CN116767484A - 电传飞行控制系统和方法 - Google Patents

Abstract

公开了一种电传飞行控制系统和方法。主计算机根据操纵输入来计算舵面控制指令，第一次级计算机和第二次级计算机分别基于主计算机提供的舵面控制指令来生成第一舵面驱动信号和第二舵面驱动信号。第二次级计算机与第一次级计算机是非相似的。第一作动器和第二作动器分别根据第一舵面驱动信号和第二舵面驱动信号来驱动飞机舵面。第一作动器和第二作动器可包括不同类型的作动器。在主电源供电故障或第一次级计算机共模故障工况下，可激活第二次级计算机的备用电源，保证飞机仍能安全飞行和着陆。还公开了电传飞行控制方法。

Description

电传飞行控制系统和方法

技术领域

本发明涉及飞机领域，尤其涉及一种电传飞行控制系统和方法。

背景技术

在飞机设计过程中，存在以下问题：飞控系统计算机发生共模故障，可能导致冗余计算机全部丧失，飞机处于不可控状态；飞机全部液压系统失效，将导致飞控系统丧失控制能力；飞机电源系统失效，将可能导致电传飞控系统丧失供电，进而导致飞机控制能力降低。

在现有的电传飞控系统架构体系中，为了避免这些问题，通常采用复杂的余度配置和故障重构逻辑，但目前的几类飞控系统架构分别存在着余度/重构关系复杂或备份能力较弱的缺点。

例如，一种4余度ACE(作动器控制电子)核心部分采用相似设计，其通过研制保证的方法表明对25.1309条款的符合性，但没有采用彻底的非相似设计或备份设计。另一种多重主/次级计算机叠加备份计算机(BCM)使得故障重构等控制逻辑异常复杂，设备数量较多，且备份计算机的引入会带来驾驶舱传感器余度增加、重量增加、系统切换逻辑复杂等诸多问题。

因此，本领域需要一种改进的电传飞行控制系统和方法。

发明内容

由此，本发明提出了一种改进的电传飞行控制系统和方法，克服了现有技术中飞控系统架构存在的余度/重构关系复杂或备份能力较弱的缺点。具体而言，本发明提出的电传飞行控制系统和方法可以有利地解决以上提出的一种或多种技术问题。例如，通过采用非相似的次级计算机，可高效地规避飞控计算机共模问题。在优选实施例中，本发明的系统采用多电架构，以功率电传作动器替换部分液压作动器，从而在双发失效、电源系统失效、全部液压失效等多种故障模式下，此飞控系统仍然可实现对飞机的最小可接受控制，保证飞机安全飞行和着陆。在另一优选实施例中，一个或多个次级计算机可具有备份电源，使得在飞机电源系统失效的情况下仍能实现对飞机的最小可接受控制。

在本发明的一个实施例中，提供了一种电传飞行控制系统，其包括：主计算机，所述主计算机根据操纵输入来计算舵面控制指令；第一次级计算机，所述第一次级计算机基于所述主计算机提供的所述舵面控制指令来生成第一舵面驱动信号；第二次级计算机，所述第二次级计算机基于所述主计算机提供的所述舵面控制指令来生成第二舵面驱动信号，所述第二次级计算机与所述第一次级计算机是非相似的；第一作动器，所述第一作动器根据由所述第一次级计算机提供的第一舵面驱动信号来驱动飞机舵面；以及第二作动器，所述第二作动器根据由所述第二次级计算机提供的第二舵面驱动信号来驱动所述飞机舵面。

在一方面，所述第一次级计算机由主电源供电，并且所述第二次级计算机由主电源和备份电源供电。

在一方面，所述第二次级计算机在接收到所述第一次级计算机的抑制信号的情况下抑制所述备份电源的供电，并且所述第二次级计算机在未接收到所述第一次级计算机的抑制信号的情况下，如果所述主电源丧失供电，则所述第二次级计算机激活所述备份电源并由所述备份电源供电。在电源主电源故障或第一次级计算机共模故障工况下，通过激活第二次级计算机的备用电源，可保证飞机仍能安全飞行和着陆。

