CN115092383A - 用于飞行器的主飞控系统及其控制方法 - Google Patents

Abstract

公开了用于飞行器的主飞控系统及其控制方法。主飞控系统可包括控制单元和主飞控计算机。控制单元可从高升力系统接收由缝翼上的第一位置传感器生成的第一缝翼位置信号，并且可从安装在缝翼上的第二位置传感器接收第二缝翼位置信号。当主飞控计算机正常工作时，主飞控计算机可基于来自操纵器件的操作输入信号和第一缝翼位置信号生成控制命令，并且控制单元基于控制命令生成舵面指令以控制飞行器的一个或多个舵面。当主飞控计算机发生故障时，控制单元可基于操作输入信号和第二缝翼位置信号生成舵面指令，以控制飞行器的一个或多个舵面。

Description

用于飞行器的主飞控系统及其控制方法

技术领域

本发明涉及飞行器，尤其涉及用于飞行器的主飞控系统及其控制方法。

背景技术

飞行器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。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，以获得足够的起飞速度。

飞行员操作襟/缝翼操纵手柄(FSCL)时，高升力系统的襟缝翼电子控制装置(FSECU)检测到有效的手柄指令信号，再发出命令给动力驱动单元(PDU)以驱动襟翼和/或缝翼运动。位于襟翼和/或缝翼上的位置传感器可将翼面的位置反馈给FSECU。

缝翼位置信号可用于表征缝翼打开和收回这两种状态，主飞控系统的控制律将根据这两种状态计算飞机在不同构型下的舵面控制命令。主飞控系统所需的缝翼位置信息一般来源于高升力计算机发出的缝翼位置信号。对于目前的商用飞机，高升力系统与主飞控系统存在两种布局：1.高升力系统的控制被集成在主飞控系统的主飞控计算机中；2.高升力系统采用独立的控制设备(例如，高升力计算机，其可包含FSECU)。在第二种布局中，主飞控系统的控制律需要高升力计算机提供的缝翼位置信号用于调参以生成舵面控制命令。

然而，高升力计算机提供的缝翼位置信号可能发生错误(例如，由于共模故障)，在主飞控系统无法进行信号故障检测的情况下，基于错误的缝翼位置信号生成的舵面控制命令可能导致舵面出现非指令偏转，影响飞机安全。

因此，本领域需要一种改进的用于飞行器的主飞控系统及其控制方法。

发明内容

本发明提供了用于飞行器的主飞控系统及其控制方法。根据本发明的一个实施例，主飞控系统可采用与高升力系统独立的探测装置提供缝翼位置信号，进一步还能基于完整性分析的余度管理算法进行故障监控。当主飞控计算机正常工作时，主飞控系统采用高升力计算机发来的缝翼位置信号进行舵面控制，此时主飞控计算机还可以进行故障监控，及时探测出缝翼信号故障；当主飞控计算机故障时，主飞控系统进入直接控制模式，采用独立的缝翼位置传感器提供缝翼信号进行舵面控制。根据本发明的实施例，独立传感器其本身失效概率可小于1e-5/FH，不存在单点故障，同时又与高升力计算发出的缝翼位置信号相互独立，满足了安全性要求。

在本发明的一个实施例中，提供了一种用于飞行器的主飞控系统，其包括：控制单元，所述控制单元连接至高升力系统以从所述高升力系统接收第一缝翼位置信号，所述第一缝翼位置信号是基于与所述高升力系统相关联的安装在缝翼上的第一位置传感器检测到的缝翼位置生成的；安装在缝翼上的第二位置传感器，其被配置成基于检测到的缝翼位置来生成第二缝翼位置信号，其中所述控制单元还接收所述第二缝翼位置信号；以及连接至所述控制单元的主飞控计算机，其中当所述主飞控计算机正常工作时，所述主飞控计算机基于来自操纵器件的操作输入信号和所述第一缝翼位置信号生成控制命令，并且所述控制单元基于所述控制命令生成舵面指令，以控制所述飞行器的一个或多个舵面，并且其中当所述主飞控计算机发生故障时，所述控制单元基于所述操作输入信号和所述第二缝翼位置信号生成舵面指令，以控制所述飞行器的所述一个或多个舵面。

在一方面，当所述主飞控计算机正常工作时，所述主飞控计算机基于所述第一缝翼位置信号与所述第二缝翼位置信号的比较来确定所述第二位置传感器是否存在故障。

在一方面，所述控制单元基于所述第一缝翼位置信号生成第一缝翼状态信号并基于所述第二缝翼位置信号生成第二缝翼状态信号，其中所述第一缝翼状态信号和所述第二缝翼状态信号各自指示所述缝翼处于打开状态或收回状态，其中所述主飞控计算机在正常工作时确定所述第一缝翼状态信号与所述第二缝翼状态信号是否指示相同的状态，如果所述第一缝翼状态信号与所述第二缝翼状态信号指示不同的状态达阈值时间段以上，则确定所述第二位置传感器存在故障，或者其中所述主飞控计算机在正常工作时确定所述第一缝翼状态信号发生状态改变的第一状态切换时间、以及所述第二缝翼状态信号发生所述状态改变的第二状态切换时间，如果所述第一状态切换时间与所述第二状态切换时间相差超过阈值，则确定所述第二位置传感器存在故障。

