DE60105815T2

DE60105815T2 - Flugsteuereinheit mit integrierter spoilerantriebsteuerelektronik

Info

Publication number: DE60105815T2
Application number: DE60105815T
Authority: DE
Inventors: Larry Yount; John Todd
Original assignee: Honeywell International Inc
Current assignee: Honeywell International Inc
Priority date: 2000-07-14
Filing date: 2001-07-13
Publication date: 2005-10-13
Anticipated expiration: 2021-07-14
Also published as: US6561463B1; EP1301835B1; EP1301835A2; DE60105815D1; WO2002006909A3; JP2004504209A; WO2002006909A2; ATE277376T1

Description

TECHNISCHES GEBIET
Die vorliegende Erfindung betrifft Flugzeugelektronik und insbesondere ein Flugsteuerungsmodul mit integrierter Spoilerbetätigungselektronik.
STAND DER TECHNIK
Bezug nehmend auf 1 enthält ein typisches Flugzeug den Rumpf 110, der die Passagiere und die Ladung hält; Flügel 112, die den zum Fliegen des Flugzeuges benötigten Auftrieb bereitstellen; Seitenflossen 114 und Höhenflossen 116, die zur Sicherstellung eines stabilen Fluges benutzt werden; und Triebwerke 118, die den zum Vorwärtsbewegen des Flugzeuges benötigten Schub bereitstellen.
Zum Führen eines Flugzeuges ist man von Flugsteuerflächen abhängig, die an Flügeln 112, Seitenflossen 114 und Höhenflossen 116 angebracht sind. Die Haupt-Flugsteuerflächen an einem Flugzeug umfassen die Querruder 100, die Höhenruder 102 und das Steuerruder 104. Die Querruder 100 befinden sich an den Hinterkanten der Flügel des Flugzeuges und steuern das Rollen des Flugzeuges. Rollen eines Flugzeuges ist in 2A dargestellt. Die Höhenruder 102 befinden sich an der Höhenflosse eines Flugzeuges und steuern die Nicklage des Flugzeuges. Nicken eines Flugzeuges ist in 2B dargestellt. Das Steuerruder 104 befindet sich an der Seitenflosse und steuert die Gierlage des Flugzeuges. Gieren eines Flugzeuges ist in 2C dargestellt.
An den Flügeln eines Flugzeuges befinden sich auch Spoiler 106, Klappen 120 und Vorflügel 122, die zusammen als sekundäre Flugsteuerflächen bezeichnet werden. Spoiler 106 befinden sich an den Flügeln und führen verschiedene unterschiedliche Funktionen durch, indem sie unter anderem bei der Steuerung des senkrechten Flugweges Unterstützung leisten, als Luftbremsen zum Regeln der Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeuges wirken und als Bodenspoiler zum Verringern des Flügelauftriebes wirken, um beim Bremsen die Aufrechterhaltung von Kontakt zwischen dem Fahrwerk und der Landebahn zu unterstützen.
Die Klappen 120 und Vorflügel 122 befinden sich an den Flügeln eines Flugzeuges zum Ändern der ein Flugzeug beeinflussenden Auftriebs- und Widerstandskräfte, wobei sich Klappen 120 an der Hinterkante eines Flügels 112 und Vorflügel 122 an der Vorderkante des Flügels 112 befinden. Wenn Klappen 120 und Vorflügel 122 ausgefahren sind, ändert sich die Form des Flügels, um mehr Auftrieb zu bieten. Mit erhöhtem Auftrieb kann das Flugzeug mit niedrigeren Geschwindigkeiten fliegen und vereinfacht damit die Landeprozedur und die Startprozedur.
Die oben beschriebenen primären Flugsteuerflächen werden von einem im Cockpit des Flugzeugs befindlichen Piloten betrieben. Das Steuerruder 104 wird typischerweise durch ein Paar Ruderpedale gesteuert, die mit den Füßen des Piloten betätigt werden. Die Querruder 100 werden durch Verstellen eines Steuerknüppels nach links oder rechts gesteuert. Durch Bewegen des Steuerknüppels nach links wird typischerweise das linke Querruder zum Anheben und das rechte Querruder zum Absenken gesteuert, wodurch bewirkt wird, daß das Flugzeug nach links rollt. Das Höhenruder 102 wird durch Verstellen eines Steuerknüppels nach vorne oder nach hinten gesteuert. Spoiler 106 werden typischerweise durch einen getrennten Steuerknüppel betätigt.