在一方面，所述第一作动器包括功率电传作动器或液压作动器，并且所述第二作动器包括液压作动器。

在一方面，所述电传飞行控制系统还包括：第三次级计算机，所述第三次级计算机基于所述主计算机提供的所述舵面控制指令来生成第三舵面驱动信号，所述第三次级计算机与所述第一次级计算机是相似或非相似的，所述第三次级计算机与所述第二次级计算机是非相似的；以及第三作动器，所述第三作动器根据由所述第三次级计算机提供的第三舵面来驱动所述飞机舵面，其中所述第一作动器包括液压作动器，并且所述第三作动器包括功率电传作动器。

在一方面，所述第一次级计算机和所述第一作动器形成实现飞机最小可接受控制的第一控制通道；并且所述第二次级计算机和所述第二作动器形成实现飞机最小可接受控制的第二控制通道。

在本发明的一个实施例中，提供了一种飞机，其包括如上任一项所述的电传飞行控制系统。

在本发明的一个实施例中，提供了一种电传飞行控制方法，其包括：使用主计算机根据操纵输入来计算舵面控制指令；使用第一次级计算机基于所述主计算机提供的所述舵面控制指令来生成第一舵面驱动信号；使用第二次级计算机基于所述主计算机提供的所述舵面控制指令来生成第二舵面驱动信号，所述第二次级计算机与所述第一次级计算机是非相似的；使用第一作动器根据由所述第一次级计算机提供的第一舵面驱动信号来驱动飞机舵面；以及使用第二作动器根据由所述第二次级计算机提供的第二舵面驱动信号来驱动所述飞机舵面。

在一方面，所述第一次级计算机由主电源供电，并且所述第二次级计算机由主电源和备份电源供电。

在一方面，所述电传飞行控制方法还包括：所述第二次级计算机在接收到所述第一次级计算机的抑制信号的情况下抑制所述备份电源的供电，并且所述第二次级计算机在未接收到所述第一次级计算机的抑制信号的情况下，如果所述主电源丧失供电，则所述第二次级计算机激活所述备份电源并由所述备份电源供电。

在一方面，所述第一作动器包括功率电传作动器或液压作动器，并且所述第二作动器包括液压作动器。

在一方面，所述电传飞行控制方法还包括：使用第三次级计算机基于所述主计算机提供的所述舵面控制指令来生成第三舵面驱动信号，所述第三次级计算机与所述第一次级计算机是相似或非相似的，所述第三次级计算机与所述第二次级计算机是非相似的；以及使用第三作动器根据由所述第三次级计算机提供的第三舵面来驱动所述飞机舵面，其中所述第一作动器包括液压作动器，并且所述第三作动器包括功率电传作动器。

在一方面，所述第一次级计算机和所述第一作动器形成实现飞机最小可接受控制的第一控制通道；并且所述第二次级计算机和所述第二作动器形成实现飞机最小可接受控制的第二控制通道。

附图说明

图1是根据本发明一个实施例的电传飞行控制系统的架构示意图。

图2是根据本发明一个实施例的飞机舵面配置情况示意图。

图3是根据本发明一个实施例的次级计算机的供电方案。

图4是根据本发明一个实施例的次级计算机的备份电源激活逻辑图。

图5是根据本发明一个实施例的不同故障情况下飞控系统工作情况的框图。

图6是根据本发明一个实施例的电传飞行控制方法的流程图。

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。

为了克服现有技术中飞控系统架构存在的余度/重构关系复杂或备份能力较弱的缺点，本发明提出了一种改进的电传飞行控制系统和方法。根据本发明的实施例的技术方案能够解决以上提及的现有技术中的一个或多个技术问题。本领域技术人员应理解，无需要求每个实施例的技术方案解决多个或全部技术问题。在一方面，本发明采用不同类型的次级计算机(例如，A型和B型)，每种类型的次级计算机分别控制不同的液压作动器和/或功率电传作动器，进而控制飞机舵面，此设计可用于规避计算机共模失效问题。进一步优选地，为一种类型(例如，B型)的次级计算机设计了两种不同的供电方式(每种供电方式可选择一个或多个余度)，可解决电源系统失效或液压能源系统导致的飞控系统舵面全部不可控问题。因此，本发明提出了一种新的具有非相似次级计算机、和/或非相似供电、和/或非相似作动器的电传飞控系统架构，降低了余度/重构关系复杂性，并且具备较强的备份能力。

