CN113443125B - 一种用于飞行器的高升力系统及其控制方法 - Google Patents

Abstract

公开了一种用于飞行器的高升力系统及其控制方法。襟缝翼电子控制装置（FSECU）可包括控制支路和监测支路。控制支路可基于从操纵器件上的传感器接收的操作输入信号来生成控制命令，并将控制命令提供给位于动力驱动装置上的第一远程控制电子设备（SPREU），SPREU基于该控制命令使得动力驱动装置的第一马达驱动缝翼或襟翼运动。监测支路连接至位于缝翼或襟翼上的第二远程控制电子设备（SREU），SREU接收缝翼或襟翼上的传感器反馈的状态信号并将该状态信号提供给监测支路，监测支路由此监控缝翼或襟翼的状态。

Description

一种用于飞行器的高升力系统及其控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器领域，尤其涉及一种用于飞行器的高升力系统及其控制方法。

背景技术

现代大型飞机的高升力系统包括位于机翼前缘的缝翼和位于机翼后缘的襟翼。高升力系统还包括用于控制缝翼和襟翼运动的控制系统。在飞机起飞、着陆等低速阶段通过前缘缝翼和后缘襟翼的向外伸出、向下弯曲来增大机翼面积及改变构型并由此提供飞机升力，以保证飞机合理的滑跑距离和安全的起飞速度，同时改善飞机爬升率、进场速率及进场姿态。

高升力系统典型的操纵顺序如下：飞行员移动襟/缝翼操纵手柄（Flap/SlatControl Lever，FSCL）到达指令卡位后停止，襟缝翼电子控制装置（Flap/SlatElectronics Control Unit，FSECU）检测到有效的手柄指令信号并经过内部处理解析后，再发出指令信号给动力驱动单元（Power Driver Unit，PDU）。PDU输出旋转扭矩，通过扭力管、轴承支座等传动线系部件传递给旋转齿轮作动器，进而驱动操纵面运动。位于翼尖的位置传感器（Position Sensor Unit，PSU）将操纵面的位置信号反馈给FSECU。当FSECU探测到操纵面到达指令位置的传感器信号后，发出指令信号让PDU停止输出扭矩，并发出指令信号给PDU上的刹车装置，抱死传动线系进而使操纵面保持在当前位置。当FSECU探测到翼面非对称、翼面欠速（作动器卡阻）等故障时，就会发出指令信号给翼尖刹车装置，抱死传动线系进而使操纵面保持在当前位置。

然而上述系统架构存在一定缺点。首先FSECU与被控设备之间使用了大量的电缆相连，例如屏蔽双扭绞线（14.52克/米）或屏蔽三扭绞线（19.26克/米）。以传感器为例，FSECU要为传感器提供激励电压，传感器要为FSECU提供反馈模拟信号。通过以下假设进行测算：

a) 位置传感器和倾斜传感器都使用Resolver。Resolver需要2根针脚作为激励电压，4根针脚做反馈电压；

b) 襟翼和缝翼的翼尖分别安装两个双通道的位置传感器；

c) 每块襟翼和缝翼翼面都安装两个双通道的倾斜传感器。

那么，对于70-90座的支线飞机，传感器与FSECU之间电缆线束的重量大约是13千克；对于120-150座的单通道飞机，传感器与FSECU之间电缆线束的重量大约是35千克；对于250-300座的双通道飞机，传感器与FSECU之间电缆线束的重量大约是95千克。因此随着机翼展长与弦长的不断增大，传感器与FSECU之间电缆线束的重量成非线性的增长，而且趋势非常显著。简而言之，高升力系统设备数量与接口增多，将导致使用的电缆更多。数量庞大的电缆使得安装变得复杂，对闪电和电磁干扰更加敏感。

另外，系统的可扩展性差。FSECU外形尺寸一般要符合ARINC600规范要求，因此其针脚数量受限。FSECU需要处理模拟信号、离散信号和数字信号。从成本和重量角度考虑，一旦系统内被控设备数量固定，则FSECU的输入输出的针脚数量就会固定，后期很难升级。如果需要增加针脚数量，则可能会导致FSECU尺寸突破现有规范的约束。

因此，本领域需要一种改进的用于飞行器的高升力系统及其控制方法。

发明内容

本发明提供了一种改进的用于飞行器的高升力系统及其控制方法。在一个方面，该高升力系统将FSECU和远程控制电子设备（Remote Electronics Unit，REU）组成闭环，通过数字总线交换数据，利用REU来传输控制指令信号并采集各种传感器信号、控制PDU和翼尖刹车装置（WTB）等系统，较少地使用电缆，并且具有可扩展性。

在另一方面，该高升力系统可具有两个层级的系统故障监测机制，通过将FSECU和REU组成两个物理隔离的控制闭环和监测闭环，从而采用两级故障监控机制响应于不同的类型的故障。FSECU可通过REU让刹车装置上锁，或是REU超控FSECU让刹车装置上锁，使翼面保持在被锁定位置，提高了飞行系统安全性。

在本发明的一个实施例中，提供了一种用于飞行器的高升力系统，其包括：安装在所述飞行器的机翼上的缝翼或襟翼；用于驱动所述缝翼或襟翼的动力驱动装置；襟缝翼电子控制装置（FSECU1），所述襟缝翼电子控制装置包括控制支路和监测支路；位于所述动力驱动装置上并且连接至所述控制支路的第一远程控制电子设备（SPREU1），其中所述控制支路基于从所述操纵器件上的传感器接收的操作输入信号来生成控制命令，并将所述控制命令提供给所述第一远程控制电子设备（SPREU1），所述第一远程控制电子设备基于所述控制命令使得所述动力驱动装置的第一马达驱动所述缝翼或襟翼运动；以及位于所述缝翼或襟翼上并且连接至所述监测支路的第二远程控制电子设备（SREU1），其中所述第二远程控制电子设备接收所述缝翼或襟翼上的传感器反馈的状态信号并将所述状态信号提供给所述监测支路，所述监测支路监控所述缝翼或襟翼的状态。

在一方面，所述第一远程控制电子设备（SPREU1）经由数字总线连接至所述控制支路，其中所述第一远程控制电子设备从所述控制支路接收数字化的控制命令并将所述控制命令转换成模拟信号以使得所述动力驱动装置的第一马达驱动所述缝翼或襟翼运动，并且所述第二远程控制电子设备（SREU1）将所述缝翼或襟翼上的传感器反馈的模拟或离散格式的状态信号转换成数字化的状态信号，并将所述数字化的状态信号提供给所述监测支路。

