CN102289206A - 飞行控制***及具有这种***的航空器 - Google Patents

Abstract

航空器用的飞行控制***，其中控制命令在飞行控制模块(12)和至少一个用于可动飞行面的致动器(13)之间传送，飞行控制模块包括至少一个第一和第二计算机(14-1，14-2，14-3，15-1，15-2，15-3)，每个计算机适于针对每个致动器，按由致动器操纵的飞行面的至少一个预定的控制法则计算一确定的控制命令。每个致动器(13)包括至少两个逻辑单元(18，19)，逻辑单元适于接收来自所有计算机的命令，每个逻辑单元(18，19)适于：将所接收的命令彼此间进行比较，根据比较结果按所有致动器所共用的一预定逻辑来选择一所谓主控计算机的计算机，该主控计算机的控制命令有效用于由所考虑的致动器执行；和向全部计算机传送主控计算机选择信息；并且，每个计算机(14-1，14-2，14-3，15-1，15-2，15-3)都适于基于从全部致动器接收到的主控计算机选择信息，自行决定作为主控计算机或不然作为从计算机，在全部计算机中最终确定出唯一的主控计算机。

Description

飞行控制***及具有这种***的航空器

技术领域

本发明涉及航空器中存在的飞行控制***(Flight Control Systems)。

背景技术

这些飞行控制***是控制机构(驾驶杆、脚操纵杆等)和航空器的各种可动飞行面(如方向操纵舵、升降舵、副翼、安定面等)之间的接口。

现代航线飞机拥有“电传操纵***(fly byw wire)”类型的飞行控制***，其中对控制机构的机械动作变换为向控制飞行面移动的致动器传递的信号，这些命令通过先进计算机被传递给致动器。

这些命令按照多种类型的法则计算出来。这些法则之一，称为正常法则，是一种辅助驾驶法则，它再处理控制机构提供的驾驶设定值以优化驾驶条件(乘客的舒适度、飞机的稳定性、飞行状态范围的保护等)。所谓直接法则的另一种法则是这样一种法则：其只是将电飞行控制命令所传输的飞机位移指令重新记录，而不对这些旨在改善驾驶性能的信号进行再处理。

已经知道如图1所示的一种飞行控制***1，其包括控制模块2，控制模块具有两个计算机组4和5，以确定待传递给致动器3的控制命令。

计算机组4包括：两个计算机4-1和4-2，其能按正常的和直接的控制法则计算确定的致动器3控制(这些计算机称为主计算机)；和一个计算机4-3，其仅能按直接法则计算确定控制(该计算机称为副计算机)。

计算机组5包括一个主计算机5-1和两个副计算机5-2和5-3。

所有计算机都安装在航空电子机柜中，并通过点到点模拟直接链路与致动器通信。

这些致动器被连接到一个或两个计算机，在两个计算机的情况下采取“主控/备用”的体系结构，主计算机保证传递给致动器的控制信号的有效性，以此保证装置的完整性。当主计算机发生故障时，“备用”计算机顶上，以保证总有一个计算机可用。

为保证其命令的有效性，每个计算机都具有在图1上没有示出的具有双计算单元的结构(这涉及双路径计算机，亦称“双工”计算机)。

第一单元是控制单元(COM)，其执行实现计算机功能所需的处理，就是说，确定给致动器的控制信号。

该第二单元是监测或监视单元(MON)，它在自身方面执行相同类型的操作，接着对每个单元所获得的数值进行比较，若存在超出允许的允差阈值的偏差，则该计算机自动地不运行。这时它变得不可操作，并被宣称出现故障，以便另一个计算机可来代替以实现出现故障的计算机所留下的功能。

因此，每个计算机都被设置用于检测其本身的故障，并禁止相应输出，同时指示其状态。

主计算机和副计算机的硬件不同，以使计算机组(硬件相异性)同时发生故障的危险减到最小。

另外，每个计算机的两个路径(COM和MON)的硬件是相同的，但为安全起见，这两个路径的软件不同以保证软件相异性。

发明内容

本发明旨在提供一种飞行控制***，相对于上述现有技术的体系结构，其具有改变过的体系结构，同时该体系结构在硬件和软件资源方面成本较低，但仍满足与现有技术***相同的安全和可用性要求。