在一方面，所述主飞控计算机在正常工作时通过比较所述控制单元从所述高升力系统的多个通道接收的多个第一缝翼位置信号来确定所述第一缝翼位置信号是否存在故障，如果所述第一缝翼位置信号存在故障，则所述主飞控计算机基于先前的最后一个有效的第一缝翼位置信号来生成控制命令以控制所述飞行器的所述一个或多个舵面。

在一方面，所述控制单元基于所述操作输入信号和所述第二缝翼位置信号生成舵面指令包括：所述控制单元基于所述第二缝翼位置信号生成第二缝翼状态信号，所述第二缝翼状态信号指示所述缝翼处于打开状态或收回状态，并且所述控制单元基于来自所述操纵器件的所述操作输入信号以及与所述第二缝翼状态信号相对应的增益来生成舵面指令。

在一方面，所述一个或多个舵面包括以下一者或多者：升降舵面、水平安定舵面、方向舵、扰流板、副翼。

在一方面，所述第一位置传感器和所述第二位置传感器各自包括以下一者或多者：旋转差动位置传感器、线性位移传感器、钢索式位置传感器、光电编码器传感器。

在本发明的一个实施例中，提供了一种飞行器，其包括：高升力系统；以及如上任一项所述的主飞控系统。

在本发明的一个实施例中，提供了一种用于飞行器的主飞控系统的控制方法，其包括：从高升力系统接收第一缝翼位置信号，所述第一缝翼位置信号是基于与所述高升力系统相关联的安装在缝翼上的第一位置传感器检测到的缝翼位置生成的；接收由安装在缝翼上的第二位置传感器检测到的第二缝翼位置信号；当主飞控计算机正常工作时，所述主飞控计算机基于来自操纵器件的操作输入信号和所述第一缝翼位置信号生成控制命令，并且由控制单元基于所述控制命令生成舵面指令，以控制所述飞行器的一个或多个舵面；以及当所述主飞控计算机发生故障时，由所述控制单元基于所述操作输入信号和所述第二缝翼位置信号生成舵面指令，以控制所述飞行器的所述一个或多个舵面。

在一方面，当所述主飞控计算机正常工作时，所述主飞控计算机基于所述第一缝翼位置信号与所述第二缝翼位置信号的比较来确定所述第二位置传感器是否存在故障。

在一方面，该控制方法还包括：基于所述第一缝翼位置信号生成第一缝翼状态信号并基于所述第二缝翼位置信号生成第二缝翼状态信号，其中所述第一缝翼状态信号和所述第二缝翼状态信号各自指示所述缝翼处于打开状态或收回状态，确定所述第一缝翼状态信号与所述第二缝翼状态信号是否指示相同的状态，如果所述第一缝翼状态信号与所述第二缝翼状态信号指示不同的状态达阈值时间段以上，则确定所述第二位置传感器存在故障，或者确定所述第一缝翼状态信号发生状态改变的第一状态切换时间、以及所述第二缝翼状态信号发生所述状态改变的第二状态切换时间，如果所述第一状态切换时间与所述第二状态切换时间相差超过阈值，则确定所述第二位置传感器存在故障。

在一方面，所述主飞控计算机在正常工作时通过比较从所述高升力系统的多个通道接收的多个第一缝翼位置信号来确定所述第一缝翼位置信号是否存在故障，如果所述第一缝翼位置信号存在故障，则所述主飞控计算机基于先前的最后一个有效的第一缝翼位置信号来生成控制命令以控制所述飞行器的所述一个或多个舵面。

在一方面，所述控制单元基于所述操作输入信号和所述第二缝翼位置信号生成舵面指令包括：所述控制单元基于所述第二缝翼位置信号生成第二缝翼状态信号，所述第二缝翼状态信号指示所述缝翼处于打开状态或收回状态，并且所述控制单元基于来自所述操纵器件的所述操作输入信号以及与所述第二缝翼状态信号相对应的增益来生成舵面指令。