在一方面，所述第一远程控制电子设备（SPREU1）基于所述动力驱动装置上的传感器检测到的状态信号来确定是否发生翼面非指令或翼面超速，并且在检测到翼面非指令或翼面超速时超控所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）使所述动力驱动装置的第一马达刹车。

在一方面，所述高升力系统还包括：安装在所述缝翼或襟翼上的翼尖刹车装置，其中所述第二远程控制电子设备（SREU1）基于在所述缝翼或襟翼上的传感器检测到的状态信号来确定是否发生翼面欠速或脱开/倾斜故障，并且在检测到翼面欠速或脱开/倾斜故障时超控所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）使所述翼尖刹车装置刹车。

在一方面，所述缝翼或襟翼上安装有位置传感器和倾斜传感器，其中所述第二远程控制电子设备（SREU1）将所述位置传感器和倾斜传感器生成的信号传递给所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）的监测支路。

在一方面，所述高升力系统还包括：第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2），所述第二襟缝翼电子控制装置包括第二控制支路和第二监测支路；位于所述动力驱动装置上并且连接至所述第二控制支路的第三远程控制电子设备（SPREU2），其中所述第二控制支路基于从所述操纵器件上的传感器接收的操作输入信号来生成第二控制命令，并将所述第二控制命令提供给所述第三远程控制电子设备（SPREU2），所述第三远程控制电子设备基于所述第二控制命令使得所述动力驱动装置的第二马达驱动所述缝翼或襟翼运动；以及位于所述缝翼或襟翼上并且连接至所述第二监测支路的第四远程控制电子设备（SREU2），其中所述第四远程控制电子设备接收所述缝翼或襟翼上的传感器反馈的第二状态信号并将所述第二状态信号提供给所述第二监测支路，所述第二监测支路监控所述缝翼或襟翼的状态。

在一方面，所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）与所述第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2）通过总线交换数据，其中所述第一远程控制电子设备（SPREU1）、第二远程控制电子设备（SREU1）、第三远程控制电子设备（SPREU2）、第四远程控制电子设备（SREU2）通过所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）和所述第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2）来彼此交换数据。

在一方面，所述第三远程控制电子设备（SPREU2）基于所述动力驱动装置上的传感器检测到的状态信号来确定所述动力驱动装置是否发生翼面非指令或翼面超速，并且在检测到翼面非指令或翼面超速时超控所述第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2）使所述动力驱动装置的第二马达刹车。

在一方面，所述高升力系统还包括：安装在所述缝翼或襟翼上的第二翼尖刹车装置，其中所述第四远程控制电子设备（SREU2）基于在所述缝翼或襟翼上的传感器检测到的状态信号来确定是否发生翼面欠速或脱开/倾斜故障，并且在检测到翼面欠速或脱开/倾斜故障时超控所述第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2）使所述第二翼尖刹车装置刹车。

在一方面，所述高升力系统还包括：位于所述操纵器件上的第五远程控制电子设备（LREU），其将所述操纵器件上的传感器生成的模拟格式的操作输入信号转换成数字化的操作输入信号，并将所述数字化的操作输入信号传递给所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）的控制支路和监测支路。

在一方面，所述控制支路还经由数据总线接收来自交联系统的信号以及来自其他控制支路的状态和指令。

在本发明的一个实施例中，提供了一种飞行器，其包括如上任一项所述的高升力系统。

在本发明的一个实施例中，提供了一种用于飞行器的高升力系统的控制方法，其包括：在襟缝翼电子控制装置（FSECU1）的控制支路中基于从操纵器件上的传感器接收的操作输入信号来生成控制命令；将所述控制命令提供给位于动力驱动装置上的第一远程控制电子设备（SPREU1），所述第一远程控制电子设备基于所述控制命令使得动力驱动装置的第一马达驱动所述飞行器的机翼上的缝翼或襟翼运动；以及在位于所述缝翼或襟翼上的第二远程控制电子设备（SREU1）中接收所述缝翼或襟翼上的传感器反馈的状态信号，并将所述状态信号提供给所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）的监测支路，所述监测支路监控所述缝翼或襟翼的状态。

在一方面，所述用于飞行器的高升力系统的控制方法还包括：所述第一远程控制电子设备（SPREU1）基于所述动力驱动装置上的传感器检测到的状态信号来确定是否发生翼面非指令或翼面超速，并且在检测到翼面非指令或翼面超速时超控所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）使所述动力驱动装置的第一马达刹车。

在一方面，所述用于飞行器的高升力系统的控制方法还包括：所述第二远程控制电子设备（SREU1）基于在所述缝翼或襟翼上的传感器检测到的状态信号来确定是否发生翼面欠速或脱开/倾斜故障，并且在检测到翼面欠速或脱开/倾斜故障时超控所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）使所述缝翼或襟翼上的翼尖刹车装置刹车。

在一方面，所述用于飞行器的高升力系统的控制方法还包括：在第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2）的第二控制支路中基于从所述操纵器件上的传感器接收的操作输入信号来生成第二控制命令，并将所述第二控制命令提供给位于所述动力驱动装置上的第三远程控制电子设备（SPREU2），所述第三远程控制电子设备基于所述第二控制命令使得所述动力驱动装置的第二马达驱动所述缝翼或襟翼运动；以及在位于所述缝翼或襟翼上的第四远程控制电子设备（SREU2）中接收所述缝翼或襟翼上的传感器反馈的第二状态信号并将所述第二状态信号提供给所述第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2）的第二监测支路，所述第二监测支路监控所述缝翼或襟翼的状态。

附图说明

图1是根据本发明一个实施例的具有高升力系统的飞机的示意图。

图2是根据本发明一个实施例的FSCL的示意图。

图3是根据本发明一个实施例的FSCL信号传输路径示意图。

图4是根据本发明一个实施例的高升力系统的架构示意图。

图5是根据本发明一个实施例的FSECU缝翼通道与SREU连接关系。

图6是根据本发明一个实施例的控制闭环与监测闭环的示意图。

图7是根据本发明另一个实施例的高升力系统的架构示意图。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，但不应以此限制本发明的保护范围。