图1是根据本发明一个实施例的电传飞行控制系统100的架构示意图。该电传飞行控制系统可包括多个飞控计算机，例如一台或多台主计算机101以及一台或多台次级计算机102。在一个优选实施例中，电传飞行控制系统可包括三台次级计算机102，如图1中作为示例示出的。在其他实施例中，电传飞行控制系统可包括更多或更少的次级计算机102。

主计算机101可配置两到三台，例如主计算机1-3，各台主计算机之间可采用主-主或主-备工作方式。主计算机之间可两两通信，进行信号处理、表决、整合和控制逻辑计算等。主计算机设计复杂(内部采用指令-监控架构，包含操作系统和软件)，提供各类包线保护和控制增稳功能，可实现高层级的飞行操纵品质。此处应注意，主计算机数量和工作方式不做限制，在具体实现中可采用更少或更多的主计算机，并且相应地配置其工作方式。

次级计算机102也可具有多台，例如次级计算机4-6，每台次级计算机可以与一台或多台主计算机进行通信。次级计算机102可具有较为简单的结构，例如内部采用指令-监控架构，可以不含操纵系统和软件，可仅用于实现基本控制，操纵品质允许相对降低，但仍可满足安全飞行和着陆要求。在其他实施例中，次级计算机102也可采用较为复杂的结构和软件，以实现高品质的操纵。多台次级计算机102中的至少两台次级计算机可采取非相似设计，例如非相似的硬件结构和/或软件，如分别为A型和B型。如图1中作为示例给出的，次级计算机4和5可为A型，次级计算机6可为B型。在其他实现中，次级计算机4-6的类型可以改变或互换而不脱离本发明的范围。此种设计可以很好地规避飞控计算机共模问题，保证飞机安全飞行和着陆。

飞控计算机(例如，主计算机101以及次级计算机102)接收的输入信号包括驾驶舱操纵器件的操纵输入、以及与飞控系统有交联关系的接口系统输入的信号等。驾驶舱操纵器件主要包括侧杆(或者杆盘)、脚蹬、配平控制板及手柄等，这些器件为三轴控制输入基本的操纵指令。交联系统主要有航电系统(大气数据系统、惯性基准系统)、能源系统(电源系统、液压能源系统)、起落架系统和刹车系统等，这些系统提供相应的传感器信号给飞控计算机，以支持飞控系统实现对飞机的三轴控制。在一个实施例中，驾驶舱操纵器件和重要接口系统的信号可(例如，经由A429总线)被传递给次级计算机102，再由次级计算机102转发给主计算机101。主计算机1-3中的每一者可基于驾驶舱操纵器件和接口系统的输入信号来计算舵面控制指令，并经由总线将该舵面控制指令传递给各个次级计算机4-6。作为示例而非限定，各主计算机可根据比较表决后的操纵器件信号和外部传感器信号作为控制律输入，生成舵面控制指令(即作动器位置指令，对应升降舵/副翼/方向舵等偏转多少度)。

主计算机之间可交换信号，如关键A664信号等。主计算机可对自己计算出的信号和从其他主计算机接收的A664信号进行表决后再行发送到航电网络，从而保证信号的高完整性。

每个次级计算机4-6可通过处理器对来自一台或多台主计算机的舵面控制指令进行解算和监控，生成并输出舵面驱动信号至相关联的一个或多个作动器。作动器可基于该舵面驱动信号进行相应的运动，例如活塞运动，从而通过机械连接带动舵面偏转。舵面可以是例如副翼、升降舵、方向舵、扰流板等。例如，次级计算机4可生成第一舵面驱动信号并将其提供给(一个或多个)第一作动器121，第一作动器121根据第一舵面驱动信号来驱动相关联的一个或多个飞机舵面。次级计算机6可生成第二舵面驱动信号并将其提供给(一个或多个)第二作动器122，第二作动器122根据第二舵面驱动信号来驱动相关联的一个或多个飞机舵面。可选地，次级计算机5可生成第三舵面驱动信号并将其提供给(一个或多个)第三作动器123，第三作动器123根据第三舵面驱动信号来驱动相关联的一个或多个飞机舵面。在一些实施例中，两个或多个作动器可分别驱动不同的舵面，或者可并发地驱动相同的舵面。