Bei den meisten kleineren Flugzeugen gibt es ein direktes mechanisches Gestänge zwischen den Steuerorganen des Piloten und den beweglichen Flächen. In den meisten größeren Flugzeugen können es Kabel oder Drähte sein, die die Steuerorgane des Piloten mit den zur Bewegung der primären Steuerflächen benutzten hydraulischen Stellgliedern verbinden. In neueren Flugzeugen ist ein "Fly-by-Wire" bezeichnetes System entwickelt worden.
Bei einem typischen Fly-by-Wire-Flugzeug des Standes der Technik sind elektronische Sensoren an den Steuerorganen des Piloten angebracht. Diese Sensoren übertragen elektronische Daten zu verschiedenen Flugregelungsrechnern (FCC – flight control computer). Ein als Stellgliedsteuerungselektronik (ACE – actuator control electronics) bezeichnetes System empfängt die elektronischen Signale vom Flugregelungsrechner und bewegt hydraulische Stellglieder auf Grundlage der empfangenen Signale. Jedes hydraulische Stellglied ist an eine bewegliche Fläche angekuppelt, so daß durch Bewegung des Stellgliedes die primäre Steuerfläche bewegt wird.
Das Fly-by-Wire-Konzept ergibt ein Gewichtsersparnis, da kein Erfordernis für schwere Gestänge, Kabel, Seilscheiben und Tragarme mehr besteht, die überall im Flugzeug zum Steuern der Stellglieder entlanglaufen, nur elektrische Kabel zum FCC und der ACE. Weiterhin kann dieses Konzept einen glatteren Flug ergeben, bei dem der Pilot weniger Mühe aufbringen muß.
Obwohl sich Fly-by-Wire-Systeme in der Vergangenheit als sehr zuverlässig erwiesen haben, könnte ein sekundäres Reservesystem wünschenswert sein. Bei dem Stand der Technik ist eine mechanische Reserve benutzt worden. Beispielsweise benutzt das Flugzeug Boeing 777 einen kabelgesteuerten Spoiler an jedem Flügel und ein hydraulisch gesteuertes Trimsystem an der Höhenflosse zum Steuern des Flugzeuges bei einem Ausfall der primären Flugsteuerflächen. Mit der vorliegenden Erfindung wird die Notwendigkeit einer mechanischen Reserveeinrichtung eliminiert.
In JP-A-08020394 sind hydraulische Steuerschaltungen offenbart.
Die vorliegende Erfindung bietet ein Modul zum Einstecken in eine integrierte modulare Avionikeinheit zur Verwendung in einem Flugzeug, mit folgendem:
einem Flugregelungsrechner; und
Betätigungsglied-Steuerelektronik zur Ankupplung an einen Spoiler; wobei
das Modul im Gebrauch in die integrierte modulare Avionikeinheit eingesteckt wird und der Flugregelungsrechner die Steuerung des Flugzeuges verstärkt, und wobei die Betätigungsglied-Steuerelektronik zum Betreiben des Spoilers bei einem Ausfall des Flugregelungsrechners aufgebaut ist, um Reserve-Rollsteuerung für das Flugzeug bereitzustellen.
Die Spoiler-ACE kann auch eine Betriebsweise aufweisen, bei der Verstärkungssignale vom FCM übertragen werden. Diese Verstärkungssignale können durch Begrenzer und Verriegelungseinheiten so begrenzt werden, daß das FCM keine möglicherweise gefährlichen Signale zu den hydraulischen Betätigungsgliedern überträgt.
Die Erfindung wird weiterhin in Verbindung mit den beiliegenden Zeichnungen beschrieben, in denen:
1 ein beispielhaftes Flugzeug in einer perspektivischen Ansicht darstellt;
2A, 2B und 2C die drei Achsen zeigen, um die ein Flugzeug gesteuert werden kann; und
3 eine Ausführungsform der integrierten modularen Avionikeinheit der vorliegenden Erfindung in Blockdiagrammformat darstellt.
Bei einem beispielhaften System ist ein Flugsteuerungsmodul (FCM – flight control module) an die integrierte modulare Avionikeinheit (IMA – integrated modular avionics) eines modernen Fly-by-Wire-Flugzeuges angekoppelt. Die IMA-Einheit enthält eine Rückwand, in die verschiedene Modulen eingesteckt werden. Beispielsweise kann es ein Modul geben, das die IMA-Rückwand, Prozessoreinheiten und Eingabe-/Ausgabeeinheiten mit Strom versorgt. Wenn ein Modul in die IMA eingesteckt wird, tritt ein Verbinder an der Rückseite des Moduls mit der Rückwand in Verbindung. Diese Verbindung liefert dem Modul Strom und ermöglicht auch die Informationsübertragung von der Rückwand zum Modul.