本发明提供了一种改进的用于飞行器的高升力系统及其控制方法。图1是根据本发明一个实施例的具有高升力系统的飞机的示意图。高升力系统可包括位于机翼前缘的缝翼和位于机翼后缘的襟翼、襟缝翼操纵器件（例如操纵手柄FSCL）、襟缝翼电子控制装置（FSECU）、多台远程控制电子设备（REU）、各种传感器（例如位置传感器、倾斜传感器等）以及必要的动力驱动装置（例如包括一个或多个马达）、传动线系部件、作动器等。REU可安装在襟缝翼操纵手柄、襟缝翼的动力驱动单元（PDU）和翼尖刹车装置（WTB）上，通过将FSECU与REU组成闭环，利用REU采集各种传感器信号（包括襟缝翼操纵器件的输入）并传输控制指令，来控制PDU和WTB等设备。在高升力系统内可以有一个或多个FSECU（例如，FSECU1和FSECU2）和多个REU，每个REU内部可分为两个通道，通道1连接FSECU1，通道2连接FSECU2。在一个实施例中，各种PDU可具有相同或相似结构。在另一个实施例中，REU可分为两种类型，为硬件非相似设计。例如，I型安装在襟缝翼操纵手柄、PDU左侧马达和左侧机翼的WTB上；II型安装在PDU右侧马达和右侧机翼的WTB上。REU可通过针脚位置的不同组合，自动判断安装位置，并将激活对应的软件版本。

图2是根据本发明一个实施例的FSCL的示意图。

襟缝翼操纵手柄（FSCL）可包括一个机械组件和测量该机械组件位移的传感器单元。襟缝翼操纵手柄的基本机械组件包括把手、拉杆（例如，带力感装置）、槽型导轨等。机械组件可以与传感器单元通过“共轴”的方式联结在一起。在一个实施例中，襟缝翼操纵器件可以仅包括襟缝翼操纵手柄，而不包括备用开关。在其他实施例中，襟缝翼操纵器件可以包括襟缝翼操纵手柄和备用开关。

在一个实施例中，襟缝翼操纵手柄可包括两个手柄传感器单元（Lever SensorUnit，LSU），分别安装在机械组件的两侧。测量手柄机械位移的传感器可以是旋转可变差动变压器（Rotary Variable Differential Transformer，RVDT）、电位计或是光电编码器等形式的传感器。本方案优选采角位移传感器RVDT。该类型传感器的优点是采用非接触设计，具有精度高、寿命长的特点，可实现360度转动测量。

在一个实施例中，每个传感器单元可包括2个传感器。例如，左侧手柄传感器单元LSU1可包括两个RVDT，分别记为RVDTA和RVDTB，右侧手柄传感器单元LSU2可包括两个RVDT，分别记为RVDTC和RVDTD。

应注意，图2中仅示出FSCL的一个示例，在具体实践中可以采用其他形式的襟缝翼操纵手柄和配套的传感器组件，这些传感器组件可具有合适的类型和数量，以提供期望的襟缝翼操纵输入信号。

图3是根据本发明一个实施例的FSCL信号传输路径示意图。FSCL上的传感器检测到的信号可经由REU 301传递至FSECU。

参照图2的示例，每个FSCL传感器可以是双通道传感器。在一个实施例中，将左侧手柄传感器单元设置为LSU1，LSU1的两个RVDT分别设置为RVDTA和RVDTB；右侧手柄传感器单元设置为LSU2，LSU2的两个RVDT分别设置为RVDTC和RVDTD。进一步地，RVDTA的通道1和通道2可分别记为RVDTA1和RVDTA2，RVDTB的通道1和通道2可分别记为RVDTB1和RVDTB2，RVDTC的通道1和通道2分别记为RVDTC1和RVDTC2，RVDTD的通道1和通道2分别记为RVDTD1和RVDTD2。

REU 301可分为两个通道，通道1将左侧手柄传感器单元RVDTA和RVDTB连接至FSECU1，通道2将右侧手柄传感器单元RVDTC和RVDTD连接至FSECU2。

REU 301的每个通道内部分为控制支路（Control Lane或简称CON支路）和监测支路（Monitor Lane，或简称MON支路）。CON支路和MON支路物理隔离，并都有各自的电接头(Connector)。在一个实施例中，REU 301的MON支路连接设备上的传感器，采集设备的位置，或是“开/闭”的状态信息。通道1的MON支路采集手柄左侧手柄传感器单元的4路RVDT信号，转换成数字信号后，发送给FSECU1。通道2的MON支路采集手柄右侧手柄传感器单元的4路RVDT信号，转换成数字信号后，发送给FSECU2。

通道1的CON支路采集手柄左侧手柄传感器单元的4路RVDT信号，并转换成数字信号。MON支路校核这些数字信号转换是否正确。如果某一数字信号转换正确，则MON支路给该数字信号标记为“有效”。如果某一数字信号转换错误，则MON支路给该数字信号标记为“无效”。MON支路将这些数字信号连同标记一起发送给FSECU1。

通道2的CON支路采集手柄右侧手柄传感器单元的4路RVDT信号，并转换成数字信号。MON支路校核这些数字信号转换是否正确。如果某一数字信号转换正确，则MON支路给该数字信号标记为“有效”。如果某一数字信号转换错误，则MON支路给该数字信号标记为“无效”。MON支路将这些数字信号连同标记一起发送给FSECU2。

襟/缝翼电子控制装置FSECU可被划分为一个襟翼通道（Flap Channel）和一个缝翼通道（Slat Channel）。两个通道通过物理方式进行隔离。每个通道划分控制支路（CONlane）与监测支路（MON lane），控制支路和监测支路可以是分开的或物理隔离的。在一个实施例中，控制支路和监测支路分别有自己独立的输入输出模块，而不是共享一个输入输出模块，输入输出模块可由一个FPGA来实现。

