CN114954909A - 飞行器操纵器装置以及飞行器飞行控制系统 - Google Patents

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Abstract

一种用于飞行器的操纵器装置，包括：主操纵器构件，其设置成具有握持部分的杆构件的形式，在该握持部分处，该杆构件能够由飞行员的手部握持；以及辅助操纵器构件，其设置在主操纵器构件的上部部分处并且具有致动部分，在该致动部分处，该辅助操纵器构件能够由飞行员的拇指手动致动。两个操纵器构件与相应的传感器总成相关联，传感器总成设置成响应于以下中的至少一者而生成电子飞行控制信号或命令：i)相应的操纵器构件围绕与该操纵器构件相关联的两个独立的操控轴中的每一者的枢转运动；ii)在相对于操控轴中的每一者的枢转方向上作用于相应的操纵器构件的力或经由相应的操纵器构件作用的力；以及iii)相应的操纵器构件的侧向挠曲或弯曲。

Description

飞行器操纵器装置以及飞行器飞行控制系统
技术领域
本公开总体涉及一种适合用作飞行器的电传飞行(fly-by-wire)用户 界面的一部分的飞行器操纵器(inceptor)装置以及一种对应的用于飞行器 的飞行控制系统。更具体来说，本发明涉及一种具有冗余用户界面的飞行 控制系统，该飞行控制系统包括至少一个此种操纵器装置。
背景技术
飞行器一般可被分为固定翼类型及旋转翼类型。固定翼飞行器通常包 括多个飞行控制表面，当以可控制的方式定位时，飞行控制表面引导飞行 器从一个目的地移动到另一目的地。飞行器中所包括的飞行控制表面的数 目及类型可有所变化。主飞行控制表面通常是那些用于控制飞行器相对于 俯仰、偏航及滚转轴的运动的控制表面。辅助飞行控制表面通常是那些用 来影响飞行器升力或阻力(或两者)的控制表面。典型的主飞行控制表面包括升降舵(elevators)、副翼(aileron)及方向舵(rudder)，且典型的辅 助飞行控制表面包括多个襟翼(flap)、缝翼(slat)、减速板(speed brake) 及扰流板(spoiler)。
旋转翼飞行器(比如(举例而言)直升机)通常不具有与产生升力的 翼型分离的飞行控制表面，但构成旋转翼的翼型具有针对俯仰及滚转的循 环控制以及针对升力的集体控制。
此外，已知飞行器具有基于推进发动机的垂直起飞及着陆能力，推进 发动机相对于飞行器的横向轴或俯仰轴以可旋转的方式安装。推进发动机 在巡航飞行位置与起飞/着陆位置之间以可控制的方式移动。在巡航位置 中，发动机提供向前的推力，并且飞行器在空中的运动借助于合适的飞行 控制表面控制。在起飞/着陆位置中，推进发动机向下倾斜，以允许基于发 动机提供的推力垂直起飞或着陆。
根据出版物US 2016/0023754 A1及US 2016/0311522 A1以及相同专利 系列的另外的出版物，本申请人德国百合有限公司(Lilium GmbH)已提 出具有垂直起飞及着陆能力并且以电驱动导管螺旋桨作为推进发动机的 此种类型的飞行器。本申请人同时已开发出一种被称为百合飞行汽车 (Lilium jet)的飞行器，该飞行器是鸭翼型飞行器并且具有呈电动导管螺 旋桨形式的多个左前发动机、多个右前发动机、多个左后发动机及多个右 后发动机，这些发动机安装在鸭翼型飞行器的左前鸭翼及右前鸭翼以及左 后翼及右后翼或者主翼的相应襟翼上。这款百合飞行汽车的首次试飞于 2019年10月01日进行。
对于任何此种种类的飞行器及任何其他类型的飞行器，相应飞行控制 系统的用户界面对于保障安全飞行特别相关。飞行员的便利性及抵御技术 故障的能力是重要的方面。在传统上，飞行员与上述飞行控制表面之间的 界面由至少一个控制杆及踏板提供。可替代地，提供左侧杆及右侧杆。
用于飞行器的典型的操纵器装置(例如，呈所谓的侧杆装置的形式) 包括装置基座、被设置成具有握持部分的杆构件形式的操纵器构件以及相 关联的传感器总成。借助于多自由度总成，杆构件相对于装置基座以可移 动的方式安装在杆构件基座处，使得杆构件可围绕与杆构件相关联的两个 独立的操控轴线枢转移动。传感器总成被设置成响应于以下至少一者而产 生电子飞行控制信号或命令：杆构件围绕操控轴中的每一者的枢转运动以 及在相对于操控轴中的每一者的枢转方向上作用于杆构件上的力或经由 杆构件作用的力。
举例来说，从US 2008/0011905 A1、US 2017/0212514 A1、WO 2015/001320 A1及US 2,934,292已知此种操纵器装置。此外，还提到US 8,078,340 B2及US 3,771,037。
此种已知操纵器装置中的一些提供一种冗余度，冗余度与飞行员通过 杆构件或侧杆给出的控制命令有关，控制命令是基于施加到整合到杆构件 或侧杆或与杆构件或侧杆相关联的力传感器的力以及飞行员对杆构件或 侧杆的位置致动。
根据US 2,934,292，控制杆机械地或液压地连接到副翼致动器及升降 舵致动器。此外，力传感器总成被整合到控制杆中，并且来自力传感器总 成的电拾取信号通过放大器被馈送到副翼及升降舵伺服系统，副翼及升降 舵伺服系统与副翼及升降舵致动器连接。因此，副翼及升降舵可基于飞行 员对控制杆的定位以及飞行员对控制杆施加的力来控制。
根据US 8,078,340 B2，飞行员用户界面及副驾驶用户界面各自设置有 飞行控制杆。力传感器以及位置传感器与相应的飞行控制杆相关联，力传 感器以及位置传感器向飞行器的控制布置件供应用户界面位置信号及用 户界面力信号。控制布置件向飞行控制供应飞行控制表面位置命令，飞行 控制转而向适当的飞行控制表面致动器供电。马达与相应的控制杆相关 联，马达用于基于由控制布置件实现的马达控制向相应的控制杆供应用户界面反馈力。
US 3,454,920公开了一种飞行器、直升机、航天运载器等的操纵杆 (joystick)控制构件，该操纵杆控制构件具有手部握持件及所谓的“刚性 杆”型集成辅助控制元件。此控制元件被设置成细长的柔性转轴或杆构件 的形式，柔性转轴或杆构件的下端附接在手部握持件的上部部分中的凹槽 的底部处。飞行员在手部握持件处握持操纵杆的手部可容易地在任何侧向 方向上按压固定到细长柔性转轴或杆构件的上端的操作旋钮。多个应变仪安装在转轴或杆构件的圆周表面上，这些应变仪与电子电路部件连接，以 响应于细长柔性转轴或杆构件的侧向弯曲及挠曲而提供电信号。根据美国 专利文件的引用部分中对技术背景的论述，似乎此辅助控制元件旨在用作 火控元件或者雷达或其他追踪系统中的控制元件。
用于客运航空运输的商用飞行器由两名飞行员驾驶且因此具有冗余 飞行员控制。商用电传飞行飞行器通常使用两种选项中的一者来提供冗余 飞行员控制：具有传统控制柱的飞行器将两名飞行员的柱机械连接。在一 个控制柱堵塞或故障的情形中，手动断开机构允许机组人员将这些柱分 离，使得可使用未被堵塞的柱完成飞行。在具有侧杆的飞行器中，每一侧 杆具有“优先”按钮或类似按钮，使得按下该按钮的飞行员可完全控制飞 行器，并且如果按下足够长的时间，则另一侧杆将被宣布故障。
单一飞行员军用飞行器不必遵守与民用飞行器使用的安全要求相同 的严格安全要求，因此不需要由可相互独立使用的两个替代用户界面提供 的冗余。
然而，拟定用于客运运输的民用单一飞行员必须遵守监管要求，比如， 要求调用冗余的EASA SC-VTOL 2510要求。基于传统概念满足此种要求 可能会带来关于重量及复杂性以及所需安置空间的具体问题。
鉴于上述情况，本发明的目的是提供一种用于飞行器的操纵器装置， 可基于该操纵器装置实现针对技术故障的充分冗余，而不需要完全冗余的 操纵器系统。
本发明的另一目的是提供一种用于飞行器的操纵器装置，飞行员可方 便地使用该操纵器装置来驾驶飞行器。
发明内容
为实现这些目的中的至少一者，本发明根据第一方面提供一种用于飞 行器的飞行控制系统，该飞行控制系统包括至少一个操纵器装置，该至少 一个操纵器装置与飞行控制计算机系统电连接或光学连接，飞行控制计算 机系统被配置成基于从操纵器装置接收的飞行控制信号或命令实现对飞 行器的飞行控制。操纵器装置包括：
-装置基座；
-主操纵器构件，主操纵器构件被设置成具有握持部分的杆构件的 形式，在握持部分处，杆构件可由飞行员的手部握持，其中主操纵 器构件相对于装置基座安装在主操纵器构件基座处；
-主传感器总成，主传感器总成被设置成响应于以下中的至少一者 而生成电子飞行控制信号或命令：i)主操纵器构件围绕两个独立的 操控轴中的每一者的枢转运动；ii)在相对于操控轴中的每一者的 枢转方向上作用于主操纵器构件的力或经由主操纵器构件作用的 力；以及iii)主操纵器构件的侧向挠曲或弯曲；
-辅助操纵器构件，辅助操纵器构件具有致动部分，在致动部分处， 辅助操纵器构件可由飞行员的拇指手动致动，其中辅助操纵器构件 相对于主操纵器构件的上部安装部分安装在与主操纵器构件基座 相对的辅助操纵器构件基座处；以及
-辅助传感器总成，辅助传感器总成被设置成响应于以下中的至少 一者而生成电子飞行控制信号或命令：i)辅助操纵器构件围绕与辅 助操纵器构件相关联的两个独立操控轴中的每一者的枢转运动；ii) 在相对于操纵轴中的每一者的枢转方向上作用于辅助操纵器构件 的力或经由辅助操纵器构件作用的力；以及iii)主操纵器构件的侧 向挠曲或弯曲。
根据本发明，飞行控制计算机系统被配置成基于与由操纵器装置的主 传感器总成生成的电子飞行控制信号或命令对应或者基于电子飞行控制 信号或命令的飞行控制信号或命令而在主控制模式下实现飞行控制，并且 基于与由操纵器装置的辅助传感器总成生成的电子飞行控制信号或命令 对应或者基于电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令而在辅助 控制模式下实现飞行控制。
