作、输出常用控制时的飞行员驾驶信号的部分、以及FCC2中的与这些信号相关的部分中产生故障，也能够进行利用备用控制部的控制。
[0178] 此外，PCS401的备用指令以通过基于来自监视部63的信号的FCC2的判断而输出的方式构成，但也可以不采用依赖FCC2的判断的结构，即，强制地输出备用指令的结构。由此，即使在FCC2中有故障的情况下，也能够进行控制切换为利用备用控制部464的控制。
[0179] [第5实施方式]第5实施方式是将第1实施方式的放大部的结构作为伺服放大器的结构。
[0180] 首先，针对第5实施方式的结构进行说明。图5是表示本发明的第5实施方式的飞行控制系统500的结构的概略的框图。
[0181] 再有，针对与第1至第4实施方式的飞行控制系统的结构相同、或类似的结构，赋予与第1至第4实施方式相同的符号并省略其详细的说明。
[0182] 如图5所示，第5实施方式的飞行控制系统500的结构以与第1至第4实施方式的飞行控制系统的结构相同的方式，构成为包括：PCS501、FCC2、数据总线3、转向翼控制装置504、以及转向翼5。
[0183] PCS501是与第1实施方式的PCS1相同的结构，基于飞行员的驾驶杆以及其它操作生成、输出飞行员驾驶信号。
[0184] 转向翼控制装置504以ACE506和致动器部7构成，在1个转向翼5连接有多个转向翼控制装置504。
[0185] ACE506包含：接口部61、常用控制部562、监视部63、备用控制部564、切换部65、放大部566、控制执行指令输出部67、以及螺线管阀驱动器68，但常用控制部562、备用控制部564、以及放大部566的结构不同。
[0186] 具体地，在常用控制部562中，来自PCS501的飞行员驾驶信号经由FCC2、数据总线3以及ACE506的接口部61被输入，但没有第1至第4实施方式那样的来自活塞位置传感器73的连接，此外不具有伺服运算功能。
[0187] 在备用控制部564中，来自PCS501的飞行员驾驶信号经由FCC2、数据总线3以及ACE506的接口部61被输入，但没有第1至第4实施方式那样的来自活塞位置传感器73的连接，此外不具有伺服运算功能。
[0188] 放大部566（伺服运算部）作为以伺服运算器和放大器构成的所谓伺服放大器而构成，作为输入信号连接来自切换部65的输出，以及作为输入信号连接有来自活塞位置传感器73的活塞位置信号。
[0189] 来自致动器部7的活塞位置传感器73的输出，如上述那样，仅连接在监视部63和作为伺服放大器的放大部566。
[0190] 其它的信号路径的结构与第1实施方式的相同。
[0191] 接着，主要说明其功能与第1实施方式的差异的部分。
[0192] PCS501与来自飞行员操作的操纵杆、各种控制开关等的信号对应地生成飞行员驾驶信号，将其输出到FCC2。
[0193] FCC2基于从PCS501发送来的飞行员驾驶信号、表示机体的状态的来自各种传感器的信号，输出包含转向翼驾驶信号的、发动机、各转向翼5、以及其它辅机的综合的控制信号。转向翼驾驶信号经由数据总线3被发送到ACE506。
[0194] ACE506的常用控制部562通过执行常用控制程序，从而输出基于从FCC2经由数据总线3传输的转向翼驾驶信号的值的常用驾驶致动器信号（NSACT信号）。
[0195] 监视部63通过执行预先安装的监视程序，与常用控制部同样地计算从FCC2经由数据总线3传输的转向翼驾驶信号的值的监视用驾驶致动器信号（MSACT信号）。
[0196] 此外，监视部63通过执行监视程序，从而监视MSACT信号与在常用控制部562计算出的NSACT信号在规定的范围内是否一致，在一致的情况下判断为常用控制部562的工作正常，在不一致的情况下判断为常用控制部562的工作异常。
[0197] 进而，监视部63通过执行监视程序，从而监视MSACT信号与从活塞位置传感器73输出的活塞位置信号在规定的范围内是否一致，在一致的情况下判断为致动器部7的工作正常，在不一致的情况下判断为致动器部7的工作异常。
