CN102414081B - 模块集成式架构的飞行器控制系统 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及飞行器控制系统，在所述系统中，对应于所述飞行器的不同功能的多个元控制系统可以通过共用的AFDX网络共用一个或多个传感器。控制的传输通过目的地为接入所述网络的致动器的AFDX消息来进行。不同的所述元控制系统的计算机被安装在航空电子机柜中，且有利地被实现为安装软件的通用计算机的形式，所述软件专用于执行它们相应的功能(IMA架构)。

Description

模块集成式架构的飞行器控制系统
技术领域
本发明通常涉及飞行器控制系统。
背景技术
飞行器的控制通常需要众多控制系统，尤其是：
-主飞行控制系统，其允许通过作用于副翼、方向舵(rudder)、升降舵(elevators)以及可配平水平稳定器(Trimmable Horizontal Stabilizer：THS)上，来控制飞行器围绕其横摇(roll)、侧摇(yaw)和纵摇(pitch)轴线的移动。其还通过作用于空气制动器(spoilers)来控制对飞行器的牵引；
-副飞行控制系统，其允许通过作用于后缘襟翼(flaps)和前缘襟翼(也被称作的机翼前缘(slats))，来在起飞和着陆阶段控制机翼弯曲度，从而控制升力；
-推进控制系统，其允许控制和扭转马达的推力；
-起落架制动控制系统；
-轮向控制系统；
-液压线路控制系统。
主飞行控制系统通常被简单地称作飞行控制系统。下文将采用这一约定，以便简化描述。
飞行控制系统在驾驶部件(驾驶杆、脚操纵杆等)与空气动力舵(副翼、尾翼、升降舵等)之间建立连接。现代航线飞机具备电子类型的飞行控制系统，其中将驾驶部件上的机械活动转化成模拟信号，这些模拟信号被传输给操纵上述舵的致动器。
图1示意性示出在现有技术中已知的飞行控制系统100的架构。已描述了驾驶部件110，例如装备有一个或多个传感器115的小型侧杆，所述传感器例如是提供位置和/或方向的信息给飞行控制计算机120的位置传感器和/或角度传感器。计算机120基于从不同的驾驶部件110(在此，包括自动驾驶装置(未示出)和/或在必要时包括飞机传感器150(加速计、陀螺测速仪、惯性中枢))接收到的信息，来确定要施加给致动器130的飞行指令。这些致动器通常是由伺服阀控制的液压缸，或者是作用在飞行器的空气动力舵140上的电子马达。致动器130和空气动力舵140这两者均装备有分别标记为135和145的传感器。这些传感器向计算机120提供关于致动器的移动部分及舵的位置和/或方向的情况。例如，传感器135可指示液压缸平移的位置，而传感器145可指示襟翼的方向。
计算机120同时具备控制功能和监测功能。其通过用于传输模拟控制信号的第一线缆133连接到致动器。其还通过第二线缆137和第三线缆147连接到分别用于装备舵本身以及致动器的传感器135和145。因此，其可以随时监测致动器的状态，并检验指令是否良好地执行。
事实上，飞行控制系统通常由多个独立的计算机构成，每个计算机均具备其自己的一组传感器和致动器，和其自己的线缆网络。
图2示意性示出飞行器控制系统的架构200。该架构包括飞行控制系统和已通过介绍给出示例的多个其它的控制系统。为简化起见，在此仅示出了两个控制系统SC1和SC2。
每个控制系统SCn(n＝1，2)均包括至少一个标记为210n的计算机，该计算机处理从一个或多个传感器220n接收到的信号，并经由多个线缆把指令传输给一个或多个致动器230n。
不同的控制系统被置于航空电子机柜(在图中由双虚线界定)之中，并借助航空电子网络互相连接，所述航空电子网络例如是AFDX(AvionicsFull Duplex Switched Ethernet，航空电子全双工交换式以太网)网络。应注意，尤其为了航空工程的需求研发的AFDX网络建立在交换式以太网的基础上。对该网络的特征的详细说明可在网站www.condoreng.com提供的名为《AFDX protocol tutorial》的文献中以及在以申请人名义递交的专利申请FR-A-2832011中找到。
当控制系统SC2的计算机需要由属于控制系统SC1的传感器执行的对设备E的测量结果时，管理系统SC1的计算机2101将该测量结果通过航空电子网络传输给计算机2102。然而，有时候必须在设备E上与该传感器建立双工通信，以便满足可用性(例如计算机2101出故障)或者等待时间(经由计算机2101的传递时间)的约束。换言之，在设备E上预先设置直接连接到计算机SC2的第二传感器2202。
飞行器控制系统的这种架构具有一些缺点，其中包括：传感器数量的增加以及与之相关的线缆的增加，这加重了飞行器重量预案的负担。此外，这些传感器传输的模拟信号可能受到由电磁干扰引起的噪声的影响。