根据本发明，在借助于主操纵器构件的飞行员输入由于某种原因发生 故障的情形中，辅助操纵器构件为飞行员输入提供冗余方法。因此可提供 一种用于单一飞行员飞行器的飞行员控制系统，该飞行员控制系统具有根 据本发明的相应操纵器装置形式的两个侧杆，两个侧杆位于飞行员的每一 侧处。可被设置成以所谓的拇指操纵杆(简称“拇指杆”)的形式的辅助 操纵器构件位于相应的主操纵器构件或杆构件上，以便由飞行员的拇指操作。飞行员可通过致动某种另外的控制构件(例如某种“杆故障开关”) 来选择这些辅助操纵器构件作为主控制器件，另外的控制构件可位于适当 的位置，例如位于侧杆或侧杆基座或者装置基座的握持件上。
为实现这些目的中的至少一者，本发明还根据第二方面提供一种用于 飞行器的操纵器装置，该操纵器装置包括：
-装置基座；
-主操纵器构件，主操纵器构件被设置成具有握持部分的杆构件的 形式，在握持部分处，杆构件可由飞行员的手部握持，其中主操纵 器构件相对于装置基座安装在主操纵器构件基座处；以及
-主传感器总成，主传感器总成被设置成响应于以下中的至少一者 而生成电子飞行控制信号或命令：i)主操纵器构件围绕两个独立的 操控轴中的每一者的枢转运动；ii)在相对于操控轴中的每一者的 枢转方向上作用于主操纵器构件的力或经由主操纵器构件作用的 力；以及iii)主操纵器构件的侧向挠曲或弯曲；
根据本发明，操纵器装置还包括：
-辅助操纵器构件，辅助操纵器构件具有致动部分，在致动部分处， 辅助操纵器构件可由飞行员的拇指手动致动，其中辅助操纵器构件 相对于主操纵器构件的上部安装部分安装在与主操纵器构件基座 相对的辅助操纵器构件基座处；以及
-辅助传感器总成，辅助传感器总成被设置成响应于以下中的至少 一者而生成电子飞行控制信号或命令：i)辅助操纵器构件围绕与辅 助操纵器构件相关联的两个独立操控轴中的每一者的枢转运动；ii) 在相对于操纵轴中的每一者的枢转方向上作用于辅助操纵器构件 的力或经由辅助操纵器构件作用的力；以及iii)主操纵器构件的侧 向挠曲或弯曲。
在借助于主操纵器构件的飞行员输入由于某种原因发生故障的情形 中，可有利地使用辅助操纵器构件为飞行员输入提供冗余方法。因此可提 供一种用于单一飞行员飞行器的飞行员控制系统，该飞行员控制系统具有 根据本发明的相应操纵器装置形式的两个侧杆，两个侧杆位于飞行员的每 一侧处。可被设置成以所谓的拇指操纵杆(简称“拇指杆”)的形式的辅 助操纵器构件位于相应的主操纵器构件或杆构件上，以便由飞行员的拇指 操作。飞行员可通过致动某种另外的控制构件(例如某种“杆故障开关”) 来选择这些辅助操纵器构件作为主控制器件，该另外的控制构件可位于适 当的位置，例如位于侧杆或侧杆基座或者装置基座的握持件上。
根据本发明会实现飞行员的轻量冗余及直观控制。飞行器的较低重量 有助于增加飞行器的航程，其是电动飞行器的重要因素。
可应用控制杆、侧杆、拇指杆、控制旋钮等各种众所周知的实施方案 实现主操纵器构件及辅助操纵器构件。
举例来说，主操纵器构件可在其主操纵器构件基座处刚性地附接到装 置基座并且可包括细长的柔性主转轴部分，主传感器总成的多个主应变仪 以角度分布的方式附接到主转轴部分，使得主应变仪响应于细长的柔性主 转轴部分的侧向弯曲或挠曲而提供电信号。因此，主操纵器构件将是所谓 的“刚性杆”类型主操纵器构件。
相应地，辅助操纵器构件可在其辅助操纵器构件基座处刚性地附接到 主操纵器构件的上部安装部分并且可包括细长的柔性辅助转轴部分，第二 传感器总成的多个辅助应变仪以角度分布的方式附接到辅助转轴部分，使 得辅助应变仪响应于细长的柔性辅助转轴部分的侧向弯曲或挠曲而提供 电信号。因此，辅助操纵器构件将是所谓的“刚性杆”类型辅助操纵器构 件。
根据有利的替代实施例，主操纵器构件借助于主多自由度总成相对于 装置基座以可移动的方式安装在其主操纵器构件基座处，使得主操纵器构 件可围绕与主操纵器构件相关联的两个独立的操控轴枢转移动。
相应地，辅助操纵器构件可借助于辅助多自由度总成相对于主操纵器 构件的上部安装部分以可移动的方式安装在其辅助操纵器构件基座处，使 得辅助操纵器构件可围绕与辅助操纵器构件相关联的两个独立的操控轴 枢转移动。
不排除主多自由度总成提供至少一个另外的运动自由度，例如主操纵 器构件围绕与操控轴实质上垂直的纵向轴的旋转运动，如从US 2008/0011905 A1及US 3,771,037中已知。以此种方式，例如可提供一种方 便的方式来控制飞行器在地面上的滚转运动。
有利地，主操纵器构件可被设置成手柄的形式，飞行员的手部可在主 操纵器构件的握持部分处抓握该手柄。在US 2008/0011905 A1中示出可适 用于本发明的上下文中的已知手柄的形状的实例。可替代地，主操纵器构 件可为实质上长于其握持部分的细长构件，飞行员的手部通常会在该握持 部分处抓握主操纵器构件。
如已经提到的，辅助操纵器构件可被设置成拇指杆(或拇指状杆 (thumb stick))的形式。然而，可选地，辅助操纵器构件可被设置成例如 拇指旋钮(或拇指状旋钮(thumbknob))的形式。最后，可通过该飞行员 /飞行员的手部的拇指在其握持部分处使用飞行员手部的其他手指抓握主 操纵器构件而在其致动部分被致动的任何种类的控制元件均是合适的。如 上所述，优选为拇指杆或拇指旋钮形式的控制元件可安装成相对于两个独 立的操控轴可枢转地移动。
有利的是，操纵器装置可包括至少一个另外的可手动操作的控制构 件，以用于生成至少一个另外的电子控制信号或命令。该至少一个另外的 可手动操作的控制构件可位于主操纵器构件或装置基座的表面上。此种可 手动操作的控制构件可用作所提到的“杆故障开关”，以用于选择用于主 控制的辅助操纵器构件。
主传感器总成可布置在装置基座内，优选地与主多自由度总成整合在 一起。
辅助传感器总成可布置在主操纵器构件的上部安装部分内，优选地与 辅助多自由度总成整合在一起。
主操纵器构件以及辅助操纵器构件可为无源的或有源的。对于无源主 操纵器构件，建议该装置包括无源主力反馈总成，该无源主力反馈总成被 设置成向主操纵器构件施加与相对于主操纵器构件的操控轴中的每一者 施加到主操纵器构件的相应枢转位移相反的反作用力，其中无源主力反馈 总成根据预定的力感特性施加反作用力。
对于有源主操纵器构件，建议该装置包括有源主力反馈总成，该有源 主力反馈总成被设置成向主操纵器构件施加与相对于主操纵器构件的操 控轴中的每一者施加到主操纵器构件的相应枢转力或位移相反的反作用 力，其中有源主力反馈总成根据由有源主力反馈总成接收的电子控制信号 或命令所命令的可变力感特性来施加反作用力。
相应的无源主力反馈总成或有源主力反馈总成可布置在装置基座内， 优选地与主多自由度总成及主传感器总成中的至少一者整合在一起。
对于无源辅助操纵器构件，建议该装置包括无源辅助力反馈总成，该 无源辅助力反馈总成被设置成向辅助操纵器构件施加与相对于辅助操纵 器构件的操控轴中的每一者施加到辅助操纵器构件的相应枢转位移相反 的反作用力，其中无源辅助力反馈总成根据预定的力感特性施加反作用 力。
对于有源辅助操纵器构件，建议该装置包括有源辅助力反馈总成，该 有源辅助力反馈总成被设置成向辅助操纵器构件施加与相对于辅助操纵 器构件的操控轴中的每一者施加到辅助操纵器构件的相应枢转力或位移 相反的反作用力，其中有源辅助力反馈总成根据由有源辅助力反馈总成接 收的电子控制信号或命令所命令的可变力感特性来施加反作用力。
无源辅助力反馈总成或有源辅助力反馈总成可布置在主操纵器构件 的上部安装部分内，优选地与辅助多自由度总成及辅助传感器总成中的至 少一者整合在一起。
在优选的情况下，仅出于冗余目的而提供辅助操纵器构件的情形中， 例如由作为无源辅助力反馈总成的弹簧布置件提供的预定的力感特性在 大多数情况下应是足够的并且有利于降低复杂性及安置空间要求。
根据第三方面，本发明提供一种用于飞行器的飞行控制系统，该飞行 控制系统包括飞行控制计算机系统及至少一个操纵器装置，后者由根据第 二方面的本发明提供。
根据本发明的第一方面及第三方面，可能为两个的此种操纵器装置可 属于飞行控制系统，例如用于提供飞行员用户界面的左侧杆及右侧杆。根 据电传飞行方法，操纵器装置或相应操纵器装置将与飞行控制计算机系统 电连接或光学连接。飞行控制计算机系统被配置成基于从操纵器装置或相 应操纵器装置接收的飞行控制信号或命令来实现飞行器的飞行控制。由飞 行控制计算机系统实现的飞行控制通常包括控制飞行器的飞行控制表面、 控制飞行器的一个或多个发动机以及控制飞行器的致动器中的至少一者。 此外，飞行器的地面控制(通常包括轮速度控制及轮转向控制)可由飞行 控制计算机系统基于飞行员借助于操纵器装置或相应操纵器装置给出的 命令(即，基于从操纵器装置或相应操纵器装置接收的地面控制信号或命 令)来实现。
如已根据本发明的第一方面提到及提出的，为提供前述内容中考虑的 有利冗余，飞行控制计算机系统可被配置成：a)基于与由操纵器装置的主 传感器总成生成的电子飞行控制信号或命令对应或者基于电子飞行控制 信号或命令的飞行控制信号或命令而在主控制模式下实现飞行控制；以及 b)基于与由操纵器装置的辅助传感器总成生成的电子飞行控制信号或命 令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令而在辅助控制模式下实现飞行控制。