[0198] 备用控制部564通过执行备用控制程序，输出基于从FCC2经由数据总线3传输的转向翼驾驶信号的值的备用驾驶致动器信号（BSACT信号）。
[0199] 进而，备用控制部564受理从FCC2经由数据总线3传输的作为备用指令的BSW指令和BC指令，将其分别变换为适当的形式的信号并输出。
[0200] 放大部566（伺服运算部）是伺服放大器，基于作为输入信号的来自切换部65的输出信号（NSACT信号或BSACT信号）和作为反馈信号的来自活塞位置传感器73的活塞位置信号，进行所谓的伺服运算处理，并且对其运算结果进行功率放大，作为致动器操作信号对致动器部7的电油变换器71供给。
[0201] 其它功能与第1实施方式的相同，因此省略说明。
[0202] 接着，主要说明其工作与第1实施方式的差异的部分。
[0203] 1）常用控制时工作常用控制部562不进行所谓的伺服运算的处理，输出基于转向翼驾驶信号的值的NSACT信号，放大器566基于经由切换部65输入的NSACT信号和活塞位置信号，进行该伺服运算处理和功率放大。其它工作与第1实施方式的相同，转向翼5的舵角基于从FCC2传输的转向翼驾驶信号通过常用控制部562被控制。
[0204] 2）备用控制时工作在常用控制时的工作中，当在监视部63中判断为常用控制部562和致动器部7的任一方或两方的工作不正常时，从监视部63输出的NC指令变为断开。这时，因为BC指令为断开，所以从控制执行指令输出部67输出的控制执行指令变为断开，螺线管阀74变为非励磁状态。结果，压力油不流入油缸72，转向翼5的控制被暂时中断。
[0205] 接着，当FCC2基于从监视部63传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为虽然常用控制部562的工作异常但致动器部7的工作正常时，输出作为备用指令的BC指令和BSW指令。
[0206] 这些指令经由数据总线3和接口部61被输入到备用控制部564，分别作为适当形式的BC指令和BSW指令被输出。
[0207] BC指令被供给到控制执行指令输出部67的第2输入端子，作为控制执行指令输出部67的输出的控制执行指令恢复为接通状态。由此，螺线管阀74被励磁并再次变为关闭状态，能够进行转向翼5的控制。
[0208] BSW指令驱动切换部65，成为对放大部566供给BSACT信号的状态。由此，放大部566基于BSACT信号和活塞位置信号进行伺服运算，以使其运算结果成为驱动振荡器所需要的信号的方式进行功率放大。结果，转向翼5的舵角基于从FCC2传输的转向翼驾驶信号，通过备用控制部564被控制。
[0209] 3）控制中止工作在FCC2基于从监视部63经由数据总线3传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为常用控制部562和致动器部7的两者、或致动器部7的工作为异常的情况下，不输出BC指令和BSW指令。
[0210] 这时，从监视部63输出的NC指令为断开，所以控制执行指令输出部67的输出仍为断开，螺线管阀74成为非励磁。
[0211] 结果，该ACE506和致动器部7保持使转向翼5的控制中止了的状态，转向翼5通过在该转向翼5配置的其它ACE506和致动器部7（即，其它的转向翼控制装置504）被控制。
[0212] 如以上说明的那样，在本实施方式中，即使万一在常用控制部562中发生故障，只要是致动器部7正常地工作的状况的话，就能够自动地切换为利用备用控制部564的转向翼5的控制。
[0213] 此外，在判断为致动器部7是故障的情况下，由于使利用该ACE506的转向翼5的控制停止，从而能够回避对配置在同一转向翼5的其它ACE506（即，其它转向翼控制装置504）的控制工作造成影响。
[0214] 进而，因为采用以分立部件构成的伺服放大器进行伺服运算处理的结构，所以能够使常用控制部562、以及备用控制部564的内部结构简单。
[0215] [第6实施方式]在第6实施方式中，将第2实施方式的放大部的结构作为伺服放大器，从PCS个别地输出备用时的转向翼驾驶信号和备用指令。
