CN113386949A - 用于控制飞行器的襟翼和/或缝翼的控制***和飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于控制飞行器的襟翼和/或缝翼的控制***和飞行器。控制***具有高升力***（1），该高升力***包括：第一控制模组（3），该第一控制模组包括多个互相通信的第一控制模组计算机，并且被配置成能够实施飞行器的自动驾驶功能；第二控制模组（4），该第二控制模组与第一控制模组通信连接，并且被配置成能够在第一控制模组失效的情况下实施手动驾驶功能或失效‑安全功能，第二控制模组包括多个第二控制模组计算机，其中，第二控制模组计算机分成两组，第一组第二控制模组计算机与飞行器的襟翼相关联，第二组第二控制模组计算机与飞行器的缝翼相关联，并且第二控制模组计算机能够彼此通信。

Description

用于控制飞行器的襟翼和/或缝翼的控制***和飞行器

技术领域

本发明涉及用于控制飞行器、例如民用客机的襟翼和/或缝翼的控制***和具有该控制***的飞行器。

背景技术

在飞行器领域中，特别对于重于空气的飞行器，飞行器必须靠空气动力克服自身重力升空。由于现代高速飞行器的机翼翼型主要是为了适合飞行器在巡航阶段的高速飞行，而在飞行器起飞与着陆阶段的速度比巡航速度低，由此导致此时的升力也比巡航升力小，从而需要增加升力。为了增加在飞行器起飞与着陆阶段的升力，可通过调整飞行器前缘缝翼以及后缘襟翼来改变飞行器翼型，以提高飞行器低速时的升力和飞行稳定性。为此，在飞行器中设置有用于控制飞行器的控制***，以控制飞行器的翼型。在这种控制***中，尤其应在各种工况下确保缝翼和襟翼的运动顺序，以便保证飞行安全。

例如，由文献US12594533已知一种用于飞行器的控制***，其包括单通道中的串行冗余飞行控制计算机，其中在任何给定时间只有一台“主”飞行控制计算机处于活动状态并进行控制；包括水平安定面马达控制单元和作动器电子控制模块的飞行控制面控制器矩阵，在单个通道内定义了多个控制路径，每个控制路径由不同的硬件实现，并且每个控制路径响应于主飞行控制计算机的飞行控制面命令来控制飞机上的一组分布式飞行控制面的运动；以及一组（飞行员和副驾驶）控制和飞机表面/参考/导航传感器和***，其向主飞行控制计算机提供输入，并用于产生飞行控制表面命令，以根据在飞行控制计算机中实现的控制律算法来控制飞行中的飞机。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于控制飞行器的襟翼和/或缝翼的控制***，其能够控制飞行器在飞行过程中的翼型，以确保飞行安全。

根据本发明提出的用于控制飞行器的襟翼和/或缝翼的控制***具有高升力***，该高升力***包括：第一控制模组，该第一控制模组包括多个互相通信的第一控制模组计算机，并且被配置成能够实施飞行器的自动驾驶功能；第二控制模组，该第二控制模组与第一控制模组通信连接，并且被配置成能够在第一控制模组失效的情况下实施手动驾驶功能或失效-安全功能，第二控制模组包括多个第二控制模组计算机，其中，第二控制模组计算机分成两组，第一组第二控制模组计算机与飞行器的襟翼相关联，第二组第二控制模组计算机与飞行器的缝翼相关联，并且第二控制模组计算机能够彼此通信。

在此，自动驾驶功能例如包括襟翼和/或缝翼载荷减缓、襟翼和/或缝翼自动伸出、襟翼和/或缝翼低速/大迎角锁定等。手动驾驶功能例如包括飞行员手动操纵襟翼和/或缝翼伸出和放下。在提出的方案中，由于第二控制模组的第二控制模组计算机能够彼此通信，它们之间能够交换信息，从而能够在第一控制模组失效的情况下协调襟翼和/或缝翼的控制和运动顺序，以确保飞行安全。