可适当地将所提到的冗余定义如下：主控制模式优选地是正常控制模 式，在正常控制模式下飞行控制是基于与由操纵器装置的主传感器总成生 成的电子飞行控制信号或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令 的飞行控制信号或命令，但不基于与由操纵器装置的辅助传感器总成生成 的电子飞行控制信号或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的 飞行控制信号或命令，并且辅助控制模式是冗余控制模式，在冗余控制模式下飞行控制是基于与由操纵器装置的辅助传感器总成生成的电子飞行 控制信号或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信 号或命令，但不基于与由操纵器装置的主传感器总成生成的电子飞行控制 信号或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或 命令。
飞行控制计算机系统可有利地被配置成基于以下中的至少一者在主 控制模式与辅助控制模式之间自动切换：i)监测到与操纵器装置相关的至 少一个条件；ii)从操纵器装置接收的至少一个飞行控制信号或命令；以 及iii)待从操纵器装置接收的至少一个控制信号或命令的缺失。
在此上下文下，进一步提出飞行控制计算机系统的冗余管理功能或飞 行控制系统的单独冗余管理控制器(可能属于操纵器装置)，飞行控制计 算机系统的冗余管理功能或飞行控制系统的单独冗余管理控制器被配置 成基于以下中的至少一者在主控制模式与所述辅助控制模式之间自动切 换：i)监测到与操纵器装置相关的至少一个条件；ii)从操纵器装置接收 的至少一个飞行控制信号或命令；iii)待从操纵器装置接收的至少一个控制信号或命令的缺失；iv)由主传感器总成生成的电子飞行控制信号或命 令；以及v)由辅助传感器总成生成的电子飞行控制信号或命令。
优选地，飞行控制计算机系统或者飞行控制计算机系统的冗余管理功 能或冗余管理控制器被配置成识别操纵器装置的至少一个故障转移条件， 其中至少一个故障转移条件与主传感器总成及主控制模式中的至少一者 相关，并且指示基于由操纵器装置的主传感器总成生成的电子飞行控制信 号或命令实现飞行控制的可能的障碍或故障；并且优选地被配置成在识别 出至少一个故障转移条件时启动或实现从主控制模式到辅助控制模式的 切换。然而，不排除此种切换将由飞行员以合适的方式来命令，例如，通 常在接收到声音或/和视觉故障转移警报时而通过致动合适的控制构件来 手动地命令。
在此上下文中，进一步提出主传感器总成及辅助传感器总成中的至少 主传感器总成是冗余传感器总成，冗余传感器总成被配置成生成冗余电子 飞行控制信号或命令，优选地生成至少三重冗余电子飞行控制信号或命 令。
有利的是，冗余传感器总成对于两个独立操控轴中的每一者可具有至 少两个、优选地至少三个独立传感器，独立传感器被配置成生成独立电子 飞行控制信号或命令，其中冗余电子飞行控制信号或命令是基于或包括所 生成的所述独立电子飞行控制信号或命令。
有利的是，飞行控制计算机系统的冗余管理功能/该冗余管理功能或飞 行控制系统的单独冗余管理控制器/该单独冗余管理控制器(可能属于操纵 器装置)可被配置成针对包括故障条件及差异条件中的至少一者的至少一 个预定条件的出现而监测冗余电子飞行控制信号或命令，并且还被配置成 通过以下中的至少一者对至少一个预定条件的此种出现作出响应：
i)减轻冗余电子飞行控制信号或命令内的故障及差异中的至少一者，
ii)确定用作飞行控制的基础的电子飞行控制信号或命令，以及
iii)识别操纵器装置的故障转移条件/该故障转移条件，其中故障转移 条件与主传感器总成及主控制模式中的至少一者相关，并且优选地在识别 到故障转移条件时自动从主控制模式切换到辅助控制模式。
一般来说，提出：飞行控制系统包括视觉信令器件及声学信令器件中 的至少一者，以指示以下中的至少一者：i)主控制模式及辅助控制模式的 当前现用控制模式；ii)从主控制模式到辅助控制模式的切换；以及iii) 对故障转移条件/该故障转移条件的识别。
在此上下文中，还提出：飞行控制计算机系统被配置成基于从操纵器 装置接收的至少一个另外的控制信号或命令在主控制模式与辅助控制模 式之间切换。举例来说，飞行控制计算机可通过手动操作操纵器装置的控 制构件/该控制构件而在主控制模式与辅助控制模式之间切换。
根据优选实施例，控制构件是可移动防护构件，可移动防护构件将辅 助操纵器构件的手动触及以及对辅助操纵器构件的致动中的至少一者阻 挡在阻挡位置，并且允许在启用位置由飞行员的拇指启用对辅助操纵器构 件的手动致动。
有利的是，飞行控制计算机系统可被配置成控制操纵器装置的至少一 个主动力反馈总成。
如已提到的，飞行控制系统可包括根据本发明的第二方面的第一操纵 器装置及根据本发明的第二方面的第二操纵器装置。优选地，第一操纵器 装置及第二操纵器装置位于飞行员座椅的左侧及右侧。
有利的是，由相应操纵器装置提供的用户界面的冗余是针对每一操纵 器装置独立提供。为此，建议：i)飞行控制系统被配置成基于从第一操纵 器装置接收的飞行控制信号或命令而根据主控制模式或辅助控制模式交 替地实现飞行控制，而不论当前是否基于从第二操纵器装置接收的飞行控 制信号或命令而根据主控制模式或辅助控制模式实现飞行控制，并且ii) 飞行控制计算机系统被配置成基于从第二操纵器装置接收的飞行控制信号或命令而根据主控制模式或辅助控制模式交替地实现飞行控制，而不论 当前是否基于从第一操纵器装置接收的飞行控制信号或命令而根据主控 制模式或辅助控制模式实现飞行控制。
根据第四方面，本发明提供一种包括根据本发明的第二方面的飞行控 制系统的飞行器。该飞行器可为单一飞行员飞行器。该飞行器可具有垂直 起飞及着陆(verticaltake-off and landing，VTOL)能力。该飞行器可为鸭 翼型飞行器。
然而，本发明及其四个方面可应用于任何种类的飞行器，尤其也可应 用于所有类型的飞行器，这些在前面对技术背景的说明中已考虑到。
附图说明
图1示意性地示出具有用于飞行员的冗余用户界面的飞行器的飞行控 制系统。
图2针对围绕两个正交操控轴的枢转控制运动示意性地示出用户界面 的左侧杆及右侧杆且示意性地示出用于允许此种可移动性及用于生成反 映此种控制运动的电子飞行控制信号或命令的相关联总成。
图3针对围绕两个正交操控轴的枢转控制运动示意性地示出用户界面 的左侧拇指杆及右侧拇指杆且示意性地示出用于允许此种可移动性及用 于生成反映此种控制运动的电子飞行控制信号或命令的相关联总成。
图4示出相应侧杆及相应拇指杆具有相关联冗余传感器总成的可能 性。
图5示出飞行控制系统的冗余管理功能或冗余管理控制器。
图6示出可作为左侧杆或右侧杆或者左拇指杆或右拇指杆提供的所谓 的“刚性杆”，其中图6a)是“刚性杆”的侧视图且图6b)是“刚性杆”的剖视图， 其示出附接到“刚性杆”的四个应变仪。
图7示意性地示出具有防护构件形式的控制构的侧杆，防护构件将拇 指杆遮蔽在防护或阻挡位置并且允许在启用位置手动致动拇指杆。
图8是鸭翼型飞行器的示意性俯视图，鸭翼型飞行器可被实施为具有 VTOL能力的单一飞行员飞行器并且可提供有根据本发明的飞行控制系 统。
具体实施方式
图1至图3示意性地示出及例示出本发明的飞行控制系统10的非限 制性实例。飞行控制系统具有飞行控制计算机系统12，飞行控制计算机系 统12可根据常规概念(尤其是提供冗余的概念)来实现。实例是具有三 个冗余飞行控制计算机的传统三重架构，该计算机冗余地连接(例如，经 由三个网络)，一方面具有飞行员用户界面且另一方面基于飞行员的命令 控制飞行器的元件及器件。作为传统冗余概念的实例，可参考US 7,337,044 B2、US8,935,015 B2及US 8,818,575 B2。
在图1中，飞行器的各种组件由元件14至24示意性地表示，元件14 至24可表示各种传感器、致动器(例如用于以可控制的方式移动飞行控 制表面的致动器，例如襟翼等)、推进发动机等。为简单起见，这些元件 被示出为直接与飞行控制计算机系统12连接，这确实是一种选择。然而， 优选使用航空电子主干网，例如AFDX/ARINC 664或ARINC 629，或者总线系统，例如CAN总线系统，以将各种组件与飞行控制计算机系统12 光学连接或电链接。依据相应的装置而定，直接或经由相应的主干网或总 线的此种链接可为单向的或双向的。
飞行控制系统10还包括飞行员用户界面，飞行员用户界面可包括左 侧杆装置30a及右侧杆装置30b，左侧杆装置具有左侧杆32a且右侧杆装 置具有右侧杆32b。两个侧杆均可围绕至少大致在飞行器的纵向方向上延 伸的第一操控轴在左右方向上枢转，并且可围绕至少大致在飞行器的横向 方向上延伸的第二操控轴在前后方向上枢转，第二操控轴优选地正交于第 一操控轴。
相应侧杆围绕第一操控轴的枢转可移动性在图2中由箭头L表示，且 相应侧杆围绕第二操控轴的枢转可移动性在图2中由箭头T表示，箭头T 在图2中示出为在图的绘图平面中垂直延伸，以用于表示与绘图平面正交 的前后方向上的枢转运动。
为提供围绕两个独立操控轴的此种可移动性，相应侧杆借助于多自由 度总成36a及36b相对于相应侧杆装置的装置基座或装置壳体34a或34b 安装。与两个侧杆相关联的还有相应传感器总成38a及38b，传感器总成 38a及38b可与相应的多自由度总成整合在一起。这些传感器总成38a及 38b各自需要至少两个传感器，一个传感器对侧杆在左右方向上的枢转运 动作出响应且另一传感器对侧杆在前后方向上的枢转运动作出响应。可替 代地，传感器总成可对经由侧杆施加的枢转力以及作用于左右方向或前后 方向上的枢转力作出响应。可提供传感器总成对两者的响应，即，对左右 方向及前后方向上侧杆的定位以及对作用于侧杆上或由侧杆施加在这些 方向上的枢转力的响应。