[0216] 首先，针对第6实施方式的结构进行说明。图6是表示本发明的第6实施方式的飞行控制系统600的结构的概略的框图。
[0217] 再有，针对与第1至第5实施方式的飞行控制系统的结构相同、或类似的结构，赋予与第1至第5实施方式相同的符号并省略其详细的说明。
[0218] 如图6所示，第6实施方式的飞行控制系统600的结构以与第1至第5实施方式的飞行控制系统的结构相同的方式，构成为包括：PCS601、FCC2、数据总线3、转向翼控制装置604、以及转向翼5。
[0219] PCS601是与第2实施方式的PCS201相同的结构，除了将飞行员的驾驶作为常用的飞行员驾驶信号生成并输出的飞行员驾驶信号生成部211之外，还包含：备用指令生成部212，对应于飞行员的操作输出备用指令（BC/BSW指令）；以及备用驾驶信号生成部213，将备用时的飞行员的驾驶作为备用驾驶信号（BPCS信号）进行输出。
[0220] 转向翼控制装置604以ACE606和致动器部7构成，在1个转向翼5连接有多个转向翼控制装置604。
[0221] ACE606以与第5实施方式ACE506相同的方式，包含：接口部61、常用控制部562、监视部63、备用控制部664、切换部65、放大部566、控制执行指令输出部67、以及螺线管阀驱动器68，但输入到备用控制部664的信号的路径的结构与第5实施方式不同。
[0222] 具体地，在备用控制部664，从PCS601的备用指令生成部212输出的备用指令经由FCC2、数据总线3以及ACE606的接口部61被输入，此外从PCS601的备用驾驶信号生成部213输出的BPCS信号从PCS601直接被输入。
[0223] 其它的信号路径的结构与第5实施方式的相同。
[0224] 接着，主要说明其功能与第5实施方式的差异的部分。
[0225] 在PCS601中，在例如飞行员认识到ACE606的常用控制部562的工作异常并切换到利用备用控制部664的驾驶时，将作为备用时的飞行员的驾驶的BPCS信号直接输出到ACE606的备用控制部664，将作为备用指令的BSW指令和BC指令输出到FCC2。
[0226] FCC2将备用指令经由数据总线3输出到ACE606。
[0227] ACE606的常用控制部562与第5实施方式相同地，通过执行常用控制程序，输出基于从FCC2经由数据总线3传输的转向翼驾驶指令信号的值的常用驾驶致动器信号（NSACT信号）。
[0228] 备用控制部664通过将从PCS601直接发送的BPCS信号作为备用控制时的转向翼驾驶信号执行备用控制程序，从而输出基于BPCS信号的值的备用驾驶致动器信号（BSACT信号）。
[0229] 进而，备用控制部664受理从FCC2经由数据总线3传输的作为备用指令的BSW指令和BC指令，将其分别变换为适当的形式的信号并输出。
[0230] 其它功能与第5实施方式的相同，因此省略说明。
[0231] 接着，主要说明其工作与第5实施方式的差异的部分。
[0232] 1）常用控制时工作常用控制部562以与第5实施方式相同的方式工作，转向翼5的舵角基于从FCC2传输的转向翼驾驶信号通过常用控制部562被控制。
[0233] 2）备用控制时工作在常用控制时的工作中，当在监视部63中判断为常用控制部562和致动器部7的任一方或两方的工作不正常时，从监视部63输出的NC指令变为断开。这时，因为BC指令为断开，所以从控制执行指令输出部67输出的控制执行指令变为断开，螺线管阀74变为非励磁状态。结果，压力油不流入油缸72，转向翼5的控制被暂时中断。
[0234] 在PCS601中，在通过飞行员的操作切换到利用备用控制部664的驾驶时，输出BPCS信号和备用指令。BPCS信号直接输入到ACE606的备用控制部664，获得BACT信号。备用指令输出到FCC2。
[0235] 当FCC2基于从监视部63传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为虽然常用控制部562的工作异常但致动器部7的工作正常时，输出作为备用指令的BC指令和BSW指令。