次级计算机4和第一作动器121可形成实现飞机最小可接受控制的第一控制通道，次级计算机6和第二作动器122可形成实现飞机最小可接受控制的第二控制通道，次级计算机5和第三作动器123可形成实现飞机最小可接受控制的第三控制通道。由此，在飞机发生部分故障的情况下，任何一个控制通道均可进行独立控制，保证飞机安全。

在主计算机正常工作时，次级计算机执行的是控制指令传递的作用，即把主计算机生成的舵面控制指令传递给作动器。若主计算机全部故障，只有次级计算机工作的情况下，次级计算机可在飞控系统的降级模式中根据操纵器件指令来计算作动器位置指令，保证飞机仍能安全飞行和着陆。

在本发明的一个实施例中，作动器121～123可以是相同类型的作动器，例如液压作动器。在本发明的另一实施例中，作动器121～123中的至少两者可采用不同类型的作动器，例如一种是液压作动器，一种是功率电传作动器，保证作动器的非相似。液压作动器可由液压系统提供能量进行工作，而功率电传作动器可由电源(例如，经由汇流条)提供电能进行工作。例如，A型次级计算机可控制液压作动器，也可控制功率电传作动器；B型次级计算机只控制液压作动器，且此液压作动器可由双发失效后RAT(Ram Air Turbine，冲压空气涡轮)驱动的那套液压源相连。例如，第一作动器121可包括多个液压作动器，第二作动器122可包括多个液压作动器，而第三作动器123可包括多个功率电传作动器。在另一示例中，第一作动器121可包括多个功率电传作动器，第二作动器122可包括多个液压作动器，而第三作动器123可包括多个液压作动器。

在现有技术中，虽然一部分扰流板、平尾的作动器可采用功率电传作动技术，但仅靠这些作动器无法实现最小控制。当全部液压系统失效后(概率为极不可能)，无法保证飞机安全。根据本发明的一个实施例，第一作动器121或第三作动器123可采用功率电传作动器，并且与各自对应的次级计算机形成实现飞机最小可接受控制的第一控制通道，由此在飞机发生部分故障的情况下(例如，液压系统失效)，包含功率电传作动器的控制通道能够进行独立控制，保证飞机安全。

不同于主舵面，水平安定面可由功率电传作动器控制，也可由液压作动器控制。水平安定面的两路控制通道采用主-主或主-备的方式工作，两路控制通道可分别由两个A型次级计算机控制。

根据本发明，主计算机可与所有次级计算机通讯，完成更高层级的三轴控制、包线保护以及显示告警相关功能。次级计算机采用彼此非相似的设计，例如，B型次级计算机可防止A型次级计算机发生共模故障后飞机不可控，解决飞控系统计算机共模问题。进一步地，任意一个次级计算机控制通道都可实现飞机最小可接受控制，且相应的控制通道与对应的液压能源/电源相匹配。例如：A型次级计算机4控制液压作动器(水平安定面除外)，A型次级计算机5控制功率电传作动器，而B型次级计算机控制液压作动器。

图2是根据本发明一个实施例的飞机舵面配置情况示意图。

结合图1，飞行控制系统以三个次级计算机形成三个控制通道。例如，次级计算机4和第一作动器121可形成实现飞机最小可接受控制的第一控制通道，次级计算机6和第二作动器122可形成实现飞机最小可接受控制的第二控制通道，可选的次级计算机5和第三作动器123可形成实现飞机最小可接受控制的第三控制通道。此处仅作为一种示例，原则上，任意一个次级计算机所控制的作动器，都能够保证飞机安全飞行和着陆。

相应地，次级计算机4的第一控制通道控制左侧副翼的一个通道、左扰流板的一个通道、右侧副翼的一个通道、右扰流板的一个通道、升降舵的一个通道、方向舵的一个通道(液压驱动，如标号4-7-10所示)。次级计算机5的第三控制通道控制左侧副翼的一个通道、左扰流板的一个通道、右侧副翼的一个通道、右扰流板的一个通道、升降舵的一个通道、方向舵的一个通道(如标号5-9-11所示)。次级计算机6的第二控制通道控制左侧副翼的一个通道、左扰流板的一个通道、右侧副翼的一个通道、右扰流板的一个通道、升降舵的一个通道、方向舵的一个通道(如标号6-8-10所示)。水平安定面的两通道均由A型次级计算机控制(如标号4-9-11、5-9-11所示)。

