CN114740897A - 飞行控制方法、飞行控制系统及飞行器 - Google Patents

飞行控制方法、飞行控制系统及飞行器 Download PDF

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何皇冕
党铁红
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Abstract

本公开涉及一种飞行控制方法、飞行控制系统及飞行器，该方法应用于飞行控制系统中的任意飞控计算机，飞控计算机包括计算模块和管理模块，该方法包括：计算模块获取第一功能模块的实际运行状态参数，并根据实际运行状态参数判断第一功能模块是否出现故障，并在出现故障时，将故障信号输出至管理模块；管理模块接收来自第二功能模块的故障信号以及来自计算模块的故障信号，并根据接收到的全部故障信号确定失效状态信号，失效状态信号输出到计算模块以及第二功能模块时，使计算模块和第二功能模块根据失效状态信号对故障进行处理。该方法能够实现飞行控制的冗余设计，可以覆盖飞行器的可能的失效状态，提高飞行器的可靠性和安全性。

Description

飞行控制方法、飞行控制系统及飞行器
技术领域
本公开涉及航空电子领域，尤其涉及一种飞行控制方法、飞行控制系统及飞行器。
背景技术
电动垂直起降(Electric Vertical Take-off and Landing，eVTOL)飞行器，是指依靠电力驱动，能进行垂直起降飞行的飞行器。航空电动化是目前的发展方向，而垂直起降功能是各种复杂任务对飞行器的功能要求。
电动垂直起降eVTOL飞行器因其垂直起降要求，一般有多个提供升力的子系统、多个实现舵面控制的子系统等等。理论上来说，为保证符合航空法规，飞行器需要进行冗余设计，以使部分提供升力的子系统(或部分实现舵面控制的子系统)失效的情况下，也不允许导致灾难性事故。因此，如何优化冗余设计，使得飞行器具备更高的可靠性和安全性，成为本领域的研究热点。
发明内容
有鉴于此，本公开提出了一种飞行控制方法、飞行控制系统及飞行器，根据本公开的飞行控制方法，能够实现飞行控制的冗余设计，该冗余设计可以覆盖飞行器的可能的失效状态，提高飞行器的可靠性和安全性。
根据本公开的一方面，提供了一种飞行控制方法，应用于飞行控制系统中的任意飞控计算机，所述飞行控制系统包括多个飞控计算机以及受飞控计算机控制的多个功能模块，所述飞控计算机包括计算模块和管理模块，所述方法包括：所述计算模块获取第一功能模块的实际运行状态参数，所述第一功能模块为所述多个功能模块中、由所述计算模块控制的至少一个功能模块；所述计算模块根据所述实际运行状态参数，判断所述第一功能模块是否出现故障，并在出现故障时，将故障信号输出至所述管理模块，所述故障信号指示出现故障的功能模块及故障类型；所述管理模块接收来自第二功能模块的故障信号以及来自计算模块的故障信号，所述第二功能模块为所述多个功能模块中、不由所述计算模块控制的至少一个功能模块；所述管理模块根据接收到的全部故障信号确定失效状态信号，所述失效状态信号输出到所述计算模块以及所述第二功能模块时，使所述计算模块和所述第二功能模块根据所述失效状态信号对故障进行处理。
在一种可能的实现方式中，所述计算模块获取第一功能模块的实际运行状态参数之前，所述方法还包括：所述计算模块输出目标指令到所述第一功能模块；所述计算模块根据所述实际运行状态参数，判断所述第一功能模块是否出现故障，包括：针对所述第一功能模块中的任意功能模块，该功能模块在目标指令下的实际运行状态参数与该功能模块在目标指令下的预期运行状态参数相符合时，确定该功能模块未出现故障；该功能模块在目标指令下的实际运行状态参数与该功能模块在目标指令下的预期运行状态参数不符时，确定该功能模块出现故障。
在一种可能的实现方式中，所述飞控计算机还用于获取和/或处理得到实际加速度、实际速度、实际位置、实际角速度、实际角加速度和实际姿态，作为所述计算模块的输入，所述方法还包括：在接收到所述失效状态信号时，所述计算模块确定期望速度、期望位置和第一期望姿态；所述计算模块根据所述期望速度、所述期望位置、所述实际加速度、所述实际速度和所述实际位置，确定期望加速度和第二期望姿态；所述计算模块根据所述第一期望姿态、所述第二期望姿态、所述实际角速度、所述实际角加速度和所述实际姿态，确定期望角加速度；所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令并输出至所述第一功能模块。
在一种可能的实现方式中，所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令并输出至所述第一功能模块，包括：所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令；所述计算模块对所述目标指令进行指令平滑处理和/或防过饱和处理，得到处理后的目标指令；所述计算模块将所述处理后的目标指令输出至所述第一功能模块。
在一种可能的实现方式中，所述计算模块根据所述期望速度、所述期望位置、所述实际加速度、所述实际速度和所述实际位置，确定期望加速度和第二期望姿态，包括：所述计算模块根据所述期望速度、所述期望位置、所述实际加速度、所述实际速度和所述实际位置，以及最近一次得到的目标指令，确定所述期望加速度和所述第二期望姿态。
在一种可能的实现方式中，所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令并输出至所述第一功能模块，包括：所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令，使所述第一功能模块执行所述目标指令时所需的总功率最小；所述计算模块将确定的目标指令输出至所述第一功能模块。
在一种可能的实现方式中，所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令并输出至所述第一功能模块，包括：所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令，使所述第一功能模块执行所述目标指令时，未被目标指令占用的资源余量最大；所述计算模块将确定的目标指令输出至所述第一功能模块。
在一种可能的实现方式中，所述功能模块具备自身检测功能，所述来自所述功能模块的故障信号由所述功能模块执行自身检测功能获得。
在一种可能的实现方式中，所述第一功能模块包括电机和舵机中的一种或多种，所述电机和所述舵机用于驱动螺旋桨；所述第二功能模块包括螺旋桨状态传感器、高压电池管理器、航电核心计算机中的一种或多种。
根据本公开的另一方面，提供了一种飞行控制系统，包括多个飞控计算机以及多个功能模块，所述飞控计算机执行以上任一项所述的飞行控制方法。
在一种可能的实现方式中，所述第一功能模块的类型包括升力动力类型、舵面控制类型以及推力动力类型，所述飞控计算机的类型包括正常类型和备用类型，其中，所述正常类型的飞控计算机数量在三个及以上，所述备用类型的飞控计算机数量在一个及以上；针对每一正常类型的飞控计算机，该正常类型的飞控计算机连接多条正常高速通讯总线，所述正常高速通讯总线的数量大于或等于升力动力类型的功能模块、舵面控制类型的功能模块、推力动力类型的功能模块的数量的最大值；每个升力动力类型的功能模块分别连接一条正常高速通讯总线，每个舵面控制类型的功能模块分别连接一条正常高速通讯总线，每个推力动力类型的功能模块分别连接一条正常高速通讯总线；针对每一备用类型的飞控计算机，该备用类型的飞控计算机分别连接一条备用高速通讯总线，所述备用高速通讯总线的数量大于或等于备用类型的飞控计算机的数量；所述第一功能模块中的每一功能模块分别连接每一备用高速通讯总线。
