CN104608934A - 监控飞行器引航装置运行的方法以及被监控的飞行器引航装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种监控飞行器引航装置的方法，飞行器引航装置包括至少一个引航机构(20、30)，和至少一个飞行电子控制信息系统(40、41)。至少一个监控模块被集成到该信息系统且适用于根据与至少一个引航机构相关联的传感器制订的初始信号来计算至少一个引航系统的至少一个监控参数的至少一个理论值，将理论值与每个监控参数的测量信号相比较，和根据每个理论值和所述测量信号之间的差来选择监控动作-尤其生成监控信号(55、56)。
Description
技术领域
本发明涉及监控飞行器引航装置运行的方法、被监控的飞行器引航装置、以及装备有该引航装置的飞行器。
背景技术
在全文中，除非另外指明，术语“引航”和其派生词指示通过至少一名飞行员手动操作至少一个引航机构来驾驶飞行器，例如与至少一个驾驶机构相连接的手柄、操纵杆、脚踏板、踏板等，驾驶机构例如飞行器的导向装置或马达等。术语“驾驶机构”指示所有的机构，其位置或状态影响飞行器的飞行：尤其可以作为导向机构、马达、转子叶片等。术语“控制”和其派生词以航空领域传统的方式指示向装置提供驱动所述装置预设动作的信号。术语“监控”和其派生词以航空领域传统的方式指示实施于飞行器上的测量值的处理并与预设值相比较，以检测运行故障的出现(即尤其与未引起故障的使用缺陷相反的引起系统(装置和/或软件)任何事故的故障的使用者(飞行员或副飞行员)的错误或超出飞行器的飞行区域)。引航装置的运行监控装置为具有至少一种监控功能的装置，用于该引航装置的每个引航机构，且任选地还可执行其它功能。
已知带有飞行电子控制的飞行器引航装置具有至少一个引航机构、和飞行电子控制(通常用英语表示为“fly-by-wire flight controls”或FCC)的至少一个信息系统(通常用英语表示为“fly-by-wire flight control system”或FCS)。这种信息系统适用于根据预设控制法则进行计算，和根据至少一个信号、即由与每个引航机构相关联的传感器-尤其是位置传感器-发送的-尤其是位置-初始信号生成飞行器驾驶机构(导向装置、马达等)的致动器控制信号。
用这种引航装置，需要实施运行监控以检测引航装置运行的异常情况并生成对应的监控信号，该信号尤其可为报警信号和/或适用于禁止控制信号的信号和/或触发改变飞行电子控制信息系统的预设控制法则的信号。
更具体地(非排它性地)，这种情况是引航装置同样被配备有每个引航机构的致动马达和至少一个控制单元(不同于或不是所述飞行电子控制信息系统)的情况，且适用于产生所述致动马达的控制信号，即力反馈信号，以生成在每个引航机构上模拟的力反馈感应。更具体地，还采用所述控制单元以具有相同自由度且与相同驾驶机构相连接的移动引航机构来实施控制耦合(逻辑或电气方式)，驾驶机构例如飞行员手柄和副飞行员手柄。马达还模拟传统机械感应和其它每个手柄的监控。
EP0759585提供了一种为每个引航手柄在一部分上提供带有马达完全冗余的生成力反馈感应马达，在另一部分上提供了力反馈控制电脑和另外的监控电脑，这些电脑相连接以“自动监控”与该手柄相关联的马达控制信号，将马达控制信号与马达电流信号相比较，且将测量的电压信号与参考信号相比较，监控电脑监控力反馈控制电脑，两个电脑容易停用马达。这种传统解决方法的原理其执行和运行起来是笨重、复杂和高成本的。更具体地，需要用于每个手柄的特定监控电脑，以嵌接在装配有手柄的电机箱中。还需要用于监控的特定位置传感器，与用于力反馈控制的位置传感器相区别。另外，其不完善之处在于，易于干扰监控电脑、或同时影响力反馈控制链接和彼此接近的监控链接的一些故障其本身不需要被检测。而且，在该解决方法中，需要设计、研发、制造和控制监控电脑，以使力反馈控制电脑和飞行电子控制信息系统是独立的。
US2011/0112705和US2011/0108673还提供了特定的力反馈控制/监控单元，所包括的双功能微控制器还应该特别适用于实施监控，且与力反馈控制相独立，其同样呈现了至少上面提及的部分缺点。
