CN117585150A - 一种电传飞控系统舵面保护方法和装置 - Google Patents

Abstract

公开了一种电传飞控系统舵面保护方法和装置。在一个实施例中，可在飞控系统低于最低可接受控制(MAC)状态时使飞控系统从正常模式降级到直接模式，由作动器电子控制装置直接控制舵面。在优选实施例中，可对发生故障的作动器控制通道进行重置，以在作动器控制通道恢复正常时使飞控系统回到正常模式。本发明使得当飞控系统状态低于最小可接受控制时，可以尝试恢复系统控制，提供了进一步的安全保护。

Description

一种电传飞控系统舵面保护方法和装置

技术领域

本发明涉及飞行器，尤其涉及一种电传飞控系统舵面保护方法和装置。

背景技术

根据民用飞机电传飞控系统安全性设计要求，飞控系统在各操纵轴上的飞控作动器余度配置低于“最小可接受控制(MAC)”的概率应小于1E-9/FH。虽然故障发生概率为极不可能，然而一旦发生，飞机的飞行姿态将失去控制，势必产生灾难性影响。

目前国内外民机研制领域电传飞控系统对液压、电源等能源余度和作动器控制通道进行了综合配置，考虑了各种组合失效和最小可接受控制(MAC)要求，实现了多层级的失效-安全设计，这类架构设计能够保证在特殊场景下飞机的最小可接受控制。然而，一旦飞机低于最小可接受控制，飞机将失去控制，目前没有一种进一步的保护机制。

因此，本领域需要一种改进的电传飞控系统舵面保护方法和装置。

发明内容

本发明提出了一种改进的电传飞控系统舵面保护方法和装置，使飞控系统能够在低于“最小可接受控制”时，尝试恢复作动器工作，从而使飞机能够继续安全飞行和着陆。

根据本发明的一个实施例，当飞控计算机检测到系统状态低于“最低可接受控制(MAC)”时，将强制电传飞控系统进入直接模式，由作动器电子控制装置直接控制舵面。在进一步的实施例中，飞控计算机对作动器电子内部监控器、和值监控器、作动系统设备的内部健康监控器等进行循环检测重置，持续不断发出重置信号直至检测到系统处于MAC或高于MAC。在故障消除后，飞控系统可以在短时间内恢复到系统处于或高于最小可接受控制状态，可以立即维持飞机姿态，实现持续安全飞行和着陆。假设系统在非预期的极端情况下出现某种瞬时失效或监控器误触发导致系统低于MAC，系统可通过本技术对作动系统内部监控器进行重置，可在系统故障恢复后使系统达到最小可接受控制。

在本发明的一个实施例中，提供了一种电传飞控系统舵面保护方法，其包括：在飞控系统操作期间检测舵面控制状态；基于所述舵面控制状态确定所述飞控系统是否低于最低可接受控制MAC状态；以及若所述飞控系统低于MAC状态，则使所述飞控系统从正常模式降级到直接模式，其中在所述正常模式中，所述飞控系统的飞控计算机根据闭环控制律生成舵面控制指令并将生成的舵面控制指令发送给作动器电子控制装置以控制相应的舵面，并且在所述直接模式中，所述作动器电子控制装置根据杆到舵控制律生成舵面控制指令以控制相应的舵面。

在一方面，所述电传飞控系统舵面保护方法还包括：检测由监控器生成的与作动器控制通道相对应的故障信号，所述故障信号指示相应的作动器控制通道发生故障；对发生故障的作动器控制通道进行重置以检测所述作动器控制通道是否恢复正常。

在一方面，所述电传飞控系统舵面保护方法还包括：若所述作动器控制通道恢复正常，则确定所述飞控系统是否仍低于MAC状态；若所述飞控系统仍低于MAC状态，则继续在所述直接模式中操作；以及若所述飞控系统处于或高于MAC状态，则使所述飞控系统从所述直接模式转换到所述正常模式。

在一方面，所述监控器包括以下一者或多者：和值监控器，其对驾驶舱操纵器件的输入信号进行和值监控；作动控制电子内部监控器，其对所述作动器电子控制装置中的信号进行监控；以及作动系统健康监控器，其对作动系统的作动器状态进行监控。