图1针对两个侧杆仅示出相应传感器总成38a及38b的传感器子总成， 即，一个或多个传感器40a及40b，传感器子总成对侧杆32a及侧杆32b 在前后方向上的枢转定位作出响应。将需要对侧杆在左右方向上的枢转定 位作出相应的至少一个另外的传感器。
由传感器总成38a及传感器总成38b生成的电子飞行控制信号或电子 飞行控制命令经由电子或光学连接链路42a及42b发射到飞行控制计算机 系统12。
原则上，预定的静态力感特性对于两个侧杆来说是足够的，这可通过 弹性弹簧布置件或类似的被动力反馈总成(可能仅为相应传感器的复位弹 簧等)来适当地实现。然而，合适的力反馈总成44a及44b可为两个侧杆 提供有利的有源力感特性，力反馈总成44a及44b经由连接链路46a及46b 从飞行控制计算机系统12接收合适的控制信号或命令。力反馈总成44a 及44b可分别与多自由度总成36a及传感器总成38b中的至少一者以及多 自由度总成36b及传感器总成38b中的至少一者整合在一起。
两个控制杆(侧杆)32a及32b均设置有辅助操纵器构件50a及50b， 例如，呈拇指杆或拇指旋钮的形式。此辅助操纵器构件安装在相应侧杆的 上部安装部分上，以相对于两个独立操控轴可枢转地移动，如果侧杆处于 原位或中立位置，其中侧杆通常抵抗作用在侧杆上的弹性或主动复位力 (例如来自相应有源或无源力反馈总成)而不在左右方向或前后方向上偏 转，则操控轴优选平行于侧杆的两个操控轴。
图3示出基于相应侧杆32a及32b位于其原始位置或中立位置的假设 的辅助操纵器构件50a及50b的枢转可移动性。
与侧杆的实现相似，辅助操纵器构件(尤其是拇指杆50a及50b)可 借助于多自由度总成52a及52b围绕两个独立操控轴移动。在相应侧杆的 原始位置或中立位置，这些轴可有利地基本上对应于相应侧杆的两个操控 轴，如下所示：
两个拇指杆皆可围绕至少大致在飞行器的纵向方向上延伸的第一操 控轴在左右方向上枢转，并且围绕至少大致在飞行器的横向方向上延伸的 第二操控轴在前后方向上枢转，第二操控轴优选地正交于第一操控轴。
相应拇指杆围绕第一操控轴的枢转可移动性在图3中由箭头L表示， 且相应拇指杆围绕第二操控轴的枢转可移动性在图3中由箭头T表示，箭 头T在图3中被示出为在图的绘图平面中垂直延伸，以用于表示与绘图平 面正交的前后方向上的枢转运动。
然而，也存在其他合适的可能性，正如从传统的飞行员用户界面中已 知的那样。举例来说，两个拇指杆可围绕至少大致在飞行器的纵向方向上 延伸的第一操控轴在左右方向上枢转，并且围绕至少大致在飞行器的横向 方向上延伸的第二操控轴在上下方向上枢转，第二操控轴优选地正交于第 一操控轴。为此，拇指杆可从侧杆的上端区段基本上在水平方向上朝向飞 行员突出，而不是从侧杆的上端区段基本上向上突出，如示意图中所示。
与侧杆类似，相应传感器总成54a及54b与每一拇指杆相关联，传感 器总成54a及54b对拇指杆相对于其两个操控轴的枢转定位及经由拇指杆 在这些枢转方向上作用的枢转力中的至少一者作出响应。传感器总成54a 及54b可与相应多自由度总成52a及52b整合在一起。
在大多数情形中，具有预定的静态力感特性对于两个拇指杆50a及50b 来说是足够的，静态力感特性例如可借助于作为无源力反馈总成的弹簧布 置件来获得，可能通过相应传感器总成的传感器的复位弹簧来获得。然而， 不排除拇指杆50a及50b也设置有有源力反馈总成56a及56b，有源力反 馈总成56a及56b可分别与多自由度总成52a及传感器总成54a中的至少 一者以及多自由度总成52b及传感器总成54b中的至少一者整合在一起。
与图2的连接链路42a及46a以及连接链路42b及46b类似的连接链 路已将图3中的参考标记58a及60a与参考标记58b及60b相关联。
如上所述，两个拇指杆50a及50b可枢转移动地安装到侧杆32a的上 部安装部分及侧杆32b的上部安装部分。相应的多自由度总成与相应的传 感器总成以及相应的力反馈总成(如果提供)一起整合到侧杆的此部分中。 这些侧杆可被表示为主操纵器构件32a及主操纵器构件32b。
在图1中，相应传感器总成54a及54b的传感器子总成(即，对相应 拇指杆在前后方向上的枢转定位作出响应的至少一个传感器)分别被表示 为62a及62b。每一拇指杆必须需要另外的至少一个此种传感器，其对拇 指杆50a及50b在左右方向上的枢转定位作出响应。
原则上，两个辅助操纵器构件或拇指杆50a及50b可用于独立于借助 于相应的主操纵器构件或侧杆32a及32b进行的控制的飞行器的任何种类 的控制。然而，优选的是，如果借助于相应侧杆32a及32b的控制由于某 种原因出现故障，则辅助操纵器构件50a及50b被提供用于冗余目的，即， 供飞行员使用。
在此种情形中，如果分配给侧杆在左右方向及前后方向上的枢转运动 的相同控制命令被分配给相对于这些枢转方向的相应拇指杆，则此为有利 的。
举例来说，左侧杆32a以及左拇指杆50a在前后方向上的枢转运动可 被分配给飞行器的垂直运动控制，即，飞行器在上下方向上的运动。左侧 杆32a以及左拇指杆50a在左右方向上的枢转运动可被分配给飞行器的转 弯控制，即，飞行器向左及向右的转弯运动。
此外，右侧杆32b及右拇指杆50b在前后方向上的枢转运动可被分配 给飞行器的纵向运动及速度控制，即，在前后方向上的运动及速度。右侧 杆32b以及右拇指杆50b在左右方向上的枢转运动可被分配给飞行器的侧 向运动控制，即，飞行器在侧向上向左及在侧向上向右的运动。
此处作为非限制性实例提到的这些分配是指图8中所示的鸭翼式飞行 器的可能实现方式。相反，对于飞行员来说，常规用户界面的飞行控制命 令的通常公知的分配可被分配给侧杆且拇指杆的情况类似，尤其是在常规 飞行器不具有垂直起飞及着陆(VTOL)能力的情形中。
在所阐释的优选冗余的情形中，飞行控制计算机系统12可相对于左 侧杆装置30a及相对于右侧杆装置30b以两种可替换的控制模式进行操作， 优选地对于这两种侧杆装置均为独立的。在第一控制模式或主控制模式 中，飞行控制计算机系统12基于从相应侧杆32a或32b的传感器总成(主 传感器总成)38a或38b接收的飞行控制信号或命令来实现飞行控制。在 第二控制模式或辅助控制模式中，飞行控制计算机系统12基于从相应拇 指杆50a或50b的传感器总成(辅助传感器总成)54a或54b接收的飞行 控制信号或命令来实现飞行控制。
左侧杆装置30a及右侧杆装置30b的两种控制模式之间的切换可由飞 行控制计算机系统自动完成，这取决于经由某些连接线接收到的飞行控制 计算机系统的某些输入。然而，可选地在相应的两种控制模式之间提供的 切换只能在飞行员的控制下进行。优选地，飞行控制计算机的自动切换与 飞行员可主动命令从第一控制模式或主控制模式切换到第二控制模式或 辅助控制模式以及从第二控制模式或辅助控制模式切换到第一控制模式或主控制模式的可能性相组合。
为允许飞行员进行此种切换，两个侧杆装置30a及30b可设置有手动 操作的控制元件，比如控制按钮63a及63，控制按钮63a及63b可分别位 于装置基座34a及34b的表面上，如图1中的实例所示。可替代地，此种 控制元件可整合在侧杆32a及侧杆32b中，例如可在无需将左手或右手从 相应的侧杆移开的情况下被飞行员的手指触及。举例来说，此种控制按钮 可嵌入相应侧杆的侧表面中。
应补充的是，两个侧杆32a及32b以及两个辅助操纵器构件(如优选 的拇指杆50a及50b)可设置有关于传感器布置件的冗余。可提供独立操 作的多个传感器或传感器拾取器，以用于围绕相应的两个操控轴的枢转运 动度。
图4示出关于在前后方向上围绕左右操控轴的枢转可移动性的对应实 例。假设示出左侧杆，则侧杆132a与传感器子总成190a相关联，传感器 子总成190a包括三个独立的定位传感器(或力传感器)170、172及174， 这些定位传感器(或力传感器)170、172及174对在前后方向上的枢转运 动(或枢转力)作出响应，并且这些定位传感器(或力传感器)170、172及174各自与飞行控制计算机系统连接，可能与此飞行控制计算机系统的 至少三个独立的飞行控制计算机中的不同的一者连接。
相应地，辅助操纵器构件或拇指杆150a可具有相关联的多个独立传感 器，在图4的实例中为两个独立的定位传感器(或力传感器)，多个独立 传感器对前后方向上的枢转运动(或枢转力)作出响应，并且多个独立传 感器各自与飞行控制计算机系统连接，可能与此飞行控制计算机系统的至 少三个独立的飞行控制计算机中的不同的一者连接。对应的子传感器总成 162a在图4中示出，具有这两个传感器176及178。所提到的左侧杆及左 侧拇指杆的可能性类似地适用于右侧杆及右侧拇指杆。如果需要，当然也 可为两个拇指杆实现三重或三倍冗余而不是所示的双重或双倍冗余，并且 也可为两个侧杆提供双重或双倍冗余而不是所示的三重或三倍冗余。如果 需要，甚至可提供更高程度的冗余(例如，四重冗余)。
可使用所属领域中常规已知的传感器，诸如，旋转可变差动变压器 (RotaryVariable Differential Transformer，RVDT)或线性可变差动变压器 (LinearlyVariable Differential Transformer，LVDT)、电位计、霍尔传感器 及应变仪。对于与侧杆相关联的传感器，推荐使用RVDT或LVDT，而对 于需要较少安置空间的拇指杆传感器类型，诸如电位计、霍尔传感器及应 变仪会更为合适。