在一方面，所述一个或多个舵面包括以下一者或多者：升降舵面、水平安定舵面、方向舵、扰流板、副翼。

在一方面，所述第一位置传感器和所述第二位置传感器各自包括以下一者或多者：旋转差动位置传感器、线性位移传感器、钢索式位置传感器、光电编码器传感器。

附图说明

图1示出了根据一个实施例的正常模式缝翼信号流的示意图。

图2示出了根据一个实施例的直接控制模式缝翼信号流的示意图。

图3示出了根据本发明一个实施例的主飞控系统的示意框图。

图4示出了根据本发明另一个实施例的主飞控系统的示意框图。

图5示出了根据本发明一个实施例的主飞控系统的缝翼位置传感器的安装示意图。

图6示出了根据本发明一个实施例的生成缝翼状态信号的示意图。

图7示出了根据本发明一个实施例的缝翼位置信号故障监控逻辑的示意图。

图8示出了根据本发明一个实施例的主飞控系统的控制方法的流程图。

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。

公开了用于飞行器的主飞控系统及其控制方法。在本发明的一个实施例中，主飞控系统可包括控制单元和主飞控计算机。控制单元可从高升力系统接收由缝翼上的第一位置传感器生成的第一缝翼位置信号，并且可从安装在缝翼上的第二位置传感器接收第二缝翼位置信号。当主飞控计算机正常工作时，主飞控计算机可基于来自操纵器件的操作输入信号和第一缝翼位置信号生成控制命令，并且控制单元基于控制命令生成舵面指令以控制飞行器的一个或多个舵面。当主飞控计算机发生故障时，控制单元可基于操作输入信号和第二缝翼位置信号生成舵面指令，以控制飞行器的一个或多个舵面。

图1示出了根据一个实施例的正常模式缝翼信号流的示意图。

高升力系统可包括高升力计算机130、位置传感器132、襟/缝翼操纵手柄(FSCL，未示出)和动力驱动单元133等。高升力计算机130可接收襟/缝翼操纵手柄(FSCL)的手柄指令信号，再发出命令给动力驱动单元133以驱动襟翼和/或缝翼运动。一个或多个位置传感器132可位于缝翼上以检测缝翼位置，并将缝翼位置反馈给高升力计算机130。高升力计算机130还可将一个或多个通道的缝翼位置信号提供给主飞控系统的控制单元120。作为示例而非限定，缝翼位置信号可指示缝翼所处的位置(或角度)。

主飞控系统可包括主飞控计算机110和控制单元120。控制单元120可将从高升力系统(例如，高升力计算机130)接收到的缝翼位置信号传递给主飞控计算机110，主飞控计算机110可基于来自操纵器件(例如，驾驶杆、驾驶盘、和脚蹬等)的操作输入信号以及该缝翼位置信号来进行控制律计算并生成控制命令。该控制命令可被提供给控制单元120，控制单元120基于该控制命令生成舵面指令，以控制飞行器的舵面运动。作为示例而非限定，飞行器的舵面可包括升降舵面、水平安定舵面、方向舵、扰流板、副翼等。

高升力计算机130可以通过内部多余度监控通道对位置传感器132反馈的缝翼位置进行信号故障探测，例如对监控通道1和监控通道2检测到的缝翼位置进行比较监控，保证缝翼位置信号的完整性。同时，主飞控计算机110在正常状态下也可以进行故障监控。例如，主飞控计算机110可以接收高升力计算机130的多通道缝翼位置数据并通过比较等形式来识别故障。由此，即使高升力计算机130出现故障，没有探测出故障而发出了错误的缝翼位置信号，主飞控计算机110仍能够检测到缝翼位置信号发生故障并进行控制律重构，从而生成正确的控制命令，使得控制单元120能正确地生成舵面指令，对飞机安全不会造成影响。

图2示出了根据一个实施例的直接控制模式缝翼信号流的示意图。参照图1，一旦主飞控计算机110丧失工作能力，主飞控系统进入直接控制模式，即，控制单元120直接基于从高升力系统(例如，高升力计算机130)接收到的缝翼位置信号生成舵面指令。在这种情况下，将失去主飞控计算机110的故障监控功能。此时，如果高升力计算机130发出的缝翼位置信号出现错误(例如，由于共模故障)，则主飞控系统将对该信号失去故障监控，错误的缝翼位置信号可能导致舵面出现非指令偏转，造成飞机安全事故。

由此，这种方案对高升力计算机的设计提出了很高的要求以防止共模故障，甚至需要在监控通道中采用冗余非相似设计(如果监控通道采用相似设计，由于共模导致错误缝翼位置信号的概率可能无法满足灾难级故障概率要求1e-9/FH)，会给OEM带来巨大的成本压力和技术难度。

图3示出了根据本发明一个实施例的主飞控系统的示意框图。图3中还示出了主飞控计算机正常工作时的缝翼信号流。

高升力系统可包括高升力计算机330、一个或多个第一位置传感器332、襟/缝翼操纵手柄(FSCL，未示出)和动力驱动单元(未示出)等。高升力计算机330可接收襟/缝翼操纵手柄(FSCL)的手柄指令信号，再发出命令给动力驱动单元以驱动襟翼和/或缝翼运动。第一位置传感器332可位于缝翼上以检测缝翼位置，并将缝翼位置反馈给高升力计算机330。例如，每侧缝翼可包括多个单独的翼面，每个翼面或者其中一些翼面可设置相关联的第一位置传感器332。高升力计算机330可以通过内部多余度监控通道对一个或多个第一位置传感器132反馈的缝翼位置进行信号故障探测，保证缝翼位置信号的完整性。

高升力计算机330还可将一个或多个通道的缝翼位置信号(示为第一缝翼位置信号)提供给主飞控系统的控制单元320。作为示例而非限定，第一缝翼位置信号可指示缝翼所处的位置(或角度)。主飞控系统还可基于第一缝翼位置信号来确定缝翼处于打开状态或收回状态。主飞控系统的控制律将根据这两种状态计算飞机在不同构型下的舵面控制命令。