在一种可能的实现方式中，所述飞行控制系统中，各正常类型的飞控计算机通过专用高速通讯总线相互通信，每一正常类型的飞控计算机通过正常高速通讯总线获取至少一个升力动力类型的功能模块、至少一个舵面控制类型的功能模块、至少一个推力动力类型的功能模块的实际运行状态参数，并根据获取到的实际运行状态参数得到失效状态信号和目标指令；每一备用类型的飞控计算机通过备用高速通讯总线获取每个升力动力类型的功能模块、每个舵面控制类型的功能模块、每个推力动力类型的功能模块的实际运行状态参数，并根据获取到的实际运行状态参数得到失效状态信号和目标指令；所述第一功能模块在预设时间段内未接收到来自正常类型的飞控计算机的目标指令时，执行来自优先级最高的一个备用类型的飞控计算机的目标指令；所述第二功能模块在预设时间段内未接收到来自正常类型的飞控计算机的失效状态信号时，执行来自优先级最高的一个备用类型的飞控计算机的失效状态信号。
在一种可能的实现方式中，所述飞行控制系统中，每个正常类型的飞控计算机上分别存储有正常类型的飞控计算机的当前优先级列表，该当前优先级列表中优先级最高的正常类型的飞控计算机向正常高速通讯总线上发送所述目标指令。
根据本公开的另一方面，提供了一种飞行器，包括以上中任一项所述的飞行控制系统。
根据本公开实施例的飞行控制方法，通过计算模块获取多个功能模块中、由计算模块控制的至少一个功能模块即第一功能模块的实际运行状态参数，使得计算模块可以根据实际运行状态参数，判断其控制的功能模块是否出现故障；通过在出现故障时，使用计算模块将故障信号输出至管理模块，故障信号指示出现故障的功能模块及故障类型，因此管理模块可以确定由计算模块控制的功能模块的故障信息；且管理模块还接收来自不由计算模块控制的至少一个功能模块即第二功能模块的故障信号，因此管理模块可以确定受飞控计算机控制的多个功能模块的故障信息。通过管理模块根据接收到的全部故障信号确定失效状态信号，使得失效状态信号输出到计算模块以及第二功能模块时，计算模块和第二功能模块根据失效状态信号对故障进行处理，从而对飞行进行控制。本公开实施例的飞行控制方法可以覆盖由功能模块故障导致的可能的失效状态，并及时作出响应以对故障进行处理，提高飞行过程的可靠性和安全性；且本公开实施例的飞行控制方法可应用于飞行控制系统中的任意飞控计算机，飞行控制系统可包括多个飞控计算机，因此可实现飞行控制的冗余设计，进一步提升了飞行过程的可靠性和安全性。
根据下面参考附图对示例性实施例的详细说明，本公开的其它特征及方面将变得清楚。
附图说明
包含在说明书中并且构成说明书的一部分的附图与说明书一起示出了本公开的示例性实施例、特征和方面，并且用于解释本公开的原理。
图1示出根据本公开实施例的飞行控制方法的示例性应用场景。
图2示出根据本公开实施例的飞控计算机的结构示意图。
图3示出根据本公开实施例的飞行控制方法的流程图。
图4示出根据本公开实施例的计算模块根据失效状态信号控制各第一功能模块的示例性方法的示意图。
图5示出根据本公开实施例的计算模块根据失效状态信号控制各第一功能模块的示例性方法的示意图。
图6示出根据本公开实施例的计算模块得到目标指令的示例性方法的示意图。
具体实施方式
以下将参考附图详细说明本公开的各种示例性实施例、特征和方面。附图中相同的附图标记表示功能相同或相似的元件。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。
另外，为了更好的说明本公开，在下文的具体实施方式中给出了众多的具体细节。本领域技术人员应当理解，没有某些具体细节，本公开同样可以实施。在一些实例中，对于本领域技术人员熟知的方法、手段、元件和电路未作详细描述，以便于凸显本公开的主旨。
航空电动化是近些年来的发展趋势，使用电力推进系统代替内燃机动力的电动垂直起降飞机，可以获得很多优点和独特品质。它最突出的优点是节能环保，效率高、能耗低，同时实现接近零排放，噪声和振动水平很低，乘坐舒适性好，是名副其实的环境友好飞机。能够垂直起降使得电动垂直起降飞机的应用场景类似于直升飞机，不再需要机场和跑道。此外，电动垂直起降飞机还具有安全可靠(不会发生燃料爆炸和燃料泄漏)、结构简单、操作使用简便、维修性好/费用低、经济性好等特点。在设计上也有很多优势：总体布局灵活，可采用最佳布局和非常规/创新布局；可设计出具有超常性能的飞机，满足特殊用途需求等。
航空领域中对于冗余控制的要求由来已久，航空法规里的“1309条款”，是整个飞机和系统安全性的基础，它对飞机系统和设备的安装、不同影响等级失效状态的发生概率、故障告警等提出了通用要求。自1965年至今，“1309条款”经过了多轮修订。它强化了“失效-安全”(Fail-Safe)的设计理念，提出了以概率方式定义可接受的安全水平的方法。随着飞机和系统复杂度的不断提高，由“1309条款”条款发展出的结构化的安全性分析或评估技术，例如故障危险分析(Fault Hazard Analysis，FHA)、故障树分析(Fault TreeAnalysis，FTA)、整合分析(Comprehensive Meta-Analysis，CMA)等，以及研制保证技术，在新研飞机的设计和审定过程中得到了广泛应用。“1309条款”对飞机系统和部件的设计提出了要求：发生灾难性失效状态的概率为极不可能，也就是说，灾难性失效状态不能由单点失效导致。
电动垂直起降飞机因其垂直起降要求，一般有多个提供升力的子系统。理论上来说，为保证符合航空法规，这些飞行器都需要进行部分升力失效不能导致灾难性事故的设计，因此电动垂直起降飞机一般包括多个螺旋桨或包括多个涵道风扇。然而，除为提供升力的系统进行冗余设计之外，对于飞行控制系统和飞控计算机的控制机制，也都需要有冗余设计。现有技术对于飞行控制系统和飞控计算机的冗余控制并未进行针对性设计，依然采用传统的比例积分微分(proportional-integral-derivative，PID)控制，将失效的提供升力的子系统当作是一个外载荷去进行内环外环控制，但这种方式会造成功耗增加，飞行器续航减少，并有可能出现个别提供升力的子系统饱和的危险情况。
有鉴于此，本公开提出了一种飞行控制方法、飞行控制系统及飞行器，根据本公开的飞行控制方法，能够实现飞行控制的冗余设计，该冗余设计可以覆盖飞行器的可能的失效状态，提高飞行器的可靠性和安全性。
图1示出根据本公开实施例的飞行控制方法的示例性应用场景。
如图1所示，飞行控制方法可由飞控计算机(Flight Control Computer，FCC)执行，飞控计算机设置在飞行控制系统中。图1中以飞行控制系统包括4个飞控计算机作为示例。在图1的示例中，飞控计算机1-3为正常类型的飞控计算机，飞控计算机4为备用类型的飞控计算机，备用类型的飞控计算机与正常类型的飞控计算机之间具备非相似性冗余特性。设置多个正常类型的飞控计算机可以达到应用场景要求的安全性和可靠性，正常类型的飞控计算机两两之间通过交叉互检可以保证实时的冗余计算。备用类型的飞控计算机作为备份，不参与交叉互检。
如图1所示，飞行控制系统还可包括n个升力动力子系统(统称为升力动力系统，n为大于1的整数，图1中n大于3)，用于为飞行器提供升力；k个推力动力子系统(统称为推力动力系统，k为大于1的整数)，用于为飞行器提供推力；m个舵面控制子系统(统称为舵面控制系统，m为大于1的整数，图1中m大于3)，用于改变飞行器的角度；多条普通高速通讯总线(图中以4条为例)以及至少1条备用高速通讯总线(图中以1条为例)，用于连接各升力动力子系统、推力动力子系统、舵面控制子系统与飞控计算机。
升力动力系统、推力动力系统、舵面控制系统，是飞行器的执行器，用于执行来自飞控计算机的指令和/或信号。为了便于表述，在下文中，将升力动力子系统、推力动力子系统、舵面控制子系统分别写作“功能模块”，本领域技术人员应理解，不同功能模块的功能可能不同。可选地，升力动力系统和推力动力系统也可能相同，即，如硬件条件允许，升力动力系统也可以作为推力动力系统，推力动力系统也可以作为升力动力系统，则飞行控制系统也可包括n个升力动力子系统和m个舵面控制子系统，或包括k个推力动力子系统和m个舵面控制子系统，本公开对飞行控制系统的具体结构不作限制。为了描述清楚，在后文中仍以飞行控制系统包括n个升力动力子系统，k个推力动力子系统，m个舵面控制子系统作为示例。