在一方面，对发生故障的作动器控制通道进行重置包括以下一者或多者：将监控器生成的与发生故障的作动器控制通道相对应的有效性信号置为有效；或者重置与发生故障的作动器控制通道相关联的监控器的自恢复能力。

在一方面，所述最低可接受控制MAC状态包括操纵轴上的飞控作动器余度配置状态，所述操纵轴包括滚转轴、俯仰轴、和偏航轴中的一者或多者。

在一方面，所述闭环控制律包括余度管理和传感器信号表决；并且所述杆到舵控制律不包括余度管理和传感器信号表决。

在本发明的一个实施例中，提供了一种电传飞控系统舵面保护装置，其包括：舵面控制状态检测模块，其被配置成在飞控系统操作期间检测舵面控制状态，并基于所述舵面控制状态确定所述飞控系统是否低于最低可接受控制MAC状态；以及模式改变模块，其被配置成若所述飞控系统低于MAC状态，则使所述飞控系统从正常模式降级到直接模式，其中在所述正常模式中，所述飞控系统的飞控计算机根据闭环控制律生成舵面控制指令并将生成的舵面控制指令发送给作动器电子控制装置以控制相应的舵面，并且在所述直接模式中，所述作动器电子控制装置根据杆到舵控制律生成舵面控制指令以控制相应的舵面。

在一方面，所述电传飞控系统舵面保护装置还包括：故障监测模块，其被配置成检测由监控器生成的与作动器控制通道相对应的故障信号，所述故障信号指示相应的作动器控制通道发生故障；以及故障重置模块，其被配置成对发生故障的作动器控制通道进行重置以检测所述作动器控制通道是否恢复正常。

在一方面，若所述作动器控制通道恢复正常，则所述舵面控制状态检测模块确定所述飞控系统是否仍低于MAC状态；若所述飞控系统仍低于MAC状态，则继续在所述直接模式中操作；以及若所述飞控系统处于或高于MAC状态，则所述模式改变模块使所述飞控系统从所述直接模式转换到所述正常模式。

在一方面，所述监控器包括以下一者或多者：和值监控器，其对驾驶舱操纵器件的输入信号进行和值监控；作动控制电子内部监控器，其对所述作动器电子控制装置中的信号进行监控；以及作动系统健康监控器，其对作动系统的作动器状态进行监控。

在一方面，对发生故障的作动器控制通道进行重置包括以下一者或多者：将监控器生成的与发生故障的作动器控制通道相对应的有效性信号置为有效；或者重置与发生故障的作动器控制通道相关联的监控器的自恢复能力。

在一方面，所述最低可接受控制MAC状态包括操纵轴上的飞控作动器余度配置状态，所述操纵轴包括滚转轴、俯仰轴、和偏航轴中的一者或多者。

在一方面，所述闭环控制律包括余度管理和传感器信号表决；并且所述杆到舵控制律不包括余度管理和传感器信号表决。

在本发明的一个实施例中，提供了一种电传飞控系统，其包括如上任一项所述的电传飞控系统舵面保护装置。

附图说明

图1是根据本发明一个实施例的电传飞控系统的示意框图。

图2是根据本发明一个实施例的电传飞控系统舵面保护方法的流程图。

图3是根据本发明一个实施例的用于舵面控制的监控器架构的示意框图。

图4是根据本发明一个实施例的电传飞控系统舵面保护装置的框图。

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。

图1是根据本发明一个实施例的电传飞控系统100的示意框图。电传飞控系统100可包括操纵器件110、作动器电子控制装置120、飞控计算机130、作动器140等。操纵器件110可位于驾驶舱中，包括例如驾驶杆、驾驶盘、方向舵脚蹬等。飞行员通过操作各种操纵器件110来生成用于控制作动器140的操纵指令，作动器140根据操纵指令驱动相应的舵面运动，舵面包括例如升降舵、副翼、方向舵、扰流板等。

飞行员在操作操纵器件110时，由传感器检测到相应的操纵指令并将其转换为模拟信号，被分别送往各个对应的作动器电子控制装置120。模拟形式的操纵指令经作动器电子控制装置120处理后，通过数据总线送到飞控计算机130中。同时，作动器电子控制装置120还接收来自外部传感器(例如，位于飞行器各种位置的传感器)的数字信号，这些数字信号也通过总线送往飞控计算机130。飞控计算机130对接收到的各种信号进行处理，进行控制律计算以生成控制指令，并将生成的控制指令发往作动器电子控制装置120中。作动器电子控制装置120通过总线将控制指令信号输出到作动器140，用于驱动对应的舵面运动。