因此，本发明的目的在于提出一种克服上述缺点的飞行器控制系统，即允许减少航空电子机柜与传感器/致动器之间的布线以及减少设备上的传感器的数量而不牺牲所要求的安全级别的这样的系统。
发明内容
本发明由一种飞行器控制系统来限定，所述飞行器控制系统包括：第一控制系统，所述第一控制系统用于控制所述飞行器的第一功能；不同于所述第一控制系统的第二控制系统，所述第二控制系统用于控制所述飞行器的不同于所述第一功能的第二功能。所述第一控制系统包括至少一个第一计算机、传感器和致动器的第一组合，所述第一计算机适合于接收所述第一组合的传感器的测量结果和控制所述第一组合的致动器。所述第二控制系统包括至少一个第二计算模块，传感器(3202)和致动器的第二组合，所述第二计算机适合于接收所述第二组合的传感器的测量结果和控制所述第二组合的致动器。所述第一计算机和所述第二计算机以及所述第一组合和所述第二组合的传感器和致动器均接入同一AFDX网络，且所述第一组合和所述第二组合具备至少一个共用的传感器。
有利地，所述第一计算机和所述第二计算机中的每个均包括控制通道和监测通道，每个通道均由安装在通用的计算机中并通过所述计算机执行功能的专用软件构成，所述第一通道的所述专用软件不同于所述第二通道的所述专用软件。
所述第一控制系统优选地是适合于控制所述飞行器的副翼、升降舵、尾翼以及空气制动器的主飞行控制系统。
根据第一实施方式，所述第二控制系统是适合于控制所述飞行器的前缘机翼以及后缘襟翼的副飞行控制系统。
有利地，所述副飞行控制系统包括多个用于测量所述襟翼各自的输出幅度的传感器，借助所述主飞行控制系统的电子控制模块将这些传感器提供的测量结果传输给AFDX网络，所述电子控制模块被布置在所述飞行器的空气制动器的致动器的附近并控制这些致动器。
根据第二实施方式，所述第二控制系统是适合于控制所述飞行器的马达各自的状态的推进控制系统。
有利地，所述第二计算机适合于：在手动模式下从推力手动控制部件接收推力指令；或者，在自动模式下从所述第一计算机接收所述推力指令，并且在将所述推力指令传送给所述飞行器的马达的控制单元之前求出马达状态指令。
根据第三实施方式，所述第二控制系统是所述飞行器的制动控制系统。
有利地，所述制动系统包括安装在所述飞行器的起落架上的多个速度传感器和力偶传感器。这些传感器提供的测量结果被数据集中器获取，并且所述测量结果在经由所述网络传输给所述第二计算机之前被所述数据集中器格式化为AFDX消息的格式。
优选地，速度的测量结果还被所述数据集中器通过所述AFDX网络传输给所述第一计算机。所述计算机根据所述速度和制动信息确定所述制动的输出命令，所述制动信息在手动模式下由制动脚踏提供，而在自动模式下由自动制动单元提供。
根据第四实施方式，所述第二控制系统是至少控制所述飞行器的前轮方向的方向控制系统。
在这种情况下，所述第一计算机和所述第二计算机有利地接收由驾驶台的脚操纵杆和/或控制杆提供的转向信息。并且，在手动模式下，所述第二计算机确定所述轮子的转向角度，并将该转向角度经由所述网络传输给所述轮子的方向控制单元，所述方向控制单元位于所述轮子的附近；在自动驾驶模式下，所述第一计算机确定所述方向舵的控制，并经由所述网络将该控制传输给所述第二计算机，从而所述第二计算机由此求出所述转向角度并将其传输给所述轮子的所述方向控制单元。
根据第五实施方式，所述第二控制系统是所述飞行器的液压控制系统，适合于加压和至少使安装在液压线路上的电子泵停止。
这样，所述液压控制系统有利地包括：至少一个接入所述网络的接触器，所述接触器适合于向所述泵加压/使所述泵停止；安装在所述液压线路上的压强传感器，所述传感器提供的对压强的测量结果被数据集中器获取并格式化为AFDX消息的格式，且随后被经由所述网络传输给所述第一计算机和所述第二计算机。
最后，本发明涉及一种飞行器，所述飞行器包括如以上定义的飞行器控制系统。
附图说明
通过阅读参照附图给出的本发明的优选实施方式，本发明的其它特征和优点将显而易见，在附图中：
图1示意性示出一种本技术领域已知的飞行器控制系统；
图2示意性示出一种本技术领域已知的飞行器控制系统的架构；
图3示意性示出根据本发明一种实施方式的飞行器控制系统的架构；
图4示意性示出可有利地用于图3的系统当中的主飞行控制系统的架构；
图5A至图5D示意性示出传感器在致动器上的布置的不同变型；
图6示意性示出在图3的系统中集成副飞行控制系统的示例；
图7示意性示出在图3的系统中集成推进控制系统的示例；
图8示意性示出在图3的系统中集成制动控制系统的示例；
图9示意性示出在图3的系统中集成轮向控制系统的示例；
图10A和图10B示意性示出在图3的系统中集成液压控制系统的第一变型和第二变型的示例。