根据本发明的一种实施方式，在各组中的第二控制模组计算机的数量是多个的情况下，第二控制模组计算机的类型有两种，它们具有不同的硬件组成。这可避免由于各组中的第二控制模组计算机相同导致的潜在的共模故障问题，从而保证飞行安全性。因此，对于各组中的第二控制模组计算机，其可具有相同的组成部分、执行相同的功能，但在至少一个硬件的本身方面不同。例如，在各组的第二控制模组计算机中都提供有处理器、现场可编程门阵列等等，其中，处理器用于负责逻辑计算，现场可编程门阵列负责接口数据处理，但各组中的每个第二控制模组计算机本身所采用的处理器或者现场可编程门阵列是不同的。示例性地，在每组中有两台第二控制模组计算机的情况下，对于处理器，可采用同一家芯片公司的不同架构处理器，例如Intel 80386和8086；或者采用不同芯片公司的相同架构处理器，例如Intel 80486和AMD AM80386；或者采用不同架构形式的处理器，例如POWER PC架构和X86架构的处理器，POWER PC架构处理器和DSP，X86架构处理器与DSP；或者采用不同的数字信号处理器（DSP），例如定点DSP和浮点DSP；或者其他可行的组合。对于现场可编程门阵列，使用不同公司的不同产品。第二控制模组计算机的其他硬件可进行类似处理。当然，对于各组中的第二控制模组计算机，它们在软件方面也可是不同的，例如，用在各第二控制模组计算机中的编程语言是不同的。示例性地，在每组中有两台第二控制模组计算机的情况下，编程语言可采用ANSI C与ADA、或者ANSI C 与PASCAL、或者ANSI C与汇编语言等的组合。显然，具有不同的组成部分、但执行相同的功能的基本控制模组计算机也是可行的。

根据本发明的另一种实施方式，高升力***还包括探测模块，探测模块被配置成能够探测飞行器的用于第一控制模组和第二控制模组的信号，而且第二控制模组经由中间控制模块与探测模块的用于襟翼和/或缝翼的探测单元联接。例如，探测模块可探测用于第一控制模组的空速、迎角等等；探测模块还可探测用于第二控制模组的翼面的位置数据、倾斜数据等等。第一控制模组和第二控制模组基于接收的信号生成相关的输出，以控制用于襟翼和/或缝翼的作动器，从而将襟翼和/或缝翼调节到期望位置。经由中间控制模块的联结，相比于第二控制模组与用于襟翼和/或缝翼的探测单元的直接联接，能够减少连接缆线的用量，这对于减轻飞行器的重量是有利的。当然，用于第一控制模组也可通过中间控制模块与相关的探测模块联接。

根据本发明的另一种实施方式，中间控制模块具有多个中间控制模块单元，它们分成两组，第一组用于襟翼，第二组用于缝翼，其中，在各组中的中间控制模块单元的数量是多个的情况下，中间控制模块单元的类型有两种，它们具有不同的硬件组成。这同样对于避免由于各组中的中间控制模块单元相同导致的潜在的共模故障问题是有利的。因此，对于各组中的中间控制模块单元，其可具有相同的组成部分、执行相同的功能，但在至少一个硬件的本身方面不同，例如，相应的硬件选自不同的公司，或者完成相同功能的硬件是基于不同的架构等等。当然在软件方面也可不同，例如采用不同的编程语言。显然，具有不同的组成部分、但执行相同的功能的中间控制模块单元也是可行的。

根据本发明的另一种实施方式，第二控制模组经由中间控制模块与用于襟翼和/或缝翼的制动器联接。通过这种方案，可在第二控制模组和用于襟翼和/或缝翼的制动器之间建立双向通信联接，从而使得能够锁定或释放襟翼和/或缝翼的调节。

根据本发明的另一种实施方式，用于襟翼和/或缝翼的探测单元为位置传感器和倾斜传感器，其中，在襟翼和/或缝翼的单个翼面上设置有至少两个倾斜传感器。通过位置传感器提供相关翼面的位置信号来判断翼面是否出现不对称的情况，通过倾斜传感器来判断翼面是否处于偏斜状态。如果存在上述情况，必要时，切断操纵相关翼面的作动器的动力。

根据本发明的另一种实施方式，探测单元和制动器多通道地来构造。通道的数量可根据需要接收它们的信号的各组的第二控制模组计算机的数量来确定。例如，如果每组第二控制模组计算机中有两台第二控制模组计算机，则探测单元和制动器可双通道地来构造。因此，相关翼面的位置传感器和倾斜传感器等可双通道地来构造。探测单元和制动器能够通过不同的通道将信号发给相应的第二控制模组计算机。单台的第二控制模组计算机根据接收到的信号进行评估，并且相互通信，从而可靠地确定翼面的状态。示例性地，两台第二控制模组计算机之间可通过CAN总线进行通信，以交换翼面的状态数据。