电传飞控系统100的工作模式有正常模式和直接模式。正常模式下，舵面控制指令由飞控计算机130计算，该模式提供了完整的余度管理和传感器信号表决。在正常模式下，飞机传感器数据(例如，姿态、姿态速率、加速度、空速、迎角、襟缝翼位置等)可用，并在飞控计算机130中参与闭环控制律计算，可以实现完整的计算功能。

在直接模式下没有系统级传感器表决，飞机三轴均为直接指令舵面，采用缝翼离散信号进行增益调节，在纵向和航向具备稳定性增强功能，舵面控制指令由作动器电子控制装置120计算，采用直接模式速率传感器作为稳定性增强信号。例如，直接模式采用的控制律是杆到舵控制律，其可根据缝翼位置和直接模式速率传感器来计算机体速率阻尼，并进行增益调节。在直接模式下，驾驶舱操作器件信号经过作动器电子控制装置120简单计算生成指令来控制舵面。以飞机纵向控制为例：驾驶员操纵侧杆经指令整形和前向增益生成升降舵指令，其中指令整形环为杆量控制能力，实现小杆量控制精准，大杆量飞机响应快速；前向增益为比例环节，实现侧杆指令转换为升降舵指令功能，前向增益随缝翼位置调参。一般来说，缝翼收起时，空速往往比缝翼展开状态大，有着更大的动压，因此需要限制缝翼收起状态的升降舵最大上偏角度，以避免相同操纵下产生过大的抬头力矩。升降舵指令与反馈通道增稳指令综合后，经限幅环节后形成最终升降舵偏度指令。其中反馈通道增稳指令通过反馈经滤波的俯仰角速率信号用于纵向增稳，生成有增稳功能的增稳指令，俯仰角速率由直接模式速率传感器提供，经滤波后得到滤波后的俯仰角速率信号。

在电传飞控系统中，飞控系统在飞行员指令到作动器输出的整个链路上设置了多级监控和表决面，基于各个信号的比较结果判断出现错误的输入通道，进行故障隔离和报告，无效通道及被隔离后的错误通道将不参与信号选择输出。若由于系统故障使得一些信号传输通道失效，有可能导致系统低于最小可接受控制。现有电传飞控系统没有主动尝试恢复的机制，飞机将持续低于最小可接受控制状态，丧失继续安全飞行和着陆的能力。

本发明提出了一种电传飞控系统舵面保护方法和装置，尤其是一种电传飞控系统最小可控舵面的保护方法和装置，其可包含以下两个功能中的一者或多者：

1.自动降级功能：当飞控计算机检测到飞控系统状态低于“最低可接受控制(MAC)”时，将通过自动降级功能强制电传飞控系统进入直接模式，直接模式下没有系统级传感器的表决，将保持杆到舵的基本控制；减少系统的冗余控制，提高系统可用性。

2.自恢复功能：当飞控计算机检测到飞控系统状态低于最小可接受控制时，能够持续循环重置故障监控器，在故障消失的情况下，恢复监控器状态，恢复飞控计算机对舵面的控制，使系统处于或高于最小可接受控制，即恢复由飞控计算机130计算控制律的正常模式。

图2是根据本发明一个实施例的电传飞控系统舵面保护方法200的流程图。电传飞控系统舵面保护方法200可由如参考图1描述的电传飞控系统或其组件(例如，飞控计算机)执行，或者可由计算机、处理器、集成电路等设备来执行。在一个实施例中，可在驾驶员飞行操作期间和自动飞行期间，例如在飞机处于空中状态时实现电传飞控系统舵面保护方法200。