主飞控系统可包括主飞控计算机310、控制单元320和第二位置传感器311。第二位置传感器311可以独立于第一位置传感器332，并且可安装在与第一位置传感器332相同或不同的缝翼翼面上。作为示例而非限定，可在选定的单个翼面上设置相关联的第二位置传感器311。在其他实施例中，可在多个选定的翼面上设置多个冗余的第二位置传感器311。第二位置传感器311可基于检测到的缝翼位置来生成缝翼位置信号(例如，缝翼离散信号，示为第二缝翼位置信号)，该缝翼位置信号可被传递给控制单元320。作为示例而非限定，控制单元320可用计算机、处理器、控制器、集成电路、可编程器件等设备来实现。

当主飞控计算机310正常工作时，控制单元320可将从高升力系统(例如，高升力计算机330)接收到的缝翼位置信号(例如，以下称为第一缝翼位置信号)传递给主飞控计算机310，主飞控计算机310可基于来自操纵器件(例如，驾驶杆、驾驶盘、和脚蹬等)的操作输入信号以及第一缝翼位置信号来进行控制律计算并生成控制命令。该控制命令可被提供给控制单元320，控制单元320基于该控制命令生成舵面指令，以控制飞行器的舵面运动。作为示例而非限定，飞行器的舵面可包括升降舵面、水平安定舵面、方向舵、扰流板、副翼等。在主飞控计算机310正常工作的情况下，第二位置传感器311提供的缝翼位置信号可以不用于舵面控制。

根据一个实施例，操纵器件(例如，驾驶杆、驾驶盘、和脚蹬等)可将操作输入信号发送给控制单元320，然后控制单元320将操作输入信号传递给主飞控计算机310。在可选实施例中，主飞控计算机310可根据飞机的状态(例如姿态、速度、迎角、襟缝翼的位置等)对操纵器件的操作输入信号进行修正，并利用修正后的操作输入信号生成控制命令。该控制命令可被发回给控制单元320以控制舵面运动。

高升力计算机330可以通过内部多余度监控通道对第一位置传感器332反馈的缝翼位置进行信号故障探测，例如对监控通道1和监控通道2检测到的缝翼位置进行比较监控，保证缝翼位置信号的完整性。另外，主飞控计算机310也可以接收高升力计算机330的多通道缝翼位置数据并通过比较等形式来识别故障。如果确定第一缝翼位置信号存在故障，主飞控计算机310可基于先前有效的第一缝翼位置信号进行控制律重构，从而生成正确的控制命令。主飞控计算机会记录最后一帧能通过比较监控的高升力系统的缝翼信号值(即，第一缝翼状态位置信号)。

另一方面，主飞控计算机310正常工作时可以对第二位置传感器311提供的缝翼位置信号进行故障监控。

在一个实施例中，控制单元320可将第一缝翼位置信号和第二缝翼位置信号提供给主飞控计算机310，主飞控计算机310基于第一缝翼位置信号与第二缝翼位置信号的比较来确定第二位置传感器311是否存在故障。例如，当第一缝翼位置信号与第二缝翼位置信号相差超过阈值时(例如，指示第一位置传感器332和第二位置传感器311检测到的缝翼位置相差超过阈值时)，可确定第二位置传感器311存在故障。

在另一实施例中，当主飞控计算机310正常工作时，控制单元320可基于第一缝翼位置信号生成第一缝翼状态信号并基于第二缝翼位置信号生成第二缝翼状态信号，其中第一缝翼状态信号和第二缝翼状态信号各自指示缝翼处于打开状态或收回状态。控制单元320可将第一缝翼状态信号和第二缝翼状态信号提供给主飞控计算机310。或者，主飞控计算机310可基于第一缝翼位置信号生成第一缝翼状态信号并基于第二缝翼位置信号生成第二缝翼状态信号。主飞控计算机310可通过比较第一缝翼状态信号与第二缝翼状态信号来确定第二位置传感器是否存在故障。例如，如果第一缝翼状态信号与第二缝翼状态信号指示不同的状态(打开状态或收回状态)达阈值时间段以上，则可认为第二位置传感器存在故障。

即，主飞控计算机310正常工作时可使用高升力计算机330的第一缝翼位置信号来监控第二缝翼位置信号，以防止第二位置传感器(或第二缝翼位置信号)的潜在故障。当确定第二位置传感器311存在故障时，可以进行故障报告或对第二位置传感器311进行故障修复，或禁用发生故障的第二位置传感器311。

图4示出了根据本发明另一个实施例的主飞控系统的示意框图。图4中还示出了主飞控计算机发生故障时的缝翼信号流。

如上所述，基于第一位置传感器332提供的缝翼位置信息，高升力计算机330可将第一缝翼位置信号提供给主飞控系统的控制单元320。第二位置传感器311可基于检测到的缝翼位置来生成第二缝翼位置信号(例如，缝翼离散信号)，该第二缝翼位置信号可被传递给控制单元320。