因此，即使一个或多个设备失效，例如液压系统失效、电源系统失效等，第一控制通道、第二控制通道和第三控制通道中的至少一者仍可工作，从而实现飞机最小可接受控制，避免飞机失控。

图3是根据本发明一个实施例的次级计算机的供电方案。

根据本发明的一个实施例，飞控系统不采用集中式供电。在一方面，所有飞控主/次级计算机、作动器均可由主电源(例如，机载发电机、应急电源)经汇流条供电。作为示例而非限定，主电源汇流条可以是多余度电源汇流条。

此外，可选择至少一个次级计算机(例如，至少一个A型次级计算机或者至少一个B型次级计算机)采用两种供电方式，一种是主电源汇流条供电(如上所述)，另外一种是备份电源供电。该备份电源可以是与为主电源相独立的电源。图3作为示例示出了次级计算机6(B型)接收多路电源输入(主电源输入和备份电源输入)的示意图。

在一示例中，备份电源可采用一种液压能转电能的装置(例如，液压系统)，其内部包含发电机，当全机主电源汇流条失效而对应液压系统可用时，将液压源转化为电能，为该至少一个次级计算机的控制通道供电。

在主电源系统和备份电源(例如，液压系统)均无故障的情况下，次级计算机6采用主电源输入(一般至少两余度)。当主电源输入失效(例如，多个余度均失效)时，次级计算机6使用备份电源输入的电能进行操作。

通过为至少一个次级计算机采用主电源供电和备份电源供电的方案，可使得在故障情况下(例如，液压失效或电源失效)，飞控系统舵面仍可满足最小可接受控制。

若主电源失效，主计算机也失效，则次级计算机6可在飞控系统的降级模式中工作，此时次级计算机6可以进行降级的控制，飞行品质略有降低，但可以利用驾驶舱操纵输入和可用的传感器信号进行简单的控制律计算，生成作动器位置指令，从而控制舵面，保证飞机仍能安全飞行和着陆。

图4是根据本发明一个实施例的次级计算机的备份电源激活逻辑图。作为示例，次级计算机6(例如，B型)可采用主电源(未示出)和备份电源401供电。备份电源401可以是液压源转电能装置等。

次级计算机6可包括备份电源激活模块402，其根据接收到的输入信息来确定是否激活备份电源401。备份电源激活模块402接收的输入信息可包括其他次级计算机(例如，A型次级计算机4、A型次级计算机5)的抑制信号、主电源信息(例如，主电源状态信号)等。主电源信息可指示主电源是否正常供电，例如包括由飞控计算机检测到的主电源工作状态或与主电源连接的汇流条的供电状态。备份电源激活模块402还可接收备份电源401的状态信息(例如，在备份电源使用液压系统的情况下，该液压系统的压力信息)，以确定备份电源是否能够正常工作。

次级计算机4-5在正常工作的情况下可发送该抑制信号。备份电源激活模块402在接收到该抑制信号(例如，任何一个次级计算机4-5的抑制信号)的情况下，不激活备份电源401。

当主电源汇流条丧失供电后，次级计算机4和5失效，由此将停止发送抑制信号。在备份电源激活模块402未接收到该抑制信号的情况下，如果主电源信息指示主电源丧失供电，则备份电源激活模块402将激活备份电源401。在一个实施例中，仅在备份电源401的状态信息正常(例如，液压系统的压力正常)的情况下激活备份电源401。即，备份电源激活模块402可发送控制信号，接通备份电源401与次级计算机6的用电设备之间的开关。如图4所示，当次级计算机6(B型)接收不到次级计算机4和5发送的抑制信号，主电源丧失供电，且备份电源401(例如，图2中的对应液压系统2)工作正常时，则会激活备份电源401。其中液压系统2可在双发失效后由RAT(冲压空气涡轮)应急供电。