在可选步骤202，电传飞控系统可在正常模式中操作。例如，飞控计算机进行闭环控制律计算来生成舵面控制命令，并且提供完整的余度管理和传感器信号表决。

在步骤204，在飞控系统操作期间可检测舵面控制状态。例如，飞控计算机持续监测飞机三轴舵面控制状态，实时判断舵面是否可控。

在步骤206，当飞控系统丧失对舵面的控制时，判断飞控系统是否低于MAC状态。飞控系统在舵面位置安装有舵面位置监控器，飞控计算机会收到舵面位置传感器信号，并与指令信号进行比较，当指令信号与舵面位置信号有差异时，可认为对应的控制通道出现故障并且可被隔离，并且可以判断已丧失(或部分丧失)对相应舵面的控制。如果发生多个舵面丧失(例如出现多个故障通道)，则有可能出现飞控系统低于MAC状态，即达不到MAC状态所要求数量的正常控制通道。

在一个实施例中，作为示例而非限定，假设最小可接受控制(MAC)定义如下：

a)滚转轴：

1)所有扰流板不可用时，左侧副翼和右侧副翼各有一个作动

器可用，或；

2)仅一对扰流板可用时，左侧副翼或右侧副翼有一个作动器

可用。

b)俯仰轴：

1)水平安定面不可用时，左侧升降舵和右侧升降舵各有一个

作动器可用，或；

2)水平安定面可用时，左侧升降舵或右侧升降舵有一个作动

器可用。

c)偏航轴：仅一个方向舵作动器可用。

若飞控系统未低于MAC状态，则返回到步骤202继续在正常模式中操作，并且可在步骤204，继续检测舵面控制状态。

若飞控系统低于MAC状态，则在步骤208，使飞控系统从正常模式降级到直接模式。在直接模式中，由作动器电子控制装置采用杆到舵控制律来计算舵面控制命令，其中不提供余度管理和传感器信号表决。在一个实施例中，响应于飞控系统低于MAC状态，可使得飞行器的全部三轴均采用直接模式。

在可选步骤210，对发生故障的作动器控制通道进行重置。进一步，重置故障通道后，可通过检测舵面状态来确定该通道是否恢复正常。

作为示例而非限定，飞控电子的监控器通常是指一套监控逻辑，比如侧杆的和值监控，每个侧杆有四路俯仰信号，也就是四路通道，监控器会对4路俯仰信号进行比较处理，若比较出某一路信号差异超过门限值，监控器将该路信号置为故障信号，对应通道为故障通道，相应的故障信号会置为1，有效性信号置为0，使得对应的信号通道被隔离。根据本发明的一个实施例，当飞控系统低于MAC后，飞控计算机可重置故障通道的有效性信号(例如，将有效性信号置为1)，以使得该通道参与监控逻辑。若该通道一直处于故障状态，则重置后依旧会因检测到故障而被判断为无效。相反，若通道故障消失，在被重置后有效性信号会保持有效，使得相应的通道可参与正常操作。

在可选步骤212，可确定故障通道是否恢复。若故障通道持续处于故障状态，飞控计算机可在步骤210进行持续检测并循环重置故障通道。

若故障通道恢复，则可再次在步骤206确定飞控系统是否仍低于MAC状态。若飞控系统仍低于MAC状态，则在步骤208，继续在直接模式中操作。相反，若飞控系统处于或高于MAC状态，则可使飞控系统从直接模式转换到正常模式，飞控计算机将恢复故障通道并实现对舵面的控制。

以偏航轴为例，当前主流民机方向舵采用三个作动器的分布式架构，根据MAC定义，当方向舵仅有一个作动器可控时为MAC状态，当方向舵完全不可控时，系统将低于MAC，并且根据本发明可使飞控系统进入直接模式。作为另一示例，假设脚蹬所有的RVDT和值监控器检测到所有的RVDT均故障，此时，脚蹬控制信号将失效，方向舵舵面处于不可控状态，系统低于MAC状态，并且根据本发明可使飞控系统进入直接模式。若RVDT持续故障，飞控计算机将持续发出RVDT重置信号，若RVDT故障状态消失，飞控计算机将会把RVDT重置为有效状态，恢复脚蹬对方向舵的控制，使系统退出低于MAC状态，恢复对飞机偏航的控制(正常模式)。