具体实施方式
再次考虑一种飞行器控制系统，其包括多个元控制系统，每个元控制系统负责飞行器的特定功能。例如，这些元控制系统可以是在介绍中提到过的那些系统。
本发明的基本思想在于将通常连接航空电子机柜的计算机的AFDX网络扩展至整个飞行控制系统，从而该系统的计算机、传感器和致动器均接入该网络。这样，连接至同一AFDX网络的任意的两个元控制系统可以共用一个或多个传感器。
图3示意性示出根据本发明一种实施方式的飞行器控制系统的架构。出于简化而不是限制性的目的，仅示出了两个元控制系统SC1和SC2。元控制系统SC1包括均接入AFDX网络340的至少一个计算机3101以及多个传感器3201和多个致动器3301(均只示出一个)。类似地，元控制系统SC2包括同样接入同一网络的至少一个计算机3102以及多个传感器3202和多个致动器3302(均只示出一个)。这两个元控制系统SC1和SC2共用至少一个传感器(被标记为320)。传感器320借助VL经由AFDX网络将其测量结果传输给计算机3101和3102，VL是单点传送型(unicast)的多个虚拟连接或者多点传送型(multicast)的至少一个虚拟连接VL(图3中示出了第二种情形)。
由此可理解，因为避免了增加传感器，所以避免了铺设大量与航空电子机柜的计算机连接的线缆。
有利地，飞行控制系统在共用传感器320中起中心作用，换言之，每个元控制系统均可与另一控制系统共用一个或多个传感器。该中心作用可通过如下事实来解释：飞行控制系统扩展贯穿整个飞行器，并具备分散在飞行器中的大量连接点以及大量传感器。
图4示出可用于根据本发明的飞行器控制系统中的飞行控制系统的架构的一个示例。
AFDX网络包括布置为飞行器的通信节点的多个帧交换机。在图示情况下，在航空电子机柜中安装了两个帧交换机SW1、SW2，分别负责飞机的左半部分和右半部分。有利地，这些交换机借助光纤链接OF相互连接，该光纤链接允许将网络的两个部分电去耦。
为了减少上述链接的数量和长度，有利地可设置被称为微型交换机的帧交换设备。该微型交换机允许在本地处理从接入网络的一群终端发出的或者目的地为这群终端的帧。更确切而言，微型交换机具备：通常连接到AFDX交换机的第一端口，以及连接到不同的接入终端的多个第二端口。在下行链接上(即对于由用于接入的第一端口接收到的帧而言)，微型交换机起中继器(集线器，hub)的作用，也就是说，输入至第一端口的帧被转发给所有的第二端口。接收该帧的接入终端判断它们是否是发送标的，如果不是发送标的则忽略该帧，如果是发送标的则将该帧纳入考虑。反之，在上行链接上(即对于由不同的接入终端发出的帧而言)，微型交换机依次检查第二端口，并清空它们各自在第一端口上的缓冲区，从而按照这样的“轮询(round robin)”类型的机制而得以确保带宽的公平分配。
由于上述检查，微型交换机中的上行通道上的等待时间比交换机中的要长。交换机和微型交换机之间的分配是网络的等待和复杂度之间的折衷办法。一般而言，接入终端将连接到本地的微型交换机，除非等待时间的约束强制要求直接连接到交换机。有利地，选择AFDX网络的架构使得从计算机到接入终端不通过多于一个交换机和多于一个微型交换机。
在图示例子中，AFDX网络包括直接连接到交换机SW1、SW2的8个微型交换机μSW1……μSW8。
微型交换机μSW1、μSW2位于飞机的中心区，离起落架和机翼与机身的接合位置不远。微型交换机μSW3、μSW4和μSW5、μSW6也位于机翼与机身的接合位置附近，且分别在飞机的左侧和右侧。最后，微型交换机μSW7、μSW8位于机身尾部、近飞机尾翼处。
微型交换机μSW1、μSW2尤其连接飞机传感器420(加速计、陀螺测速仪、惯性中枢)，而且还可以连接与其它控制系统(比如副飞行控制系统、起落架制动控制系统、液压系统)共用的传感器组422。分别位于飞行器的左半部分和右半部分上的微型交换机μSW3、μSW4和μSW5、μSW6连接副翼(被标记为和)与空气制动器(spoilers，被标记为和)，并且分别连接与其它控制系统(比如副飞行控制系统或者推进控制系统(左马达和右马达))共用的传感器组423和传感器组424。最后，微型交换机μSW7、μSW8连接尾舵，即方向舵(RDR1、RDR2)和升降舵，其中升降舵也就是左、右升降器(被标记为和)以及可配平水平翼(THS1、THS2)。这些微型交换机还可连接与其它控制系统共用的传感器组425。