Zu den von der IMA gesteuerten Funktionen gehört Flugleitung, Anzeigen, Navigation, zentrale Wartung, Flugzeugzustandsüberwachung, Cockpitkommunikation, Schubregelung, digitale Flugdaten, Triebwerkdatenschnittstelle und Datenwandlung.
Wie in der oben erwähnten Patentoffenbarung erläutert, können die primären Steuerflächen eines Flugzeuges durch eine primäre ACE mit durch das FCM durchgeführter Verstärkung verschiedener Formen gesteuert werden. Wenn das FCM in Betrieb ist, empfängt die primäre ACE Verstärkungsinformationen vom FCM. Bei Ausfall des FCM behält der Pilot jedoch die Kontrolle über die primären Steuerflächen über einen "direkten Modus", in dem die ACE die primäre Steuerfläche allein auf Grundlage der Eingabe vom Piloten steuert. Dieser "direkte Modus" reicht aus, das Flugzeug zu steuern. Durch den direkten Modus der ACE wird im Effekt eine Reserve für das FCM-verstärkte Verhalten der ACE geboten.
Es besteht jedoch ein Wunsch, eine zusätzliche Schicht an Reserve bereitzustellen, obwohl dies nicht durch die Regeln erfordert wird. Das FCM enthält daher auch als Spoiler-ACE bezeichnete Stellgliedsteuerelektronik (ACE – actuator control elektronics) für Spoiler 106.
Die Spoiler können mehrere unterschiedliche Funktionen aufweisen. Beispielsweise wirken gewisse Spoiler als Geschwindigkeitsbremsen in der Luft, um das Flugzeug zu bremsen. Gewisse Spoiler wirken auch als Bodenspoiler, um den Betrieb der Bremsen am Fahrwerk nach der Landung zu unterstützen. Zusätzlich dazu, daß sie als Geschwindigkeitsbremsen und Bodenspoiler wirken, können gewisse Spoiler auch die Querruder unterstützen, um Rollsteuerung bei niedrigen Luftgeschwindigkeiten bereitzustellen. Auf diese Weise wirkende Spoiler werden als "Rollsteuerungsspoiler" bezeichnet. Bei niedrigen Luftgeschwindigkeiten haben die Querruder nicht genug Einfluß, das Flugzeug alleine zu rollen. Sobald die Querruder an einem Flügel um ein gewisses Maß angehoben sind, werden die Spoiler dieses Flügels angehoben, um dem Flugzeug zusätzliche Rollfähigkeit zu verleihen. Es ist zu beachten, daß ein Spoiler eine beliebige Kombination der drei oben beschriebenen Funktionen durchführen kann.
Aufgrund der Rollsteuerfähigkeit der Spoiler können sie als Reserve für die Querruder benutzt werden, die dann benutzt wird, wenn der Pilot keine Kontrolle über die Querruder besitzt. Flugzeuge mit Fly-by-Wire-Systemen nach dem Stand der Technik betrieben die Spoiler unter Verwendung des gleichen Systems, das zum Betreiben der vorher benutzten Kabel zum Betreiben der Spoiler als Reserve für die Querruder benutzt wurde. Bei einem Ausfall der Querruder besaß der Pilot immer noch eine getrennte Steuermöglichkeit, die mechanisch mit den Spoilern verknüpft war. Dieses mechanische Gestänge war unabhängig von dem zum Steuern der Querruder benutzten System. Bei der vorliegenden Erfindung wird ein getrenntes Fly-by-Wire-System zum Bewegen der Spoiler benutzt.
Die Funktionsweise des zur Steuerung der primären Flugsteuerflächen benutzten Systems wird ausführlicher in der FCM/IMA-Anmeldung beschrieben. Kurz gefaßt empfängt eine primäre ACE ihre Eingabe direkt vom Piloten. Diese Eingabe wird durch Anweisungen vom FCM verstärkt, das im allgemeinen die Reaktion des Flugzeuges ausglättet. Die Spoiler werden auf ähnliche, aber nicht identische Weise betrieben.