为此，本发明提出一种航空器用的飞行控制***，其中控制命令在飞行控制模块和可动飞行面的至少一个致动器之间传送，飞行控制模块包括至少一个第一和第二计算机，每个计算机都适于为每个致动器按照该致动器所操纵的飞行面的至少一个预定的控制法则来计算一确定的控制命令。

按照本发明，所提出的***的特征在于，每个致动器都包括至少两个逻辑单元，它们适于接收来自所有计算机的命令，每个逻辑单元都适于：

-将所接收的命令彼此间进行比较，并按照所有致动器所共用的一预定的选择逻辑，根据比较结果来选择一所谓主控计算机的计算机，主控计算机的控制命令确保有效，以便由所考虑的致动器执行；和

-向全部计算机传递主控计算机选择信息；

并且，每个计算机都适于基于从全部致动器所接收到的主控计算机选择信息，自行决定作为主控计算机，或不然自行决定作为一个所谓从计算机的计算机，在全部计算机中最终确定出唯一主控计算机。

在每个致动器的每个逻辑单元中应用相同的主控计算机选择逻辑，允许实现为全部致动器选择唯一的主控计算机，其中，该相同的主控计算机选择逻辑与基于这些致动器所传输的选择信息能自行决定作为主控计算机或从计算机的计算机的使用相关。

此外，在按照本发明的***中，计算机命令的比较不再在这些计算机处进行，而在每个致动器处进行，因此每个致动器都能基于发送给它的计算机命令，由其本身确定要对可动飞行面执行的动作(事实上，可动飞行面的位移幅度)，就是说，对应于被选定作为主控计算机的计算机的控制命令的动作。

于是，借助其所包括的逻辑单元，每个致动器都同样能确定基于哪些命令来定义要执行的动作，和拒绝与其他命令的比较表现出异常的那些命令。

按照本发明的特有的一个特征，每个计算机都包括检验装置，检验装置适于为每个致动器检验分别从所考虑的致动器的每一个逻辑单元获得的主控计算机选择信息的一致性，而若所述信息不一致，则所述检验装置忽略这些信息。

于是，若与一致动器相关的逻辑单元选择不同的主控计算机——这表示致动器工作很可能不正常，则自行决定作为主控还是从计算机的计算机不考虑由该致动器传输的选择信息。

按照本发明的另一特点，若一给定的致动器的每个逻辑单元进行的主控计算机选择是相同的，则所选定的主控计算机的控制命令由该致动器执行，否则，禁止致动器执行。

因此，要执行的动作的确定转移到致动器处，这同样允许实现较简单的、成本较低的计算机，同时仍为***布置提供更大的灵活性。具体的说，这允许免除现有技术的“COM/MON”和“主控/备用”体系结构，这明显地减少计算机总数，同时仍保持高度的安全水平。

按照本发明的另一个特点，每个计算机都包括一控制链，控制链包括至少一个积分器，每个计算机在其自行决定作为从计算机时，都适于使其控制链的积分器同步于最终确定的主控计算机的积分器上。

因此，按照本发明，通过使从计算机的积分器自动同步于唯一的主控计算机的积分器上，纠正从计算机的积分器的可能的发散性(divergence)。事实上，主控计算机的包括积分器的伺服环路是稳定的，因为这些命令是由致动器应用的，并且飞机在物理上响应伺服装置；相反地，从计算机所产生的命令不被应用，其积分器可能发散(diverger)。

此外，根据其而最终选定单一主控计算机的特征与根据其而其他计算机(从计算机)自动地同步于唯一的主控计算机的特征相关，根据其而最终选定单一主控计算机的特征相对于现有技术赋予本发明更多简单性，同时仍保持高度的安全水平。

按照本发明的可选的特征：

-每个致动器的逻辑单元对于每个计算机都同样适于根据命令比较结果，发送或不发送计算机故障消息。

-该***包括多个致动器，当其接收到来自数目超过预定数目的致动器的故障信息时，每个计算机都适于不运作。

这些致动器能将计算机的命令彼此间相比较，它们能够检测哪些计算机出故障并发送消息来通知它们。

因此，在按照本发明的***中，现有技术的具有双工结构的计算机的MON单元所执行的功能，由这些致动器连同其它计算机共同实施，借此，使用只有单一路径的计算机(所谓“单工”计算机，就是说，没有冗余处理器的计算机)而非两个路径的(“双工”计算机)成为可能。