[0236] 这些指令经由数据总线3和接口部61被输入到备用控制部664，分别作为适当形式的BC指令和BSW指令被输出。
[0237] BC指令被供给到控制执行指令输出部67的第2输入端子，作为控制执行指令输出部67的输出的控制执行指令恢复为接通状态。由此，螺线管阀74被励磁并再次变为关闭状态，能够进行转向翼5的控制。
[0238] BSW指令驱动切换部65，成为对放大部566供给BSACT信号的状态。由此，放大部566基于BSACT信号和活塞位置信号进行伺服运算和必要的功率放大。结果，转向翼5的舵角基于从PCS601直接传输的BPCS信号，通过备用控制部664被控制。
[0239] 3）控制中止工作在FCC2通过从监视部63经由数据总线3传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为常用控制部562和致动器部7、或致动器部7的工作为异常的情况下，不输出BC指令和BSW指令。
[0240] 这时，从监视部63输出的NC指令为断开，所以控制执行指令输出部67的输出仍为断开，螺线管阀74成为非励磁。
[0241] 结果，该ACE606和致动器部7保持使转向翼5的控制中止了的状态，转向翼5通过在该转向翼5配置的其它ACE606和致动器部7（即，其它的转向翼控制装置604）被控制。
[0242] 如以上说明的那样，在本实施方式中，即使万一在常用控制部562中发生故障，只要是致动器部7正常地工作的状况的话，就能够迅速地切换为利用备用控制部664的转向翼5的控制。
[0243] 此外，在判断为致动器部7是故障的情况下，由于使利用该ACE606的转向翼5的控制停止，从而能够回避对配置在同一转向翼5的其它ACE606（即，其它转向翼控制装置604）的控制工作造成影响。
[0244] 进而，因为采用PCS601将备用时的备用驾驶信号（BPCS信号）和备用指令个别地输出到备用控制部的结构，所以即使在PSC601中的制作、输出常用控制时的飞行员驾驶信号的部分、以及FCC2中的与这些信号相关的部分中产生故障，也能够进行利用备用控制部364的控制。
[0245] 此外，由于采用以分立部件构成的伺服放大器进行伺服运算处理的结构，所以能够使常用控制部562、以及备用控制部664的内部结构简单。
[0246] [第7实施方式]在第7实施方式中，将第3实施方式的放大部的结构作为伺服放大器，从PCS个别地输出备用时的转向翼驾驶信号和备用指令。
[0247] 首先，针对第7实施方式的结构进行说明。图7是表示第7实施方式的飞行控制系统700的结构的概略的框图。
[0248] 再有，针对与第1至第6实施方式的飞行控制系统的结构相同、或类似的结构，赋予与第1至第6实施方式相同的符号并省略其详细的说明。
[0249] 如图7所示，第7实施方式的飞行控制系统700的结构以与第1至第6实施方式的飞行控制系统的结构相同的方式，构成为包括：PCS701、FCC2、数据总线3、转向翼控制装置704、以及转向翼5。
[0250] PCS701是与第3实施方式的PCS301相同的结构，除了将飞行员的驾驶作为常用的飞行员驾驶信号生成并输出的飞行员驾驶信号生成部211之外，还包含：备用指令生成部312，对应于飞行员的操作输出备用指令（BC/BSW指令）；以及备用驾驶信号生成部313，将备用时的飞行员的驾驶作为备用驾驶信号（BPCS信号）进行输出。
[0251] 转向翼控制装置704以ACE706和致动器部7构成，在1个转向翼5连接有多个转向翼控制装置704。
[0252] ACE706以与第5实施方式ACE506相同的方式，包含：接口部61、常用控制部562、监视部63、备用控制部764、切换部65、放大部566、控制执行指令输出部67、以及螺线管阀驱动器68，但向备用控制部764的输入信号的连接与第5和第6实施方式不同。
[0253] 具体地，在备用控制部764，从PCS301的备用指令生成部312输出的备用指令直接从PCS701输入，此外从PCS701的备用驾驶信号生成部313输出的BPCS信号经由FCC2、数据总线3以及ACE706的接口部61被输入。