控制支路的FPGA一般可分为三个区域，分别使用不同的数字总线形式处理以下三类数据：

a)来自航电ADFX网络的ARINC664总线数据，解析交联系统的信号；

b)来自REU的ARINC429总线数据，解析高升力系统内部的传感器信号以及零部件的状态；

c)来自其他通道控制支路的CAN总线数据，解析其他通道的状态与计算的指令。

监测支路的FPGA一般可分为两个区域，仅处理来自REU的ARINC429总线数据和其他通道监测支路的CAN总线数据。

同一通道的控制支路和监测支路可通过内部的通信总线交换数据。一般地，通信总线可位于该通道的母板上。

FSECU通过安装在襟缝翼操纵手柄上的REU（记为LREU）获取传感器信号，如下表所示。

在一个实施例中，一侧FSECU通过数字总线与交联系统、对侧FSECU以及对应侧的REU进行通信，交换数据。总线可以是ARINC664总线、ARINC429总线、MIL1533B总线、CAN总线、RS485总线或是其他类型的数字总线。如果飞机航电系统使用ADFX网络，则FSECU可优选使用ARINC664总线直接从ADFX网络获取交联系统数据，例如空速、迎角与轮载信号。在一个实施例中，优选使用CAN总线作为FSECU通道间的通信总线，优选ARINC429总线作为FSECU通道与REU之间的通信总线。

图4是根据本发明一个实施例的高升力系统的架构示意图。两台FSECU与若干台REU构成一个数字网络。FSECU是该数字网络的核心设备，REU是节点设备。高升力系统通过REU连接系统内部的各类装置，包括襟缝翼操纵手柄（相关联的REU记为LREU）、动力驱动装置PDU（相关联的REU记为SPREU或FPREU）、翼尖刹车装置WTB（相关联的REU记为SREU或FREU）以及传感器等。PDU可安装在机体中或者在一些情况下可安装在缝翼或襟翼上，PDU输出的旋转扭矩通过传动线系部件传递给作动器，进而驱动相应的缝翼或襟翼运动。PDU上可安装有刹车装置，用于在完成驱动至目标位置或检测到故障或异常时使得PDU刹车（例如，锁定在当前位置）。翼尖刹车装置WTB可安装在翼面最外侧两个作动器之间的位置，用于在检测到故障或异常时将翼面锁定在当前位置。作为示例而非限定，这两种刹车装置可以采用POB（能源切断式刹车），即液压被切断后，自动抱死。高升力系统还可以通过增加更多的REU来连接更多的设备，因此该架构具有较好的可扩展性和灵活性。

FSECU作为核心设备，负责依据手柄信号、交联系统传感器信号、系统内部传感器信号生成翼面的运动指令。当系统发生非对称故障时，FSECU会通过REU给翼尖刹车装置上锁，将翼面锁定在当前位置。FSECU还为高升力系统内部的REU供电。

REU有三个作用：1）负责采集系统内部所有传感器的模拟信号与离散信号，转化成数字信号反馈给FSECU；2）将FSECU的指令信号转化为模拟信号，发送给PDU和WTB等装置；3）如果系统发生翼面超速、非指令、欠速与脱开/倾斜故障，REU超控FSECU给PDU上刹车装置或是WTB停止供电，将刹车装置或WTB将翼面锁定在当前位置。REU还为各类刹车装置和各类传感器供电。

安装在PDU（例如，PDU马达）上的REU（例如，SPREU或FPREU）可具有单个通道，该单个通道与对应的FSECU通道相连接。该REU通道的CON支路负责控制PDU的马达与刹车，MON支路为PDU上的位置传感器提供电源激励，采集并解析位置传感器的信号。在一个示例中，PDU上位置传感器可使用Resolver（“解算器”）形式。

图4示出了缝翼PDU和襟翼PDU各自包括两个马达。单个马达可以驱动襟翼或缝翼做半速运动，两个马达同时运动，可以驱动襟翼或缝翼做全速运动。在其他实施例中，PDU可包括单个马达或者更多个马达。在多个马达用于驱动单个翼面运动的情况下，这些马达可以是相同的或不同的。

如果MON支路判断翼面在2秒钟之内到达指令位置时，就会通知CON支路以一定的减速率让刹车装置将马达刹停。REU的CON支路会将翼面的位置信息反馈给FSECU通道的CON支路。

一般地，REU的CON支路和MON支路同时接收FSECU的舵面位置指令信号（数字信号形式）。CON支路将FSECU的指令转化为PDU马达的运转指令（模拟信号形式）。MON支路同时进行计算，并对CON支路的输出指令进行校核。如果MON支路计算的结果和CON支路计算的结果一致，CON支路将发送指令给马达。

在一个示例中，如果马达是液压类型的，则REU的CON支路可按照如下顺序发送指令：

1) CON支路发送“使能”信号，将电磁阀打开，给液压阀块供压；

2) CON支路发送“刹车释放”信号给PDU刹车装置上的电磁阀；

3) CON支路发送“速度指令”信号给电液伺服阀，控制液压马达的运转速度与运转方向。

为了保证翼尖刹车装置WTB的最大响应速度，可在缝翼或襟翼上（例如，靠近WTB或者在WTB上）安装REU（记为SREU或FREU）。因为位置传感器一般安装在传动线系部件的末端，所以REU离位置传感器也比较近。安装在WTB上的REU可具有两个通道，通道1与WTB的通道1、翼尖位置传感器PSU的通道1、倾斜传感器的通道1相连；通道2与WTB的通道2、翼尖PSU的通道2、倾斜传感器的通道2相连。REU的两个通道都与对应一侧FSECU通道相连。

该REU上两个通道的CON支路都控制刹车装置上的电磁阀。MON支路采集以下三类信号，并反馈给FSECU：

1）WTB上的接近传感器信号，监测电磁阀的通断状态；

2）翼尖PSU的信号；

3）各个作动器站位上的倾斜传感器的信号。

高升力系统还包括安装在襟翼和缝翼上的各种传感器，用于检测襟翼和缝翼的位置和运动。这些传感器采集的信号通过REU进行转换后传递至FSECU。

图5是根据本发明一个实施例的FSECU缝翼通道与SREU连接关系。

在一个实施例中，高升力系统可包括多个（例如，4个）翼尖位置传感器（PositionSensor Unit，PSU）。PSU可安装在襟翼传动线系和缝翼传动线系的末端。REU可为PSU提供电压激励，PSU探测传动线系输出轴的转速变化，其可以指示翼尖位置。

高升力系统可包括多个襟翼倾斜传感器。例如，一个襟翼翼面可设置两个滑轨，安装2个倾斜传感器，整个高升力系统可安装例如总共8个襟翼倾斜传感器。REU可为襟翼倾斜传感器提供电压激励，并通过比较多个滑轨（即站位）上的传感器检测值来判断襟翼是否发生倾斜。襟翼倾斜传感器可包括Resolver或RVDT等。