还按照本发明的其他特征：

-由致动器的逻辑单元进行的每个命令比较，都涉及来自于按照不同的程序计算其控制命令的计算机的命令；

-另一方面，当尚在运行的所有计算机都按照同一程序计算控制命令时，每个致动器的逻辑单元都还适于向尚在运行的一个计算机发送软件重新配置请求，以使该一个计算机按照不同于尚在运行的其他计算机的程序的程序工作。

因此，一方面，对于命令比较考虑计算机的软件不同性，可提高***的可靠性，而另一方面，软件重新配置允许每个计算机的利用率达到最大，这有助于把计算机的总数减到最小，同时对于同一控制法则仍保持计算机之间的软件相异性。

还按照本发明的其他实施特征：

-每个致动器都包括控制单元和控制单元的监测单元；

-每个单元都连接到第一计算机和第二计算机；和/或

-单元之一只连接到第一计算机，而另一个单元只连接到第二计算机，控制单元和监测单元同样彼此间连接。

因此，使致动器的控制单元和监测单元与计算机组相关联，可直接地或间接地(借助于另一单元)操作。

按照第二方面，本发明还旨在提出一种配有如上所述的飞行控制***的航空器。

附图说明

现在参照附图通过对下面作为举例说明性而非限制性给出的实施例进行的详细描述，继续本发明的说明，附图中：

-图1是前面描述的按照现有技术的飞行控制***的示意性表示；

-图2是按照本发明的飞行控制***的示意图；

-图3是通信网络详图，该通信网络允许把按照本发明的***具有的计算机组的信息传递给该***的致动器；

-图4是一个类似于图3的视图，但用于通信网络的一变型；而

-图5示意性示出在按照现有技术的COM/MON体系结构的计算机中使MON路径同步在COM路径上的原理。

具体实施方式

按照本发明的图2上示出的实施方式的飞行控制***11具有用来把命令传递给多个致动器13的控制模块12。

控制模块12包括六个“单工(simplex)”计算机(其只有单一路径和单一计算处理器)，它们呈各组三个计算机的两组14和15(FCC，FlightControl Computer，即飞行控制计算机)分布，每组都连接到每一个致动器13(FCRM，Flight Control Remote Module，即飞行控制遥控模块)。

计算机组14(相应地，15)通过数据交换数字机构16(相应地，17)与致动器13通信，下面借助图3和4详细说明其结构。

计算机组14(相应地，15)包括两个主计算机(PRIM，指PRIMaryflight control and guidance computer，即飞行控制和导航主计算机)14-1和14-2(相应地，15-1和15-2)，它们允许按照正常法则和按照直接法则计算控制命令；以及副计算机(SEC，指SECondary flight control computer，即飞行控制副计算机)14-3(相应地，15-3)，其用于仅基于直接法则计算控制命令。

主计算机和副计算机采用不同的硬件概念，以满足安全要求(硬件相异性)。

主计算机14-1和14-2(相应地，15-1和15-2)利用两个程序方案A和B运行，以按照彼此不同的正常法则和直接法则进行计算，而计算机14-3(相应地，15-3)利用不同于方案A和B的程序方案C运行，以按照直接法则计算。

因此，按照正常法则的计算是通过两个不同的程序(A和B)获得的，而按照直接法则的计算也是通过两个不同的程序(B和C，或者A和C，或者A和B)获得的。因而，软件相异性很好地得到保证，以确定控制信号，这保证了高度的安全水平。

正如在下文看见的，每个计算机都是根据故障可热重配置的。

这些计算机组定位于航空电子机柜中(航空电子机柜是飞机的大部分电子设备集聚其中的空间，该空间一般位于飞机有用空间的下面)，而且由两个分开的电***供电。

每个致动器13都包括两个路径18和19(COM路径和MON路径)，这两个路径连接到两个计算机组14和15，使得每个致动器都通过其路径18和19与所有计算机通信。

路径18(控制单元COM)实现表决和选择功能，而路径19(监测单元MON)在其方面执行相同类型的操作，以便在输出端，对每个单元所获得的数值进行比较，在不一致的情况下该致动器不运作。

按照致动器13的逻辑体系结构——所谓“由致动器表决的主控计算机式体系结构”，两组计算机14和15的所有(主和副)计算机都计算驾驶法则，以产生可动飞行面的控制命令。在每个周期，每个计算机都为所有有效的致动器计算设定值，并通过机构16和17把命令发送给所有致动器的所有单元18和19，而这独立于每个计算机所计算的命令的有效性。