一般来说，用于相应侧杆及相应拇指杆的每一枢转方向的传感器的数 量应根据所使用的传感器类型的所需完整性、可用性及可靠性以及必须遵 守的其他约束来选择。
举例来说，拇指杆应该足够小以使其可放在侧杆握持件上。依据调节 器的要求而定，可能需要实施主动监测传感器故障的方法。
一般来说，在处理诸如电位计等简单传感器时，可能难以区分损坏传 感器的输出与有效传感器的输出，因此具有两个传感器会提高完整性，这 是由于可在表决器中对两个传感器进行比较，但不能提高可用性，这是由 于单个传感器的任何故障均会导致两个传感器被宣布为故障。在此种情形 中，在不使用试探法的情况下，一般不可能找出哪些传感器出现故障，而 试探法在角落的情形中可能是危险的。因此，对于相应的侧杆以及相应的 拇指杆来说，具有分别对围绕两个操控轴的相应枢转运动作出响应的三个 传感器的实施例似乎是优选的。
另一方面，如果在侧杆形式的主操纵器构件不能正常工作的情形中， 拇指杆仅用作冗余的备用(辅助)操纵器构件，则较低程度的冗余或甚至 没有冗余可能被认为是足够的，这取决于待满足的规则。
以下给出合适的实现方式的非限制性例示性实例：
由于两种不同类型的故障，控制可切换到拇指杆：
1)飞行控制系统(flight control system，FCS)可自动识别的故障；
以及
2)只有飞行员可检测到的故障(通常是机械故障)。
故障的自动检测依赖于侧杆的主轴中的每一者的位置由例如三个单 独的传感器读取的事实(在不同的实施例中，传感器的数目可不同)。这 意味着对于每一轴来说进行三种不同的测量(这对于民用FBW系统是典 型的，其中每个轴具有三个或四个传感器)。
通过检查每一传感器的值并相互比较传感器，FCS软件能够隔离(即， 检测故障传感器并忽略其值)若干故障。这些情形对飞行员来说是透明地 被处理的，并且飞行员在飞行中不会看到任何信息或注意到任何影响。
在一些情形中，FCS能够检测到存在故障，但无法隔离故障。这方面 的一个实例是当三个传感器不一致时或者当一个传感器已被宣布为故障 但其余两个传感器不一致时。在此种情形中，FCS可有利地被配置成自动 将控制切换到拇指杆并且通过消息提醒飞行员。此后，来自主要传感器 (即，与侧杆相关的主传感器总成)的信号被忽略。
检测电传飞行(FBW)系统中的冗余传感器的故障及重新配置系统的 方法是众所周知的(此种软件组件通常被称为数据表决器)，并且存在若 干不同的方法来实现，这在本领域中是众所周知的。
然而，阐述决策表的非限制性实例是有意义的：
Figure BDA0003507620810000201
在所描述的实施例的情形中，此可针对与相应的左侧杆(操纵器)装 置或右侧杆(操纵器)装置30a及30b的左侧杆32a及右侧杆32b的两个 操控轴相关联的两个传感器总成38a及38b来完成。FCS软件确定待使用 的相应电子飞行控制信号或命令(情形1)、2)及3))，减轻故障或差异(情 形2)及3))，并识别需要切换到相应拇指杆(情形4)、5)及6))的故障转移条件。
图5示出FCS软件的对应冗余管理功能以及飞行控制计算机系统12 或飞行控制系统的对应冗余管理控制器，冗余管理控制器可单独提供给飞 行控制计算机系统12，可能作为侧杆(操纵器)装置的组件。
关于左侧杆(操纵器)装置30a，冗余管理功能或控制器168接收传 感器子总成190a(参见图4)的三个独立传感器170、172及174的传感器 输出(传感器子总成190a与两个独立操控轴中的一者相关联)并且发布将 在168a处使用的所得的减轻的传感器值或确定的传感器值，且冗余管理功 能或控制器186接收另一传感器子总成的三个独立传感器180、182及144 的传感器输出(该另一传感器子总成与两个独立的操控轴中的另一者相关 联)并且发布将在168b处使用的所得的减轻的传感器值或确定的传感器 值。故障转移条件的出现以故障转移信号或命令的形式在168c处指示。
可为右侧杆(操纵器)装置30b提供对应的冗余管理功能或控制器。 可替代地，可提供公共冗余管理功能或控制器，其通常与左侧杆(操纵器) 装置30a及右侧杆(操纵器)装置30b相关联并且接收与侧杆32a及32b 相关联的传感器输出。
如果如在所描述的实施例中那样提供左操纵器装置及右操纵器装置， 则此种冗余管理可针对两个侧杆装置30a及30b中的每一者独立地完成， 使得在故障转移的情形中，飞行员将使用两个侧杆装置30a及30b中的一 者的侧杆且使用两个侧杆装置30a及30b中的另一者的拇指杆来控制飞行 器。
然而，对于飞行员来说，使用两个侧杆32a及32b或者两个拇指杆50a 及50b可能更直观，从而可假定相对于两个侧杆32a及32b中的一者的故 障转移条件的出现导致两个拇指杆50a及50b的故障转移。
两个或更多个传感器“比较”的概念通常是经过某种过滤(包括对噪 声的弹性等)而通过确保所有传感器彼此相距一定距离(例如，对于所有 传感器均同意在0.5°以内的操纵器)来实现的。
对于“检测到故障”的传感器，使用仅考虑传感器产生的值的分析。 在使用有利的操纵器(例如使用旋转可变差动变压器(RVDT)的操纵器) 的情况下，可监测输出电压且也可监测传感器输出是否在规定范围内。
在机械故障(诸如堵塞)的情形中，飞行控制系统无法知道存在故障， 这是由于所有传感器将正常工作并达成一致。在此种情形中，飞行员必须 使用杆故障开关来通知FCS主要轴发生故障。在按下控制按钮63a或63b (参见图1)或另一种杆故障开关或者在另一优选设计中打开覆盖拇指购 进的防护构件(参见图7)之后，FCS将控制切换到拇指杆并将忽略来自 与侧杆相关联的主要传感器的命令。
图6示意性地示出所谓的“刚性杆”型的细长操纵器构件，例如从 US 3,454.920已知的细长操纵器构件。主操纵器构件及辅助操纵器构件二 者均可被设置成此种“刚性杆”的形式。尤其优选的实施例具有如图1及 图2中示意性地示出的与如图6中所示的“刚性杆”型的辅助操纵器构件 或拇指杆相结合的主操纵器构件。
图6的操纵器构件包括细长的柔性转轴或杆构件194，柔性转轴或杆 构件194在其下端处刚性连接到基座196。在主操纵器构件或侧杆的情形 中，此底座将属于装置底座。在辅助操纵器构件或拇指杆的情形中，此基 座将属于主操纵器构件或侧杆的上端。在此种情形中，此基座可由主操纵 器构件上端中的凹槽的底部形成，如从US 3,454.920已知的那样。
多个应变仪元件198以角度分布方式在转轴或杆构件194上安装在转 轴或杆构件15的外圆周表面上。为固态或半导体型的这些应变仪元件可 使用电信号对转轴或杆构件的弯曲及挠曲作出响应，电信号通过合适的配 线发射到飞行控制计算机系统。
图7示出具有整合的拇指杆250的侧杆232的实施例，如图2的实施 例。使用与此图中相同的参考标记，增加了200并且不具有附标“a”或“b”。 防护构件263将拇指杆屏蔽在所示位置(即，防护或阻挡位置)中，使得 拇指杆无法被手动致动。防护构件旋转安装到侧杆232的上表面。通过将 防护构件250向上旋转到启用位置中而将防护构件263从拇指杆250上提 起，使得能够手动触及拇指杆250以由飞行员的拇指手动致动。防护构件 263优选地是类似于控制按钮63a及63b的控制构件，控制构件经由处于 其防护或阻挡位置中的侧杆来命令正常飞行控制模式或第一飞行控制模 式，并经由处于其启用位置中的拇指杆来命令冗余飞行控制模式或第二飞 行控制模式。
因此，需要增加的防护构件提供对需要提升防护构件的拇指杆的触 及，并且其自动禁用对来自主操纵器或侧杆的主传感器的信号的处理(主 传感器的信号可被忽略)，并且启用对来自辅助操纵器或拇指杆的辅助传 感器的信号的处理。
图8示出作为非限制性实例的鸭翼型飞行器，本发明可应用于该飞行 器。鸭翼型飞行器200在飞行器后部具有固定的左后翼或主翼202及固定 的右后翼或主翼204，并且在飞行器机身前部具有固定的左前翼或鸭翼206 及固定的右前翼或鸭翼208。每一翼分别设置有多个襟翼210、212、214 及216的阵列。举例来说，每个前翼或鸭翼可设置有六个襟翼，且每个后 翼或主翼可设置有十二个襟翼。所示实施例每个前翼或鸭翼具有两个襟 翼，且每个后翼或主翼具有四个襟翼。
这些襟翼可枢转地或可移动地安装到相应的翼上并且可通过相应的 电动致动器布置件围绕枢转轴枢转或与枢转运动组件一起移动，优选地对 于每一襟翼彼此独立。每一襟翼可在上部第一操作位置与下部第二操作位 置之间枢转。每一襟翼可相对于飞行器的纵轴呈现最小或消失的倾斜位置 (可能是上部第一操作位置)并且相对于飞行器的纵轴线呈现最大向下倾 斜的位置(可能是下部第二操作位置)。然而，如果最大向下倾斜的位置对应于襟翼的垂直取向，则下部第二操作位置可以可替代地为超过最大向 下倾斜位置的位置，使得襟翼略微指向前方。
在这些襟翼中的每一者上安装有电力驱动的导管螺旋桨形式的至少 一个推进发动机。导管螺旋桨优选安装在相应襟翼的上表面上。可替代地， 推进发动机可以如下的方式整合到相应的襟翼中：即，相应的推进发动机 的空气通道位于相应的前翼或后翼的上表面上方并与之对齐，相应的导管 螺旋桨在空气通道中旋转。
在所示实施例中，襟翼设置有推进模块，导管螺旋桨形式的多个推进 发动机整合在推进模块中。举例来说，此种推进模块可包括此种推进发动 机，使得每一襟翼设置有呈相应导管螺旋桨形式的三个推进发动机。
在替代实施例中，每个翼设置有更多的襟翼，并且每一襟翼设置有每 个襟翼呈相应导管螺旋桨形式的一个推进发动机。