根据本发明的另一种实施方式，高升力***还包括操纵模块，操纵模块被配置成能够生成操纵信号，并且具有与第二控制模组的第二控制模组计算机对应的输出。通过生成的操纵信号触发飞行器的控制***的运转。例如，操纵模块的输出的数量可等于第二控制模组计算机的数量，或者是第二控制模组计算机的数量的两倍。在前者的情况下，第二控制模组计算机的控制通道和监控通道共用操纵模块的一路信号；在后者的情况下，第二控制模组计算机的控制通道和监控通道分别使用一路信号。

根据本发明的另一种实施方式，操纵模块为手柄、开关或它们的组合。开关特别用于手动操纵。特别在手柄失效的情况下，可使用开关进行操纵。

根据本发明的另一种实施方式，高升力***与用于飞行器的主飞行控制***在硬件方面至少部分地集成在一起。在这种情况下，高升力***与飞行控制***可共享例如处理器、接口等硬件资源，从而无需设置用于高升力***的单独的硬件，例如控制硬件，这对于减轻飞行器的控制***的重量是有利的。

根据本发明的另一种实施方式，第一控制模组计算机和第二控制模组计算机双通道式地来构造，其中，一个通道为控制通道，另一通道为监控通道，它们彼此物理隔离。控制通道可用于计算翼面位置的指令，监控通道可同步进行该指令的校核。如果监控通道的校核指令与控制通道的计算指令不一致，则可判定控制通道发生错误，触发将控制通道关闭的机制，例如看门狗机制。此时可认为相关的控制模块计算机发生故障。

根据本发明的另一种实施方式，该第二控制模组还配置成与飞行器的应急模块通信连接，以在紧急条件下控制襟翼和/或缝翼。

根据本发明的另一种实施方式，高升力***还包括动力控制模块，该动力控制模块配置成根据第二控制模组的控制驱动用于襟翼和/或缝翼的作动器。动力控制模块可液压式、电动式或液压-电动混合式地来构造。

根据本发明还提出了一种飞行器，该飞行器具有上述控制***。

附图说明

下面借助附图进一步阐述本发明。

图1示出了根据现有技术的用于飞行器的控制***的示意图。

图2示出了根据本发明的用于飞行器的控制***的示意图。

图3示出了根据本发明的控制***的操纵模块的一实施方式的示意图。

图4示出了在根据本发明的控制***的第二控制模组的部分第二控制模组计算机之间通信的示意图。

具体实施方式

下面结合说明书附图进一步对本发明进行详细说明。以下的说明为示例性的，并非对本发明的限制。

在图1中示出了根据现有技术的用于飞行器的襟翼和缝翼的控制***的高升力***1’的示意图。要说明的是，这里仅仅示出了高升力***1’的一部分。高升力***1’主要用于控制襟翼和/或缝翼，以在飞行器起飞和着落期间调节飞行器的升力。

高升力***1’主要包括操纵模块、控制模块、探测模块、动力控制模块等等。具体而言，操纵模块2包括手柄21和开关22，它们都有四个输出H1、H2、H3、H4、S1、S2、S3、S4。控制模块具有第一控制模组3和第二控制模组4，其中，第一控制模组3包括三个第一控制模组计算机31’、32’、33’，它们型号相同、彼此之间通过数字总线进行通信；第二控制模组4包括四个第二控制模组计算机41’、42’、43’、44’，它们型号相同、彼此不通信，并且用于控制作动器的动力控制模块5，操纵模块的输出分别与各第二控制模组计算机联接。探测模块7可为用于控制模块的传感器，例如空速传感器、位置传感器、倾斜传感器等等。动力控制模块5包括用于液压马达的液压动力控制模组53’和用于电马达的电动力控制模组51’、52’，其中，液压动力控制模组为用于襟翼和缝翼的液压马达供能，电动力控制模组为襟翼和缝翼的电马达供能。例如，电动力控制模组51’、52’可将汇流条上的230V电压转换成270V直流电压，以提供给相应的电马达。