Die Spoiler werden durch Verwendung von elektrisch an Stellgliedsteuerelektronik für die Spoiler (die "Spoiler-ACE") angekoppelten hydraulischen Stellgliedern betätigt. Die hydraulischen Stellglieder sind mechanisch so an die Spoiler angekoppelt, daß Bewegung der hydraulischen Stellglieder den Spoiler bewegt, an den sie angekoppelt sind. Während jedoch die primäre Steuerfläche durch eine ACE gesteuert wird, die sich in einem getrennten Bereich des Flugzeuges vom FCM befindet, befindet sich die Spoiler-ACE physikalisch im FCM. Die Spoiler-ACE ist jedoch elektrisch unabhängig vom FCM.
In 3 ist ein Blockschaltbild der Verbindungen der Spoiler-ACE für einen Rollsteuerungsspoiler dargestellt. Es ist zu bemerken, daß ein typisches Flugzeug mindestens zwei Rollsteuerungsspoiler, einen an jedem Flügel, aufweist und es eine Spoiler-ACE für jeden Rollsteuerungsspoiler gibt. Zusätzlich kann es Bodenspoiler oder Geschwindigkeitsbremsenspoiler geben, die keine Rollsteuerungsfunktion ausüben. Jeder dieser Spoiler wird ebenfalls durch eine Spoiler-ACE gesteuert.
Die Spoiler-ACE 300 fungiert auf ähnliche Weise wie die primäre ACE, indem die Piloteneingabe 310 durch den Spoiler-Steuerknüppel durch Anweisungen vom FCM 302 verstärkt wird. Die Verstärkungseinheit 308 enthält einen Summierer, der die Signale von der Piloteneingabe 310 mit den Signalen vom Begrenzer 304 und der Verriegelung 306 summiert. Das Signal wird zu dem außerhalb der Spoiler-ACE befindlichen hydraulischen Stellglied 314 übertragen, das physikalisch so an den Spoiler 316 angekuppelt ist, daß eine Bewegung des hydraulischen Stellgliedes 314 den Spoiler 316 in eine vorbestimmte Richtung bewegt. Der Begrenzer 304 und die Verriegelung 306 werden dazu benutzt, die Übertragung von fehlerhaften Signalen vom FCM zu den hydraulischen Stellgliedern 314 zu verhindern.
Von der Stromversorgung 320 wird der Spoiler-ACE 300 Strom zugeführt. Wie oben erläutert enthält die IMA ein Strommodul, das über die Rückwand der IMA Strom an alle in der IMA verhandenen Modulen einschließlich des FCM verteilt. Obwohl sich jedoch die Spoiler-ACE 300 physikalisch im FCM 302 befindet, ist die Spoiler-ACE 300 elektrisch vom FCM 302 getrennt. Während daher das FCM Strom und Eingangs-/Ausgangsdaten von der Rückwand der IMA erhält, wird die Spoiler-ACE 300 durch eine getrennte Verbindung an der Vorderseite des Moduls bestromt. Auch empfängt die Spoiler-ACE 300 Eingaben vom Piloten und verteilt Ausgaben zum hydraulischen Stellglied 314 über eine Verbindung an der Vorderseite des Moduls. Wenn daher die IMA-Stromversorgung ausfällt oder selbst wenn das FCM 302 physikalisch aus dem IMA-Gehäuse oder -Schrank herausgezogen wird, ist die Spoiler-ACE immer noch bestromt und kommuniziert noch mit den Stellgliedern. Wenn das FCM nicht bestromt ist, dann empfängt die Spoiler-ACE keine Verstärkung vom FCM und der Spoiler arbeitet im direkten Modus. So bleibt die Spoiler-ACE bei einem FCM-Ausfall oder einem IMA-Ausfall noch betriebsfähig.
Dadurch, daß sich die Spoiler-ACE 300 im FCM 302 befindet, wird die Kommunikation zwischen FCM 302 und Spoiler-ACE 300 erleichtert. Das FCM kommuniziert mit der primären ACE über einen ARINC 629-Standardbus. Wenn die Spoiler-ACE 300 als Reserve für die primäre ACE wirken soll, muß sie bei einem Ausfall der primären ACE fungieren. Obwohl es mehrere Fehlerursachen der primä ren ACE geben kann, kann eine Ursache der Ausfall des das FCM mit der primären ACE verbindenden ARINC 629-Busses sein. Dadurch, daß die Spoiler-ACE 300 physikalisch im FCM 302 angebracht ist, können die beiden Systeme selbst bei einem Ausfall des ARINC 629-Busses kommunizieren. Weiterhin können die zwei Systeme mit viel schnellerer Rate kommunizieren, da der ARINC 629-Bus eine geringere Bandbreite als der interne Kommunikationskanal aufweist.