当主飞控计算机310发生故障时，主飞控计算机310不再能够向控制单元320提供控制命令，主飞控系统将进入直接控制模式。例如，当主飞控计算机310因故障而无法发出信号后，控制单元320将接收不到主飞控计算机310的指令，从而判断主飞控计算机310故障。在有多台主飞控计算机的示例中，如果某一台主飞控计算机发出错误的信号，则由于计算机是多余度配置，控制单元320通过多台计算机之间的数据比较可以判断发生错误的计算机。如果与控制单元320连接的多台主飞控计算机同时都发生失效，控制单元320无法接收到有效的主飞控计算机信号，则主飞控系统将进入直接控制模式。

在直接控制模式中，控制单元320可基于第二位置传感器311提供的缝翼位置信号连同来自操纵器件(例如，驾驶杆、驾驶盘、和脚蹬等)的操作输入信号来生成舵面指令，以控制飞行器的一个或多个舵面。同时，在直接控制模式中，控制单元320不使用由高升力计算机330提供的第一缝翼位置信号。作为示例而非限定，在直接控制模式下，控制单元320可通过“操纵杆指令*增益＝舵面偏转角度”来生成舵面指令。舵面指令可基于该舵面偏转角度，并可指示相应舵面需要偏转的角度。增益可根据缝翼位置信号的打开/收回状态来选择(例如，通过查表、映射、计算等)。在缝翼打开时增益可以较大、在缝翼收回时增益可以较小。作为示例而非限定，增益的具体值可根据经验、风洞模型等方式来标定。

在其他实施例中，控制单元320在直接模式下可以使用其他计算方式基于操作输入信号来生成舵面指令，其中第一缝翼位置信号(或其指示的缝翼状态)可用作计算参数。作为示例而非限定，控制单元可确定与第一缝翼位置信号(例如，其指示缝翼角度)相对应的增益，并通过通过“操纵杆指令*增益＝舵面偏转角度”来生成舵面指令。在这种情况下，不同的缝翼角度(或缝翼角度范围)可对应于不同的增益，并且可无需单独生成缝翼状态信号。

由此，当主飞控计算机丧失故障探测能力时，由独立的缝翼位置探测装置提供缝翼位置信号，从而摆脱了对高升力计算机的依赖，避免了由于高升力计算机因单点故障而导致舵面错误偏转的灾难级故障。

根据本发明的主飞控系统至少具有以下潜在优势。

1)采用独立的缝翼位置探测装置(例如，第二位置传感器311)提供缝翼位置信号，此探测装置独立于高升力系统，解决了主飞控直接控制模式下，由于高升力计算机发出的缝翼离散信号错误概率不满足1e-9/FH，而主飞控计算机又无法进行比较监控的情况下，错误信号可能导致舵面出现错误的偏转，造成灾难级的事故。本方案不需要对主飞控计算机和高升力计算机架构做更改，即可满足安全性要求。

2)高升力计算机可通过对缝翼位置信号进行完整性分析，选用高完整性信号(第一缝翼位置信号)提供给主飞控计算机。主飞控计算机可通过触发时序，将第一缝翼位置信号与第二位置传感器提供的第二缝翼位置信号进行比较，实现对第二位置传感器的故障监控，从而降低了逻辑复杂性。由于高升力计算机提供的缝翼信号在不存在共模故障时，在系统监控下的完整性高于1e-9/FH，在通常情况下通过高升力计算机提供的缝翼位置信号监控第二位置传感器311置信度较高，可防止第二缝翼位置信号的潜在故障，从而保证一旦进入直接控制模式(主飞控计算机不使用)，不会因第二位置传感器出现错误而导致故障。

3)即使高升力计算机出现了共模错误，本发明中独立传感器错误概率小于1e-7/FH，且为简单机电产品无单点共模故障；而主飞控系统进入直接控制模式的概率为1e-6/FH，因此在直接控制模式后传感器再错误的概率也远远小于1e-9/FH，能够满足灾难级故障概率要求。

图5示出了根据本发明一个实施例的主飞控系统的缝翼位置传感器的安装示意图。该缝翼位置传感器可以是例如以上描述的第二位置传感器311。作为示例而非限定，第二位置传感器311可安装在所选择的一个翼面上，例如左外缝翼、左内缝翼、右外缝翼、或右内缝翼。在其他实施例中，可在多个选定的翼面上设置多个冗余的第二位置传感器311。第二位置传感器311可以是单通道或多通道位置传感器。对于多通道位置传感器，多个通道可彼此进行校验，和/或各个通道可被用于控制不同的舵面。

在本发明的一个优选实施例中，第二位置传感器311可以是旋转差动位置传感器(Rotary Variable Differential Transformer,RVDT)。RVDT可以是双通道或四通道缝翼位置传感器。RVDT可采用齿轮齿条驱动，齿条可安装在缝翼结构滑轨上，根据高升力翼面运动的行程和角度决定齿条的半径和弧长。RVDT安装在机体结构(例如，结构肋板)之上，并与齿条啮合。