高升力系统可包括多个缝翼倾斜传感器。缝翼倾斜传感器可通过检测翼面之间的相对移动来确定缝翼倾斜度。作为示例而非限定，缝翼倾斜传感器可以是钢索式（Lanyard）、撞击销（Pin）或是RVDT等。

如图5所示，缝翼上安装的左侧翼尖位置传感器、一个或多个（例如，n个）左侧倾斜传感器的两个通道可分别经由SREU1的两个通道连接至FSECU1的缝翼通道，而缝翼上安装的右侧翼尖位置传感器、一个或多个（例如，n个）右侧倾斜传感器的两个通道可分别经由SREU2的两个通道连接至FSECU2的缝翼通道。

高升力系统还可包括翼尖刹车装置。翼尖刹车包含有两个控制通道，通道上的作动器EHSV阀由对应的REU通道控制，即通道1的EHSV由REU的通道1控制，通道2的EHSV由REU的通道2控制。

图6是根据本发明一个实施例的控制闭环与监测闭环的示意图。

因为在FSECU通道内部，控制支路与监测支路是物理隔离的，所以控制支路和监测支路能够分别与高升力系统内部的其他零部件构成两个伺服控制环，分别称为系统控制闭环和系统监测闭环。上述两个闭环也是物理隔离的。

a)系统控制闭环

控制闭环可包括操纵器件（例如，操纵手柄）的一路传感器、FSECU缝（襟）翼通道CON支路、安装在PDU上的REU、PDU对应侧的马达（液压或是电机）、刹车装置与位置传感器、传动线组件（包括扭力管、角齿轮箱与轴承支座等部件）和作动器等。

b)系统监测闭环

监测闭环可包括操纵器件的一路传感器，FSECU缝（襟）翼通道MON支路、安装在WTB上的REU、WTB、倾斜传感器和翼尖位置传感器等。

控制支路依据操纵器件输入信号和飞机传感器信号（包括空速、轮载信号、迎角等）计算翼面的运动指令。监测支路依据操纵器件输入信号和飞机传感器信号（包括空速、轮载信号、迎角等）计算翼面的运动指令。监测支路对控制支路计算的指令进行校核，如果相同，允许控制支路发送指令；如果不同，不允许控制支路发送指令，并触发看门狗指令，使所在的通道进入失效-安全模式。

FSECU的一个通道（例如，图4中的SLAT1、FLAP1、SLAT2、或FLAP2）将按照以下步骤进入失效-安全模式：

a)将本通道状态标识字设置为“失效”，发送给其他三个通道；

b)本通道将该故障写入NVM中，并标识故障类型；

c)本通道将不再解析外部传感器信号，停止向外发送信号。

参见图3-6，在本发明的一个实施例中，由FSECU1缝翼通道SLAT1和FSECU2缝翼通道SLAT2共同管理缝翼操纵系统；FSECU1襟翼通道FLAP1和FSECU2襟翼通道FLAP2共同管理襟翼操纵系统。但在其他实施例中，可以仅包括单个FSECU或者可包括更多个FSECU。

在缝翼操纵系统中，由FSECU1缝翼通道SLAT1通过总线（例如ARINC429总线）分别与左侧缝翼WTB上的REU（设置为SREU1）和缝翼PDU上的REU（设置为SPREU1）进行通信；由FSECU2缝翼通道SLAT2通过总线（例如ARINC429总线）分别与右侧缝翼WTB上REU（设置为SREU2）和缝翼PDU上的REU（设置为SPREU2）进行通信。

SREU1和SREU2之间可以没有总线相连，但是因为FSECU1缝翼通道和FSECU2缝翼通道之间会交换数据，所以SREU1可以获取SREU2和SPREU1的信息；SREU2可以获取SREU1和SPREU2的信息。

SREU1有两个通道，通道1采集的信息会提供给FSECU1缝翼通道，通道2采集的信息会由FSECU1缝翼通道传递给FSECU2缝翼通道。同样地，SREU2有两个通道，通道1采集的信息会由FSECU2缝翼通道传递给FSECU2缝翼通道，通道2采集的信息会提供给FSECU2缝翼通道。

SREU1获取的信息至少包括如下数据：

SREU2获取的信息至少包括如下数据：

FSECU1缝翼通道经由SPREU1控制相应缝翼的马达1，FSECU2缝翼通道经由SPREU2控制该相应缝翼的马达2，马达1和马达2共同控制该缝翼的运动。SPREU1和SPREU2之间没有总线相连，不能彼此直接通信。

在襟翼操纵系统中，由FSECU1襟翼通道FLAP1通过总线（例如ARINC429总线）分别与左侧襟翼WTB上REU（设置为FREU1）和襟翼PDU上的REU（设置为FPREU1）进行通信；由FSECU2襟翼通道FLAP2通过总线（例如ARINC429总线）分别右侧襟翼WTB上REU（设置为FREU2）和襟翼PDU上的REU（设置为FPREU2）进行通信。

FREU1和FREU2之间可以没有总线相连，但是FREU1可通过FSECU1襟翼通道获取FREU2和FPREU1的信息；FREU2可通过FSECU2襟翼通道获取FREU1和FPREU2的信息。

FREU1有两个通道，通道1采集的信息会提供给FSECU1襟翼通道，通道2采集的信息会由FSECU1通道传递给FSECU2襟翼通道。同样地，FREU2有两个通道，通道1采集的信息会由FSECU2襟翼通道传递给FSECU2襟翼通道，通道2采集的信息会提供给FSECU2襟翼通道。

FREU1获取的信息至少包括如下数据：

FREU2获取的信息至少包括如下数据：

FSECU1襟翼通道经由FPREU1控制相应襟翼的马达1，FSECU2襟翼通道经由FPREU2控制该相应襟翼的马达2，马达1和马达2共同控制该襟翼的运动。FPREU1和FPREU2之间没有总线相连，不能彼此直接通信。

根据本发明的一个实施例，该高升力系统将FSECU和REU组成闭环，通过数字总线交换数据，可以较少地使用电缆。作为示例而非限定，对于120-150座的单通道飞机，现有技术中传感器与FSECU之间电缆线束的重量大约是35千克。经过测算，根据本发明采用REU的高升力系统的线束重量大约会减少15至18千克，即为17至20千克。