图3是根据本发明一个实施例的用于舵面控制的监控器架构的示意框图。

飞控系统设置多重、多类型的监控器，当检测到作动控制电子(即，作动器电子控制装置)内部、外部接口的异常工作状态与故障后，作动控制电子的相应作动器控制通道会进入安全状态，包括置故障分区为无效、切断与故障关联的作动器之间的通讯等。如图3所示，可设置多重、多类型监控器。作为示例而非限定，可在作动器电子控制装置的输入端设置和值监控器301，在作动器电子控制装置中设置作动控制电子内部监控器302，在作动系统中设置作动系统健康监控器303等。

根据本发明的一个实施例，在飞控计算机检测到系统低于最小可接受控制时，可对和值监控器301、作动控制电子内部的监控器302及作动系统的监控器303进行循环检测和重置，进行重置的监控器及监控重置过程如下：

a)和值监控器

作动控制电子可对每一余度的侧杆、脚蹬等驾驶舱操纵器件的输入信号(例如，RVDT传感器输入)进行和值监控，将和值不在正常范围内的传感器输入置为无效，和值监控器301触发后将导致相应的驾驶器件丧失对相应舵面的控制。

当飞控计算机检测到系统低于最小可接受控制时，飞控计算机将发出重置指令，重置该监控器(例如，将对应控制通道的有效性信号置为有效)，将和值恢复到正常范围的传感器输入置为有效，以恢复对舵面的控制，直至恢复为最低可接受控制或高于最低可接受控制。

b)作动控制电子内部监控器

作动控制电子内部监控器包含多种监控，包括例如作动控制电子内部供电监控、作动控制电子数据帧速率同步监控器、作动控制电子飞机构型监控器、直接模式指令比较监控器等。作为示例而非限定，一些监控器重置过程如下：

1)作动控制电子内部供电监控、作动控制电子数据帧速率同步监控器触发会导致系统丧失作动控制电子关联的各舵面作动器的控制，监控器触发后会自恢复作动控制电子，作动控制电子内部Strike计数器限制自恢复次数。根据本发明的一个实施例，当飞控计算机检测到系统低于最小可接受控制时，可重置监控器的自恢复能力，以恢复作动控制电子，直至恢复为最低可接受控制或高于最低可接受控制；

2)作动控制电子飞机构型监控器触发会导致作动控制电子直接模式控制功能丧失，直接丧失对舵面的控制，这属于一种类型的“低于MAC”。根据本发明的一个实施例，当飞控计算机检测到系统低于最小可接受控制时，可尝试恢复作动控制电子的直接模式控制，以恢复对舵面的控制，直至恢复为最低可接受控制或高于最低可接受控制；

3)直接模式指令比较监控器触发会导致作动控制电子直接模式控制功能丧失，直接丧失对舵面的控制，这属于一种类型的“低于MAC”。监控器触发会自恢复作动控制电子直接模式，作动控制电子内部Strike计数器限制自恢复次数。根据本发明的一个实施例，当飞控计算机检测到系统低于最小可接受控制时，重置监控器的自恢复能力，以恢复作动控制电子的直接模式控制，直至恢复为最低可接受控制或高于最低可接受控制。

c)作动系统健康监控器

作动系统健康监控器触发将导致系统丧失对相应的作动器的控制。根据本发明的一个实施例，当飞控计算机检测到系统低于最小可接受控制时，系统可重置该监控器，以恢复对作动器的控制，直至恢复为最低可接受控制或高于最低可接受控制。

图4是根据本发明一个实施例的电传飞控系统舵面保护装置400的框图。电传飞控系统舵面保护装置400可由如参考图1描述的电传飞控系统或其组件(例如，飞控计算机)实现，或者可由计算机、处理器、集成电路等设备来实现。电传飞控系统舵面保护装置400可集成在飞控系统420中，或者可与飞控系统420分开地实现。

电传飞控系统舵面保护装置400可包括例如舵面控制状态检测模块402、模式改变模块404、故障监测模块406、故障重置模块408等。

舵面控制状态检测模块402可被配置成在飞控系统操作期间检测舵面控制状态，并基于舵面控制状态确定飞控系统是否低于最低可接受控制MAC状态。最低可接受控制MAC状态包括操纵轴上的飞控作动器余度配置状态，操纵轴包括滚转轴、俯仰轴、和偏航轴中的一者或多者。