连接到帧交换机SW1、SW2的除了上述微型交换机还有计算机411和412以及驾驶部件451和452，它们经由数据集中器连接到帧交换机SW1、SW2。更确切而言，交换机SW1经由集中器CR1和CR2在两个不同的端口上接收由驾驶员和副驾驶员的驾驶部件451和452提供的信息。集中器CR1和CR2将来自451和452的相同信息多路复用给交叉监测的终端。类似地，交换机SW2经由集中器CR3和CR4在两个不同的端口上接收来自同样的驾驶部件的信息。必要时，如果驾驶部件提供的信息为模拟格式，那么集中器可将其转化成数字格式，然后将这些数字数据格式化为AFDX消息格式。
与其它控制系统(例如控制前轮方向的系统)共用的传感器组421也可连接到交换机SW1、SW2。
计算机411包括两个计算模块，即被称作COM模块的控制模块411A和被称作MON模块的监测模块411B。COM模块和MON模块的结构相同，其区别仅在于对这两者进行编程的方式(即不同的算法)。COM模块可被重组成MON模块，反之亦然。COM模块和MON模块均是同类的计算机，在实践中为安装在航空电子机柜的机架中的IMA(IntegratedModular Avionics，集成模块化航空电子)卡，其中安装有专门的应用软件。在图示情况下，模块411A和411B分别安装有专门的应用软件αA、βA、γA和αB、βB、γB，其中αB≠αA、βB≠βA、γB≠γA。
COM模块将指令消息经由AFDX网络传输给致动器(致动器装备有接入该网络的终端)，并接收来自致动器的确认或信息的消息。
MON模块也接收来自致动器的确认或信息的消息，并检验不同的致动器返回给COM模块的确认或信息的消息与COM模块所发送的指令消息之间的一致性。
在默认模式下，计算机141发挥主导作用，而计算机142作为从属。在通过COM模块与MON模块之间的不一致而检测到计算机141故障的情况下，由计算机142来接替。
舵的致动器通常装备有控制模块COM和监测模块MON，监测模块MON负责检验COM模块传输给致动器的电子命令是否与计算机的模块所传输的指令良好地一致。同一终端的两个模块MOM和COM可以被多路复用，以便连接到微型交换机的同一端口或者连接到同一微型交换机的不同端口或不同微型交换机的端口，然而，第一种情形允许减少网络的布线。舵的致动器可以还设置有接入网络的传感器(然而，为简化起见，在舵与微型交换机之间仅示出了一个链接)。
通过图5A至图5D示出致动器与相关的传感器的布置的不同变型。
根据分别通过图5A和图5B示出的第一变型和第二变型，传感器520被安装在致动器附近，甚至直接安装在致动器当中。致动器由液压功率控制单元或电子功率控制单元530来操纵，该单元也被称作PCU(PowerControl Unit，功率控制单元)。
在通过图5A示出的第一变型中，计算机510简单地将位置指令传输给也被称作REU(Remote Electronic Unit，远端电子单元)的远端控制单元540，该单元位于致动器附近。该单元在本地实现对传感器的测量结果的获取、伺服指令的计算指令向致动器的传输。该单元向计算机发送致动器的当前位置(或者对所驱动的系统的效果的测量结果，例如舵的位置)。REU单元和计算机之间的交换通过AFDX网络来进行，换言之，接入该网络的REU单元从计算机接收位置指令，并在同一链接560上以AFDX消息格式发送致动器的实际位置(或者与所驱动的系统有关的测量结果)。
在第二变型中，数据集中器或RDC(Remote Data Concentrator，远端数据集中器)570实现AFDX网络与连接功率控制单元及传感器的模拟链接565之间的接口。伺服指令的计算在此由计算机510基于传感器520发送的测量结果来执行。
根据分别通过图5C和图5D示出的第三变型和第四变型，位置传感器远离于致动器。远端控制单元540和传感器因此不是由同一链接连接到AFDX网络的。位置指令由计算机510经由第一链接561传输给功率控制单元530，致动器的实际位置和/或该实际位置对系统的效果的测量结果由传感器520经由第二链接562发送给计算机。在第四变型中，传感器提供模拟格式的位置的测量结果，数据集中器将其重新格式化为AFDX消息格式。在第三变型中，传感器能够在网络上直接传输以AFDX消息格式的这些测量结果(因此我们所讨论的是“智能传感器”)。
图6示出在图3的系统中集成副飞行控制系统的示例。
在图示例子中，副飞行控制系统控制飞行器的后缘襟翼和机翼前缘的位置。必要时，该系统有利地包括智能翼尖制动器(或者称为SWTB，Smart Wing Tip Brake)，其功能将在下文详述。
该系统包括后缘襟翼和机翼前缘的位置的选择杆650，驾驶员和副驾驶员共用该杆。该杆允许通过先作用于机翼前缘然后作用于后缘襟翼来选择希望的机翼弯曲度。