优选地，襟翼可呈现与下部第二操作位置对应的位置或者位于第一操 作位置与第二操作位置之间的另一操作位置，其中导管螺旋桨仅向下提供 垂直推力，这为飞行器提供垂直起飞及着陆(VTOL)能力。在上部第一 操作位置或第一操作位置与第二操作位置之间的另一操作位置中，其中襟 翼在纵向方向上延伸或相对于飞行器的纵向方向成最小角度，操作导管螺 旋桨为飞行器提供最大向前推力。襟翼不仅用于控制推进发动机或推进模块的推力方向，而且还作为飞行控制面而基于通常的空气动力学原理影响 飞行器在空中的运动。
根据本发明，鸭翼型飞行器200为飞行员提供根据本发明的用户界面， 用户界面包括一个或两个侧杆，一个或两个侧杆具有相应的辅助操纵器构 件，比如图1至图3中所示的辅助操纵器构件或图4中所示的辅助操纵器 构件。可替代地，如图6中所示，相应的主操纵器构件及辅助操纵器构件 中的至少一者可为“刚性杆”类型。作为另一替代，可提供如图7所示的 具有防护拇指杆的至少一个侧杆。优选地，鸭翼型飞行器具有根据本发明 的飞行控制系统，比如图1中示意性示出的飞行控制系统。
基于飞行员借助于两个侧杆及两个辅助操纵器构件(尤其是拇指杆) 的控制输入，飞行控制计算机系统12通过控制导管螺旋桨的旋转速度来 控制前翼及后翼处襟翼的偏转角度及推进发动机的推力。优选地，所有襟 翼的偏转角度可彼此独立地控制。此外，可假定所有导管螺旋桨的旋转速 度可彼此独立地控制。这也适用于提供如所提及的推进模块的情形，所提 及推进模块各自具有如所示实施例中的多个导管螺旋桨。然而，在此种情形中，可决定对每一相应推进模块的导管螺旋桨的旋转速度进行集体控 制。
应指出，根据本发明的用户界面及根据本发明的飞行控制系统也可有 利地用于任何种类的常规飞行器，包括不具有VTOL能力的飞行器。
一种用于飞行器的操纵器装置包括主操纵器构件及辅助操纵器构件， 主操纵器构件被设置成具有握持部分的杆构件的形式，在握持部分处，杆 构件可由飞行员的手部握持，辅助操纵器构件设置在主操纵器构件的上部 部分处且具有致动部分，在致动部分处，辅助操纵器构件可由飞行员的拇 指手动致动。两个操纵器构件与相应的传感器总成相关联，传感器总成被 设置成响应于以下中的至少一者而生成电子飞行控制信号或命令：i)相应 操纵器构件围绕与操纵器构件相关联的两个独立的操控轴中的每一者的 枢转运动；ii)在相对于操控轴中的每一者的枢转方向上作用于相应操纵 器构件的力或经由相应操纵器构件作用的力；以及iii)相应操纵器构件的 侧向挠曲或弯曲。根据本发明的一个方面，一种用于飞行器的飞行控制计 算机系统具有至少一个此种操纵器装置并且被配置成基于与由操纵器装 置的主传感器总成生成的电子飞行控制信号或命令对应或者基于该电子 飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令而在主控制模式下实现飞行 控制，并且基于与由操纵器装置的辅助传感器总成生成的电子飞行控制信 号或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命 令而在辅助控制模式下实现飞行控制。
同时还公开以下款项：
1.一种用于飞行器(200)的飞行控制系统(10)，该飞行控制系统包 括至少一个操纵器装置(30a；30b)，至少一个操纵器装置与飞行控制计算 机系统(12)电连接或光学连接，飞行控制计算机系统(12)被配置成基 于从操纵器装置(30a；30b)接收的飞行控制信号或命令实现对飞行器(200) 的飞行控制；
其中操纵器装置(30a；30b)包括：
-装置基座(30a；30b)；
-主操纵器构件(32a；32b)，主操纵器构件被设置成具有握持部分的 杆构件的形式，在握持部分处，杆构件可由飞行员的手部握持，其中主操 纵器构件相对于装置基座(34a；34b)安装在主操纵器构件基座处；
-主传感器总成(38a；38b；198)，主传感器总成被设置成响应于以 下中的至少一者而生成电子飞行控制信号或命令：i)主操纵器构件(32a； 32b)围绕两个独立的操控轴中的每一者的枢转运动；ii)在相对于操控轴 中的每一者的枢转方向上作用于主操纵器构件的力或经由主操纵器构件 作用的力；以及iii)主操纵器构件的侧向挠曲或弯曲；
-辅助操纵器构件(50a；50b)，辅助操纵器构件具有致动部分，在致 动部分处，辅助操纵器构件可由飞行员的拇指手动致动，其中辅助操纵器 构件相对于主操纵器构件(32a；32b)的上部安装部分安装在与主操纵器 构件基座相对的辅助操纵器构件基座处；以及
-辅助传感器总成(54a；54b；198)，辅助传感器总成被设置成响应 于以下中的至少一者而生成电子飞行控制信号或命令：i)辅助操纵器构件 (50a；50b)围绕与辅助操纵器构件相关联的两个独立操控轴中的每一者 的枢转运动；ii)在相对于操纵轴中的每一者的枢转方向上作用于辅助操 纵器构件的力或经由辅助操纵器构件作用的力；以及iii)主操纵器构件的 侧向挠曲或弯曲；
其中飞行控制计算机系统(12)被配置成基于与由操纵器装置(30a； 30b)的主传感器总成(38a；38b；198)生成的电子飞行控制信号或命令 对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令而在主 控制模式下实现飞行控制，并且基于与由操纵器装置(30a；30b)的辅助 传感器总成(54a；54b；198)生成的电子飞行控制信号或命令对应或者基 于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令而在辅助控制模式 下实现飞行控制。
2.根据款项1所述的飞行控制系统，其中主操纵器构件在其主操纵器 构件基座处刚性地附接到装置基座(196)并且包括细长的柔性主转轴部 分(194)，主传感器总成的多个主应变仪(198)以角度分布的方式附接 到主转轴部分，使得主应变仪响应于细长的柔性主转轴部分(194)的侧 向弯曲或挠曲而提供电信号。
3.根据款项1或款项2所述的飞行控制系统，其中辅助操纵器构件在 其辅助操纵器构件基座处刚性地附接到主操纵器构件的上部安装部分 (196)并且包括细长的柔性辅助转轴部分(194)，第二传感器总成的多 个辅助应变仪(198)以角度分布的方式附接到辅助转轴部分，使得辅助 应变仪响应于细长的柔性辅助转轴部分(194)的侧向弯曲或挠曲而提供 电信号。
4.根据款项1或款项3所述的飞行控制系统，其中主操纵器构件(32a； 32b)借助于主多自由度总成(36a；36b)相对于装置基座(34a；34b)以 可移动的方式安装在其主操纵器构件基座处，使得主操纵器构件可围绕与 主操纵器构件相关联的两个独立的操控轴枢转移动。
5.根据款项1、款项2或款项4所述的飞行控制系统，其中辅助操纵 器构件(50a；50b)借助于辅助多自由度总成(52a；52b)相对于主操纵 器构件(32a；32b)的上部安装部分以可移动的方式安装在其辅助操纵器 构件基座处，使得辅助操纵器构件可围绕与辅助操纵器构件相关联的两个 独立的操控轴枢转移动。
6.根据款项1至款项5中的一项所述的飞行控制系统，其中主操纵器 构件(32a；32b)被设置成手柄的形式，飞行员的手部可在主操纵器构件 的握持部分处抓握该手柄。
7.根据款项1至款项6中的一项所述的飞行控制系统，其中辅助操纵 器构件(50a；50b)被设置成拇指杆或拇指旋钮的形式，拇指杆或拇指旋 钮可通过该飞行员/飞行员的手部的拇指在其握持部分处使用飞行员手部 的其他手指抓握主操纵器构件而在其致动部分被致动。
8.根据款项1至款项7中的一项所述的飞行控制系统，其中装置包括 至少一个另外的可手动操作的控制构件(63a；63b)，用于生成至少一个另 外的电子控制信号或命令。
9.根据款项8所述的飞行控制系统，其中该或至少一个另外的可手动 操作的控制构件(63a；63b)位于主操纵器构件或装置基座(34a；34b) 的表面上。
10.根据款项1、款项4至款项9中的一项所述的飞行控制系统，其 中主传感器总成(36a；36b)布置在装置基座(34a；34b)内，优选地与 主多自由度总成整合在一起。
11.根据款项1、款项4至款项10中的一项所述的飞行控制系统，其 中辅助传感器总成(54a；54b)布置在主操纵器构件(32a；32b)的上部 安装部分内，优选地与辅助多自由度总成整合在一起。
12.根据款项1、款项4至款项11中的一项所述的飞行控制系统，其 中装置(30a；30b)包括无源主力反馈总成，该无源主力反馈总成被设置 成向主操纵器构件施加与相对于主操纵器构件的操控轴中的每一者施加 到主操纵器构件的相应枢转位移相反的反作用力，其中无源主力反馈总成 根据预定的力感特性施加反作用力。
13.根据款项1、款项4至款项11中的一项所述的飞行控制系统，其 中装置(30a；30b)包括有源主力反馈总成(44a；44b)，该有源主力反馈 总成被设置成向主操纵器构件(32a；32b)施加与相对于主操纵器构件的 操控轴中的每一者施加到主操纵器构件的相应枢转力或位移相反的反作 用力，其中有源主力反馈总成(44a；44b)根据由有源主力反馈总成接收 的电子控制信号或命令所命令的可变力感特性来施加反作用力。
14.根据款项12或款项13所述的飞行控制系统，其中无源主力反馈 总成或有源主力反馈总成布置在装置基座(34a；34b)内，优选地与主多 自由度总成及主传感器总成中的至少一者整合在一起。