图7是根据本发明另一个实施例的高升力系统的架构示意图。在本实施方式中，高升力系统不使用独立的控制器（例如，图4的FSECU）。相反，高升力系统功能可驻留在飞行控制电子装置中（包括飞行控制模块Flight Control Module（FCM）、作动器控制电子（Actuator Control Electronics，ACE））。例如，图5中的缝翼通道1、缝翼通道2可实现在FCM中。

FCM、ACE与若干台REU构成一个数字网络。一般地，该网络可以有3台FCM与4台ACE。FCM与ACE是该数字网络的核心设备，REU是节点设备。ACE之间没有总线连接，因此不能直接交换数据。ACE与FCM通过数字总线相连，仅能通过FCM交换彼此的数据。在本方案中，高升力系统的自动功能（例如载荷减缓、自动收回等）可驻留在FCM中，而手动功能可驻留在ACE中。

与图4相似，REU连接系统内部的各类装置，包括襟缝翼操纵手柄、动力驱动装置、翼尖刹车装置以及传感器等并进行相应的信号传递，这里不再赘述。

FCM作为核心设备，负责依据手柄信号、交联系统传感器信号、系统内部传感器信号生成翼面的运动指令。当系统发生非对称故障时，ACE会通过REU给翼尖刹车装置上锁，将翼面锁定在当前位置。ACE或是飞控系统内部专用的供电设备为REU供电。

在高升力系统中主要存在以下五种类型的失效：

a) 翼面非指令，即翼面实际达到位置与襟缝翼手柄指令不一致；

b) 系统超速，即翼面的偏转速率超过预定的阈值；

c) 翼面非对称，即单块翼面与其他翼面未同步运动；

d) 翼面欠速（作动器卡阻）：翼面的偏转速率低于阈值，通常是因为作动器卡阻导致的；

e) 作动器脱开/翼面倾斜：单块翼面的一个作动器或是与机体连接的铰链卡阻，受外力影响而发生倾斜，或是某一个作动器本身内部发生卡阻（Jamming）或是自由轮转动（Free-Wheeling），而与此同时另一个作动器仍在驱动操纵面继续运动。

在本发明的一个实施例中，可使用至少三类传感器来为检测上述类型的失效，如下表所示：

a)由PDU上SPREU监测非指令故障；

SPREU通道的MON支路采集PDU上位置传感器数据，来判断翼面是否发生非指令。

例如，MON支路执行的算法是：

；

Ppdu是SPREU依据PDU上的位置传感器数据换算的翼面位置，Pcom是SPREU依据运动时间对翼面的预期位置。阈值Pth可以是合适的角度，如1度、1.5度或是更高，例如优选2度

如果条件成立，SPREU的MON支路会通知CON支路，CON支路会超控FSECU，将PDU上的对应侧刹车装置由“解锁”转为“上锁”。CON支路还会通过FSECU告知对侧FSECU的CON支路。对侧FSECU的CON支路会将PDU上的对应侧的刹车装置由“解锁”转为“上锁”。PDU被锁定，翼面停留在当前位置。

与此同时，两个FSECU还会告知对应侧的SREU，要求其将位于翼尖的WTB上锁。

b)由PDU上SPREU监测超速故障；

SPREU通道的MON支路采集PDU上位置传感器数据，来判断翼面是否发生超速。

MON支路执行的算法是：

；

阈值Vth可以是例如预期速率的110%、115%或是更高，例如优选125%。

如果条件成立，SPREU的MON支路会通知CON支路，CON支路会超控FSECU，将PDU上的对应侧刹车装置由“解锁”转为“上锁”。CON支路还会通过FSECU告知对侧FSECU的CON支路。对侧FSECU的CON支路会将PDU上的对应侧的刹车装置由“解锁”转为“上锁”。PDU被锁定，翼面停留在当前位置。

与此同时，两个FSECU还会告知对应侧的SREU，要求其将位于翼尖的WTB上锁。

c)由WTB上SREU监测欠速（卡阻）故障；

SREU通道的MON支路采集翼尖位置传感器（PSU）数据，同时还读取从FSECU发过来的PDU位置传感器数据，进行比较来判断翼面是否发生欠速（卡阻）。

MON支路执行的算法是：

，

VPth可以是合适的速度阈值。作为示例而非限定，针对在位置传感器一端进行的测量，VPth可以为1.14 Resolover度/秒，其近似为翼面的0度/秒。

如果条件成立，SREU的MON支路会通知CON支路，CON支路会超控FSECU，将WTB由“解锁”转为“上锁”，将翼面锁定在当前位置，并将WTB的状态反馈给FSECU通道。

另一侧的SREU通过FSECU获取到了对侧WTB“上锁”的数据后，则立即将本侧的WTB由“解锁”转为“上锁”。

与此同时，两个FSECU还会告知对应侧的SPREU，要求其将位于PDU的刹车装置上锁。

d)由WTB上SREU监测脱开/倾斜故障；

SREU通道的MON支路采集同一翼面上的两个站位上的倾斜传感器数据，进行比较来判断翼面是否发生脱开/倾斜故障。

MON支路执行的算法是：

；

VOth是合适的倾斜度阈值。如果条件成立，SREU的MON支路会通知CON支路，CON支路会超控FSECU，将WTB由“解锁”转为“上锁”，将翼面锁定在当前位置，并将WTB的状态反馈给FSECU通道。

另一侧的REU通过FSECU获取到了对侧WTB“上锁”的数据后，则立即将本侧的WTB由“解锁”转为“上锁”。

与此同时，两个FSECU还会告知对应侧的SPREU，要求其将位于PDU的刹车装置上锁。

e)由FSECU监测翼面非对称故障；

FSECU1和FSECU2进行通信，交换由安装在左右两侧WTB上的SREU采集到的位置传感器数据，进行比较来判断翼面是否发生非对称。

FSECU通道MON支路执行的算法是：

；

可以是合适的角度阈值。如果一侧FSECU通道发现条件成立，则该通道的MON支路会首先发送信号给对侧的FSECU通道，告知翼面的非对称状态。随后，两侧FSECU通道都将通过SREU将WTB上锁，将左、右两侧翼面锁定在当前位置。

与此同时两个FSECU还会告知对应侧的SPREU，要求其将位于PDU的刹车装置上锁。

本发明提供了一种改进的用于飞行器的高升力系统及其控制方法。在一个方面，该高升力系统将FSECU和远程控制电子设备（Remote Electronics Unit，REU）组成闭环，通过数字总线交换数据，利用REU来传输控制指令信号并采集各种传感器信号、控制PDU和翼尖刹车装置（WTB）等系统，较少地使用电缆，并且具有可扩展性。