[0254] 其它的信号路径的结构与第5实施方式的相同。
[0255] 接着，主要说明其功能与第5和第6实施方式的差异的部分。
[0256] 在PCS701中，在例如飞行员认识到ACE706的常用控制部562的工作异常并切换到利用备用控制部764的驾驶时，将作为备用时的飞行员的驾驶信号的BPCS信号输出到FCC2，将作为备用指令的BSW指令和BC指令直接输出到ACE706的备用控制部764。
[0257] FCC2将BPCS信号经由数据总线3输出到ACE706。
[0258] 备用控制部764通过将从PCS701经由FCC2、数据总线3、以及接口部61输入的BPCS信号作为备用控制时的转向翼驾驶信号执行备用控制程序，从而输出基于BPCS信号的值的备用驾驶致动器信号（BSACT信号）。
[0259] 进而，备用控制部764受理从PCS701直接输入的作为备用指令的BSW指令和BC指令，将其分别变换为适当的形式的信号并输出。
[0260] 其它功能与第5和第6实施方式的相同，因此省略说明。
[0261] 接着，主要说明其工作与第5和第6实施方式的差异的部分。
[0262] 1）常用控制时工作常用控制时的工作与第5实施方式的相同，因此省略说明。即，转向翼5的舵角基于从FCC2传输的转向翼驾驶信号，通过常用控制部562被控制。
[0263] 2）备用控制时工作在常用控制时的工作中，当在监视部63中判断为常用控制部562和致动器部7的任一方或两方的工作不正常时，从监视部63输出的NC指令变为断开。这时，因为BC指令为断开，所以从控制执行指令输出部67输出的控制执行指令变为断开，螺线管阀74变为非励磁状态。结果，压力油不流入油缸72，转向翼5的控制被暂时中断。
[0264] 在PCS701中，在通过飞行员的操作切换到利用备用控制部764的驾驶时，输出BPCS信号和备用指令。BPCS信号经由FCC2、数据总线3以及接口部61输入到ACE706的备用控制部764，获得BSACT信号。
[0265] 在FCC2基于从监视部63传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为虽然常用控制部562的工作异常但致动器部7的工作正常的情况下，输出PCS701的备用指令。
[0266] 作为备用指令的BC指令和BSW指令被从PCS701直接输入到备用控制部764，分别作为适当形式的BC指令和BSW指令被输出。
[0267] BC指令被供给到控制执行指令输出部67的第2输入端子，作为控制执行指令输出部67的输出的控制执行指令恢复为接通状态。由此，螺线管阀74被励磁并再次变为关闭状态，能够进行转向翼5的控制。
[0268] BSW指令驱动切换部65，成为对作为伺服放大器的放大部566供给BSACT信号的状态。结果，转向翼5的舵角基于从PCS701经由FCC2、数据总线3以及接口61传输的BPCS信号，通过备用控制部764被控制。
[0269] 3）控制中止工作在FCC2通过从监视部63经由数据总线3传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为常用控制部562和致动器部7的两者、或仅是致动器部7的工作为异常的情况下，PCS701不输出BC指令和BSW指令。
[0270] 这时，从监视部63输出的NC指令为断开，所以控制执行指令输出部67的输出仍为断开，螺线管阀74成为非励磁。
[0271] 结果，该ACE706和致动器部7保持使转向翼5的控制中止了的状态，转向翼5通过在该转向翼5配置的其它ACE706和致动器部7（即，其它的转向翼控制装置704）被控制。
[0272] 如以上说明的那样，在本实施方式中，即使万一在常用控制部562中发生故障，只要是致动器部7正常地工作的状况的话，就能够迅速地切换为利用备用控制部764的转向翼5的控制。
[0273] 此外，在判断为致动器部7是故障的情况下，由于使利用该ACE706的转向翼5的控制停止，从而能够回避对配置在同一转向翼5的其它ACE706（即，其它转向翼控制装置704）的控制工作造成影响。