正常类型的飞控计算机与各功能模块通过多条正常高速通讯总线进行数据通讯。每个正常类型的飞控计算机与所有正常高速通讯总线均相连，但每个时刻只有一个正常类型的飞控计算机在输出指令。各功能模块可以选择性地连接在不同的正常高速通讯总线上，其中每条正常高速通讯总线连接每一类型的一个功能模块，例如连接一个升力动力子系统、一个推力动力子系统、一个舵面控制子系统，以保证冗余控制。同时，每一功能模块也都连接备用高速通讯总线，与备用类型的飞控计算机进行通讯。对于各功能模块，优先执行来自正常类型的飞控计算机的指令和/或信号；当预设时间内未接收到来自正常类型的飞控计算机的指令和/或信号之后，可执行来自备用类型的飞控计算机的指令和/或信号。
图2示出根据本公开实施例的飞控计算机的结构示意图。
如图2所示，飞控计算机可包含控计算模块、管理模块，以及基于现有技术的飞行告警系统(Flight Waring System，FWS)、垂直导引(Vertical Guidance)、水平导引、感知信息融合计算(360°DAA Fusion Detection)、避让及航路恢复(Avoid and Air-routeRecover)、任务管理(Mission Management)、性能计算(Performance Calculation)、飞行数据记录(Flight Data Record，FDR)、网络安全(Cyber Security)、模式管理(ModeManagement)、三维地图数据库(3D Map Database，3D MDB)、性能数据库(PerformanceDatabase，PDB)、余度管理(Redundancy Management)等模块。上述各模块工作时，还需要现有技术的惯性导航单元(Inertial Messurement Unit，IMU)、全球卫星导航系统(GlobalNavigation Satellite System，GNSS)、大气数据系统(Air Data System，ADS)、磁罗盘(Magnetometer等传感器的数据。另外还需要通过现有技术的2.4G无线电台(2.4G Radio)与地面进行通讯。
飞控计算机可执行本公开实施例的飞行控制方法，例如利用上述计算模块、管理模块来执行，根据各功能模块的实际运行参数以及上述现有技术的传感器的数据信息，对飞行器进行控制，例如在飞行过程中实时进行最优控制，以及在飞行过程中各功能模块发生故障时实时进行紧急控制。
图3示出根据本公开实施例的飞行控制方法的流程图。
如图3所示，本公开提出一种飞行控制方法，应用于飞行控制系统中的任意飞控计算机，所述飞行控制系统包括多个飞控计算机以及受飞控计算机控制的多个功能模块，所述飞控计算机包括计算模块和管理模块，所述方法包括步骤S21-S24：
步骤S21，所述计算模块获取第一功能模块的实际运行状态参数，所述第一功能模块为所述多个功能模块中、由所述计算模块控制的至少一个功能模块。
其中，功能模块可例如包括电机、舵机、螺旋桨状态传感器、高压电池管理器、电力计算装置等等飞行器上的装置或器件，第一功能模块可包括由计算模块控制的电机、舵机。其中，电机可设置在图1中的升力动力子系统和推力动力子系统中，舵机可设置在图1中的舵面控制子系统中，螺旋桨状态传感器、高压电池管理器、电力计算装置可以是设置在升力动力子系统、推力动力子系统和舵面控制子系统之外的装置。第一功能模块的实际运行状态参数可以是第一功能模块实际运行中的状态参数，例如实际功率、实际角度等等。计算模块获取第一功能模块的实际运行状态参数，可以是计算模块输出信息获取信号到第一功能模块，使第一功能模块响应于信息获取信号将自身的实际运行状态参数发送至计算模块，计算模块在执行步骤S22时可使用获取到的第一功能模块的实际运行状态参数。
步骤S22，所述计算模块根据所述实际运行状态参数，判断所述第一功能模块是否出现故障，并在出现故障时，将故障信号输出至所述管理模块，所述故障信号指示出现故障的功能模块及故障类型。
其中，计算模块可判断的故障类型，可以是运行状态异常类型，例如第一功能模块的实际运行状态参数超出其在接收到的指令(例如下文所述的目标指令)下的预期运行状态参数的范围。其中预期运行状态参数可以是理想情况下期望在执行指令(例如下文所述的目标指令)一段时间后功能模块能达到的运行状态参数。例如，计算模块判断升力动力子系统1的实际运行状态参数超出其在接收到的指令(例如下文所述的目标指令)下的预期运行状态参数的范围时，可以输出指示该升力动力子系统1出现运行状态异常类型的故障的故障信号到管理模块。
步骤S23，所述管理模块接收来自所述第二功能模块的故障信号以及来自计算模块的故障信号，所述第二功能模块为所述多个功能模块中、不由所述计算模块控制的至少一个功能模块。
各功能模块可具备自我检测功能，在检测到自身出现故障时，可发送故障信号到管理模块，以使管理模块接收到来自各功能模块的故障信号。功能模块除包括由计算模块控制的第一功能模块外，还包括不由计算模块控制的第二功能模块，例如螺旋桨状态传感器、高压电池管理器、电力计算装置等等。第一功能模块的故障可由计算模块确定，因此，可设置管理模块至少获取第二功能模块自身检测得到的故障信号，以使管理模块接收到来自计算模块的故障信号以及第二功能模块的故障信号时，可以确定各功能模块的故障信息。
步骤S24，所述管理模块根据接收到的全部故障信号确定失效状态信号，所述失效状态信号输出到所述计算模块以及所述第二功能模块时，使所述计算模块和所述第二功能模块根据所述失效状态信号对故障进行处理。
管理模块可设置为用于监测各功能模块的健康状态(例如由各功能模块主动或被动向管理模块报告故障信号)。例如，管理模块内部可设置有数据库，用于记录可能存在的故障信号与其对应的失效状态的对应关系。失效状态可以指飞行器的部分功能模块因故障而失效的状态，在出现故障的功能模块不同、或同一功能模块的故障部位不同时，对应的失效状态也不同。数据库中还可存储有不同失效状态下，部分或全部的功能模块的工作模式。在此基础上，管理模块收到所有的故障信号后，可以根据其内部的数据库里判断飞行器当前时刻的失效状态属于第几种失效状态，然后将失效状态信号(例如飞机故障代码和/或飞行模式切换信号)发送给计算模块，失效状态信号可用于指示飞行器当前时刻的失效状态。同时，管理模块还可将失效状态信号发送给第二功能模块，使得计算模块和第二功能模块可根据失效状态信号对故障进行处理。
根据本公开实施例的飞行控制方法，通过计算模块获取多个功能模块中、由计算模块控制的至少一个功能模块即第一功能模块的实际运行状态参数，使得计算模块可以根据实际运行状态参数，判断其控制的功能模块是否出现故障；通过在出现故障时，使用计算模块将故障信号输出至管理模块，故障信号指示出现故障的功能模块及故障类型，因此管理模块可以确定由计算模块控制的功能模块的故障信息；且管理模块还接收来自不由计算模块控制的至少一个功能模块即第二功能模块的故障信号，因此管理模块可以确定受飞控计算机控制的多个功能模块的故障信息。通过管理模块根据接收到的全部故障信号确定失效状态信号，使得失效状态信号输出到计算模块以及第二功能模块时，计算模块和第二功能模块根据失效状态信号对故障进行处理，从而对飞行进行控制。本公开实施例的飞行控制方法可以覆盖由功能模块故障导致的可能的失效状态，并及时作出响应以对故障进行处理，提高飞行过程的可靠性和安全性；且本公开实施例的飞行控制方法可应用于飞行控制系统中的任意飞控计算机，飞行控制系统可包括多个飞控计算机，因此可实现飞行控制的冗余设计，进一步提升了飞行过程的可靠性和安全性。
在一种可能的实现方式中，步骤S21之前，所述方法还包括：
所述计算模块输出目标指令到所述第一功能模块；
步骤S22，包括：
针对所述第一功能模块中的任意功能模块，该功能模块在目标指令下的实际运行状态参数与该功能模块在目标指令下的预期运行状态参数相符合时，确定该功能模块未出现故障；该功能模块在目标指令下的实际运行状态参数与该功能模块在目标指令下的预期运行状态参数不符时，确定该功能模块出现故障。
举例来说，第一功能模块是由计算模块控制的功能模块，则计算模块想要使飞行器处于某一预期运行状态(例如某一预期高度等等)时，可分别确定各第一功能模块的预期运行状态参数，例如电机的预期功率、预期电压等等，以及舵机的预期角度等等。计算模块可以根据前一次获取的飞行器的运行状态(例如下文中的实际速度、实际加速度、实际位置等等)确定目标指令和目标指令下的预期运行状态参数，并分别输出目标指令到各第一功能模块。其中，目标指令的示例性确定方式在下文的公式(1)-(6)以及图4-6给出进一步描述。