Die von den Spoilern bereitgestellte Rollsteuerung wird im analogen Teil der Spoiler-ACE 300 gesteuert, wobei Verstärkung vom FCM 302 bereitgestellt wird. Durch Anordnen der Rollsteuerung im analogen Teil wird das Flugzeug dagegen geschützt, daß die Spoiler an beiden Sätzen von Flügeln zu einer Zeit eingesetzt werden, da die Wahrscheinlichkeit, daß beide analogen Teile denselben Fehler zur gleichen Zeit aufweisen, sehr minimal ist.
Der Begrenzer 304 wird zum Begrenzen der Wirkung von FCM 302 benutzt. Wenn das FCM 302 versucht, den Spoiler 316 um einen größeren Betrag als einen vorbestimmten Betrag zu bewegen, kann die Bewegung durch den Begrenzer 304 verhindert werden. Der Begrenzer 304 soll das Ausmaß an Kontrolle begrenzen, die die IMA, der FCC, die ACE und der Pilot über das gesamte Flugleitsystem und damit die gesamte Funktionsweise des Flugzeuges ausüben können. Der Fachmann wird erkennen, daß die Konstruktion des Begrenzers 304 entweder in Hardware oder in Software und entweder in digitalem oder im analogen Format implementiert werden kann. Ein analoger Begrenzer ist die bevorzugte Ausführungsform, da er keine gleichartige Redundanz wie eine Softwareimplementierung erfordert. Der Begrenzer 300 begrenzt uneingeschränkt Ratengrenzen, Verstärkungsgrenzen, Luftgeschwindigkeitsgrenzen, Phasengrenzen, Rollgrenzen, Giergrenzen, Nickgrenzen, Geschwindigkeitsbremsgrenzen, Steuerknüppelpositionsdatengrenzen und ähnliche Grenzen, die für den sicheren Betrieb des Flugzeuges erforderlich sind.
Die Verriegelung 306 empfängt verschiedene Informationen von Hardwaresensoren 312, um gewisse Operationen zu verhindern, wenn nicht gewisse Zustände vorliegen. Beispielsweise werden die Bodenspoiler nach dem Landen eines Flugzeuges benutzt, um die Bremsen am Fahrwerk bei ihrem Betrieb zu unterstützen, indem sie eine Abwärtskraft auf die Flügel ausüben. Die Bodenspoilerfunktionen werden vom FCM gesteuert. Die Bodenspoiler sollten jedoch nicht aktiviert werden, wenn das Flugzeug in der Luft fliegt, da die Bodenspoiler den Auftrieb der Flügel verringern. Hardwaresensoren 312 können an das Fahrwerk angekuppelt sein, um zu spüren, wann sich das Flugzeug am Boden befindet. Die Verriegelung 306 enthält analoge Logik, die sicherstellt, daß der Bodenspoiler nur dann ausfährt, wenn sich das Flugzeug am Boden befindet.
Bei einem Ausfall aller primären Steuerflächen kann die im FCM befindliche Spoiler-ACE eine elementare Rollkontrolle über das Flugzeug bereitstellen. In Verbindung mit der begrenzten Kontrolle über Nicken unter Verwendung der Trimsteuerung der Höhenflosse wäre der Pilot in der Lage, das Flugzeug in der Luft zu halten, während er die Probleme mit den primären Flugsteuerungsflächen löst.
Es gibt viele Nutzen, die aus der in 3 dargestellten Konfiguration entstehen. Obwohl das in der FCM/IMA-Anmeldung beschriebene Fly-by-Wire-System genug Sicherheit bietet, um den Regeln zu genügen, wird durch das Vorhandensein einer weiteren Reserve die Funktionalität des Fly-by-Wire-Systems verbessert und gestaltet das System als für Flugzeughersteller wünschenswerter. Weiterhin weist das System der 3 im Vergleich zu den Systemen des Standes der Technik relativ geringe Kosten auf. Das Spoilersystem ist nicht kritisch für die gesamte Zeit, da es nicht voll computergesteuert ist. Es besteht daher kein Erfordernis für ähnliche Redundanz und kein Erfordernis für zwei Softwareentwicklungsteams oder zwei Prozessoren. Weiterhin ergibt der Mangel an mechanischer Reserve für die Spoiler ein Gewichtsersparnis, wodurch das Flugzeug weiter fliegen oder mehr Passagiere tragen kann.