当翼面开始运动时，翼面带动齿条运动，齿条驱动传感器运动，将高升力缝翼运动角度转化成齿条驱动的传感器运动，并检测到RVDT运动角度θ。可根据飞机设计的理论翼面几何角度对传感器进行标定，建立RVDT运动角度θ与翼面运动角度a的关系，从而得到舵面的角度(即，翼面位置)。

例如，可以建立RVDT角度θ与翼面运动角度a的关系，如公式1所示：

α＝kθ+α₀....................................公式1

式中k为两者的几何线性关系，a₀为RVDT在0°时翼面的位置。

采用RVDT传感器探测翼面伸出或收回位置，重量轻、体积小、可靠性高。另外，齿轮齿条传动，传动线系短，间隙小、线性度较好，精度较高。

高升力系统的第一位置传感器也可以采用RVDT传感器。在其他实施例中，第一位置传感器和第二位置传感器各自可采用其他类型的位置传感器，诸如但不限于线性位移传感器、钢索式位置传感器、光电编码器传感器等。

图6示出了根据本发明一个实施例的生成缝翼状态信号的示意图。

当控制单元320收到第二位置传感器311生成的缝翼位置(例如，缝翼角度)和/或高升力系统的第一缝翼位置信号后，可根据图6进行转换，生成缝翼状态信号。缝翼状态信号可指示缝翼处于打开状态或收回状态。主飞控系统控制律可根据这两种状态计算飞机不同构型下的控制指令。

当缝翼角度达到触发点1时，缝翼状态信号将从缝翼收回(标记为0)切换成缝翼打开(标记为1)；当缝翼角度达到触发点2时，缝翼状态信号将从打开(标记为1)切换成缝翼收回(标记为0)。在设置触发点时还可以考虑位置传感器的误差a_tor设置提前量，以保证状态信号的准确性。例如，在缝翼放下过程中触发点可为a-a_tor，而在缝翼收回过程中触发点可为a+a_tor。

在根据图6的一些实施例中，根据缝翼位置信号还可确定缝翼的打开程度，例如所处的卡位：1卡位、2卡位、3卡位、4卡位等。主飞控计算机或控制单元可基于缝翼所处的具体打开程度来控制舵面运动。

应理解，虽然图6示出了控制单元320将缝翼位置信号转换成指示打开状态或收回状态的缝翼状态信号，但这种转换操作也可由其他设备来实现，例如高升力计算机、主飞控计算机等。

图7示出了根据本发明一个实施例的缝翼状态信号故障监控逻辑的示意图。该故障监控逻辑可由主飞控计算机310在其正常工作的情况下实现。

为确保第二位置传感器311生成的缝翼位置信号的正确性，可以通过与高升力计算机330发出的缝翼状态信号比对的方式进行故障探测。

由第二位置传感器311发出的缝翼位置信号状态切换时间可与高升力计算机发出的第一缝翼位置信号的状态切换时间进行比对，如果两个信号切换的时间差超过缝翼收放时间(阈值Y)，则可认为第二缝翼状态信号故障。

例如，主飞控计算机310可确定来自高升力系统的第一缝翼位置信号发生状态改变(例如，从收回状态改变为打开状态，或者从打开状态改变为收回状态)的第一状态切换时间。

主飞控计算机310还可确定第二缝翼位置信号发生相同的状态改变的第二状态切换时间，并将第一状态切换时间与第二状态切换时间进行比较。如果第一状态切换时间与第二状态切换时间相差超过阈值，则可确定第二缝翼状态信号发生故障。

在可选实施例中，还可对位置传感器(例如，第二位置传感器311)本身故障进行监控。例如，由于RVDT传感器本身的物理特性，两级线圈输出电压Va和Vb的电压之和是固定不变的，如果出现过高或过低的情况，则可判断RVDT出现短路或断路，因此可以通过这一特性监控RVDT传感器本身的有效性。在进一步方面，可采用独立传感器与高升力计算机发出的缝翼位置信号进行逻辑比较和传感器自监控组合进行故障监控。

图8示出了根据本发明一个实施例的主飞控系统的控制方法800的流程图。控制方法800可由主飞控系统(例如，主飞控计算机310和/或控制单元320)执行。

在框801，从高升力系统接收第一缝翼位置信号。第一缝翼位置信号可以是基于与高升力系统相关联的安装在缝翼上的第一位置传感器检测到的缝翼位置生成的。

在框802，接收由安装在缝翼上的第二位置传感器检测到的第二缝翼位置信号。第二位置传感器可以独立于第一位置传感器，并且可安装在与第一位置传感器相同或不同的翼面上。第一位置传感器和第二位置传感器各自可包括以下一者或多者：旋转差动位置传感器、线性位移传感器、钢索式位置传感器、光电编码器传感器等。

在框803，可确定主飞控计算机是否正常工作。主飞控计算机正常工作时会与控制单元进行数据交换，如果控制单元未收到主飞控计算机的信号，则会判断未在正常工作。

当主飞控计算机正常工作时，在可选框804，可基于第一缝翼位置信号来确定第二缝翼位置信号(或第二位置传感器)是否存在故障。

在一个实施例中，主飞控计算机可基于第一缝翼位置信号与第二缝翼位置信号的比较来确定第二位置传感器是否存在故障。例如，如果第一缝翼位置信号与第二缝翼位置信号相差超过第一阈值，可确定第二位置传感器存在故障。