如各第一功能模块没有故障，且各第二功能模块也没有故障，则各第一功能模块分别执行接收到的目标指令并运行一定时间后，各第一功能模块的实际运行状态参数可与目标指令下的预期运行状态参数符合，例如电机的实际功率与预期功率之差、实际电压与预期电压之差均小于一定阈值；此时飞行器的实际运行状态也可与期望运行状态相符合，例如飞行器的实际高度与期望高度之差小于一定阈值。
因此，在步骤S22中，针对所述第一功能模块中的任意一个功能模块，如果计算模块确定该功能模块在目标指令下的实际运行状态参数与该功能模块在目标指令下的预期运行状态参数相符合，则可确定该功能模块未出现故障。如果计算模块确定该功能模块在目标指令下的实际运行参数与该功能模块在目标指令下的预期运行状态参数不符，例如电机的实际功率与预期功率之差大于或等于一定阈值，则可确定该功能模块出现故障。此时飞行器的实际运行状态也与期望运行状态也可能不符，例如飞行器的实际高度与期望高度之差大于或等于一定阈值，因此需要对故障进行处理。
通过这种方式，计算模块可以确定其控制的各功能模块是否出现故障。
在一种可能的实现方式中，所述飞控计算机还用于获取和/或处理得到实际加速度、实际速度、实际位置、实际角速度、实际角加速度和实际姿态，作为所述计算模块的输入，所述方法还包括：
在接收到所述失效状态信号时，所述计算模块确定期望速度、期望位置和第一期望姿态；
所述计算模块根据所述期望速度、所述期望位置、所述实际加速度、所述实际速度和所述实际位置，确定期望加速度和第二期望姿态；
所述计算模块根据所述第一期望姿态、所述第二期望姿态、所述实际角速度、所述实际角加速度和所述实际姿态，确定期望角加速度；
所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令并输出至所述第一功能模块。
举例来说，飞行器失效状态下，其实际运行状态与期望运行状态是不符的，差距越大，飞行的危险性就越高。因此，需要通过计算模块根据失效状态信号控制各第一功能模块使飞行器的实际运行状态达到期望运行状态。
图4示出根据本公开实施例的计算模块根据失效状态信号控制各第一功能模块的示例性方法的示意图。
如图4所示，首先，飞控计算机可以实时获取飞行器的实际加速度、实际速度、实际位置、实际角速度、实际角加速度和实际姿态。上述获取的实际加速度、实际速度、实际位置、实际角速度、实际角加速度和实际姿态可以直接使用作为计算模块的输入，或者，可以进一步进行滤波、去噪等处理得到更准确的实际加速度、实际速度、实际位置、实际角速度、实际角加速度和实际姿态，再作为计算模块的输入。并且，计算模块在接收到失效状态信号时，可以确定期望运行状态下的期望速度、期望位置和第一期望姿态。其中，期望速度和第一期望姿态，可以是飞行器处于期望位置时，飞行器的理想速度和理想姿态。期望速度、期望位置和第一期望姿态可以是由飞行员操作给定的，也可以是预先设置好的飞行航线信息，本公开实施例对此不作限制。
计算模块可以根据期望速度、期望位置、实际加速度、实际速度和实际位置，进行位置环速度环控制计算，确定期望加速度和第二期望姿态。其中，不同的失效状态下位置环速度环控制计算方式可能不同；失效状态下的位置环速度环控制计算方式与正常状态下的位置环速度环控制计算方式也可能不同。假设每种失效状态信号均对应一种位置环速度环控制计算方式，因此，根据接收到的第i种失效状态信号，计算模块可确定以第i种位置环速度环控制计算方式进行第i种位置环速度环控制计算。计算的结果可包括飞行器的期望加速度和第二期望姿态。第二期望姿态可以是在飞行器的实时运行状态基础上确定的姿态，由于受多种环境因素的影响，飞行实际情况与理论上可能有差别，因此第二期望姿态与第一期望姿态可能不同。
计算模块可以根据第一期望姿态、第二期望姿态、实际角速度、实际角加速度和实际姿态，进行姿态环控制计算，确定期望角加速度。其中，不同的失效状态下姿态环控制计算方式可能不同；失效状态下的姿态环控制计算方式与正常状态下的姿态环控制计算方式也可能不同。假设每种失效状态信号均对应一种姿态环控制计算方式，因此，根据接收到的第i种失效状态信号，计算模块可确定以第i种姿态环控制计算进行第i种姿态环控制计算。计算的结果可包括飞行器的期望角加速度。
计算模块可以根据期望加速度和期望角加速度，进行模块控制分配，确定对应于第一功能模块的目标指令。其中，不同的失效状态下模块控制分配方式可能不同；失效状态下的模块控制分配方式与正常状态下的模块控制分配方式也可能不同。假设每种失效状态信号均对应一种模块控制分配方式，因此，根据接收到的第i种失效状态信号，计算模块可确定以第i种模块控制分配方式进行第i种模块控制分配，分配的结果可以是对应于各第一功能模块的目标指令。目标指令可以指示功能模块的运行方式和/或运行状态参数。计算模块可以将确定的指令分别输出至各第一功能模块，使得各第一功能模块相应输出力和力矩，作用于飞行器，以使飞行器能够向正常状态靠拢。
通过这种方式，使得飞控计算机可以针对不同的失效状态作出不同响应，从而保证正常状态以及失效状态下飞行器的作动响应质量。
在一种可能的实现方式中，所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令并输出至所述第一功能模块，包括：
所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令；
所述计算模块对所述目标指令进行指令平滑处理和/或防过饱和处理，得到处理后的目标指令；
所述计算模块将所述处理后的目标指令输出至所述第一功能模块。
图5示出根据本公开实施例的计算模块根据失效状态信号控制各第一功能模块的示例性方法的示意图。
举例来说，计算模块根据期望加速度和期望角加速度，进行模块控制分配确定的对应第一功能模块的目标指令，在直接输出给各第一功能模块时，可能会出现过饱和现象，因此，如图5所示，可以先对确定的目标指令进行指令平滑处理和/或防过饱和处理，获得处理后的目标指令再输出至第一功能模块。其中，指令平滑处理和防过饱和处理可以分别基于现有技术来实现。指令平滑的意思是：当功能模块收到了某一目标指令时，该目标指令指示的运行方式和/或运行状态参数，与功能模块当前的运行方式和/或运行状态参数可能差距较大，为了保护功能模块的各元器件的安全性，需要以平滑的方式对运行方式和/或运行状态参数进行调整，以达到目标指令指示的运行方式和/或运行状态参数，即指令平滑处理所完成的工作。
防过饱和的意思是：当功能模块收到了某一目标指令时，该目标指令指示的运行方式和/或运行状态参数，可能超出了功能模块的可允许的运行方式和/或运行状态参数，即“过饱和”。如何处理目标指令使得功能模块收到的处理后的目标指令是在其可允许的运行方式和/或运行状态参数范围内的、并且执行处理后的目标指令与执行处理前的目标指令能够达到同样的效果，是防过饱和处理所完成的工作。
当飞行器处于失效状态，出现一个或多个功能模块出现故障不能进行正常工作时，也可以通过调节剩下的可以正常工作的功能模块的输出，甚至让不能完成全部正常工作的功能模块进行部分输出，完成对飞行器的控制或进行最小危险预期的紧急迫降。在失效状态中，也可以进行防过饱和设计，以保证不会有某一个功能模块过快达到极限输出，使其失去调节控制能力。
通过这种方式，可以提高输出到第一功能模块的目标指令的精确度。
在一种可能的实现方式中，所述计算模块根据所述期望速度、所述期望位置、所述实际加速度、所述实际速度和所述实际位置，确定期望加速度和第二期望姿态，包括：
所述计算模块根据所述期望速度、所述期望位置、所述实际加速度、所述实际速度和所述实际位置，以及最近一次得到的目标指令，确定所述期望加速度和所述第二期望姿态。