US2012/0053762描述了一种侧向手柄有源系统和控制杆(“主动inceptor系统”)包括模拟至少一个系统组件的实时虚拟模块，能够根据初始呈现的其它变量来计算如力值的一些变量，且包括系统监控功能。通过引航装置控制单元执行的该监控功能因此呈现相同于上面提及的缺点。
US2005/0080495还描述了包括主动引航机构的引航装置。该文件还描述了飞行和指示电子控制信息系统，其可使用作为飞行控制信号的航程生成器生成的引航机构期望的航程。该文件还提供了一种监控装置，设置用于例如通过对比期望航程和该引航机构测量的实际航程来检测出故障的引航机构。该监控装置因此呈现相同于上面提及的缺点。
发明内容
因此本发明旨在克服这些缺点，并提供一种运行监控方法，针对电气故障保证了较大强度，完全独立于其监控的引航机构，以及尤其在适当情况下，独立于力回馈控制，然而其研发成本较低，不复杂，且能够减小引航装置的质量。
本发明还旨在提供呈现相同优点的引航装置和飞行器。
因此本发明所涉及的一种飞行器引航装置运行的监控方法包括：
-至少一个引航机构，
-至少一个飞行电子控制信息系统，适用于根据预设控制法则、至少根据由与每个引航机构相关联的传感器发送的初始信号来生成飞行器驾驶机构的致动器控制信号，
所述运行监控方法适用于检测引航装置中的运行异常并生成对应的监控信号，所述方法包括以下步骤：
-根据由与每个引航机构相关联的传感器发送的信号的至少一部分并且根据至少一种预设计算法则对至少一个引航机构的至少一个运行参数，即监控参数，的至少一个理论值进行计算，
-对于每个监控参数，对每个理论值与由与至少一个引航机构相关联的传感器发送的测量信号进行比较，
-根据每个理论值和所述测量信号之间的差选择监控动作，
其特征在于，根据所述初始信号的至少一部分计算所述至少一个理论值，并且所述方法通过被集成到飞行电子控制信息系统中的至少一个监控模块来实施。
本发明还涉及一种飞行器引航装置，包括：
-至少一个引航机构，
-至少一个飞行电子控制信息系统，适用于根据预设控制法则、至少根据由与每个引航机构相关联的传感器发送的初始信号来生成飞行器驾驶机构的致动器控制信号，
-至少一个引航装置运行的监控模块，用于检测引航装置中的运行异常并且生成对应的监控信号，且适用于：
-根据由与每个引航机构相关联的传感器发送的信号并且根据至少一种预设计算法则对至少一个引航机构的至少一个运行参数，即监控参数，的至少一个理论值进行计算，
-对于每个监控参数，对每个理论值与由与至少一个引航机构相关联的传感器发送的测量信号进行比较，
-根据每个理论值和所述测量信号之间的差选择监控动作，
其特征在于，所述至少一个监控模块被集成到飞行电子控制信息系统中，并且所述至少一个监控模块适用于根据所述初始信号计算所述至少一个理论值。
本发明还配备有根据本发明的引航装置的飞行器。
事实上，发明人观察到通过飞行电子控制(FCS)的至少一个信息系统的简单传统程序来实施引航装的运行监控实际上是可能的，且无需附加专用于该监控的额外特定传感器-尤其是位置传感器和/或力传感器-。与通常考虑的情况相反，其实际上可导致最可靠的监控运行，其独立成为引航和装配电机箱机构。另外，该监控有利于安全性和已在飞行电子控制的信息系统位置处设置有冗余。
更具体地，在根据本发明的方法和装置中，通过飞行电子控制的信息系统的至少一个信息中央单元执行所述至少一个监控模块，采用信息中央单元为以根据预设控制法则生成控制信号，根据至少一个所述初始信号控制飞行器驾驶机构的致动器，且不通过引航装置和/或在至少一个引航机构中生成力激活反馈装置的控制中央单元来执行所述至少一个监控模块。
更具体地，在引航装置中，每个引航机构被安装在电机箱上且被电机箱持有。有利地和根据本发明，执行根据本发明监控模块的飞行电子控制的信息系统的每个信息中央单元位于每个操作机构的每个电机箱的外部，在每个操作机构的每个电机箱的外部生成监控信号，并将这些信号发送到每个操作机构的每个电机箱的输入端。