因而，在示例中，每个致动器13都接收每计算机组对于正常法则的两个命令(对于组14来自计算机14-1和14-2，对于组15来自计算机15-1和15-2)，和接收每计算机组对于直接法则的三个命令(对于组14来自计算机14-1至14-3，对于组15来自计算机15-1至15-3)，使得在第一故障之前，每个致动器13都配备有对于正常法则的四个设定值和对于直接法则的六个设定值。

从所有这些设定值出发，每个致动器13的两个逻辑单元18和19中的每一个都进行表决操作。

表决算法基于计算机的命令，并在每一个致动器(FCRM)的每个单元18和19(COM或MON)中实现。

每个致动器13(FCRM)的每一个逻辑单元18和19(COM和MON)都把从计算机组(FCC)14-i、15-i(i＝1，2，3)方面接收的命令两个两个地加以比较。

按照所描述的实施例，在预定的所谓验证的持续时间期间，用于待致动的相同可动面并且来自于两个不同计算机(FCC)的两个命令，根据其差值(绝对值)保持大于还是小于预定的监测阈值(记为Delta)，而被视为是一致的或不一致的。

按照本发明，为保证考虑计算机的软件不同性，每个命令比较都均涉及来自装有不同软件的计算机的命令。

按照本发明，确定如下定义的两个命令比较函数，它们记为CL-Normale(FCCx，FCCy)和CL-Directe(FCCx，FCCy)。

函数CL-Normale(FCCx，FCCy )用于确定来自计算机FCCx和FCCy的命令的针对正常法则的一致性，而函数CL-Directe(FCCx，FCCy )用于确定来自计算机FCCx和FCCy的命令的针对直接法则的一致性。事实上，上述函数按照所比较的两个命令是否一致，返回值“VRAI(真)”或者“FAUX(假)”。

按照所描述的实施方式：

函数CL-Normale(FCCx，FCCy)返回值“FAUX(假)”，条件是：

-计算机FCCx的对于正常法则的命令不可用，或

-计算机FCCy的对于正常法则的命令不可用，或

-计算机FCCx和FCCy的针对正常法则的两个命令之间的差值(绝对值)超过监测阈值Delta，监测阈值在某一时间T过程中被确认，并在大于T的时间T′以外被锁定。参数Delta、T和T′被预先调整。

否则，函数CL-Normale(FCCx，FCCy)返回值“VRAI(真)”。

类似地，函数CL-Directe (FCCx，FCCy)返回值“FAUX(假)”，条件是：

-计算机FCCx的对于直接法则的命令不可用，或

-计算机FCCy的对于直接法则的命令不可用，或

-计算机FCCx和FCCy的针对直接法则的两个命令之间的差值(绝对值)超过监测阈值Delta，监测阈值在某一时间T过程中被确认，并在大于T的T′以外被锁定。

否则，函数CL-Directe(FCCx，FCCy)返回值“VRAI(真)”。

这里会注意到，对于正常法则或直接法则，一个计算机的命令是不可用的事实，尤其对应于所涉及计算机的自动宣称出现故障的情况。

通过利用上面定义的两个比较函数，任意一个致动器的每一个逻辑单元(COM或MON)18和19都确定一主控计算机(FCC)，就是说，这样的计算机：该计算机的命令有待根据所有致动器的逻辑单元所使用的预定的选择逻辑来应用，其一个实施例由下面给出的表来概括：

上表所示的选择逻辑考虑法则的降级，因为正常法则相对于直接法则(降级法则)是优先的，该表所示的指令是有待根据从表的第一行或条件出发从高向低递降的优先级来应用。因此，若一个条件Ci产生结果“假”，则对下一个条件Ci+1进行测试，如此类推，直至其结果为“真”的条件。这时所选择的主控计算机对应于这个最后的条件。

尽管仅只通过管理其所控制的操纵舵的运行的命令来涉及一致动器(FCRM)，但按照本发明，每个致动器都接收由每个计算机(FCC)发送的一套命令，就是说，用于飞机所有操纵舵的命令。因而，每个致动器都通过考虑计算机所传送的全部信息而进行其本身的主控计算机选择，而且一旦对于一个给定的命令，两个计算机相互间不一致时，这时这些计算机就被该致动器认为总体是不一致的，就是说，对于所接收的全部命令都认为是不一致的，并***地检查优先级表(上表)中的下一个条件。