举例来说，飞控计算机获取到的，可以是各第一功能模块执行最近一次得到的(处理后的)目标指令后的实际加速度、实际速度、实际位置、实际角速度、实际角加速度和实际姿态，因此，如图4和图5所示，根据期望速度、期望位置、实际加速度、实际速度和实际位置，确定期望加速度和第二期望姿态时，可以结合最近一次得到的(处理后的)目标指令与期望速度、期望位置、实际加速度、实际速度和实际位置，确定期望加速度和第二期望姿态。例如最近一次得到的(处理后的)目标指令若正常执行可使得飞行器的速度达到一定预设阈值，但执行该(处理后的)目标指令后飞行器的实际速度尚未达到该预设阈值，则可认为需为飞行器提供更大的推力，在确定期望加速度时，可以在基于期望速度和实际速度确定的期望加速度基础上，使确定的期望加速度再增大一定阈值。其中基于期望速度和实际速度确定期望加速度，可以采用比例积分微分方法，使期望加速度与实际加速度的差能够满足一定预设条件，例如差的积分值小于一定阈值等等。由于飞行器的加速度、速度均与飞行器姿态相关联，因此，飞行器的第二期望姿态也随期望加速度、期望速度相应变化，并由于期望加速度是考虑了执行最近一次得到的目标指令后飞行器的运行状态趋势后确定的，因此，第二期望姿态也是与执行最近一次得到的目标指令后飞行器的运行状态相关联的。通过这种方式确定的期望加速度和第二期望姿态更准确。
以上以第i种失效状态信号作为示例，本领域技术人员应理解，计算模块还可能接收到第j种失效状态信号(j≠i)、或者接收到正常状态信号，则计算模块可以以第j种失效状态信号或正常状态信号对应的位置环速度环控制计算方式、姿态环控制计算方式、模块控制分配方式得到目标指令。图6示出根据本公开实施例的计算模块得到目标指令的示例性方法的示意图。本公开对于计算模块得到目标指令使用的具体位置环速度环控制计算方式、姿态环控制计算方式、模块控制分配方式不作限制。
下面结合公式(1)-(6)介绍根据本公开实施例的计算模块实现模块控制分配的示例性方法。
本公开实施例的飞行控制方法中，对于冗余控制影响最大的是模块控制分配方式。本公开实施例的计算模块支持多种模块控制分配方式，如最经济分配方式、响应最快分配方式、余量最大分配方式等等。下面分别以最经济分配方式和余量最大分配方式作为示例进行介绍。
对于一个电动垂直起降飞行器，以复合翼(多旋翼和固定翼)构型为例，其6自由度平衡方程如下：
Figure BDA0003654517430000111
Figure BDA0003654517430000112
Figure BDA0003654517430000113
Figure BDA0003654517430000114
Figure BDA0003654517430000115
Figure BDA0003654517430000116
其中，L为飞行器升力，D为飞行器总阻力，Y为飞行器侧向力，DY为飞行器侧向阻力，AOA为飞行器迎角，Mg为重力向量，Lbg为重力向量旋转到机体坐标系下的旋转矩阵，My为气动力产生的俯仰力矩，Mz为气动力产生的偏航力矩。Fi,i＝1,2,……,n是设计优化变量，即为升力动力子系统的输出。i∈x+表示为x轴正方向的螺旋桨的集合，i∈y+表示为y轴正方向的螺旋桨的集合。参数a、β表示升力的空间角，α为升力在xy平面的投影与x轴负方向的夹角，β为升力与z轴正方向的夹角。li和di分别为各螺旋桨到y轴和x轴的距离，h为飞行器重心到升力中心的距离，Tf为扭矩拉力比例系数，对于一个确定的螺旋桨是固定值。因为理论上，螺旋桨的拉力与转速的关系为F＝CTω2，其中CT为拉力系数，ω为转速。螺旋桨的扭矩与转速的关系为τ＝CQω2，其中为CQ扭矩系数。所以，拉力与扭矩成线性正比关系，即
Figure BDA0003654517430000121
eq.1、eq.2、eq.3分别是z、x、y方向的力平衡方程，其中等式右边是包括飞行器升力、飞行器阻力在内的飞行器各功能模块输出的力或力矩求和得到的合力或合力矩，等式左边则是z轴加速度az、x轴加速度ax、y轴加速度ay与飞机重量M的乘积。
eq.4、eq.5、eq.6分别是是俯仰方向的力矩平衡方程、滚转方向的力矩平衡方程、偏航方向的力矩平衡方程。其中等式右边是包括飞行器升力、飞行器阻力在内的飞行器各功能模块输出的力或力矩求和得到的合力或合力矩，左边则是俯仰角加速度
Figure BDA0003654517430000122
滚转角加速度
Figure BDA0003654517430000123
偏航角加速度
Figure BDA0003654517430000124
分别与俯仰方向转动惯量Iyy、滚转方向转动惯量Ixx、偏航方向转动惯量Izz的乘积。
将飞行器气动力和力矩用各舵面舵量与速度及飞机相关已知参数表示后，上述公式也可以整理为公式(1)：
Figure BDA0003654517430000125
其中δi，i＝1,2，……，n为各舵面舵量，即各舵面控制子系统的输出。
由代数原理可知，对于Ax＝b，若R(A)＝R(A|b)<n，则有通解x＝A-b+(E-A-A)ξ，构成解集空间。A-为A矩阵的广义逆，若取A-为穆尔-彭罗斯(Moore-Penrose)广义逆，即A-＝A+，则在相容线性方程组的解集空间x＝A+b+(E-A+A)ξ中，x＝A+b是唯一的极小范数解，即最小二乘解。
此时的A矩阵，则描述了飞行器的各自由度(z轴加速度az、x轴加速度ax、y轴加速度ay、俯仰角加速度
Figure BDA0003654517430000131
滚转角加速度
Figure BDA0003654517430000132
偏航角加速度
Figure BDA0003654517430000133
)，与各功能模块的输出(力和力矩)的关系，本公开实施例中称A矩阵为控制分配矩阵。A矩阵可以在飞行器出厂之前预先设置，只要满足飞行器的各自由度与各功能模块的输出的对应关系即可，本公开对于A矩阵的具体设置方式不作限制。
在上述确定的飞行器的自由度下，也即z轴加速度az、x轴加速度ax、y轴加速度ay、俯仰角加速度
Figure BDA0003654517430000134
滚转角加速度
Figure BDA0003654517430000135
偏航角加速度
Figure BDA0003654517430000136
一定时，各功能模块的输出(F1、F2、···、Fn、δ1、δ2、···、δn)可以有无穷多的组合，即在解集空间x＝A+b+(E-A+A)ξ中有无穷多的解，其中x对应于F1、F2、···、Fn、δ1、δ2、···、δn，b对应于az、ax、ay、
Figure BDA0003654517430000137
在此情况下，可以根据应用场景需求确定适合的模块控制分配方式，再基于该模块控制分配方式从解集空间x＝A+b+(E-A+A)ξ里寻找F1、F2、···、Fn、δ1、δ2、···、δn的最优解。
下面结合公式(2)-(4)介绍最经济分配方式下寻找最优解的一种示例性方式。
在一种可能的实现方式中，所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令并输出至所述第一功能模块，包括：
所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令，使所述第一功能模块执行所述目标指令时所需的总功率最小；所述计算模块将确定的目标指令输出至所述第一功能模块。
举例来说，各功能模块进行力和力矩的输出，需要耗费飞行器自带的能量，那么在解集空间里，肯定可以寻找到一个解，使得各功能模块执行该解对应的目标指令时总输入功率最小，可以使得飞行器在执行任务时，飞行更长的时间、更远的距离，因此该解可以是最经济分配方式下的最优解。
对于最经济分配方式，一般的，功能模块的输入工作功率，与其输出量的平方成正比。如公式(2)所示：
W升i＝ki·Fi 2或W舵i＝ki·δi 2 (2)
其中，ki是比例系数，W升i是电机的输入工作功率，W舵i是舵机的输入工作功率，Fi和δi是功能模块的输出量，对于同一种型号的功能 模块，其ki系数可以相同。
则根据期望加速度和期望角加速度，即上文中的z轴加速度az、x轴加速度ax、y轴加速度ay、俯仰角加速度
Figure BDA0003654517430000138
滚转角加速度
Figure BDA0003654517430000139
偏航角加速度
Figure BDA00036545174300001310
以及上述公式(1)、(2)，可得出以下数学优化模型(3)：
Find:Fi,i＝1,2,……,n；δj,j＝1,2,……,m；