[0274] 进而，因为采用PSC701将备用时的备用驾驶信号（BPCS信号）和备用指令个别地输出到备用控制部764的结构，所以即使在PSC701中的制作、输出常用控制时的飞行员驾驶信号的部分、以及FCC2中的与这些信号相关的部分中产生故障，也能够进行利用备用控制部764的控制。
[0275] 此外，由于采用以分立部件构成的伺服放大器进行伺服运算处理的结构，所以能够使常用控制部562、以及备用控制部764的内部结构简单。
[0276] [第8实施方式]在第8实施方式中，将第4实施方式的放大部的结构作为伺服放大器，从PCS个别地输出备用时的转向翼驾驶信号和备用指令，直接输入到备用控制部。
[0277] 首先，针对第8实施方式的结构进行说明。图8是表示本发明的第8实施方式的飞行控制系统800的结构的概略的框图。
[0278] 再有，针对与第1至第7实施方式的飞行控制系统的结构相同、或类似的结构，赋予与第1至第7实施方式相同的符号并省略其详细的说明。
[0279] 如图8所示，第8实施方式的飞行控制系统800的结构以与第1至第7实施方式的飞行控制系统的结构相同的方式，构成为包括：PCS801、FCC2、数据总线3、转向翼控制装置804、以及转向翼5。
[0280] PCS801是与第4实施方式的PCS401相同的结构，除了将飞行员的驾驶作为常用的飞行员驾驶信号生成并输出的飞行员驾驶信号生成部211之外，还包含：备用指令生成部412，对应于飞行员的操作输出备用指令（BC/BSW指令）；以及备用驾驶信号生成部413，将备用时的飞行员的驾驶作为备用驾驶信号（BPCS信号）进行输出。
[0281] 转向翼控制装置804以ACE806和致动器部7构成，在1个转向翼5连接有多个转向翼控制装置804。
[0282] ACE806以与第5实施方式ACE506相同的方式，包含：接口部61、常用控制部562、监视部63、备用控制部864、切换部65、放大部566、控制执行指令输出部67、以及螺线管阀驱动器68，但向备用控制部864的输入信号的连接与第5至第7实施方式不同。
[0283] 具体地，在备用控制部864，从PCS801的备用指令生成部412输出的备用指令，以及从PCS801的备用驾驶信号生成部413输出的BPCS信号从PCS801被直接输入到备用控制部864。
[0284] 其它的信号路径的结构与第5实施方式的相同。
[0285] 接着，主要说明其功能与第5至第7实施方式的差异的部分。
[0286] 在PCS801中，在例如飞行员认识到ACE806的常用控制部562的工作异常并切换到利用备用控制部864的驾驶时，将作为备用时的飞行员的驾驶信号的BPCS信号、和作为备用指令的BSW指令和BC指令直接输出到ACE806的备用控制部864。
[0287] 备用控制部864通过将BPCS信号作为备用控制时的转向翼驾驶信号执行备用控制程序，从而输出基于从PCS801直接输入的BPCS信号的值的备用驾驶致动器信号（BSACT信号）。
[0288] 进而，备用控制部864受理从PCS801直接输入的BSW指令和BC指令，将其分别变换为适当的形式的信号并输出。
[0289] 其它功能与第5至第7实施方式的相同，因此省略说明。
[0290] 接着，主要说明其工作与第5至第7实施方式的差异的部分。
[0291] 1）常用控制时工作常用控制时的工作与第5实施方式的相同，因此省略说明。即，转向翼5的舵角基于从FCC2传输的转向翼驾驶信号，通过常用控制部562被控制。
[0292] 2）备用控制时工作在常用控制时的工作中，当在监视部63中判断为常用控制部562和致动器部7的任一方或两方的工作不正常时，从监视部63输出的NC指令变为断开。这时，因为BC指令为断开，所以从控制执行指令输出部67输出的控制执行指令变为断开，螺线管阀74变为非励磁状态。结果，压力油不流入油缸72，转向翼5的控制被暂时中断。