选择不同的运行参数来作为监控参数。更具体地，有利地和根据本发明，当引航装置被装备在致动电马达上时，使用向这种致动器马达供电电流的作为监控参数的至少一个区别参数。更具体地，这导致较可靠的监控，马达的供电电流值根据其它运行异常原因而进行变化，且相互地，一些运行异常不必由改变马达供电电流值来推导。
另外，本发明能够实施不同引航机构的所有类型的监控，即更具体地直接监控(初始信号、理论值、完全相关于相同引航机构的监控参数)、和/或交叉监控(通过与第一引航机构和/或与引航机构的第一自由度相关联的传感器发送初始信号，以及理论值和监控参数与另外的引航机构和/或与引航机构的第二自由度相关)。
而且，测量信号可为由该监控参数传感器传送的监控参数的测量信号，或反之，为与监控参数不同的另外参数的测量信号，根据与监控参数相区别的至少一个另外参数的测量信号来计算监控参数的至少一个理论值。
有利地和根据本发明，引航机构的至少一个监控参数为与引航机构的位置不同的参数。另外，有利地和根据本发明，对于每个监控参数理论值，与该理论值相比较的所述测量信号为与监控参数相同的测量信号-尤其是相同引航机构的监控参数。反之，优选地，有利地和根据本发明，用于计算监控参数的至少一个理论值的所述初始信号为由传感器发送的信号，传感器测量有别于监控参数的另外参数。有利地和根据本发明，所述初始参数包括至少一个引航机构的位置信号且至少一个监控参数为有别于该引航机构位置的另外参数。所有其它的变化形式是可能的。
更具体地，有利地和根据本发明，在所述引航机构的位置和施加至所述引航机构的力中选择所述至少一个监控参数。
而且，有利地和根据本发明，所述监控模块适用于：
-接收所述引航装置的每个引航机构的位置初始信号和/或力，通过与每个引航机构相关联的位置传感器和/或力传感器发送给飞行电子控制信息系统，
-用所述位置和/或力初始信号和根据至少一个预设计算法则计算至少一个引航机构的至少一个位置理论值和/或施加于至少一个引航机构的力的至少一个理论值，
-接收与至少一个引航机构(其为相同或不同的，为其计算至少一个理论值)相关联的位置传感器发送的表示该引航机构位置的测量信号，和/或接收与与至少一个引航机构相关联的力传感器发送的表示施加于该引航机构的力的的测量信号，
-对比每个理论值与所述测量信号，以能够检测引航装置的运行异常并选择监控动作-尤其生成对应的监控信号。
更具体地，根据本发明的方法的有利特征在于，所述初始信号包括由与引航机构相关联的位置传感器发送的位置信号，将施加在引航机构上的力用作监控参数，通过所述监控模块根据与力作用下的位置相关联的预设计算法则计算至少一个静态力的理论值和/或通过所述监控模块根据与力作用下的位置的时间导数相关联的预设计算法则计算至少一个缓冲力的理论值和/或通过所述监控模块根据与力作用下的位置相对于时间的二阶导数相关联的预设计算法则计算至少一个惯性力的理论值。在根据本发明的特别有利的实施方式中，通过所述监控模块计算至少一个力的理论值，所述至少一个力的理论值是所述静态力、缓冲力和惯性力理论值的代数和。
而且，有利地和根据本发明，使用二阶传递函数，以根据每个理论值和所述测量信号之间的差来设计误差信号。
更具体地(非排它性地)，本发明应用于主动型引航装置，即其中至少一个引航机构被联结于至少一个致动器，以生成模拟力感应，尤其能够根据引航机构的位置产生引航机构的力反馈，进而摹拟与飞行器驾驶机构机械连接的引航机构的组件和/或联接在相同驾驶机构上的两个引航机构(飞行员和副飞行员)。
而且，有利地，根据本发明的引航装置的特征还在于，所述引航装置包括至少一个引航机构的至少一个致动马达和至少一个力反馈控制单元，所述至少一个力反馈控制单元能够产生每个致动马达的控制信号，即力反馈信号，以生成对引航机构上模拟的力的反馈感应。有利地并且根据本发明，通过所述至少一个力反馈控制单元的不同飞行电子控制信息系统的信息中央单元执行所述至少一个监控模块。