图5是根据本发明一个实施例的不同故障情况下飞控系统工作情况的框图。根据本发明的各种实施例，可实现不同工况下的飞控系统舵面控制情况。作为示例而非限定，以下参照图1所示的A型次级计算机和B型次级计算机配置进行进行说明。

a)第一种工况：正常工作情况下，所有主计算机、次级计算机以及所有作动器(液压作动器和功率电传作动器)都可正常工作；

b)第二种工况：丧失所有液压能源，所有主计算机、次级计算机以及所有功率电传作动器都可正常工作，可满足飞机的安全飞行和着陆；

c)第三种工况：丧失主电源，此时只剩B型次级计算机和液压作动器工作，B型次级计算机的备份电源被激活，仍可满足飞机舵面的最小可接受控制，飞机可安全飞行和着陆；

d)第四种工况：A型次级计算机共模故障，此时只剩B型次级计算机和液压作动器工作，B型次级计算机由主电源供电，仍可满足飞机舵面的最小可接受控制，飞机可安全飞行和着陆；

e)第五种工况：丧失主电源和一套液压能源(A型计算机对应的液压系统1)，此时只剩B型次级计算机和液压作动器工作，B型次级计算机的备份电源被激活，仍可满足飞机舵面的最小可接受控制，飞机可安全飞行和着陆。

图6是根据本发明一个实施例的电传飞行控制方法的流程图。该电传飞行控制方法可由飞控系统、计算机、处理器、控制器、集成电路等设备来实现。

在步骤601，可使用主计算机根据操纵输入来计算舵面控制指令。

在步骤602，可使用第一次级计算机基于主计算机提供的舵面控制指令来生成第一舵面驱动信号。

在步骤603，可使用第一作动器根据由第一次级计算机提供的第一舵面驱动信号来驱动飞机舵面。

在步骤604，可使用第二次级计算机基于主计算机提供的舵面控制指令来生成第二舵面驱动信号。

在步骤605，可使用第二作动器根据由第二次级计算机提供的第二舵面驱动信号来驱动飞机舵面。

在一个实施例中，第二次级计算机与第一次级计算机是非相似的。在一个实施例中，第一次级计算机由主电源供电，并且第二次级计算机由主电源和备份电源供电。第二次级计算机在接收到第一次级计算机的抑制信号的情况下抑制备份电源的供电，并且第二次级计算机在未接收到第一次级计算机的抑制信号的情况下激活备份电源并由备份电源供电。

在一个实施例中，第一作动器包括可功率电传作动器或液压作动器，并且第二作动器可包括液压作动器。第一次级计算机和第一作动器可形成实现飞机最小可接受控制的第一控制通道，并且第二次级计算机和第二作动器可形成实现飞机最小可接受控制的第二控制通道。

在可选步骤606，可使用第三次级计算机基于主计算机提供的舵面控制指令来生成第三舵面驱动信号，第三次级计算机与第一次级计算机是相似或非相似的，第三次级计算机与第二次级计算机是非相似的。

在可选步骤607，可使用第三作动器根据由第三次级计算机提供的第三舵面来驱动飞机舵面。在一个实施例中，第一作动器包括液压作动器，并且第三作动器包括功率电传作动器。

应理解，上述各步骤可按照各种合适的次序或并发地执行，而不限于以所示的次序执行。例如，步骤602-603、步骤604-605、步骤606-607可彼此独立地、并发地、可选地执行。

本发明提出了一种改进的具有非相似设计的电传飞行控制系统，可规避飞控计算机共模问题，并且可进一步保证全机液压系统失效后的控制能力。进一步，至少一个次级计算机可采用两种供电方式，可保证电源系统失效等故障模式下，飞机和飞控系统仍然可控。

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。根据具体实践，各个组件的具体参数可以根据需要合适地设置，而不限于本文中作为示例给出的具体值。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。

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 (13)