在另一实施例中，可基于第一缝翼位置信号和第二缝翼位置信号是否指示相同的缝翼状态来确定第二位置传感器是否存在故障。例如，可基于第一缝翼位置信号生成第一缝翼状态信号并基于第二缝翼位置信号生成第二缝翼状态信号，其中第一缝翼位置信号和第二缝翼状态信号各自指示缝翼处于打开状态或收回状态。在一个示例中，可确定第一缝翼状态信号与第二缝翼状态信号是否指示相同的状态，如果第一缝翼状态信号与第二缝翼状态信号指示不同的状态达阈值时间段以上，则可确定第二位置传感器存在故障。在另一示例中，可确定第一缝翼状态信号发生状态改变的第一状态切换时间、以及第二缝翼状态信号发生状态改变的第二状态切换时间，如果第一状态切换时间与第二状态切换时间相差超过第二阈值，则可确定第二位置传感器存在故障。

在框805，当主飞控计算机正常工作时，主飞控计算机基于来自操纵器件的操作输入信号和第一缝翼位置信号生成控制命令，并且由控制单元基于控制命令生成舵面指令，以控制飞行器的一个或多个舵面。控制单元可为不同的舵面生成对应的舵面指令。该一个或多个舵面包括以下一者或多者：升降舵面、水平安定舵面、方向舵、扰流板、副翼。

此外，主飞控计算机在正常工作时通过比较从高升力系统的多个通道接收的多个第一缝翼位置信号来确定第一缝翼位置信号是否存在故障，如果第一缝翼位置信号存在故障，则主飞控计算机基于先前的最后一个有效的第一缝翼位置信号来生成控制命令以控制飞行器的一个或多个舵面。

当主飞控计算机发生故障时，在框806，由控制单元基于操作输入信号和第二缝翼位置信号生成舵面指令，以控制飞行器的该一个或多个舵面。例如，控制单元可基于第二缝翼位置信号生成第二缝翼状态信号，第二缝翼状态信号指示缝翼处于打开状态或收回状态，并且控制单元基于来自操纵器件的操作输入信号以及与第二缝翼状态信号相对应的增益来生成舵面指令。

本发明提供了用于飞行器的主飞控系统及其控制方法。根据本发明的主飞控系统可采用独立的探测装置提供缝翼位置信号，进一步还能基于完整性分析的余度管理算法进行故障监控。当主飞控计算机正常工作时，主飞控系统采用高升力计算机发来的缝翼位置信号进行控制，这时主飞控计算机可以进行故障监控，及时探测出缝翼信号故障；当主飞控计算机故障时，主飞控系统进入直接控制模式，采用独立的缝翼位置传感器提供缝翼信号进行舵面控制。独立传感器其本身失效概率小于1e-5/FH，不存在单点故障，同时又与高升力计算发出的缝翼位置信号相互独立，满足了安全性要求。

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。在各个实施例中使用的阈值可以相同或不同，并且可根据具体实现来选择合适的阈值。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。

在本申请的描述中所使用的方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”、“内、外”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等序列词来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

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。

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 (15)

1.一种用于飞行器的主飞控系统，其特征在于，包括：

控制单元，所述控制单元连接至高升力系统以从所述高升力系统接收第一缝翼位置信号，所述第一缝翼位置信号是基于与所述高升力系统相关联的安装在缝翼上的第一位置传感器检测到的缝翼位置生成的；

安装在缝翼上的第二位置传感器，其被配置成基于检测到的缝翼位置来生成第二缝翼位置信号，其中所述控制单元还接收所述第二缝翼位置信号；以及

连接至所述控制单元的主飞控计算机，

其中当所述主飞控计算机正常工作时，所述主飞控计算机基于来自操纵器件的操作输入信号和所述第一缝翼位置信号生成控制命令，并且所述控制单元基于所述控制命令生成舵面指令，以控制所述飞行器的一个或多个舵面，并且

其中当所述主飞控计算机发生故障时，所述控制单元基于所述操作输入信号和所述第二缝翼位置信号生成舵面指令，以控制所述飞行器的所述一个或多个舵面。

2.如权利要求1所述的主飞控系统，其特征在于：

当所述主飞控计算机正常工作时，所述主飞控计算机基于所述第一缝翼位置信号与所述第二缝翼位置信号的比较来确定所述第二位置传感器是否存在故障。

3.如权利要求1所述的主飞控系统，其特征在于：

所述控制单元基于所述第一缝翼位置信号生成第一缝翼状态信号并基于所述第二缝翼位置信号生成第二缝翼状态信号，其中所述第一缝翼状态信号和所述第二缝翼状态信号各自指示所述缝翼处于打开状态或收回状态，

其中所述主飞控计算机在正常工作时确定所述第一缝翼状态信号与所述第二缝翼状态信号是否指示相同的状态，如果所述第一缝翼状态信号与所述第二缝翼状态信号指示不同的状态达阈值时间段以上，则确定所述第二位置传感器存在故障，或者