另外，有利地，根据本发明的这种引航装置包括可沿相同自由度移动的至少两个引航机构，所述至少两个引航机构通过至少一个飞行电子控制信息系统连接到相同的飞行器驾驶机构，且通过所述力反馈控制单元彼此联接。所述控制单元可以是或不是通过飞行电子控制信息系统、或者通过每个飞行电子控制信息系统至少局部形成的。
同样，有利地和根据本发明，采用至少一个监控模块以在每个理论值和所述测量信号之间的差大于对应运行异常的预设阈值的绝对值时，产生禁止至少一个力反馈致动马达的监控信号-尤其禁止所述力反馈信号和/或对至少一个力反馈致动马达的电供应。
本发明还涉及监控方法、引航装置和通过上面或下面提及的全部或部分特征的结合来表征的飞行器。
附图说明
参照附图，通过对接下来对非限制性的详细描述的阅读，本发明的其它目的、特征和优点将变得明显，其中：
-图1为根据本发明的引航装置的总体示意图，
-图2为实施根据本发明监控方法的根据本发明引航装置的总体流程图，
-图3为实施根据本发明监控方法的根据本发明引航装置的飞行电子控制信息系统的总体流程图，
-图4为通过根据本发明监控方法监控的根据本发明引航装置的实施例的功能性流程图，
-图5为通过根据本发明方法中的根据本发明引航装置的飞行电子控制信息系统实施的第一监控算法实施例的功能性流程图，
-图6为通过根据本发明方法中的根据本发明引航装置的飞行电子控制信息系统实施的第二监控算法实施例的功能性流程图。
具体实施方式
表示于图1的根据本发明的引航装置在实施例中具有两个引航机构20、30，能够在深度和横摇度上对飞机进行引航，每个引航机构20、30分别由电机箱25、35持有的小手柄构成，所述电机箱能够机械引导使每个小手柄分别围绕深度轴26、36和横摇轴27、37旋转移动。这些小手柄的每一个包括操作杆21(相应地31)，由飞行员(相应地副飞行员)操纵每个操作杆。这些操作杆被相对箱25、35的框体28、38沿两个轴26、27，相应地36、37，进行装配和旋转移动引导，所述两个轴是正交的且大体至少基本相交汇(形成在中央点的联结部)。
在引航装置的该实施例中，施加的力为与旋转相关的力并且因此将使用术语扭力来指代这些力但不能被解释为限制条件，例如在控制杆线性移动的情况下，其中所施加的力为沿控制杆平移轴的力。
例如飞行员(机长)专用的小手柄20包括串接在纵摇轴26上的扭力传感器24，在由飞行员作用在操作杆21上的扭力Fp的情况下，所述扭力传感器用于提供代表力的值的测量力信号44。扭力传感器24一方面被连接到操作杆21，和另一方面被连接到电马达23，以能够在操作杆21上执行沿纵摇轴26的扭力。电马达23例如可包括被联接到沿纵摇轴26的操作杆21的转子，以及被联结固定在引航机构的箱体25的框体28的定子。位置传感器22还被串联装配在纵摇轴26上且能够发送代表在该轴26上的操作杆21的角位置θp的位置信号29。应当理解，小手柄的每个轴26、27还可包括“被动”构件，如被连接到框体28的弹簧或减震器。
以对称的方式，专用于副飞行员的小手柄30包括：操纵杆31、扭力传感器34，所述扭力传感器提供代表由副飞行员在该操纵杆31上执行的扭力值Fcp的测量力信号45、易于相对箱体35的框体38围绕纵摇轴36旋转驱动操纵杆31的至少一个电马达33、以及发送代表副驾驶员的操纵杆31围绕纵摇轴36的角位置θcp的位置传感器32。
在表示于图2的实施例中，仅详细描述相关每个引航机构的纵摇轴26、36的传感器和马达，可以理解的是横摇轴27、37也具有相似的传感器和马达。另外，注意到通常还在带有冗余的每个轴上重设不同的传感器和马达。
所示的引航装置还包括两个飞行电子控制信息系统40、41，根据由与每个小手柄20、30相关联的位置传感器22、32发送的位置的初始信号29、39，根据预设的控制法则和本身已知的方法生成管理飞行器深度和横摇度的致动器43的控制信号42。每个飞行电子控制信息系统40、41被连接到两个小手柄20、30，以接收由不同传感器发送的初始信号29、39、44、45，以及在适当情况下，根据每个小手柄20、30的每个轴传送马达23、33的控制信号。