1.一种电传飞行控制系统，其特征在于，包括：

主计算机，所述主计算机根据操纵输入来计算舵面控制指令；

第一次级计算机，所述第一次级计算机基于所述主计算机提供的所述舵面控制指令来生成第一舵面驱动信号；

第二次级计算机，所述第二次级计算机基于所述主计算机提供的所述舵面控制指令来生成第二舵面驱动信号，所述第二次级计算机与所述第一次级计算机是非相似的；

第一作动器，所述第一作动器根据由所述第一次级计算机提供的第一舵面驱动信号来驱动飞机舵面；以及

第二作动器，所述第二作动器根据由所述第二次级计算机提供的第二舵面驱动信号来驱动所述飞机舵面。

2.如权利要求1所述的电传飞行控制系统，其特征在于：

所述第一次级计算机由主电源供电，并且所述第二次级计算机由所述主电源和备份电源供电。

3.如权利要求2所述的电传飞行控制系统，其特征在于：

所述第二次级计算机在接收到所述第一次级计算机的抑制信号的情况下抑制所述备份电源的供电，并且

所述第二次级计算机在未接收到所述第一次级计算机的抑制信号的情况下，如果所述主电源丧失供电，则所述第二次级计算机激活所述备份电源并由所述备份电源供电。

4.如权利要求1所述的电传飞行控制系统，其特征在于：

所述第一作动器包括功率电传作动器或液压作动器，并且

所述第二作动器包括液压作动器。

5.如权利要求4所述的电传飞行控制系统，其特征在于，还包括：

第三次级计算机，所述第三次级计算机基于所述主计算机提供的所述舵面控制指令来生成第三舵面驱动信号，所述第三次级计算机与所述第一次级计算机是相似或非相似的，所述第三次级计算机与所述第二次级计算机是非相似的；以及

第三作动器，所述第三作动器根据由所述第三次级计算机提供的第三舵面来驱动所述飞机舵面，其中所述第一作动器包括液压作动器，并且所述第三作动器包括功率电传作动器。

6.如权利要求1所述的电传飞行控制系统，其特征在于：

所述第一次级计算机和所述第一作动器形成实现飞机最小可接受控制的第一控制通道；并且

所述第二次级计算机和所述第二作动器形成实现飞机最小可接受控制的第二控制通道。

7.一种飞机，包括如权利要求1-6中任一项所述的电传飞行控制系统。

8.一种电传飞行控制方法，其特征在于，包括：

使用主计算机根据操纵输入来计算舵面控制指令；

使用第一次级计算机基于所述主计算机提供的所述舵面控制指令来生成第一舵面驱动信号；

使用第二次级计算机基于所述主计算机提供的所述舵面控制指令来生成第二舵面驱动信号，所述第二次级计算机与所述第一次级计算机是非相似的；

使用第一作动器根据由所述第一次级计算机提供的第一舵面驱动信号来驱动飞机舵面；以及

使用第二作动器根据由所述第二次级计算机提供的第二舵面驱动信号来驱动所述飞机舵面。

9.如权利要求8所述的电传飞行控制方法，其特征在于：

所述第一次级计算机由主电源供电，并且所述第二次级计算机由所述主电源和备份电源供电。

10.如权利要求9所述的电传飞行控制方法，其特征在于，还包括：

所述第二次级计算机在接收到所述第一次级计算机的抑制信号的情况下抑制所述备份电源的供电，并且

所述第二次级计算机在未接收到所述第一次级计算机的抑制信号的情况下，如果所述主电源丧失供电，则所述第二次级计算机激活所述备份电源并由所述备份电源供电。

11.如权利要求8所述的电传飞行控制方法，其特征在于：

所述第一作动器包括功率电传作动器或液压作动器，并且

所述第二作动器包括液压作动器。

12.如权利要求11所述的电传飞行控制方法，其特征在于，还包括：

使用第三次级计算机基于所述主计算机提供的所述舵面控制指令来生成第三舵面驱动信号，所述第三次级计算机与所述第一次级计算机是相似或非相似的，所述第三次级计算机与所述第二次级计算机是非相似的；以及

使用第三作动器根据由所述第三次级计算机提供的第三舵面来驱动所述飞机舵面，其中所述第一作动器包括液压作动器，并且所述第三作动器包括功率电传作动器。

13.如权利要求8所述的电传飞行控制方法，其特征在于：

所述第一次级计算机和所述第一作动器形成实现飞机最小可接受控制的第一控制通道；并且

所述第二次级计算机和所述第二作动器形成实现飞机最小可接受控制的第二控制通道。