Figure BDA0003654517430000141
Figure BDA0003654517430000142
Fi∈(Fmin,Fmax),i＝1,2,……,n和δj∈(δmin,δmax),j＝1,2,……,m分别表示各功能模块的输出范围。
在多旋翼工作阶段，一般电机工作功率远高于舵机工作功率，因此可以将关注点放在电机上，则以上优化模型(3)可以进一步化简为模型(4)：
Find:Fi,i＝1,2,……,n；
Figure BDA0003654517430000143
Figure BDA0003654517430000144
求解集空间中的最小二乘解，由之前的穆尔-彭罗斯广义逆，其最小二乘解唯一，为：
Figure BDA0003654517430000145
各功能模块执行满足上述条件的F1、F2、···、Fn对应的目标指令时，飞行器的各功能模块的总输入功率最小，即满足上述条件的F1、F2、···、Fn可以是最经济分配方式下的最优解。其中，目标指令可通过将满足上述条件的F1、F2、···、Fn输入现有技术的算法模型获得，例如推力电机螺旋桨系统模型、升力电机螺旋桨系统模型等等，本公开对于根据满足上述条件的F1、F2、···、Fn获得目标指令的具体方式不作限制。各第一功能模块执行获得的目标指令时，有利于飞行器飞行更长的时间、更远的距离，达到更经济的效果。
下面结合公式(5)-(6)介绍余量最大分配方式下寻找最优解的一种示例性方式。
在一种可能的实现方式中，所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令并输出至所述第一功能模块，包括：
所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令，使所述第一功能模块执行所述目标指令时，未被目标指令占用的资源余量最大；
所述计算模块将确定的目标指令输出至所述第一功能模块。
举例来说，各功能模块的硬件资源是有限的，如果某一功能模块余量过小，即执行目标指令时剩余的可支配资源过小，例如内存过小、处理器占用率过大等等，则若飞行器突然遭遇紧急情况需要该功能模块执行更多指令时，由于余量过小可能无法及时完成指令的执行，带给飞行器极大的风险。此外，功能模块长期工作于较大的负荷，其损坏风险也远高于低负荷的场景。
因此，在整个解集空间里，可以找到一个解，使得各功能模块执行该解对应的目标指令时余量都尽可能的大，以避免有功能模块接近其工作极限，输出量接近饱和，而其他功能模块工作在输出量非常小的状态，因此该解可以是余量最大分配方式下的最优解。
在余量最大分配方式中，首先，对各功能模块的输出归一化，变为0到1之间的量，可以表示为公式(5)：
Figure BDA0003654517430000151
或
Figure BDA0003654517430000152
其中，Fi∈(Fmin,Fmax),i＝1,2,……,n和δj∈(δmin,δmax),j＝1,2,……,m表示各功能模块的输出范围，Fi *是电机的输出归一化结果，δj *是舵机的输出归一化结果。
功能模块余量最大，即为功能模块输出最小。对应到所有功能模块，使得输出量最大的功能模块，都处于输出最小的状态时，可使得所有功能模块余量都最大。
则根据期望加速度和期望角加速度，即上文中的z轴加速度az、x轴加速度ax、y轴加速度ay、俯仰角加速度
Figure BDA0003654517430000153
滚转角加速度
Figure BDA0003654517430000154
偏航角加速度
Figure BDA0003654517430000155
以及上述公式(1)、(5)，可得出以下数学优化模型(6)：
Find:Fi,i＝1,2,……,n；δj,j＝1,2,……,m；
min:Max(Max(Fi),Max(δj))
Figure BDA0003654517430000156
可以采用现有技术的分支定界法(branch and bound，B-&-B)进行求解，得到满足上述模型(6)的F1、F2、···、Fn、δ1、δ2、···、δm。各功能模块执行满足上述模型(6)的F1、F2、···、Fn、δ1、δ2、···、δm对应的目标指令时，可使飞行器的各功能模块的余量最大，有利于挖掘和发挥飞行器的输出能力，防止某些功能模块过快饱和，优化各功能模块的工作强度，延长所有功能模块的工作寿命。特别是在极端情况下，如有一个或多个功能模块不能正常工作时，可以充分的挖掘剩余功能模块的工作潜能，避免有功能模块过快饱和影响飞行器的控制。即满足上述模型(6)的F1、F2、···、Fn、δ1、δ2、···、δm可以是余量最大分配方式下的最优解。其中，目标指令可通过将满足上述模型(6)的F1、F2、···、Fn、δ1、δ2、···、δm输入现有技术的算法模型获得，例如推力电机螺旋桨系统模型、升力电机螺旋桨系统模型、舵机舵面系统模型、倾转系统模型、变距螺旋桨电机系统模型等等，本公开对于根据满足上述条件的F1、F2、···、Fn、δ1、δ2、···、δm获得目标指令的具体方式不作限制。
以上以最经济分配方式和余量最大分配方式下寻找最优解作为示例。本领域技术人员应理解，计算模块中的模块控制分配方式应不限于此，只要模块控制分配方式是符合应用场景需求即可，本公开对于模块控制分配方式的具体实现不作限制。
在一种可能的实现方式中，所述第二功能模块具备自身检测功能，所述来自所述第二功能模块的故障信号由所述第二功能模块执行自身检测功能获得。
通过这种方式，使得管理模块不必担任对第二功能模块的故障进行检测的任务，只需接收第二功能模块的故障信号即可，降低了管理模块的数据处理成本。
在一种可能的实现方式中，所述第一功能模块包括电机和舵机中的一种或多种，所述电机和所述舵机用于驱动螺旋桨；
所述第二功能模块包括螺旋桨状态传感器、高压电池管理器、航电核心计算机中的一种或多种。
使用电机作为功能模块，用于驱动螺旋桨，使得相比内燃机提供动力的飞行器，本公开实施例的飞行器更具安全性，且电力是清洁能源，可降低飞行过程产生的污染。
本公开还提出一种飞行控制系统，包括多个飞控计算机以及多个功能模块，所述飞控计算机执行以上所述的飞行控制方法。其中飞控计算机执行飞行控制方法的示例在上文中已经描述过，在此不再赘述。
在一种可能的实现方式中，所述第一功能模块的类型包括升力动力类型、舵面控制类型以及推力动力类型，所述飞控计算机的类型包括正常类型和备用类型，其中，所述正常类型的飞控计算机数量在三个及以上，所述备用类型的飞控计算机数量在一个及以上；
针对每一正常类型的飞控计算机，该正常类型的飞控计算机连接多条正常高速通讯总线，所述正常高速通讯总线的数量大于或等于升力动力类型的功能模块、舵面控制类型的功能模块、推力动力类型的功能模块的数量的最大值；
每个升力动力类型的功能模块分别连接一条正常高速通讯总线，每个舵面控制类型的功能模块分别连接一条正常高速通讯总线，每个推力动力类型的功能模块分别连接一条正常高速通讯总线；
针对每一备用类型的飞控计算机，该备用类型的飞控计算机分别连接一条备用高速通讯总线，所述备用高速通讯总线的数量大于或等于备用类型的飞控计算机的数量；
所述第一功能模块中的每一功能模块分别连接每一备用高速通讯总线。
至少一个升力动力类型的功能模块、至少一个推力动力类型的功能模块可为飞行器提供升力和推力，再加上至少一个舵面控制类型的功能模块为飞行器提供方向调整能力，在飞行器上配置合适的这些功能模块的组合，使得可以通过调节不同的功能模块的输出，完成对飞行器的6个自由度的全面控制。从而使得飞行控制系统可以适应于电动垂直起降、复合翼构型的飞行器。
升力动力类型、舵面控制类型以及推力动力类型的第一功能模块与普通类型飞控计算机和备份类型飞控计算机的示例性连接方式，可以参照上文以及图1的相关描述，在此不再赘述。需要注意的是，对于正常高速通讯总线，应使得每一正常类型的飞控计算机连接每条正常高速通讯总线，并使得每一第一功能模块均连接在一条正常高速通讯总线上，同一条正常高速通讯总线上连接每一类型的一个第一功能模块。对于备用高速通讯总线，使得其连接每一第一功能模块。飞控计算机、高速通讯总线、第一功能模块的连接方式满足上述需求即可，本申请不对飞控计算机、高速通讯总线、第一功能模块的具体连接方式进行限定。