在根据本发明的引航装置中，每个飞行电子控制信息系统40、41另外还包括：调节接收自两个小手柄20、30的传感器的初始信号29、39、44、45的调节模块50、51、以及制订操舵致动器43的控制信号42的主模块52、飞行员小手柄20的至少一个监控模块53，用于制订监控该小手柄20运行的监控信号55，以及监控副飞行员小手柄30的至少一个监控模块54，用于制订监控该小手柄30的监控信号56。
图4更确切地表示飞行员小手柄20的运行监控方法和装置的实施例，重设相同的方法和相同的装置以监控副飞行员小手柄30的运行。
如从图4可见，电机箱25合并有每个力反馈马达23的控制单元60，该控制单元60传送每个力反馈马达23的供电的信号、即力反馈信号65。更具体地，该控制单元60合并有接收由力传感器24发送的测量力信号44的伺服逻辑单元66，和任选地，接收由位置传感器22发送的信号29，该伺服逻辑单元66发送力定值信号67给逻辑电路68，逻辑电路68制订控制力反馈马达23的逻辑信号69，由电源电路64的输入端供应逻辑信号69，电源电路64发送力反馈马达23的供电信号65。
由两个飞行电子控制信息系统40、41制订的监控飞行员小手柄20的信号55被提供给电机箱25中的OU逻辑门61，OU逻辑门61的输出端70控制被串联安装在向每个力反馈的马达23供电的电源电路64的供电线路63上。每个监控模块53被用于根据在引航机构的至少一个监控参数的理论值和由与至少一个引航机构相关联的传感器发送的测量信号之间的比较结果来发送禁止力反馈的马达23的供电信号65的监控信号55。
选择每个理论值、测量信号和比较逻辑以能够检测在该引航机构的轴26、27中的一个和/或另一个上的引航机构的运行故障。
图5和6表示出通过飞行员小手柄20的监控模块53在纵摇轴26或横摇27、即监控轴上实施该比较逻辑的两种实施例(其可由监控模块同时实施)。
在图5的第一种变化形式中，其实施位置监控，由飞行员小手柄20的传感器24发送以用于轴监控的力信号44和由飞行员小手柄30的传感器34发送以用于轴监控的力信号45被提供给加法器71，加法器71结合这些信号，以发送在逻辑模块73的输入端供应的测量力信号72，逻辑模块73应用存储于飞行电子控制系统40的存储器中的预设控制法则，电子控制系统40将所应用的力连接到在围绕监控轴的该操纵杆21的理论角位置上的小手柄20的操纵杆21。
由两个小手柄20、30的联接信号81控制的串行开关80在开启时能够解联接两个小手柄，仅使用来自飞行员的小手柄20的力信号44，以监控该小手柄20。当开关80闭合时，测量力信号44、45，以在监控逻辑中使用两个小手柄44、45。通过飞行电子控制系统40制订和发送联接信号81。
因此逻辑模块73发送围绕监控轴的操纵杆21的理论位置信号74。该理论位置信号74被供应给调节模块75的输入端，调节模块75应用表示引航机构机械响应的传输功能，机械响应更具体地为其缓冲和其惯力(由在操纵机构中被编程的)，其实际上可为表示惯力-弹簧-减震器系统的二阶传递函数。调节模块75发送对应的角位置定值信号76。该位置定值信号76通过比较器77与由位置传感器22发送的位置信号29进行比较，该比较器77在信号76、29之间执行差Δθ，以发送表示该差Δθ的信号并提供给比较器79的输入端，比较器79根据差绝对值|Δθ|发送监控信号55。
如果该绝对值|Δθ|大于存储的预设阈值，对监控信号55配置高电平，以开启开关62并禁止力反馈的马达23的电源电路64的电源63。而且，不再向力反馈的马达23供电。
如果绝对值小于所述存储的预设阈值，对监控信号55配置低电平，尤其基本为零，以使开关62保持闭合，通过电源63向电源电路64供电。从而力反馈的马达23是运行的。自然地，可在比较器79中使用与上述相反的逻辑。
在图6的实施变化形式中，其实施力的监控，由加法器71发送的力的测量信号72被发送给比较器85的负输入端，比较器85在由逻辑模块87制订的理论力信号86的正输入端上。逻辑模块87在输入端上接收来自小手柄20的角位置传感器22的位置θp信号29。这些位置信号29被传输给第一参考表90，以应用存储的预设法则将操纵杆21的角位置力关联于应用在该操纵杆21上的力，进而根据位置θp供应第一静态理论力值91。