在另一方面，该高升力系统可具有两个层级的系统故障监测机制，通过将FSECU和REU组成两个物理隔离的控制闭环和监测闭环，从而采用两级故障监控机制响应于不同的类型的故障。例如，由操纵器件的一路传感器信号、FSECU缝（襟）翼通道（channel）的控制支路（lane）、动力驱动装置马达、传动线系、作动器、REU组成控制环，由操纵器件的一路传感器信号、FSECU缝（襟）通道（channel）的监测支路（lane）、翼尖刹车装置、位置传感器、REU组成监测环。缝（襟）操纵系统可具有两个控制环和两个监测环，分别是缝（襟）控制环1和缝（襟）控制环2、缝（襟）监测环1和缝（襟）监测环2。控制环1负责控制缝（襟）翼动力驱动装置的马达1，监测环1负责监测马达1一侧的缝（襟）翼故障；控制环2负责控制缝（襟）翼动力驱动装置的马达2，监测环2负责监测马达2一侧的缝（襟）翼故障。闭环与闭环之间通过数字总线传递必要的数据，REU之间通过FSECU交换必要的数据。

FSECU和REU构成两级故障监控机制，可由FSECU监控翼面的非对称故障，由REU监控翼面非指令、超速、欠速、脱开/倾斜故障。发现故障后，超控FSECU直接控制刹车装置，将系统刹停。FSECU可通过REU让刹车装置上锁，或是REU超控FSECU让刹车装置上锁，使翼面保持在被锁定位置，提高了飞行系统安全性。应注意，本文给出的襟翼和缝翼的类型和数量、传感器的类型和数量等仅是示例而非限制，并且在具体实现中可以根据需要来进行配置，这些不同的配置落在本发明的范围中。

以上描述的方法和装置的各个步骤和模块可以用硬件、软件、或其组合来实现。如果在硬件中实现，结合本公开描述的各种说明性步骤、模块、以及电路可用通用处理器、数字信号处理器（DSP）、专用集成电路（ASIC）、现场可编程门阵列（FPGA）、或其他可编程逻辑组件、硬件组件、或其任何组合来实现或执行。通用处理器可以是处理器、微处理器、控制器、微控制器、或状态机等。如果在软件中实现，则结合本公开描述的各种说明性步骤、模块可以作为一条或多条指令或代码存储在计算机可读介质上或进行传送。实现本公开的各种操作的软件模块可驻留在存储介质中，如RAM、闪存、ROM、EPROM、EEPROM、寄存器、硬盘、可移动盘、CD-ROM、云存储等。存储介质可耦合到处理器以使得该处理器能从/向该存储介质读写信息，并执行相应的程序模块以实现本公开的各个步骤。而且，基于软件的实施例可以通过适当的通信手段被上载、下载或远程地访问。这种适当的通信手段包括例如互联网、万维网、内联网、软件应用、电缆（包括光纤电缆）、磁通信、电磁通信（包括RF、微波和红外通信）、电子通信或者其他这样的通信手段。

在各实施例中给出的数值仅作为示例，而不作为对本发明范围的限制。此外，作为一个整体技术方案，还存在其他没有被本发明权利要求或说明书所列举的元器件或者步骤。而且，一个元器件的单个名称不排除该元器件的其他名称。

还应注意，这些实施例可能是作为被描绘为流程图、流图、结构图、或框图的过程来描述的。尽管流程图可能会把诸操作描述为顺序过程，但是这些操作中有许多操作能够并行或并发地执行。另外，这些操作的次序可被重新安排。

所公开的方法、装置和系统不应以任何方式被限制。相反，本公开涵盖各种所公开的实施例（单独和彼此的各种组合和子组合）的所有新颖和非显而易见的特征和方面。所公开的方法、装置和系统不限于任何具体方面或特征或它们的组合，所公开的任何实施例也不要求存在任一个或多个具体优点或者解决特定或所有技术问题。

本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护范围之内。

Claims (14)

1.一种用于飞行器的高升力系统，其特征在于，包括：

安装在所述飞行器的机翼上的缝翼或襟翼；

用于驱动所述缝翼或襟翼的动力驱动装置；

襟缝翼电子控制装置（FSECU1），所述襟缝翼电子控制装置包括控制支路和监测支路；

系统控制闭环，其包括所述控制支路、所述动力驱动装置、以及位于所述动力驱动装置上并且连接至所述控制支路的第一远程控制电子设备（SPREU1），其中所述控制支路基于从操纵器件上的传感器接收的操作输入信号来生成控制命令，并将所述控制命令提供给所述第一远程控制电子设备（SPREU1），所述第一远程控制电子设备基于所述控制命令使得所述动力驱动装置的第一马达驱动所述缝翼或襟翼运动；以及

系统监测闭环，其包括所述监测支路、位于所述缝翼或襟翼上并且连接至所述监测支路的第二远程控制电子设备（SREU1）、以及所述缝翼或襟翼上的传感器，其中所述第二远程控制电子设备接收所述缝翼或襟翼上的传感器反馈的状态信号并将所述状态信号提供给所述监测支路，所述监测支路监控所述缝翼或襟翼的状态，

其中所述系统控制闭环与所述系统监测闭环是物理隔离的，并且所述控制支路与所述监测支路通过通信总线交换数据，

其中所述第一远程控制电子设备包括控制支路和监测支路，所述第一远程控制电子设备的监测支路采集所述动力驱动装置上的位置传感器数据并判断所述缝翼或襟翼是否发生翼面非指令或翼面超速，并且在检测到翼面非指令或翼面超速时通知所述第一远程控制电子设备的控制支路，所述第一远程控制电子设备的控制支路超控所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）使所述动力驱动装置的第一马达刹车，并且所述第一远程控制电子设备的控制支路将翼面位置信息反馈给所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）的控制支路。

2.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，

所述第一远程控制电子设备（SPREU1）经由数字总线连接至所述襟缝翼电子控制装置的控制支路，其中所述第一远程控制电子设备从所述襟缝翼电子控制装置的控制支路接收数字化的控制命令并将所述控制命令转换成模拟信号以使得所述动力驱动装置的第一马达驱动所述缝翼或襟翼运动，并且