Weitere Änderungen und Abänderungen der vorliegenden Erfindung werden dem gewöhnlichen Fachmann offenbar sein, und mit den anhängigen Ansprüchen wird beabsichtigt, daß diese Änderungen und Abänderungen abgedeckt sind. Die besonderen oben besprochenen Werte und Konfigurationen können verändert werden, sind zur Darstellung bestimmter Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung aufgeführt und sollen nicht den Umfang der Erfindung begrenzen. Es wird in Betracht gezogen, daß die Verwendung der vorliegenden Erfindung Komponenten mit unterschiedlichen Eigenschaften einschließen kann, solange wie der Grundsatz, die Darstellung eines Verfahrens und einer Vorrichtung zur Steuerung der Spoiler eines Flugzeuges, befolgt wird.

Claims

Modul (302) zum Einstecken in eine integrierte modulare Avioniceinheit zur Verwendung in einem Flugzeug, mit folgendem: einem Flugregelungsrechner; und Betätigungsglied-Steuerelektronik (300) zur Ankopplung an einen Spoiler (316); wobei das Modul im Gebrauch in die integrierte modulare Avioniceinheit eingesteckt wird und der Flugregelungsrechner die Steuerung des Flugzeuges verstärkt, und wobei die Betätigungsglied-Steuerelektronik zum Betreiben des Spoilers bei einem Ausfall des Flugregelungsrechners aufgebaut ist, um Reserve-Rollsteuerung für das Flugzeug bereitzustellen.
Modul (302) nach Anspruch 1, wobei das Modul (324) weiterhin einen Verbinder auf der Rückseite des Moduls zum Anschließen an eine auf der integrierten modularen Avioniceinheit befindliche Rückwand umfaßt.
Modul (302) nach Anspruch 2, wobei der Verbinder zur Zuführung von Strom und Daten zu dem Modul aufgebaut ist.
Modul (302) nach Anspruch 3, wobei das Modul weiterhin einen von dem Verbinder unabhängigen Stromeingang (320) umfaßt.
Modul (302) nach Anspruch 4, wobei der Stromeingang (320) zur alleinigen Zuführung von Strom zu der Betätigungsglied-Steuerelektronik (300) aufgebaut ist.
Modul (302) nach Anspruch 1, wobei der Flugregelungsrechner Verstärkungsinformationen für die Betätigungsglied-Steuerelektronik (300) bereitstellt.
Modul (302) nach Anspruch 6, wobei die Betätigungsglied-Steuerelektronik (302) zur Betätigung des Spoilers (316) durch ein an den Spoiler angekoppeltes Betätigungsglied (314) durch Senden von elektrischen Signalen zum Betätigungsglied aufgebaut ist.
Modul (302) nach Anspruch 1, wobei die Betätigungsglied-Steuerelektronik (300) eine Verstärkungseinheit (308), eine Verriegelungseinheit (306) und einen Begrenzer (304) umfaßt; wobei sowohl der Begrenzer als auch die Verriegelungseinheit an die Verstärkungseinheit angekoppelt sind; wobei die Verstärkungseinheit an durch einen Piloten gesteuerte Eingangseinheiten (31) außerhalb des Moduls angekoppelt ist; wobei die Verstärkungseinheit an ein hydraulisches Betätigungsglied (314) außerhalb des Moduls angekoppelt ist; und das hydraulische Betätigungsglied an einen an einem Flügel des Flugzeuges befindlichen Spoiler (316) angekoppelt ist.
Modul (302) nach Anspruch 8, wobei die Verriegelungseinheit (306) an mindestens einen Hardware-Sensor (312) angekoppelt ist; wobei der Hardware-Sensor dazu aufgebaut ist, anzuzeigen, wenn sich das Flugzeug am Boden befindet; und die Verriegelungseinheit aufgebaut ist, zu verhindern, daß Boden-Spoilereinsatzbefehle vom Flugregelungsrechner zu der Verstärkungseinheit (308) übertragen werden, sollte der Hardware-Sensor nicht anzeigen, daß sich das Flugzeug am Boden befindet.
Modul (302) nach Anspruch 8, wobei der Begrenzer (304) zum Verhindern der Übertragung von Signalen außerhalb eines vorbestimmten Bereichs vom Flugregelungsrechner zu der Verstärkungseinheit (308) aufgebaut ist.