本公开使用的是成本较低的高速通讯总线实现第一功能模块与飞控计算机之间的连接，如需进一步提升效果，可采用航空以太网网络总线代替高速通讯总线，以实现更高的可靠性。
在一种可能的实现方式中，所述飞行控制系统中，各正常类型的飞控计算机通过专用高速通讯总线相互通信，
每一正常类型的飞控计算机通过正常高速通讯总线获取至少一个升力动力类型的功能模块、至少一个舵面控制类型的功能模块、至少一个推力动力类型的功能模块的实际运行状态参数，并根据获取到的实际运行状态参数得到失效状态信号和目标指令；
每一备用类型的飞控计算机通过备用高速通讯总线获取每个升力动力类型的功能模块、每个舵面控制类型的功能模块、每个推力动力类型的功能模块的实际运行状态参数，并根据获取到的实际运行状态参数得到失效状态信号和目标指令；
所述第一功能模块在预设时间段内未接收到来自正常类型的飞控计算机的目标指令时，执行来自优先级最高的一个备用类型的飞控计算机的目标指令；
所述第二功能模块在预设时间段内未接收到来自正常类型的飞控计算机的失效状态信号时，执行来自优先级最高的一个备用类型的飞控计算机的失效状态信号。
举例来说，结合图1，在飞行器正常运行时，所有的正常类型的飞控计算机(飞控计算机1-3)都会实时在正常高速通讯总线上获取来自第一功能模块的数据(例如上文中的实际运行状态参数)，所有的备用类型的飞控计算机(飞控计算机4)都会实时在备用高速通讯总线上获取来自第一功能模块的数据(例如上文中的实际运行状态参数)，各飞控计算机并分别执行本公开实施例的飞行控制方法，对接收到的数据进行处理，确定失效状态信号、并根据失效状态信号确定目标指令。根据飞控计算机与高速通讯总线的连接方式，每一正常类型的飞控计算机进而通过正常高速通讯总线获取至少一个升力动力类型的功能模块、至少一个舵面控制类型的功能模块、至少一个推力动力类型的功能模块的实际运行状态参数，每一备用类型的飞控计算机通过备用高速通讯总线获取每个升力动力类型的功能模块、每个舵面控制类型的功能模块、每个推力动力类型的功能模块的实际运行状态参数。失效状态信号和目标指令的示例性确定方式在上文中已经描述过，在此不再赘述。
在此情况下，只要有一条正常通讯高速总线连接的第一功能模块正常，各正常类型的飞控计算机都能够通过该正常通讯高速总线获取到第一功能模块的实际运行状态参数，从而保证本公开实施例的飞行控制方法可以在正常类型的飞控计算机中执行。通过这种方式实现冗余设计，从硬件和软件上保证了功能模块的任何单点失效不会产生灾难性事故。即使发生了单点失效，也可以保证飞机以可控的状态工作直至降落，可以保证飞行器飞行的可靠性和安全性。
在一种可能的实现方式中，所述飞行控制系统中，每个正常类型的飞控计算机上分别存储有正常类型的飞控计算机的当前优先级列表，该当前优先级列表中优先级最高的正常类型的飞控计算机向正常高速通讯总线上发送所述目标指令。通过这种方式，可以增加第一功能模块接收到的目标指令的准确度。
在飞行控制系统通电启动的时候，可以先确定好各正常类型的飞控计算机的优先级，其可通过现有技术实现，例如根据启动时间计算随机数，再根据预先设置的规则例如随机数的大小等确定各正常类型的飞控计算机的优先级，得到一个正常类型的飞控计算机的优先级列表。该优先级列表可以在每个正常类型的飞控计算机中存储。可认为全部的正常类型的飞控计算机中，只有优先级最高的一个正常类型的飞控计算机才有权限向正常高速通讯总线上发送目标指令。进一步地，优先级最高的一个正常类型的飞控计算机可以是确定自身未出现故障时才发送目标指令。
正常类型的飞控计算机确定自身是否出现故障的一种示例性方法是图1的相关描述中所提及的“交叉互检”。下面介绍该方法的示例性工作流程。
例如，各正常类型的飞控计算机包括图1所示的飞控计算机1-3，则以飞控计算机1为例，其确定飞控计算机1出现故障的条件例如是：在飞控计算机1判断飞控计算机1未出现故障时，飞控计算机2和飞控计算机3中的都判断飞控计算机1出现故障；或者，在飞控计算机1判断飞控计算机1出现故障时，飞控计算机2和飞控计算机3中的至少一个判断飞控计算机1出现故障。
示例性地，各正常类型的飞控计算机首先具备自检功能，例如对自身获取的实际运行状态参数进行复核，或例如基于相同的实际运行状态参数，对自身确定的失效状态信号和/或目标指令进行复核。在复核前后的实际运行状态参数和/或失效状态信号和/或目标指令相同时，可判断飞控计算机1未出现故障，在复核前后的实际运行状态参数和/或失效状态信号和/或目标指令不同时，可判断飞控计算机1出现故障。需要注意的是，该判断的结果并不是飞控计算机1是否出现故障的最终结果，飞控计算机1是否出现故障的确定还需要参考飞控计算机2和飞控计算机3对于飞控计算机1是否出现故障的判断结果。
各正常类型的飞控计算机可通过专用高速通讯总线(未示出)相互通信，通信的内容可以是实际运行状态参数、飞控计算机确定的失效状态信号、目标指令等等。以目标指令为例，飞控计算机1将其确定的目标指令通过专用高速通讯总线分别传输给飞控计算机2和飞控计算机3，飞控计算机2和飞控计算机3分别将自身确定的目标指令与接收到的来自飞控计算机1的目标指令进行对比，在两个飞控计算机确定的目标指令相同时，可判断飞控计算机1未出现故障，在两个飞控计算机确定的目标指令不同时，可判断飞控计算机1出现故障。飞控计算机2和飞控计算机3完成判断后，可通过专用高速通讯总线将指示飞控计算机1是否出现故障的判断结果输出给飞控计算机1。飞控计算机1根据自身的判断结果以及接收到的判断结果，确定自身是否出现故障。
假设当前优先级列表中，优先级顺序从高到低依次是飞控计算机1、飞控计算机2、飞控计算机3，则按照上述方法，如飞控计算机1确定自身未出现故障，将由飞控计算机1输出其确定的失效状态信号和目标指令。如飞控计算机1确定自身出现故障，则可对自身存储的优先级列表进行更新，将自身在优先级列表中排到最后。并通过专用高速通讯总线发送信息通知飞控计算机2和飞控计算机3更新其存储的优先级列表，将飞控计算机1在优先级列表中排到最后。此后飞控计算机1可进入重启程序。此时，原优先级列表中的第二优先级的飞控计算机2可以成为更新后的优先级列表中的第一优先级。则将由飞控计算机2继续向正常高速通讯总线输出失效状态信号和目标指令。
在极端情况下，全部正常类型的飞控计算机均确定自身出现故障时，预设时间段内，可能没有失效状态信号和目标指令输出到正常高速通讯总线。即第一功能模块在预设时间段内未接收到来自正常类型的飞控计算机的目标指令。同理，第二功能模块在预设时间段内也未接收到来自任正常类型的飞控计算机的失效状态信号。而备用类型的飞控计算机不参与交叉互检过程，其确定的失效状态信号和目标指令可正常输出到备用高速通讯总线，因此在此情况下，第一功能模块可执行来自优先级最高的一个备用类型的飞控计算机(飞控计算机4)的目标指令。第二功能模块可执行来自优先级最高的一个备用类型的飞控计算机(飞控计算机4)的失效状态信号。
以上所述的确定正常类型的飞控计算机确定自身是否出现故障的方法仅为示例，本领域技术人员应理解，在实际应用中，正常类型的飞控计算机的数量可能更多，可以根据飞控计算机的数量和应用场景需求适应性调整飞控计算机确定自身没有出现故障的条件，例如在某一正常类型飞控计算机A判断自身未出现故障时，如果有超过半数的正常类型的飞控计算机判断该飞控计算机A未出现故障，则确定飞控计算机A未出现故障等，或者，也可以不限于交叉互检的方式，只要能够保证对飞控计算机是否出现故障的确定的准确度即可，本公开对确定正常类型的飞控计算机确定自身是否出现故障的方法不作限制。
以上所述的优先级列表更新方法仅为示例，只要能够使得正常类型的飞控计算机输出失效状态信号和目标指令时，优先级列表中的第一优先级的飞控计算机未出现故障即可，本公开对优先级列表的具体更新方法不作限制。
本公开还提出一种飞行器，包括以上所述的飞行控制系统。本公开的飞行器可以是电动垂直起降、复合翼构型的飞行器。
以上已经描述了本公开的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。本文中所用术语的选择，旨在最好地解释各实施例的原理、实际应用或对市场中的技术改进，或者使本技术领域的其它普通技术人员能理解本文披露的各实施例。