杆650装备有传感器(驾驶员侧的两个和副驾驶员侧的两个)，这些传感器例如经由被标记为cRDC1至cRDC4的数据集中器在网络上传输该杆的位置信息。这些集中器确保由传感器接收到的模拟信号(与来自其它传感器的模拟信号)的多路复用以及这些信号到AFDX消息的转换。cRDC1与cRDC2一起、以及cRDC3与cRDC4一起允许分别通过计算机611和612来执行对选择杆的位置的交叉监测。
选择杆的位置被传输给主飞行控制系统的计算机611和612(与图5的计算机411和412一样)并被传输给副飞行控制系统的计算机613和614。与计算机611与612一样，计算机613与614是同类的计算机且各自包括COM通道和MON通道，每个通道由多个专用的软件模块构成。在默认模式下，计算机613发挥主导作用，并直接传输指令给机翼前缘和后缘襟翼的致动器。在该运行模式下，计算机614作为从属，但在计算机613故障时接替主计算机。
副飞行控制系统包括功率控制单元(液压的或电子的)631、632，它们一起驱动两个机翼共用的、用于展开或收回机翼前缘的一组传输轴Sl。这两个控制单元分别连接到网络的微型交换机μSW1和μSW2。
类似地，副飞行控制系统包括功率控制单元(液压的或电子的)633、634，它们一起驱动两个机翼共用的、用于展开或收回增升襟翼的一组传输轴Fl。这两个控制单元分别连接到微型交换机μSW3和μSW6。
机翼前缘的致动器的位置传感器621和后缘襟翼的致动器的位置传感器622也连接到AFDX网络。可想到图5A至图5D的不同安装变型。
机翼前缘的位置传感器623和后缘襟翼的位置传感器624提供这些部分各自的输出幅度。有利地，由传感器624发出的测量结果由空气制动器的电子控制模块或者FCRM(Flight Control Remote Module，飞行控制远端模块)来获取，这些模块属于主飞行控制系统且分布在机翼中。因此，被标记为641和642的这些FCRM模块起用于传感器624的数据集中器的作用。这样，主飞行控制系统的可用设备资源由副飞行控制系统使用。传感器623发出的测量结果被例如通过微型交换机μSW1和μSW2传输给网络。
副飞行控制系统起如下作用：
选择杆650的位置由安装在驾驶部件附近的集中器cRDC1和集中器cRDC2(且同样地由集中器cRDC3和集中器cRDC4)分别获取，并被经由AFDX网络传输给计算机613(分别传输给计算机613和614)。计算机613根据杆的位置并通过考虑飞行的不同参数(比如高度、速度等)，来确定机翼前缘和后缘襟翼的输出指令。该指令被经由AFDX网络传输给驱动机翼前缘和后缘襟翼的展开轴旋转的功率控制单元。根据可想到的变型，按该指令值的伺服由计算机自己来实现，或者，如果通过网络的等待时间过长，则由致动器处的远端控制单元来实现。
传感器621、622将致动器各自的位置经由AFDX网络发送给计算机。
翼尖制动器(未示出)可以按每个展开轴两个来设置，即两个用于襟翼轴和两个用于机翼前缘轴。安装在机翼前缘的展开轴上的制动器中的每一个均连接到两个微型交换机μSW1和μSW2。类似地，安装在后缘襟翼的展开轴上的制动器中的每一个均连接到两个微型交换机μSW3和μSW6。这些翼尖制动器接收致动器623、624的位置(轴的旋转角度)，并将其与它们自己的传感器执行的测量进行比较。在不一致的情况下或者在这些测量结果之间的差距过大的情况下，可停止展开轴的旋转，以便避免升力不对等和机械约束过大、甚至损坏该轴。
图7示出在图3的系统中集成推进控制系统的示例。
该系统包括推力手动控制部件，例如按每个马达一个的气动操纵杆(Thrust Levers)，该杆被标记为TL并位于驾驶舱中。
推力控制系统还包括推力计算机和在可能情况下的推力反相计算机。在图示例子中，该系统包括：被标记为EEC(Engine Electronic Controller，引擎电子控制器)或者FADEC(Full Authority Digital Engine Control，全权限数字引擎控制器)的马达计算机731、732；以及推力反相计算机741、742。应注意，这些计算机在本地确保对马达的伺服。在螺旋桨飞机的情况下，所讨论的这些系统计算机控制螺旋桨的步距。一般而言，推力反相是由液压装置或电子装置实现的。
推力控制部件的位置由传感器(未示出)测量。这些传感器的位置测量结果被传输给数据集中器cRDC1至cRDC4，这些数据集中器将其以AFDX消息格式中继给主飞行控制系统的计算机711和712(与图4的计算机411和412一样)，更具体而言，中继给负责自动驾驶的软件模块，即AFS(Automatic Flight System，自动飞行系统)，以及中继给推力控制系统的计算机713和714。
计算机713和714的类型一样，且各自包括COM通道和MON通道，每个通道均由至少一个专用的软件模块PCS(Propulsion Control System，推力控制系统)构成。在默认模式下，根据上文所述的相同原理，计算机713作为主导而计算机714作为从属，但在计算机713故障时由计算机714接替计算机713。