15.根据款项1、款项4至款项14中的一项所述的飞行控制系统，其 中装置(30a；30b)包括无源辅助力反馈总成，该无源辅助力反馈总成被 设置成向辅助操纵器构件施加与相对于辅助操纵器构件的操控轴中的每 一者施加到辅助操纵器构件的相应枢转位移相反的反作用力，其中无源辅 助力反馈总成根据预定的力感特性施加反作用力。
16.根据款项1、款项4至款项14中的一项所述的飞行控制系统，其 中装置(30a；30b)包括有源辅助力反馈总成(56a；56b)，该有源辅助力 反馈总成被设置成向辅助操纵器构件(50a；50b)施加与相对于辅助操纵 器构件的操控轴中的每一者施加到辅助操纵器构件的相应枢转力或位移 相反的反作用力，其中有源辅助力反馈总成(56a；56b)根据由有源辅助 力反馈总成接收的电子控制信号或命令所命令的可变力感特性来施加反 作用力。
17.根据款项15或款项16所述的飞行控制系统，其中无源辅助力反 馈总成或有源辅助力反馈总成布置在主操纵器构件(32a；32b)的上部安 装部分内，优选地与辅助多自由度总成及辅助传感器总成中的至少一者整 合在一起。
18.根据款项1至款项17中的一项所述的飞行控制系统，其中由飞行 控制计算机系统(12)实现的飞行控制包括控制飞行器的飞行控制表面、 控制飞行器的一个或多个发动机以及控制飞行器的致动器中的至少一者。
19.根据款项1至款项18中的一项所述的飞行控制系统，其中主控制 模式是正常控制模式，在正常控制模式下飞行控制是基于与由操纵器装置 (30a；30b)的主传感器总成(38a；38b；198)生成的电子飞行控制信号 或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令， 但不基于与由操纵器装置(30a；30b)的辅助传感器总成(54a；54b；198) 生成的电子飞行控制信号或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命 令的飞行控制信号或命令，并且其中辅助控制模式是冗余控制模式，在冗 余控制模式下飞行控制是基于与由操纵器装置(30a；30b)的辅助传感器 总成(54a；54b；198)生成的电子飞行控制信号或命令对应或者基于该电 子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令，但不基于与由操纵器装置 (30a；30b)的主传感器总成(38a；38b；198)生成的电子飞行控制信号或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令。
20.根据款项1至款项19中的一项所述的飞行控制系统，其中飞行控 制计算机系统(12)被配置成基于以下中的至少一者在主控制模式与辅助 控制模式之间自动切换：i)监测到与操纵器装置(30a；30b)相关的至少 一个条件；ii)从操纵器装置(30a；30b)接收的至少一个飞行控制信号 或命令；以及iii)待从操纵器装置(30a；30b)接收的至少一个控制信号 或命令的缺失。
21.根据款项1至款项20中的一项所述的飞行控制系统，其中飞行控 制计算机系统(12)的冗余管理功能或飞行控制系统的单独冗余管理控制 器(可能属于操纵器装置(30a，30b))被配置成基于以下中的至少一者在 主控制模式与辅助控制模式之间自动切换：i)监测到与操纵器装置(30a； 30b)相关的至少一个条件；ii)从操纵器装置(30a；30b)接收的至少一 个飞行控制信号或命令；iii)待从操纵器装置(30a；30b)接收的至少一 个控制信号或命令的缺失；iv)由主传感器总成(38a；38b；198)生成的 电子飞行控制信号或命令；以及v)由辅助传感器总成(54a；54b；198) 生成的电子飞行控制信号或命令。
22.根据款项20或款项21所述的飞行控制系统，其中飞行控制计算 机系统(12)或者飞行控制计算机系统(12)的冗余管理功能或冗余管理 控制器被配置成识别操纵器装置(30a；30b)的至少一个故障转移条件， 其中至少一个故障转移条件与主传感器总成(38a；38b；198)及主控制模 式中的至少一者相关并且指示可能的障碍或故障，以基于由操纵器装置 (30a；30b)的主传感器总成(38a；38b；198)生成的电子飞行控制信号 或命令实现飞行控制；并且优选地被配置成在识别出至少一个故障转移条 件时启动或实现从主控制模式到辅助控制模式的切换。
23.根据款项1至款项22中的一项所述的飞行控制系统，其中主传感 器总成(38a、38b、198)及辅助传感器总成(54a；54b；198)中的至少 主传感器总成(38a、38b、198)是冗余传感器总成，该冗余传感器总成被 配置成生成冗余电子飞行控制信号或命令，优选地生成至少三重冗余电子 飞行控制信号或命令。
24.根据款项23所述的飞行控制系统，其中冗余传感器总成对于两个 独立操控轴中的每一者具有至少两个、优选地至少三个独立传感器，独立 传感器被配置成生成独立电子飞行控制信号或命令，其中冗余电子飞行控 制信号或命令是基于或包括所生成的所述独立电子飞行控制信号或命令。
25.根据款项23或款项24所述的飞行控制系统，其中飞行控制计算 机系统(12)的冗余管理功能/该冗余管理功能或者飞行控制系统的单独冗 余管理控制器/该单独冗余管理控制器(可能属于操纵器装置(30a、30b)) 被配置成针对包括故障条件及差异条件中的至少一者的至少一个预定条 件的出现而监测冗余电子飞行控制信号或命令，并且还被配置成通过以下 中的至少一者对至少一个预定条件的此种出现作出响应：
i)减轻冗余电子飞行控制信号或命令内的故障及差异中的至少一者，
ii)确定用作飞行控制的基础的电子飞行控制信号或命令，以及
iii)识别操纵器装置(30a；30b)的故障转移条件/该故障转移条件， 其中故障转移条件与主传感器总成(38a、38b、198)及主控制模式中的至 少一者相关，并且优选地在识别到故障转移条件时自动从主控制模式切换 到辅助控制模式。
26.根据款项1至款项25中的一项所述的飞行控制系统，该飞行控制 系统包括视觉信令器件及声学信令器件中的至少一者，以指示以下中的至 少一者：i)主控制模式及辅助控制模式的当前现用控制模式；ii)从主控 制模式到辅助控制模式的切换；以及iii)对故障转移条件/该故障转移条件 识别。
27.根据款项1至款项26中的一项所述的飞行控制系统，其中飞行控 制计算机系统(12)被配置成基于从操纵器装置(30a；30b)接收的至少 一个另外的控制信号或命令在主控制模式与辅助控制模式之间切换。
28.根据款项27所述的飞行控制系统，其中飞行控制计算机系统(12) 可通过手动操作操纵器装置(30a；30b)的控制构件(63a；63b)/该控制 构件(63a；63b)而在主控制模式与辅助控制模式之间切换。
29.根据款项28所述的飞行控制系统，其中控制构件是可移动防护构 件，可移动防护构件将辅助操纵器构件(50a；50b)的手动触及以及对辅 助操纵器构件(50a；50b)的致动中的至少一者阻挡在阻挡位置，并且在 启用位置由飞行员的拇指启用对辅助操纵器构件(50a；50b)的手动致动。
30.根据款项1、款项4至款项29中的一项所述的飞行控制系统，其 中飞行控制计算机系统(12)被配置成控制操纵器装置(30a；30b)的至 少一个有源力反馈总成(44a；44b；56a；56b)。
31.根据款项1至款项30中的一项所述的飞行控制系统，飞行控制系 统包括第一操纵器装置(30a)及第二操纵器装置(30b)，其中第一操纵器 装置及第二操纵器装置优选地位于飞行员座椅的左侧及右侧。
32.根据款项31所述的飞行控制系统，其中飞行控制计算机系统(12) 被配置成基于从第一操纵器装置(30a)接收的飞行控制信号或命令而根据 主控制模式或辅助控制模式交替地实现飞行控制，而不论当前是否基于从 第二操纵器装置(30b)接收的飞行控制信号或命令而根据主控制模式或 辅助控制模式实现飞行控制，并且其中飞行控制计算机系统(12)被配置 成基于从第二操纵器装置(30b)接收的飞行控制信号或命令而根据主控 制模式或辅助控制模式交替地实现飞行控制，而不论当前是否基于从第一 操纵器装置(30a)接收的飞行控制信号或命令而根据主控制模式或辅助控 制模式实现飞行控制。
33.一种包括根据前述款项中的一项所述的飞行控制系统(10)的飞 行器(200)。
34.根据款项33所述的飞行器，其中飞行器(200)为单一飞行员飞 行器、具有垂直起飞及着陆能力的飞行器及鸭翼型飞行器中的至少一者。

Claims (16)

1.一种用于飞行器(200)的飞行控制系统(10)，包括至少一个操纵器装置(30a；30b)，所述至少一个操纵器装置与飞行控制计算机系统(12)电连接或光学连接，所述飞行控制计算机系统(12)配置成基于从所述操纵器装置(30a；30b)接收的飞行控制信号或命令实现对所述飞行器(200)的飞行控制；
其中所述操纵器装置(30a；30b)包括：
-装置基座(30a；30b)；
-主操纵器构件(32a；32b)，所述主操纵器构件设置成具有握持部分的杆构件的形式，在所述握持部分处，所述杆构件能够由飞行员的手部握持，其中所述主操纵器构件相对于所述装置基座(34a；34b)安装在主操纵器构件基座处；
-主传感器总成(38a；38b；198)，所述主传感器总成设置成响应于以下中的至少一者而生成电子飞行控制信号或命令：i)所述主操纵器构件(32a；32b)围绕两个独立的操控轴中的每一者的枢转运动；ii)在相对于所述操控轴中的每一者的枢转方向上作用于所述主操纵器构件的力或经由所述主操纵器构件作用的力；以及iii)所述主操纵器构件的侧向挠曲或弯曲；