而且，位置θp的信号29被相对时间在第一分流器92中分流，以将对应的速度信号93供应给操纵杆21的角位移速度ω。这些速度信号93被传输给第二参考表94，以应用存储的预设法则将角速度关联于应用在该操纵杆21上的力，进而根据操纵杆21的角位移速度ω供应第二静态理论力值95。
以相同方式，角速度信号93优选地供应给第二分流器96，第二分流器96分流表示操纵杆21的角加速度的加速信号98。这些加速信号98被传输给第三参考表99，以应用存储的预设法则将操纵杆21的角加速度γ关联于应用在该操纵杆21上的力，进而供应对应于操纵杆21惯力的第三静态理论力值100。
这三个理论力值91、95、100接下来被加到加法器101中，以供应表示应用于操纵杆21的总理论力的信号86。
比较器85的输出端供应表示在测量力信号72和理论力信号86之间的差ΔF的信号102。表示力差ΔF的这些信号102被提供给调节模块103的输入端，调节模块103应用表示引航机构力反馈响应的动态的传输功能，其实际上可为二阶传递函数。调节模块103发送表示力错误εF的信号104。这些力错误εF被提供给比较器105的输入端，比较器105根据力错误绝对值|εF|发送监控信号55。
如果力错误绝对值|εF|大于存储的预设阈值，监控信号55被配置高电平，以开启开关62并禁止力反馈的马达23的电源电路64的电源63。而且，不再向力反馈的马达23供电。
如果力错误绝对值|εF|小于存储的预设阈值，监控信号55被配置低电平，尤其基本为零，以使开关62保持闭合，通过电源63向电源电路64供电。从而力反馈的马达23是运行的。自然地，可在比较器79中使用与上述相反的逻辑。
相对上面的描述和附图所表示的实施例，本发明可作出多种实施变化形式。更具体地，在逻辑电路和参考表中实施的不同法则可作为多种变化形式的目的。实施于不同模块和比较器中的逻辑可更加复杂和/或被等同的逻辑全部或部分地代替。另外，实施的控制逻辑可作为多种变化形式的目的，该监控可为直接监控，在多个引航机构和/或多个自由轴或角度之间全部或部分地交叉，具有或多或少复杂的自动性和调节性，在开环和/或闭环上。对于生成监控信号，在该致动马达被飞行电子控制信息系统供电时，所选定的监控动作可为中断和建立致动马达的电供应。同样地，本发明可以多种不同应用为目的，用于除小手柄之外的其它引航机构，例如用于飞行器或油门控制的偏航控制踏板。
Claims (14)
1.一种飞行器引航装置运行的监控方法包括：
-至少一个引航机构(20、30)，
-至少一个飞行电子控制信息系统(40、41)，适用于根据预设控制法则、至少根据由与每个引航机构相关联的传感器发送的初始信号来生成飞行器驾驶机构的致动器控制信号(23、33)，
所述运行监控方法适用于检测引航装置中的运行异常并生成对应的监控信号(55、56)，所述方法包括以下步骤：
-根据由与每个引航机构相关联的传感器发送的信号的至少一部分并且根据至少一种预设计算法则对至少一个引航机构(20、30)的至少一个运行参数，即监控参数，的至少一个理论值进行计算，
-对于每个监控参数，对每个理论值与由与至少一个引航机构相关联的传感器发送的测量信号进行比较，
-根据每个理论值和所述测量信号之间的差选择监控动作，
其特征在于，根据所述初始信号的至少一部分计算所述至少一个理论值，并且所述方法通过被集成到飞行电子控制信息系统(40、41)中的至少一个监控模块(53、54)来实施。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在所述引航机构(20、30)的位置和施加至所述引航机构(20、30)的力中选择所述至少一个监控参数。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述初始信号包括由与引航机构相关联的位置传感器(22、32)发送的位置信号，将施加在引航机构上的力用作监控参数，通过所述监控模块(53、54)根据与力作用下的位置相关联的预设计算法则计算至少一个静态力的理论值。