[0293] 在PCS801中，在通过飞行员的操作切换到利用备用控制部864的驾驶时，输出BPCS信号和备用指令。这时，在FCC2基于从监视部63传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为虽然常用控制部562的工作异常但致动器部7的工作正常的情况下，输出备用指令。
[0294] BPCS信号直接输入到ACE806的备用控制部864，获得BACT信号。
[0295] 作为备用指令的BC指令和BSW指令被直接输入到备用控制部864，分别作为适当形式的BC指令和BSW指令被输出。
[0296] BC指令被供给到控制执行指令输出部67的第2输入端子，作为控制执行指令输出部67的输出的控制执行指令恢复为接通状态。由此，螺线管阀74被励磁并再次变为关闭状态，能够进行转向翼5的控制。
[0297] BSW指令驱动切换部65，成为对作为伺服放大器的放大部566供给BSACT信号的状态。结果，转向翼5的舵角基于从PCS801直接传输到备用控制部864的BPCS信号，通过备用控制部864被控制。
[0298] 3）控制中止工作在FCC2基于从监视部63经由数据总线3传输的常用控制部监视结果以及致动器部监视结果，判断为常用控制部562和致动器部7的两者、或仅是致动器部7的工作为异常的情况下，PCS801不输出BC指令和BSW指令。
[0299] 这时，从监视部63输出的NC指令为断开，所以控制执行指令输出部67的输出仍为断开，螺线管阀74成为非励磁。
[0300] 结果，该ACE806和致动器部7保持使转向翼5的控制中止了的状态，转向翼5通过在该转向翼5配置的其它ACE806和致动器部7（即，其它的转向翼控制装置804）被控制。
[0301] 如以上说明的那样，在本实施方式中，即使万一在常用控制部562中发生故障，只要是致动器部7正常地工作的状况的话，就能够迅速地切换为利用备用控制部864的转向翼5的控制。
[0302] 此外，在判断为致动器部7是故障的情况下，由于使利用该ACE806的转向翼5的控制停止，从而能够回避对配置在同一转向翼5的其它ACE806（即，其它转向翼控制装置804）的控制工作造成影响。
[0303] 进而，因为采用将备用时的备用驾驶信号（BPCS信号）和备用指令个别地直接从PCS801输出到备用控制部的结构，所以即使在PSC801中的制作、输出常用控制时的飞行员驾驶信号的部分、以及FCC2中的与这些信号相关的部分中产生故障，也能够进行利用备用控制部364的控制。
[0304] 此外，PCS801的备用指令以通过基于来自监视部63的信号的FCC2的判断而输出的方式构成，但也可以不采用依赖FCC2的判断的结构，即，强制地输出备用指令的结构。由此，即使在FCC2中有故障的情况下，也能够进行控制切换为利用备用控制部864的控制。
[0305] 此外，由于采用以分立部件构成的伺服放大器进行伺服运算处理的结构，所以能够使常用控制部562、以及备用控制部864的内部结构简单。
[0306] 以上，针对本发明的各种备用控制的切换方式进行了说明，但本发明在致动器部是没有搭载螺线管阀的结构的情况下也能够应用，这对本行业人员是显而易见的。
[0307] 根据本发明，即使在FCC和ACE中产生故障的情况下也能够进行迅速的备用工作，作为飞行控制系统是有用的。
[0308] 附图标记说明1、201、301、401、501、601、701、801：飞行员命令系统（PCS）
11、211：飞行员驾驶信号生成部
212、312、412：备用指令生成部
213、313、413：备用驾驶信号生成部
2：飞行控制计算机（FCC）
3：数据总线
4：转向翼控制装置
5：转向翼
6：致动器控制电子设备（ACE）
7：致动器部
61：接口部
62：常用控制部
63：监视部
64：备用控制部
65：切换部
66：放大部
67：控制执行指令输出部
68：螺线管阀驱动器
71：电油变换器（电油变换部）
72：油缸
73：活塞位置传感器
74：螺线管阀

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