-辅助操纵器构件(50a；50b)，所述辅助操纵器构件具有致动部分，在所述致动部分处，所述辅助操纵器构件能够由飞行员的拇指手动致动，其中所述辅助操纵器构件相对于所述主操纵器构件(32a；32b)的上部安装部分安装在与所述主操纵器构件基座相对的辅助操纵器构件基座处；以及
-辅助传感器总成(54a；54b；198)，所述辅助传感器总成设置成响应于以下中的至少一者而生成电子飞行控制信号或命令：i)所述辅助操纵器构件(50a；50b)围绕与所述辅助操纵器构件相关联的两个独立操控轴中的每一者的枢转运动；ii)在相对于所述操纵轴中的每一者的枢转方向上作用于所述辅助操纵器构件的力或经由所述辅助操纵器构件作用的力；以及iii)所述主操纵器构件的侧向挠曲或弯曲；
其中所述飞行控制计算机系统(12)配置成基于与由所述操纵器装置(30a；30b)的所述主传感器总成(38a；38b；198)生成的电子飞行控制信号或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令而在主控制模式下实现所述飞行控制，并且基于与由所述操纵器装置(30a；30b)的所述辅助传感器总成(54a；54b；198)生成的电子飞行控制信号或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令而在辅助控制模式下实现所述飞行控制。
2.根据权利要求1所述的飞行控制系统，其中由所述飞行控制计算机系统(12)实现的所述飞行控制包括控制所述飞行器的飞行控制表面、控制所述飞行器的一个或多个发动机以及控制所述飞行器的致动器中的至少一者。
3.根据权利要求1或2所述的飞行控制系统，其中所述主控制模式是正常控制模式，在所述正常控制模式下，所述飞行控制基于与由所述操纵器装置(30a；30b)的所述主传感器总成(38a；38b；198)生成的电子飞行控制信号或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令，但不基于与由所述操纵器装置(30a；30b)的所述辅助传感器总成(54a；54b；198)生成的电子飞行控制信号或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令，并且其中所述辅助控制模式是冗余控制模式，在所述冗余控制模式下，所述飞行控制基于与由所述操纵器装置(30a；30b)的所述辅助传感器总成(54a；54b；198)生成的电子飞行控制信号或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令，但不基于与由所述操纵器装置(30a；30b)的所述主传感器总成(38a；38b；198)生成的电子飞行控制信号或命令对应或者基于该电子飞行控制信号或命令的飞行控制信号或命令。
4.根据权利要求1至3中一项所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制计算机系统(12)配置成基于以下中的至少一者在所述主控制模式与所述辅助控制模式之间自动切换：i)监测到与所述操纵器装置(30a；30b)相关的至少一个条件；ii)从所述操纵器装置(30a；30b)接收的至少一个飞行控制信号或命令；以及iii)待从所述操纵器装置(30a；30b)接收的至少一个控制信号或命令的缺失。
5.根据权利要求1至4中一项所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制计算机系统(12)的冗余管理功能或所述飞行控制系统的单独冗余管理控制器可能属于所述操纵器装置(30a，30b)，其配置成基于以下中的至少一者在所述主控制模式与所述辅助控制模式之间自动切换：i)监测到与所述操纵器装置(30a；30b)相关的至少一个条件；ii)从所述操纵器装置(30a；30b)接收的至少一个飞行控制信号或命令；iii)待从所述操纵器装置(30a；30b)接收的至少一个控制信号或命令的缺失；iv)由所述主传感器总成(38a；38b；198)生成的电子飞行控制信号或命令；以及v)由所述辅助传感器总成(54a；54b；198)生成的电子飞行控制信号或命令。
6.根据权利要求4或5所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制计算机系统(12)或者所述飞行控制计算机系统(12)的所述冗余管理功能或所述冗余管理控制器配置成识别所述操纵器装置(30a；30b)的至少一个故障转移条件，其中所述至少一个故障转移条件与所述主传感器总成(38a；38b；198)及所述主控制模式中的至少一者相关并且指示可能的障碍或故障，以基于由所述操纵器装置(30a；30b)的所述主传感器总成(38a；38b；198)生成的电子飞行控制信号或命令实现所述飞行控制；并且优选地配置成在识别出至少一个故障转移条件时启动或实现从所述主控制模式到所述辅助控制模式的切换。
7.根据权利要求1至6中一项所述的飞行控制系统，其中所述主传感器总成(38a、38b、198)及所述辅助传感器总成(54a；54b；198)中的至少所述主传感器总成(38a、38b、198)是冗余传感器总成，所述冗余传感器总成配置成生成冗余电子飞行控制信号或命令，优选地生成三重冗余电子飞行控制信号或命令。
8.根据权利要求7所述的飞行控制系统，其中所述冗余传感器总成对于所述两个独立操控轴中的每一者具有至少两个、优选地至少三个独立传感器，所述独立传感器配置成生成独立电子飞行控制信号或命令，其中所述冗余电子飞行控制信号或命令基于或包括所生成的所述独立电子飞行控制信号或命令。
9.根据权利要求7或8所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制计算机系统(12)的冗余管理功能/所述冗余管理功能或所述飞行控制系统的单独冗余管理控制器/所述单独冗余管理控制器可能属于所述操纵器装置(30a、30b)，其配置成针对包括故障条件及差异条件中的至少一者的至少一个预定条件的出现而监测所述冗余电子飞行控制信号或命令，并且还配置成通过以下中的至少一者对至少一个预定条件的此种出现作出响应：
i)减轻所述冗余电子飞行控制信号或命令内的故障及差异中的至少一者，
ii)确定用作所述飞行控制的基础的所述电子飞行控制信号或命令，以及
iii)识别所述操纵器装置(30a；30b)的故障转移条件/所述故障转移条件，其中所述故障转移条件与所述主传感器总成(38a、38b、198)及所述主控制模式中的至少一者相关，并且优选地在识别到所述故障转移条件时自动从所述主控制模式切换到所述辅助控制模式。
10.根据权利要求1至9中一项所述的飞行控制系统，包括视觉信令器件及声学信令器件中的至少一者，以指示以下中的至少一者：i)所述主控制模式及所述辅助控制模式的当前现用控制模式；ii)从所述主控制模式到所述辅助控制模式的切换；以及iii)对故障转移条件/所述故障转移条件的所述识别。
11.根据权利要求1至10中一项所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制计算机系统(12)配置成基于从所述操纵器装置(30a；30b)接收的至少一个另外的控制信号或命令在所述主控制模式与所述辅助控制模式之间切换。
12.根据权利要求11所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制计算机系统(12)能够通过手动操作所述操纵器装置(30a；30b)的控制构件(63a；63b)而在所述主控制模式与所述辅助控制模式之间切换。
13.根据权利要求12所述的飞行控制系统，其中所述控制构件是可移动防护构件，所述可移动防护构件将对所述辅助操纵器构件(50a；50b)的手动触及以及对所述辅助操纵器构件(50a；50b)的致动中的至少一者阻挡在阻挡位置，并且在启用位置由飞行员的拇指启用对所述辅助操纵器构件(50a；50b)的手动致动。
14.根据权利要求1至13中一项所述的飞行控制系统，包括第一操纵器装置(30a)及第二操纵器装置(30b)，其中所述第一操纵器装置及所述第二操纵器装置优选地位于飞行员座椅的左侧及右侧。
15.根据权利要求14所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制计算机系统(12)配置成基于从所述第一操纵器装置(30a)接收的飞行控制信号或命令而根据所述主控制模式或所述辅助控制模式交替地实现所述飞行控制，而不论当前是否基于从所述第二操纵器装置(30b)接收的飞行控制信号或命令而根据所述主控制模式或所述辅助控制模式实现所述飞行控制，并且其中所述飞行控制计算机系统(12)配置成基于从所述第二操纵器装置(30b)接收的飞行控制信号或命令而根据所述主控制模式或所述辅助控制模式交替地实现所述飞行控制，而不论当前是否基于从所述第一操纵器装置(30a)接收的飞行控制信号或命令而根据所述主控制模式或所述辅助控制模式实现所述飞行控制。
16.一种包括根据前述权利要求中一项所述的飞行控制系统(10)的飞行器(200)，其中所述飞行器(200)优选为单一飞行员飞行器、具有垂直起飞及着陆能力的飞行器及鸭翼型飞行器中的至少一者。
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