其中所述主飞控计算机在正常工作时确定所述第一缝翼状态信号发生状态改变的第一状态切换时间、以及所述第二缝翼状态信号发生所述状态改变的第二状态切换时间，如果所述第一状态切换时间与所述第二状态切换时间相差超过阈值，则确定所述第二位置传感器存在故障。

4.如权利要求1所述的主飞控系统，其特征在于：

所述主飞控计算机在正常工作时通过比较所述控制单元从所述高升力系统的多个通道接收的多个第一缝翼位置信号来确定所述第一缝翼位置信号是否存在故障，如果所述第一缝翼位置信号存在故障，则所述主飞控计算机基于先前的最后一个有效的第一缝翼位置信号来生成控制命令以控制所述飞行器的所述一个或多个舵面。

5.如权利要求1所述的主飞控系统，其特征在于，所述控制单元基于所述操作输入信号和所述第二缝翼位置信号生成舵面指令包括：

所述控制单元基于所述第二缝翼位置信号生成第二缝翼状态信号，所述第二缝翼状态信号指示所述缝翼处于打开状态或收回状态，并且

所述控制单元基于来自所述操纵器件的所述操作输入信号以及与所述第二缝翼状态信号相对应的增益来生成舵面指令。

6.如权利要求1所述的主飞控系统，其特征在于：

所述一个或多个舵面包括以下一者或多者：升降舵面、水平安定舵面、方向舵、扰流板、副翼。

7.如权利要求1所述的主飞控系统，其特征在于：

所述第一位置传感器和所述第二位置传感器各自包括以下一者或多者：旋转差动位置传感器、线性位移传感器、钢索式位置传感器、光电编码器传感器。

8.一种飞行器，其特征在于，包括：

高升力系统；以及

如权利要求1-7中任一项所述的主飞控系统。

9.一种用于飞行器的主飞控系统的控制方法，其特征在于，包括：

从高升力系统接收第一缝翼位置信号，所述第一缝翼位置信号是基于与所述高升力系统相关联的安装在缝翼上的第一位置传感器检测到的缝翼位置生成的；

接收由安装在缝翼上的第二位置传感器检测到的第二缝翼位置信号；

当主飞控计算机正常工作时，所述主飞控计算机基于来自操纵器件的操作输入信号和所述第一缝翼位置信号生成控制命令，并且由控制单元基于所述控制命令生成舵面指令，以控制所述飞行器的一个或多个舵面；以及

当所述主飞控计算机发生故障时，由所述控制单元基于所述操作输入信号和所述第二缝翼位置信号生成舵面指令，以控制所述飞行器的所述一个或多个舵面。

10.如权利要求9所述的控制方法，其特征在于：

当所述主飞控计算机正常工作时，所述主飞控计算机基于所述第一缝翼位置信号与所述第二缝翼位置信号的比较来确定所述第二位置传感器是否存在故障。

11.如权利要求9所述的控制方法，其特征在于，还包括：

基于所述第一缝翼位置信号生成第一缝翼状态信号并基于所述第二缝翼位置信号生成第二缝翼状态信号，其中所述第一缝翼状态信号和所述第二缝翼状态信号各自指示所述缝翼处于打开状态或收回状态，

确定所述第一缝翼状态信号与所述第二缝翼状态信号是否指示相同的状态，如果所述第一缝翼状态信号与所述第二缝翼状态信号指示不同的状态达阈值时间段以上，则确定所述第二位置传感器存在故障，或者

确定所述第一缝翼状态信号发生状态改变的第一状态切换时间、以及所述第二缝翼状态信号发生所述状态改变的第二状态切换时间，如果所述第一状态切换时间与所述第二状态切换时间相差超过阈值，则确定所述第二位置传感器存在故障。

12.如权利要求9所述的控制方法，其特征在于：

所述主飞控计算机在正常工作时通过比较从所述高升力系统的多个通道接收的多个第一缝翼位置信号来确定所述第一缝翼位置信号是否存在故障，如果所述第一缝翼位置信号存在故障，则所述主飞控计算机基于先前的最后一个有效的第一缝翼位置信号来生成控制命令以控制所述飞行器的所述一个或多个舵面。

13.如权利要求9所述的控制方法，其特征在于，所述控制单元基于所述操作输入信号和所述第二缝翼位置信号生成舵面指令包括：

所述控制单元基于所述第二缝翼位置信号生成第二缝翼状态信号，所述第二缝翼状态信号指示所述缝翼处于打开状态或收回状态，并且

所述控制单元基于来自所述操纵器件的所述操作输入信号以及与所述第二缝翼状态信号相对应的增益来生成舵面指令。

14.如权利要求9所述的控制方法，其特征在于：

所述一个或多个舵面包括以下一者或多者：升降舵面、水平安定舵面、方向舵、扰流板、副翼。

15.如权利要求9所述的控制方法，其特征在于：

所述第一位置传感器和所述第二位置传感器各自包括以下一者或多者：旋转差动位置传感器、线性位移传感器、钢索式位置传感器、光电编码器传感器。

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