Claims (14)

1.一种飞行控制方法，其特征在于，应用于飞行控制系统中的任意飞控计算机，所述飞行控制系统包括多个飞控计算机以及受飞控计算机控制的多个功能模块，所述飞控计算机包括计算模块和管理模块，所述方法包括：
所述计算模块获取第一功能模块的实际运行状态参数，所述第一功能模块为所述多个功能模块中、由所述计算模块控制的至少一个功能模块；
所述计算模块根据所述实际运行状态参数，判断所述第一功能模块是否出现故障，并在出现故障时，将故障信号输出至所述管理模块，所述故障信号指示出现故障的功能模块及故障类型；
所述管理模块接收来自第二功能模块的故障信号以及来自计算模块的故障信号，所述第二功能模块为所述多个功能模块中、不由所述计算模块控制的至少一个功能模块；
所述管理模块根据接收到的全部故障信号确定失效状态信号，所述失效状态信号输出到所述计算模块以及所述第二功能模块时，使所述计算模块和所述第二功能模块根据所述失效状态信号对故障进行处理。
2.根据权利要求1所述的飞行控制方法，其特征在于，所述计算模块获取第一功能模块的实际运行状态参数之前，所述方法还包括：
所述计算模块输出目标指令到所述第一功能模块；
所述计算模块根据所述实际运行状态参数，判断所述第一功能模块是否出现故障，包括：
针对所述第一功能模块中的任意功能模块，该功能模块在目标指令下的实际运行状态参数与该功能模块在目标指令下的预期运行状态参数相符合时，确定该功能模块未出现故障；该功能模块在目标指令下的实际运行状态参数与该功能模块在目标指令下的预期运行状态参数不符时，确定该功能模块出现故障。
3.根据权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述飞控计算机还用于获取和/或处理得到实际加速度、实际速度、实际位置、实际角速度、实际角加速度和实际姿态，作为所述计算模块的输入，所述方法还包括：
在接收到所述失效状态信号时，所述计算模块确定期望速度、期望位置和第一期望姿态；
所述计算模块根据所述期望速度、所述期望位置、所述实际加速度、所述实际速度和所述实际位置，确定期望加速度和第二期望姿态；
所述计算模块根据所述第一期望姿态、所述第二期望姿态、所述实际角速度、所述实际角加速度和所述实际姿态，确定期望角加速度；
所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令并输出至所述第一功能模块。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令并输出至所述第一功能模块，包括：
所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令；
所述计算模块对所述目标指令进行指令平滑处理和/或防过饱和处理，得到处理后的目标指令；
所述计算模块将所述处理后的目标指令输出至所述第一功能模块。
5.根据权利要求3或4所述的方法，其特征在于，所述计算模块根据所述期望速度、所述期望位置、所述实际加速度、所述实际速度和所述实际位置，确定期望加速度和第二期望姿态，包括：
所述计算模块根据所述期望速度、所述期望位置、所述实际加速度、所述实际速度和所述实际位置，以及最近一次得到的目标指令，确定所述期望加速度和所述第二期望姿态。
6.根据权利要求3-5中任一项所述的方法，其特征在于，所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令并输出至所述第一功能模块，包括：
所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令，使所述第一功能模块执行所述目标指令时所需的总功率最小；
所述计算模块将确定的目标指令输出至所述第一功能模块。
7.根据权利要求3-5中任一项所述的方法，其特征在于，所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令并输出至所述第一功能模块，包括：
所述计算模块根据所述期望加速度和所述期望角加速度，确定对应于所述第一功能模块的目标指令，使所述第一功能模块执行所述目标指令时，未被目标指令占用的资源余量最大；
所述计算模块将确定的目标指令输出至所述第一功能模块。
8.根据权利要求1-7中任一项所述的方法，其特征在于，所述功能模块具备自身检测功能，所述来自所述功能模块的故障信号由所述功能模块执行自身检测功能获得。
9.根据权利要求1-8中任一项所述的方法，其特征在于，
所述第一功能模块包括电机和舵机中的一种或多种，所述电机和所述舵机用于驱动螺旋桨；
所述第二功能模块包括螺旋桨状态传感器、高压电池管理器、航电核心计算机中的一种或多种。
10.一种飞行控制系统，其特征在于，包括多个飞控计算机以及多个功能模块，所述飞控计算机执行权利要求1-9中任一项所述的飞行控制方法。
11.根据权利要求10所述的飞行控制系统，其特征在于，所述第一功能模块的类型包括升力动力类型、舵面控制类型以及推力动力类型，所述飞控计算机的类型包括正常类型和备用类型，其中，所述正常类型的飞控计算机数量在三个及以上，所述备用类型的飞控计算机数量在一个及以上；
针对每一正常类型的飞控计算机，该正常类型的飞控计算机连接多条正常高速通讯总线，所述正常高速通讯总线的数量大于或等于升力动力类型的功能模块、舵面控制类型的功能模块、推力动力类型的功能模块的数量的最大值；
每个升力动力类型的功能模块分别连接一条正常高速通讯总线，每个舵面控制类型的功能模块分别连接一条正常高速通讯总线，每个推力动力类型的功能模块分别连接一条正常高速通讯总线；
针对每一备用类型的飞控计算机，该备用类型的飞控计算机分别连接一条备用高速通讯总线，所述备用高速通讯总线的数量大于或等于备用类型的飞控计算机的数量；
所述第一功能模块中的每一功能模块分别连接每一备用高速通讯总线。
12.根据权利要求11所述的飞行控制系统，其特征在于，所述飞行控制系统中，各正常类型的飞控计算机通过专用高速通讯总线相互通信，
每一正常类型的飞控计算机通过正常高速通讯总线获取至少一个升力动力类型的功能模块、至少一个舵面控制类型的功能模块、至少一个推力动力类型的功能模块的实际运行状态参数，并根据获取到的实际运行状态参数得到失效状态信号和目标指令；
每一备用类型的飞控计算机通过备用高速通讯总线获取每个升力动力类型的功能模块、每个舵面控制类型的功能模块、每个推力动力类型的功能模块的实际运行状态参数，并根据获取到的实际运行状态参数得到失效状态信号和目标指令；
所述第一功能模块在预设时间段内未接收到来自正常类型的飞控计算机的目标指令时，执行来自优先级最高的一个备用类型的飞控计算机的目标指令；
所述第二功能模块在预设时间段内未接收到来自正常类型的飞控计算机的失效状态信号时，执行来自优先级最高的一个备用类型的飞控计算机的失效状态信号。
13.根据权利要求12所述的飞行控制系统，其特征在于，所述飞行控制系统中，每个正常类型的飞控计算机上分别存储有正常类型的飞控计算机的当前优先级列表，该当前优先级列表中优先级最高的正常类型的飞控计算机向正常高速通讯总线上发送所述目标指令。
14.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求10-12中任一项所述的飞行控制系统。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN115639773A (zh) * 2022-10-11 2023-01-24 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种四余度飞控计算机余度空中重启方法及装置
CN115743522A (zh) * 2022-11-27 2023-03-07 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种大型运输机备份飞控系统激活方法及系统

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