4.根据权利要求2或3所述的方法，其特征在于，所述初始信号包括由与引航机构相关联的位置传感器(22、32)发送的位置信号，施加在引航机构的力被用作监控参数，通过所述监控模块(53、54)根据与力作用下的位置的时间导数相关联的预设计算法则计算至少一个缓冲力的理论值。
5.根据权利要求2到4其中一项所述的方法，其特征在于，所述初始信号包括由与引航机构相关联的位置传感器(22、32)发送的位置信号，将施加在引航机构上的力用作监控参数，通过所述监控模块(53、54)根据与力作用下的位置相对于时间的二阶导数相关联的预设计算法则计算至少一个惯性力的理论值。
6.根据权利要求3到5中任一项所述的方法，其特征在于，通过所述监控模块(53、54)计算至少一个力的理论值，所述至少一个力的理论值是所述静态力、缓冲力和惯性力理论值的代数和。
7.根据权利要求1到6中任一项所述的方法，其特征在于，所述引航装置包括至少一个引航机构的至少一个致动马达(23、33)和至少一个控制单元(60)，所述至少一个控制单元能够产生每个致动马达的控制信号，即力反馈信号，以生成对引航机构上模拟的力的反馈感应，并且通过所述至少一个控制单元的不同飞行电子控制信息系统的至少一个信息中央单元执行所述监控模块(53、54)，所述监控模块(53、54)适用于在每个理论值和所述测量信号之间的差的绝对值大于对应于运行异常的预设阈值时，禁止至少一个力反馈致动马达。
8.根据权利要求1到7中任一项所述的方法，其特征在于，使用二阶传递函数，以根据每个理论值和所述测量信号之间的差来设计误差信号。
9.一种飞行器引航装置，包括：
-至少一个引航机构(20、30)，
-至少一个飞行电子控制信息系统(40、41)，适用于根据预设控制法则、至少根据由与每个引航机构相关联的传感器发送的初始信号来生成飞行器驾驶机构的致动器控制信号，
-至少一个引航装置运行的监控模块(53、54)，用于检测引航装置中的运行异常并且生成对应的监控信号，且适用于：
-根据由与每个引航机构相关联的传感器发送的信号并且根据至少一种预设计算法则对至少一个引航机构的至少一个运行参数，即监控参数，的至少一个理论值进行计算，
-对于每个监控参数，对每个理论值与由与至少一个引航机构相关联的传感器发送的测量信号进行比较，
-根据每个理论值和所述测量信号之间的差选择监控动作，
其特征在于，所述至少一个监控模块(53、54)被集成到飞行电子控制信息系统(40、41)中，并且所述至少一个监控模块(53、54)适用于根据所述初始信号计算所述至少一个理论值。
10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，所述至少一个监控模块(53、54)适用于使用在引航机构的位置和施加在引航机构上的力之间选择的至少一个参数作为监控参数。
11.根据权利要求9或10所述的装置，其特征在于，所述引航装置包括至少一个引航机构的至少一个致动马达(23、33)和至少一个力反馈控制单元(60)，所述至少一个力反馈控制单元能够产生每个致动马达的控制信号，即力反馈信号，以生成对引航机构上模拟的力的反馈感应，并且通过所述至少一个力反馈控制单元的不同飞行电子控制信息系统的信息中央单元执行所述至少一个监控模块。
12.根据权利要求11所述的装置，其特征在于，所述装置包括可沿相同自由度移动的至少两个引航机构(20、30)，所述至少两个引航机构通过至少一个飞行电子控制信息系统(40、41)连接到相同的飞行器驾驶机构，且通过所述力反馈控制单元(60)彼此联接。
13.根据权利要求11或12所述的装置，其特征在于，在每个理论值和所述测量信号之间的差的绝对值大于对应于运行异常的预设阈值时，所述至少一个监控模块(53、54)适用于禁止至少一个力反馈致动马达。
14.一种包括根据权利要求9到13其中一项所述的引航装置的飞行器。
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