因为致动器的所有逻辑单元都对从这些计算机接收的全部命令采用相同的选择逻辑，因而最终获得由所有这些有效的致动器所选定的唯一一个主控计算机。

在上面给出的逻辑的例子中，会注意到的是，有利地，从一个条件到另一个条件所选定的主控计算机变化。

事实上，当主控计算机发生故障，就是说发送一个错误的命令时，该错误的命令由飞机的所有操纵舵应用，这通常会引起飞机非自由转弯(embarquement)(不希望有的行为)。相当快速地，一达到该故障的检测阈值(监测阈值)起，当前状态就“跳过(saute)”并考虑(表中)下一个条件，因而选出一个新的主控计算机。因而，应用于飞机的命令重新变好而飞机恢复良好的性能。

如果例如在上表中，相继的两个条件可能都导致选择同一主控计算机，则在该计算机发生故障时，飞机的回复良好性能的时间因而会更长，这是由于为改变主控计算机，需要处理相继两个条件而非按照本发明的单一条件。

一旦进行了该主控计算机的选择，每一个逻辑单元COM和MON 18、19都向全部计算机发送一个标识所选定的主控计算机的信息。

按照本发明的特殊运行，可以考虑：一旦选定了该主控计算机，每个致动器(FCRM)都进行一补充检验，补充检验在于将所有非主控的计算机的命令与该主控计算机的命令进行比较，并在比较命令时确认偏差的情况下，其命令具有确认偏差的计算机确定性地被排除(锁定)。

另一方面，若由一给定的致动器的每个逻辑单元18、19进行的所述主控计算机的选择是相同的，则所选定的该主控计算机的控制命令由该致动器执行，否则，该致动器被禁止运行。在本描述的范围内，其两个逻辑单元MON和COM都选定相同主控计算机的致动器被称为“一致的致动器”。

从计算机方面看，每个有效的计算机14-1、14-2、14-3、15-1、15-2、15-3接收从全部致动器所接收的主控计算机选择信息，并自行决定作为主控计算机——条件是计算机所接收的信息作如此识别；在相反的情况下，其自行决定作为非主控计算机，称为“从计算机”。由于选择信息是由全部有效的致动器的所有逻辑单元发送的，为确定是否作为主控计算机，每个计算机因而都对于每个致动器预先检验分别从所考虑的致动器的每一个逻辑单元获得的主控计算机选择信息的一致性，而且若所述信息不一致，则致动器被宣称为“不一致”，而且忽略来自所考虑的致动器的信息。

此外，如上所述，会注意到，上表所示的选择逻辑考虑到计算机的软件不同性，因为每个比较都涉及来自两个装有不同软件的计算机的命令。例如，对于第一条件(C1)，对正常法则，比较来自分别装有程序A和B的计算机14-1和15-2的命令(见图2)。另一方面，当尚在运行的所有计算机都按照同一程序计算控制命令时，一给定的致动器13的每个逻辑单元18、19都适于向尚在运行的计算机之一发送软件重新配置请求，以便该计算机按照与尚在运行的其他计算机的程序不同的程序(软件A或B)运行。

在接收由这些计算机发送的控制命令的每个接收周期，致动器的每个单元COM或MON都按照优先级顺序校验选择条件。若按照优先级顺序，依次进行测验的条件C1至C4产生结果“假”，在这种情况下，计算机14-1和15-1被认为出现故障。另外，由于没有满足条件C1至C4中的任何一个，因而没有任何主计算机14-1、14-2、15-1、15-2能被选定为针对正常法则的主控计算机，因此通过测试条件C7，所有致动器(FCRM)都转到直接法则模式。

只有在分别把计算机15-1软件重新配置为软件B或者把计算机15-2软件重新配置为软件A之后，两个条件C5和C6才能被应用于下一周期。

例如，若计算机14-1和15-1被宣布为失效(自动检测到的故障)，这时只有主计算机14-2和15-2可用，主计算机14-2和15-2装有同一计算软件B。在这种情况下，所有致动器(FCRM)都向计算机15-2发送把软件重新配置为软件版本A的请求。