在手动模式下，计算机713确定马达的状态B，以允许根据推力手动控制部件所提供的推力指令A来获得所需的推力。马达状态指令被经由AFDX网络传输给马达计算机和推力反相计算机。
在自动模式下，根据某些外部参数(温度、气压、飞行阶段等)、气动操纵杆的位置以及由飞行控制单元(或称为FCU，Flight Control Unit)针对自动驾驶规定的高度、航向和速度，计算机711(更确切而言，负责自动驾驶的软件模块)确定推力指令A’。该推力指令被经由AFDX网络传输给计算机713(PCS软件模块)，计算机713由此求出马达状态指令B。与手动模式下一样，该马达状态指令被经由AFDX网络传输给马达计算机和推力反相计算机。
马达计算机731、732确保马达按照指令状态运行，并经由AFDX网络把提供马达的实时状态的信息发送给计算机713、714。
推力反相计算机741、742确保对反相致动器的伺服，并经由AFDX网络把提供反相致动器的实时状态的信息发送给计算机713、714。
必要时，这些信息在显示在驾驶台上之前先由计算机713或714处理。
最后，推力控制系统有利地包括备用通道或ABU(Analogue Back-up，模拟备份)，其由把气动操纵杆直接连接到马达计算机的模拟线路来实现。
图8示出在图3的控制系统中集成制动控制系统的示例。
该系统包括驾驶员和副驾驶员的制动脚踏B1、B2，自动制动面板ABP(Auto Brake Panel)以下位于起落架处并作用于制动液压缸的制动控制单元BCU1、BCU2(Breaking Control Unit)。应注意，制动控制单元在本地确保用于制动的力偶伺服并防止轮子抱死。
制动脚踏的位置或者自动制动的指令(例如弱制动、中等制动或强制动)被数据集中器cRDC1至cRDC4获取，并以AFDX消息格式传输给主飞行控制系统的计算机811和812(与图4的计算机411和412一样)，更确切而言，传输给负责自动制动的应用PFCS(Primary Flight ControlSystem，主飞行控制系统)，以及传输给制动控制系统的计算机813和814，更确切而言，传输给专用的软件模块BCS(Breaking Control System，制动控制系统)。
在自动模式下，计算机811基于由驾驶员在自动制动面板上选择的指令O和其它外部参数来确定要施加的减速度D。在手动模式下(未示出)，计算机813基于制动脚踏的位置来确定减速度D。随后，在手动或自动模式下，计算机813确定要施加给轮子的指令制动力偶C，并将其以AFDX消息格式传输给制动控制单元BCU1、BCU2。
计算机813和814的类型一样，且各自包括COM通道和MON通道，每个通道均由至少一个专用的软件模块BCS构成。在默认模式下，根据上文所述的相同原理，计算机813作为主导而计算机814作为从属，但在计算机813故障时计算机814接替计算机813。
起落架轮子装备有制动力偶传感器和轮速传感器。由此，经由把测量结果格式化为AFDX消息格式的数据集中器RDC把测量到的实时制动力偶C’以及速度V传输给计算机。更确切而言，速度V被传输给计算机811(和812)以及给计算机813(和814)，而制动力偶C’仅被传输给计算机813(和814)。制动力偶C’和速度V还可以被传输给分别用于确保力偶伺服的制动并防止轮子抱死的控制单元BCU1、BCU2。
计算机811基于速度V和必要时的其它参数来确定是否应核准空气制动器的输出。在肯定的情况下，空气制动器的输出命令S被经由AFDX网络传输给空气制动器的电子控制模块FCRM，即图4的舵和的致动器的电子控制模块。
在能保证网络中的等待时间足够小的范围内，可想到实现不是在本地通过制动控制单元BCU1、BCU2实现制动力偶伺服，而是直接通过专用软件模块BCS来实现制动力偶伺服。
图9示出在图3的控制系统中集成轮向控制系统的示例。
该系统包括：位于驾驶台当中的脚操纵杆(两个驾驶员共用)PL和控制杆(舵柄)TL1、TL2，以及根据飞行器类型位于前轮上和位于主起落架上的轮向控制单元SCU1、SCU2(Steering Control Unit)。这些单元SCU1、SCU2在给定的指令位置周围引导致动器并确保对致动器的伺服。
如前所述那样通过数据集中器cRDC1至cRDC4获取脚操纵杆和/或控制杆的位置(被标记为W)，并将其以AFDX消息格式传输给主飞行控制系统的计算机911和912(与图4的计算机411和412一样)，更具体而言，传输给负责自动驾驶的软件模块AFS(Automatic Flight System，自动飞行系统)，以及传输给轮向控制系统的计算机913和914。