所述第二远程控制电子设备（SREU1）将所述缝翼或襟翼上的传感器反馈的模拟或离散格式的状态信号转换成数字化的状态信号，并将所述数字化的状态信号提供给所述襟缝翼电子控制装置的监测支路。

3.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，还包括：

安装在所述缝翼或襟翼上的翼尖刹车装置，

其中所述第二远程控制电子设备（SREU1）基于在所述缝翼或襟翼上的传感器检测到的状态信号来确定是否发生翼面欠速或脱开/倾斜故障，并且在检测到翼面欠速或脱开/倾斜故障时超控所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）使所述翼尖刹车装置刹车。

4.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述缝翼或襟翼上安装有位置传感器和倾斜传感器，

其中所述第二远程控制电子设备（SREU1）将所述位置传感器和倾斜传感器生成的信号传递给所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）的监测支路。

5.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，还包括：

第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2），所述第二襟缝翼电子控制装置包括第二控制支路和第二监测支路；

位于所述动力驱动装置上并且连接至所述第二控制支路的第三远程控制电子设备（SPREU2），其中所述第二控制支路基于从所述操纵器件上的传感器接收的操作输入信号来生成第二控制命令，并将所述第二控制命令提供给所述第三远程控制电子设备（SPREU2），所述第三远程控制电子设备基于所述第二控制命令使得所述动力驱动装置的第二马达驱动所述缝翼或襟翼运动；以及

位于所述缝翼或襟翼上并且连接至所述第二监测支路的第四远程控制电子设备（SREU2），其中所述第四远程控制电子设备接收所述缝翼或襟翼上的传感器反馈的第二状态信号并将所述第二状态信号提供给所述第二监测支路，所述第二监测支路监控所述缝翼或襟翼的状态。

6.如权利要求5所述的高升力系统，其特征在于，

所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）与所述第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2）通过总线交换数据，

其中所述第一远程控制电子设备（SPREU1）、第二远程控制电子设备（SREU1）、第三远程控制电子设备（SPREU2）、第四远程控制电子设备（SREU2）通过所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）和所述第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2）来彼此交换数据。

7.如权利要求5所述的高升力系统，其特征在于，

所述第三远程控制电子设备（SPREU2）基于所述动力驱动装置上的传感器检测到的状态信号来确定所述动力驱动装置是否发生翼面非指令或翼面超速，并且在检测到翼面非指令或翼面超速时超控所述第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2）使所述动力驱动装置的第二马达刹车。

8.如权利要求5所述的高升力系统，其特征在于，还包括：

安装在所述缝翼或襟翼上的第二翼尖刹车装置，

其中所述第四远程控制电子设备（SREU2）基于在所述缝翼或襟翼上的传感器检测到的状态信号来确定是否发生翼面欠速或脱开/倾斜故障，并且在检测到翼面欠速或脱开/倾斜故障时超控所述第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2）使所述第二翼尖刹车装置刹车。

9.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，还包括：

位于所述操纵器件上的第五远程控制电子设备（LREU），其将所述操纵器件上的传感器生成的模拟格式的操作输入信号转换成数字化的操作输入信号，并将所述数字化的操作输入信号传递给所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）的控制支路和监测支路。

10.如权利要求1所述的高升力系统，其特征在于，所述襟缝翼电子控制装置的控制支路还经由数据总线接收来自交联系统的信号以及来自所述襟缝翼电子控制装置的其他控制支路的状态和指令。

11.一种飞行器，其特征在于，包括：

如权利要求1-10中任一项所述的高升力系统。

12.一种用于飞行器的高升力系统的控制方法，其特征在于，包括：

在襟缝翼电子控制装置（FSECU1）的控制支路中基于从操纵器件上的传感器接收的操作输入信号来生成控制命令；

在系统控制闭环中将所述控制命令提供给位于动力驱动装置上的第一远程控制电子设备（SPREU1），所述系统控制闭环包括所述襟缝翼电子控制装置的控制支路、所述第一远程控制电子设备和所述动力驱动装置，所述第一远程控制电子设备基于所述控制命令使得所述动力驱动装置的第一马达驱动所述飞行器的机翼上的缝翼或襟翼运动；

所述第一远程控制电子设备的监测支路采集所述动力驱动装置上的位置传感器数据并判断所述缝翼或襟翼是否发生翼面非指令或翼面超速，并且在检测到翼面非指令或翼面超速时通知所述第一远程控制电子设备的控制支路，所述第一远程控制电子设备的控制支路超控所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）使所述动力驱动装置的第一马达刹车，并且所述第一远程控制电子设备的控制支路将翼面位置信息反馈给所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）的控制支路；以及

在系统监测闭环中在位于所述缝翼或襟翼上的第二远程控制电子设备（SREU1）中接收所述缝翼或襟翼上的传感器反馈的状态信号，并将所述状态信号提供给所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）的监测支路，所述襟缝翼电子控制装置的监测支路监控所述缝翼或襟翼的状态，所述系统监测闭环包括所述襟缝翼电子控制装置的监测支路、所述第二远程控制电子设备、和所述缝翼或襟翼上的传感器，

其中所述系统控制闭环与所述系统监测闭环是物理隔离的，并且所述襟缝翼电子控制装置的控制支路与所述襟缝翼电子控制装置的监测支路通过通信总线交换数据。

13.如权利要求12所述的控制方法，其特征在于，还包括：

所述第二远程控制电子设备（SREU1）基于在所述缝翼或襟翼上的传感器检测到的状态信号来确定是否发生翼面欠速或脱开/倾斜故障，并且在检测到翼面欠速或脱开/倾斜故障时超控所述襟缝翼电子控制装置（FSECU1）使所述缝翼或襟翼上的翼尖刹车装置刹车。

14.如权利要求12所述的控制方法，其特征在于，还包括：

在第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2）的第二控制支路中基于从所述操纵器件上的传感器接收的操作输入信号来生成第二控制命令，并将所述第二控制命令提供给位于所述动力驱动装置上的第三远程控制电子设备（SPREU2），所述第三远程控制电子设备基于所述第二控制命令使得所述动力驱动装置的第二马达驱动所述缝翼或襟翼运动；以及

在位于所述缝翼或襟翼上的第四远程控制电子设备（SREU2）中接收所述缝翼或襟翼上的传感器反馈的第二状态信号并将所述第二状态信号提供给所述第二襟缝翼电子控制装置（FSECU2）的第二监测支路，所述第二监测支路监控所述缝翼或襟翼的状态。

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