按照一个实施例，计算机15-2将至少一个重新配置请求确认为是有效的，因为该请求来自于一个“一致的”致动器，就是说，其主控计算机选择信息在致动器的两个逻辑单元之间是一致的致动器。该计算机，在该示例中即计算机15-2，重新配置成软件A，并接着向致动器(FCRM)发送指出其已被重新配置为软件A的信息。

在下一个命令接收周期时，该表的条件C6可以产生结果“真”，因为计算机15-2已经被重新配置为软件A。在这种情况下，该所选择的主控计算机可以是计算机(FCC)15-2，而且所应用的法则重新变为正常法则。

类似地，若利用软件B运行的计算机14-2和15-2被宣布发生故障，则软件重新配置为B的请求将被发送给计算机15-1，以便表中的条件C5能够是可应用的。

应该指出，对于直接法则的计算不会出现软件相异性缺乏的问题，因为这个法则可由计算机中每一个按照三个程序(A，B或C)来计算，使得即便利用相同程序工作的两个计算机都发生故障，但仍总是保持了软件的不相同性(A和B，A和C，或者B和C)。

上面描述的主控计算机选择逻辑只是作为示例给出的，例如，可以考虑利用通过其命令被比较的计算机(FCC)的循环排列而获得的任何类似的选择逻辑。

此外，也可考虑，对于负责侧向控制的致动器(FCRM)(它们将选择一主控FCC用于侧向正常法则)和负责纵向控制的致动器(它们选择一主控FCC用于纵向正常法则)，利用不同的选择逻辑。

现借助于图3将描述模块12的计算机和致动器13之间的通信网络的实施例。

该网络包括两个数据交换机构16和17。

机构16(相应地，17)包括两个元件16-1和16-2(相应地，17-1和17-2)，每个元件都包括一位于航空电子机柜或在飞机机身中其它部位的达100Mbit/s的AFDX(指Avionics Full DupleX switched ethernet，即航空电子全双工交换以太网)总线，所述总线被连接到位于致动器附近的微总线(为10Mbit/s的流量)(这些总线在图上均未示出)。这些总线被开发和标准化以符合航空领域的标准。

AFDX网络基于转换网络的原理，也就是说，承担数据发送或接收的致动器和计算机是围绕借其交换这些数据的交换机组织的。

这些网络实现计算机和致动器之间的数字链路，这样获得的数据多路传输允许每个计算机容易与每个致动器通信(利用现有技术的装置则不是这种情况，在现有技术装置中，计算机和致动器之间的链路是点到点模拟链路)。

每个机构16和17都连接到每个致动器13的每个单元18和19，以便通过AFDX总线和微总线把每个单元18和19与每个计算机直接连接起来。

在图4所示的一变型中，每个致动器的单元18都仅连接至计算机组中的一组，而单元19则连接于计算机组中的另一组，并且单元18和19彼此间相连接，使得单元18仍旧可以借助于单元19与它不直接连接的计算机组通信，反之亦然。

在变型中，每个致动器的单元18和19都可以分享同一介质来与计算机通信，利用所谓应用的CRC(Cyclic Redundancy Check，即循环冗余检查)，来签署其信息。

还可利用如ARINC(Aeronautical Radio INCorporated，即航空无线电设备公司的)总线或允许计算机和致动器之间实现数字多路传输的任何其他类型通信机构的其他类型总线，只要其与航空领域内的标准兼容。

在再一变型中，在这些计算机中实现的不是正常法则和直接法则，而是任何其他类型的法则，诸如，例如这样一法则：与直接法则相反的是，其相对于正常法则只是部分地降级(例如，随着飞机传感器信号的失效)。

最后要提醒一下，计算机数目根据需要是可改变的，而不限于在图2至4中所示的实施例所描述的数目。

图5示意地说明在按照现有技术的COM/MON体系结构的计算机中路径MON同步于路径COM的原理。

正常法则旨在使飞机的飞行参数(载荷系数、姿态、横滚角速度等)伺服于整定值(来自于驾驶员或自动驾驶仪)。为了改善这些伺服装置的精度，在计算机的控制链内部设置积分器，用以消除静态误差。由于MON单元的伺服装置不被执行(开路)而且它包括积分器，因而积分器可通过求导(给定的固定偏差的积分)完成。为缓解MON单元的积分器的这个发散性，使这些积分器同步在COM单元的积分器的输出端上，如图5所示。