计算机913和914的类型相同，且各自包括COM通道和MON通道，每个通道均由至少一个专用的软件模块SCS(Steering Control System，转向控制系统)构成。在默认模式下，计算机913作为主导而计算机914作为从属，但在计算机913故障时由计算机914接替计算机913。
在手动模式下，计算机913(或914)基于位置W确定轮子转向命令的指令ST，并将该指令经由AFDX网络传输给控制单元SCU1、SCU2。这些单元将轮向的实时角度发送给计算机。计算机911(或912)可并行地基于位置W并根据飞机的速度来确定尾翼转向命令指令R。于是该指令被经由AFDX网络传输给主飞行系统的方向舵(即图4的致动器RDR1、RDR2)的电子控制模块FCRM。所讨论的FCRM模块向计算机911和912发送尾翼方向的实时角度。
在自动着陆模式下，计算机911(或912)的AFS模块基于一定数量的参数，尤其是飞机轴线与跑道轴线之间的角度偏差、飞机的速度，来确定角度指令W′，并将其经由AFDX网络传输给计算机913(或914)。计算机913(或914)基于W′来确定轮子转向命令指令ST，并如前所述地将其经由AFDX网络传输给控制单元SCU1、SCU2。另外，AFS模块还可以传输尾翼角度指令R给如前所述的FCRM电子控制模块。指令ST和R被计算为使得在低速下作用在轮子上的作用比作用在方向舵上的更占优势。反之，在高速下，作用在方向舵上的作用比作用在轮子上的更占优势。
图10A示出在图3的控制系统中集成液压系统的第一变型的示例。
该系统包括多个隔离的液压线路，每个线路均装备有泵和压强传感器以及类型相同的计算机1013、1014。这些计算机中的每个包括COM通道和MON通道，每个通道均由一个或多个专用的液压系统管理软件模块HMS(Hydraulic Management System，液压管理系统)构成。计算机1013和1014每个均控制各个液压电路。
图10中还示出能够使用由液压系统的传感器提供的压强测量结果的其它计算机/软件模块1011、1012。
电子泵P1、P2分别与能够允许向电子泵加压或使电子泵停止的功率接触器PC1、PC2关联。这些功率接触器例如可以是半导体接触器(SolidState Power Controller，固态功率控制器)或者电磁接触器。这些接触器由HMS软件模块操控。
在该图示变型中，在图5D示出的配置中的压强传感器1020远离电子泵P1、P2的接触器。换言之，传感器的测量结果被数据集中器RDC1、RDC2按AFDX消息格式格式化，然后传输给计算机1013、1014。
图10B示出液压控制系统的第二变型。该变型与第一变型的区别在于其包括集成电磁液压块HPP1、HPP2(Hydraulic Power Package，液压动力组)。该变型对应于图5A的传感器配置。每个集成块包括电子泵、压强传感器和功率控制电子单元EPC1、EPC2。这些电子单元中的每个均能够经由AFDX网络接收对泵加压或使泵停止的命令、泵的马达速度(或者等同于流速)的指令，以及将传感器提供的压强信息传送给计算机1013、1014的软件模块HMS和给计算机1011、1012的其它软件模块。
应理解，还可以在不背离本发明的范围的情况下，想到液压控制系统的其它变型(例如通过使用图5B和图5D示出的传感器配置)，。
在本说明书中提到了同类的计算机411至412、611至614、711至714、811至814、911至914、1011至1014。本领域技术人员可理解这些计算机可通过一个或多个IMA卡来实现。这些属于不同的控制系统的计算机可以是虚拟机并因此共用多个IMA卡中的部分或全部IMA卡。
同样地，上述计算机所安装的软件模块可以分别位于一个或多个IMA卡上，反之，一个IMA卡可以安装与不同的控制系统有关的软件模块。
本说明书依次描述了主飞行控制系统与副飞行控制系统、推进控制系统、制动控制系统、轮向控制系统和液压控制系统的结合和合作。应理解所有这些控制系统或者仅它们当中的一些可以与主飞行系统相结合。在它们与后者相结合的情况下，本领域技术人员应理解该完整的系统允许提供对飞行、制动等的控制规则，这些规则在它们所作用的多个协同控制系统的范围内非常有效。

Claims (15)