模式改变模块404可被配置成若飞控系统低于MAC状态，则使飞控系统从正常模式降级到直接模式。在正常模式中，飞控系统的飞控计算机根据闭环控制律生成舵面控制指令并将生成的舵面控制指令发送给作动器电子控制装置以控制相应的舵面。在直接模式中，作动器电子控制装置根据杆到舵控制律生成舵面控制指令以控制相应的舵面。闭环控制律可包括余度管理和传感器信号表决，而杆到舵控制律可以不包括余度管理和传感器信号表决。

故障监测模块406可被配置成检测由监控器生成的与作动器控制通道相对应的故障信号，故障信号指示相应的作动器控制通道发生故障。监控器包括以下一者或多者：和值监控器，其对驾驶舱操纵器件的输入信号进行和值监控；作动控制电子内部监控器，其对作动器电子控制装置中的信号进行监控；以及作动系统健康监控器，其对作动系统的作动器状态进行监控。

故障重置模块408可被配置成对发生故障的作动器控制通道进行重置以检测作动器控制通道是否恢复正常。对发生故障的作动器控制通道进行重置包括以下一者或多者：将监控器生成的与发生故障的作动器控制通道相对应的有效性信号置为有效；或者重置与发生故障的作动器控制通道相关联的监控器的自恢复能力。作为示例而非限定，故障监测模块406和故障重置模块408可分开实现，或者可以组合地实现。

在一个实施例中，若作动器控制通道恢复正常，则舵面控制状态检测模块402可确定飞控系统是否仍低于MAC状态。若飞控系统仍低于MAC状态，则继续在直接模式中操作。若飞控系统处于或高于MAC状态，则模式改变模块404可使飞控系统从直接模式转换到正常模式。

根据本发明的电传飞控系统最小可控舵面的保护方法和装置具有以下功能中的一者或多者：

a)自动降级：飞行过程中系统状态低于MAC后，飞控模式降级到直接模式，实现杆到舵的直接控制；

b)自恢复功能：飞行过程中系统状态低于MAC后，持续循环重置故障监控器，在故障消失的情况下，恢复监控器状态，恢复对舵面的控制，使系统处于或高于MAC。

本发明至少提供了以下优点中的一者或多者：

a)系统降级至直接模式，实现了杆到舵的直接控制。当系统低于MAC时，飞机已经处于极度危险之中，此时系统信号的表决可能会进一步降低飞机的可用性，干扰飞行员对飞机的控制，在直接模式下，飞控系统不使用系统表决信号，可以实现驾驶舱器件到飞机舵面的直接控制，提高了飞行员对飞机的控制能力；

b)根据民用飞机电传飞控系统安全性设计要求，飞控系统在各操纵轴上的飞控作动器余度配置低于“最小可接受控制(MAC)”的概率应小于1E-9/FH，本方法为在该安全性设计状态下增加了一套保护机制，高于适航要求，可以在发生灾难级故障时，尝试恢复对飞机的控制，增加了飞机继续安全飞行和着陆的概率。

现有技术中电传飞控系统的最小可控舵面的保护方法是一种飞控系统安全设计特征，同时也是监控保护机制中的最后保障。本发明采用一种监控机制，当飞控计算机检测到飞控系统状态低于最小可接受控制时，可以尝试恢复系统控制，提供了进一步的安全保护。

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 (15)