在本发明的范围内，为了解决同步问题，每个计算机在当其自行决定作为从计算机时，都适于使其控制链的积分器同步在最终确定的主控计算机的控制链的积分器上。在所描述和示出的实施方式中，这个同步再采用已知的同步方法，诸如图5所示的。

按照本发明的飞行控制***可有利地还配有外部计算机，其称为“诊断计算机”，专用来识别控制***的出现故障的计算机(FCC)。该诊断计算机，例如，已知的FCDC(Flight Control Data Concentrator，飞行控制数据集中器)类型的计算机，可由综合模块化航电***(IMA，指Integrated Modular Avionics)的一分部构成。

按照本发明，提出该附加的计算机按照与致动器(FCRM)所应用的选择算法相同的选择算法来确定主控计算机FCC。这样的诊断计算机适于将所有计算机FCC发送的信息与(健全的)主控计算机FCC发送的信息加以比较，这允许其检测出有错误行为的计算机FCC。按照一实施例，一旦进行了上述比较，该诊断计算机便在显示装置例如屏幕上显示每个计算机FCC的运行状态，例如，通过利用以下分类来显示：主控计算机；健全的从计算机(与主控计算机一致)；出错的从计算机(与主控计算机不一致)；失效(自动检测出的故障)。

Claims (10)

1.航空器用的飞行控制***，其中，控制命令在飞行控制模块(12)和至少一个用于操纵可动飞行面的致动器(13)之间传送，所述飞行控制模块包括至少一个第一和第二计算机(14-1，14-2，14-3，15-1，15-2，15-3)，每个计算机适于为每个致动器，按所述致动器所操纵的所述飞行面的至少一个预定的控制法则来计算一确定的控制命令；

所述***的特征在于，每个致动器(13)包括至少两个逻辑单元(18，19)，所述逻辑单元适于接收来自所有计算机的命令，每个逻辑单元(18，19)适于：

-将所接收的命令彼此间进行比较，并按所有致动器所共用的一预定逻辑、根据比较结果来选择一所谓主控计算机的计算机，该主控计算机的控制命令确认有效，以便由所考虑的致动器执行；和

-向全部计算机传送主控计算机选择信息；

并且，每个计算机(14-1，14-2，14-3，15-1，15-2，15-3)都适于基于从全部致动器接收到的主控计算机选择信息，自行决定作为主控计算机或不然自行决定作为从计算机，在全部计算机中最终确定唯一的主控计算机。

2.按照权利要求1所述的飞行控制***，其中，每个计算机都包括检验装置，所述检验装置适于针对每个致动器检验分别从所考虑的致动器的每一个逻辑单元获得的主控计算机选择信息的一致性，并且若所述主控计算机选择信息不一致，则所述检验装置适于忽略这些信息。

3.按照权利要求1或2所述的飞行控制***，其中，若由一给定的致动器的每个逻辑单元(18，19)执行的主控计算机选择是相同的，则所选定的主控计算机的控制命令由该给定的致动器执行，否则该给定的致动器不运作。

4.按照权利要求3所述的飞行控制***，其中，每个计算机都包括一控制链，所述控制链包括至少一个积分器，每个计算机在其自行决定作为从计算机时都适于使其控制链的积分器同步于最终确定的所述主控计算机的积分器上。

5.按照权利要求1至4中任一项所述的飞行控制***，其中，每个命令比较都涉及来自按不同的程序计算其控制命令的计算机的命令。

6.按照权利要求1至5中任一项所述的飞行控制***，其中，在尚在运行的所有计算机按照同一程序计算控制命令时，每个致动器(13)的所述逻辑单元(18，19)还适于向所述尚在运行的计算机中的一个计算机发送软件重新配置请求，以便该一个计算机按与尚在运行的其他计算机的程序不同的程序工作。

7.按照权利要求1至6中任一项所述的飞行控制***，其特征在于，每个致动器(13)的所述逻辑单元(18，19)由控制单元(18)和所述控制单元(18)的监测单元(19)构成。

8.按照权利要求7所述的飞行控制***，其中，每个单元(18，19)均连接至所述第一计算机和连接至所述第二计算机。

9.按照权利要求7所述的飞行控制***，其中，所述单元之一(18)仅连接至所述第一计算机，而另一个单元(19)仅连接至所述第二计算机，所述控制单元(18)和监测单元(19)彼此之间也连接。

10.航空器，其配有按照权利要求1至9中任一项所述的飞行控制***。

Images