1.一种飞行器控制系统(300)，包括第一控制系统(SC1)和不同于所述第一控制系统的第二控制系统(SC2)，所述第一控制系统用于控制所述飞行器的第一功能，所述第二控制系统用于控制所述飞行器的不同于所述第一功能的第二功能，所述第一控制系统包括至少一个第一计算机(3101)、传感器(3201)与致动器(3301)的第一组合，所述第一计算机适合于接收所述第一组合的所述传感器的测量结果和控制所述第一组合的所述致动器，所述第二控制系统(SC2)包括至少一个第二计算机(3102)、传感器(3202)与致动器(3302)的第二组合，所述第二计算机被配置成接收所述第二组合的所述传感器的测量结果和控制所述第二组合的所述致动器，其特征在于，所述第一计算机和所述第二计算机以及所述第一组合和所述第二组合的所述传感器和所述致动器均接入同一航空电子全双工交换式以太网(340)网络，且所述第一组合和所述第二组合具备至少一个共用的传感器(320)。 
2.根据权利要求1所述的飞行器控制系统，其特征在于，所述第一计算机和所述第二计算机中的每个均包括控制通道(COM)和监测通道(MON)，每个通道均由安装在通用的计算机中并通过所述计算机执行功能的专用软件构成，所述控制通道的所述专用软件不同于所述监测通道的所述专用软件。 
3.根据权利要求1或2所述的飞行器控制系统，其特征在于，所述第一控制系统是适合于控制所述飞行器的副翼、升降舵、尾翼以及空气制动器的主飞行控制系统。 
4.根据权利要求3所述的飞行器控制系统，其特征在于，所述第二控制系统是适合于控制所述飞行器的前缘襟翼以及后缘襟翼的副飞行控制系统。 
5.根据权利要求4所述的飞行器控制系统，其特征在于，所述副飞行控制系统包括多个用于测量所述襟翼各自的输出幅度的传感器(624)， 借助所述主飞行控制系统的电子控制模块(641、642)将这些传感器提供的测量结果传输给所述航空电子全双工交换式以太网网络，所述电子控制模块被布置在所述飞行器的空气制动器的致动器的附近并控制这些致动器。 
6.根据权利要求3所述的飞行器控制系统，其特征在于，所述第二控制系统是适合于控制所述飞行器的发动机各自的状态的推进控制系统。 
7.根据权利要求6所述的飞行器控制系统，其特征在于，所述第二计算机(713、714)适合于：在手动模式下从推力手动控制部件(TL)接收推力指令(A、A′)；或者，在自动模式下从所述第一计算机(711、712)接收所述推力指令，并且在将所述推力指令传送给所述飞行器的发动机的控制单元(731、732、741、742)之前求出发动机状态指令(B)。 
8.根据权利要求4所述的飞行器控制系统，其特征在于，所述第二控制系统是所述飞行器的制动控制系统。 
9.根据权利要求8所述的飞行器控制系统，其特征在于，所述制动系统包括安装在所述飞行器的起落架上的多个速度传感器和力偶传感器，这些传感器提供的测量结果被数据集中器(RDC1、RDC2)获取，并且所述测量结果在经由所述网络传输给所述第二计算机(813)之前被所述数据集中器(RDC1、RDC2)格式化为航空电子全双工交换式以太网消息的格式。 
10.根据权利要求9所述的飞行器控制系统，其特征在于，速度的测量结果还被所述数据集中器经由所述航空电子全双工交换式以太网网络传输给所述第一计算机(811)，所述计算机根据所述速度和制动信息(O)来确定所述空气制动器的输出命令(S)，所述制动信息在手动模式下由制动脚踏提供，而在自动模式下由自动制动单元(ABP)提供。 
11.根据权利要求4所述的飞行器控制系统，其特征在于，所述第二控制系统是至少控制所述飞行器的前轮方向的方向控制系统。 
12.根据权利要求11所述的飞行器控制系统，其特征在于，所述第一计算机和所述第二计算机(911、913)接收由驾驶台的脚操纵杆和/或控制杆提供的转向信息(W)，并且：在手动模式下，所述第二计算机确定所述前轮的转向角度，并将该转向角度经由所述网络传输给所述前轮的方向控制单元(SCU)，所述方向控制单元位于所述前轮的附近；在自动驾驶模式下，所述第一计算机确定所述方向舵的控制(W′)，并经由所述网络将该控制传输给所述第二计算机，从而所述第二计算机由此求出所述转向角度并将其传输给所述前轮的所述方向控制单元。 
13.根据权利要求4所述的飞行器控制系统，其特征在于，所述第二控制系统是所述飞行器的液压控制系统，适合于加压和至少使安装在液压线路上的电子泵停止。 
14.根据权利要求13所述的飞行器控制系统，其特征在于，所述液压控制系统包括：至少一个接入所述网络的接触器(PC1、PC2)，所述接触器适合于向所述电子泵加压/使所述电子泵停止；安装在所述液压线路上的压强传感器(1020)，所述传感器提供的对压强的测量结果被数据集中器(RDC1、RDC2)获取并格式化为航空电子全双工交换式以太网消息的格式，且随后被经由所述网络传输给所述第一计算机和所述第二计算机。 
15.一种飞行器，其特征在于包括根据前述权利要求之一所述的飞行器控制系统。 
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