1.一种电传飞控系统舵面保护方法，其特征在于，包括：

在飞控系统操作期间检测舵面控制状态；

基于所述舵面控制状态确定所述飞控系统是否低于最低可接受控制MAC状态；以及

若所述飞控系统低于MAC状态，则使所述飞控系统从正常模式降级到直接模式，

其中在所述正常模式中，所述飞控系统的飞控计算机根据闭环控制律生成舵面控制指令并将生成的舵面控制指令发送给作动器电子控制装置以控制相应的舵面，并且

在所述直接模式中，所述作动器电子控制装置根据杆到舵控制律生成舵面控制指令以控制相应的舵面。

2.如权利要求1所述的电传飞控系统舵面保护方法，其特征在于，还包括：

检测由监控器生成的与作动器控制通道相对应的故障信号，所述故障信号指示相应的作动器控制通道发生故障；

对发生故障的作动器控制通道进行重置以检测所述作动器控制通道是否恢复正常。

3.如权利要求2所述的电传飞控系统舵面保护方法，其特征在于，还包括：

若所述作动器控制通道恢复正常，则确定所述飞控系统是否仍低于MAC状态；

若所述飞控系统仍低于MAC状态，则继续在所述直接模式中操作；以及

若所述飞控系统处于或高于MAC状态，则使所述飞控系统从所述直接模式转换到所述正常模式。

4.如权利要求2所述的电传飞控系统舵面保护方法，其特征在于，所述监控器包括以下一者或多者：

和值监控器，其对驾驶舱操纵器件的输入信号进行和值监控；

作动控制电子内部监控器，其对所述作动器电子控制装置中的信号进行监控；以及

作动系统健康监控器，其对作动系统的作动器状态进行监控。

5.如权利要求2所述的电传飞控系统舵面保护方法，其特征在于，对发生故障的作动器控制通道进行重置包括以下一者或多者：

将监控器生成的与发生故障的作动器控制通道相对应的有效性信号置为有效；或者

重置与发生故障的作动器控制通道相关联的监控器的自恢复能力。

6.如权利要求1所述的电传飞控系统舵面保护方法，其特征在于：

所述最低可接受控制MAC状态包括操纵轴上的飞控作动器余度配置状态，所述操纵轴包括滚转轴、俯仰轴、和偏航轴中的一者或多者。

7.如权利要求1所述的电传飞控系统舵面保护方法，其特征在于：

所述闭环控制律包括余度管理和传感器信号表决；并且

所述杆到舵控制律不包括余度管理和传感器信号表决。

8.一种电传飞控系统舵面保护装置，其特征在于，包括：

舵面控制状态检测模块，其被配置成在飞控系统操作期间检测舵面控制状态，并基于所述舵面控制状态确定所述飞控系统是否低于最低可接受控制MAC状态；以及

模式改变模块，其被配置成若所述飞控系统低于MAC状态，则使所述飞控系统从正常模式降级到直接模式，

其中在所述正常模式中，所述飞控系统的飞控计算机根据闭环控制律生成舵面控制指令并将生成的舵面控制指令发送给作动器电子控制装置以控制相应的舵面，并且

在所述直接模式中，所述作动器电子控制装置根据杆到舵控制律生成舵面控制指令以控制相应的舵面。

9.如权利要求8所述的电传飞控系统舵面保护装置，其特征在于，还包括：

故障监测模块，其被配置成检测由监控器生成的与作动器控制通道相对应的故障信号，所述故障信号指示相应的作动器控制通道发生故障；以及

故障重置模块，其被配置成对发生故障的作动器控制通道进行重置以检测所述作动器控制通道是否恢复正常。

10.如权利要求9所述的电传飞控系统舵面保护装置，其特征在于：

若所述作动器控制通道恢复正常，则所述舵面控制状态检测模块确定所述飞控系统是否仍低于MAC状态；

若所述飞控系统仍低于MAC状态，则继续在所述直接模式中操作；以及

若所述飞控系统处于或高于MAC状态，则所述模式改变模块使所述飞控系统从所述直接模式转换到所述正常模式。

11.如权利要求9所述的电传飞控系统舵面保护装置，其特征在于，所述监控器包括以下一者或多者：

和值监控器，其对驾驶舱操纵器件的输入信号进行和值监控；

作动控制电子内部监控器，其对所述作动器电子控制装置中的信号进行监控；以及

作动系统健康监控器，其对作动系统的作动器状态进行监控。

12.如权利要求9所述的电传飞控系统舵面保护装置，其特征在于，对发生故障的作动器控制通道进行重置包括以下一者或多者：

将监控器生成的与发生故障的作动器控制通道相对应的有效性信号置为有效；或者

重置与发生故障的作动器控制通道相关联的监控器的自恢复能力。

13.如权利要求8所述的电传飞控系统舵面保护装置，其特征在于：

所述最低可接受控制MAC状态包括操纵轴上的飞控作动器余度配置状态，所述操纵轴包括滚转轴、俯仰轴、和偏航轴中的一者或多者。

14.如权利要求8所述的电传飞控系统舵面保护装置，其特征在于：

所述闭环控制律包括余度管理和传感器信号表决；并且

所述杆到舵控制律不包括余度管理和传感器信号表决。

15.一种电传飞控系统，包括如权利要求8-14中任一项所述的电传飞控系统舵面保护装置。