在图1中，第二控制模组计算机41’、44’控制用于襟翼和缝翼的液压动力控制模组53’；第二控制模组计算机42’控制用于缝翼的电动力控制模组51’，第二控制模组计算机43’控制用于襟翼的电动力控制模组52’。

上述高升力***1’可在三种工作模式下运行：主模式、辅助模式和备用模式。也就是说，襟翼和缝翼可在上述三种模式下运行。下文将进行详细说明。

在主模式中，手柄21的输出H1、H2、H3、H4分别与第二控制模组计算机连接，并且襟翼和/或缝翼均由液压马达驱动。缝翼和/或襟翼的自动调节功能可用。此时，操纵模块的手柄将指令信号发送给每个第二控制模组计算机41’、42’、43’、44’，各第二控制模组计算机对手柄的指令信号进行数字处理，并将处理好的数字信号发送给第一控制模组计算机31’、32’、33’。各第一控制模组计算机彼此通信，根据收到的数字信号进行投票，在选出有效的信号后，结合探测模块7的信号，各自算出翼面运动的指令，然后将算出的指令发送给各第二控制模组计算机。各第二控制模组计算机在其内部对来自第一控制模组计算机内部的所有指令进行投票，选出最终有效的指令并计算出用于动力控制模块的指令，然后将用于动力控制模块的指令发送给动力控制模组的液压动力控制模组，以便驱动液压马达运动，进而使相应的翼面全速运动。在主模式中，第一控制模组计算机31’、32’、33’同步工作，第二控制模组计算机41’、42’、43’、44’也同步工作。

若以下任何一个失效条件发生，控制***的功能将由主模式切换到辅助模式：

1) 联接液压动力控制模组53’的液压***失效；

2) 襟翼或缝翼的主模式失效；

3) 在主模式下，襟翼或缝翼没有运动到指定的位置；

4) 襟翼或缝翼的运动速率低于正常速率的50%；

5) 第二控制模组计算机41’、44’不能控制对应的液压动力控制模组通道；

6) 襟翼或缝翼发生非指令或不同步。

在辅助模式下，手柄指令的处理流程和主模式相同。在四个第二控制模组计算机中，第二控制模组计算机41’给缝翼的电动力控制模组发送指令，第二控制模组计算机43’给襟翼的电动力控制模组发送指令。第二控制模组依据翼面运动速率的不同，在液压马达和电马达之间切换。在翼面运动速率为正常速率的1/2时，控制***功能仍然使用液压马达驱动翼面运动；在翼面运动速率降为正常速率的1/12时，控制***功能切换到电马达驱动翼面运动，其速率约为正常速率的1/7。

若以下任何一个失效条件发生，控制***的功能将由辅助模式切换到备用模式：

1) 所有的第一控制模组计算机失效；

2) 主模式和辅助模式失效；

3) 手柄失效。

在备用模式下，必须使用开关选择翼面位置。开关包括按钮或旋钮。按钮可带有保护盖，旋钮可指示多个位置。

开关的四个输出S1、S2、S3、S4中的两个联接第二控制模组计算机42’，两个联接第二控制模组计算机43’。第二控制模组计算机42’、43’同时处理开关指令信号，并解析成电动力控制模组可处理的指令，其中，第二控制模组计算机42’给缝翼的电动力控制模组发送指令，第二控制模组计算机43’给襟翼的电动力控制模组发送指令，它们分别给襟翼的电马达和缝翼的电马达供电。

在这种控制***中，襟翼和缝翼工作模式复杂，且切换逻辑复杂，导致翼面可在至少四种速率下工作。此外，由于所有的第二控制模组计算机的类型相同，无法避免潜在的共模故障。在第一控制模组计算机都失效后，所有的第二控制模组计算机之间不能够通信，无法保证襟翼和/或缝翼的运动顺序。

在图2中示出了根据本发明的控制飞行器的襟翼和/或缝翼的控制***的高升力***1的示意图。

根据本发明的控制***的高升力***1同样主要包括操纵模块2、控制模块、探测模块7、动力控制模块5等等。操纵模块2包括手柄21和开关22。控制模块具有第一控制模组3和第二控制模组4。为了便于区分和阐述，下文中将第一控制模组3称为主控制模组，将第二控制模组称为基本控制模组。要说明的是，表述“主”、“基本”在这里没有对“控制模组”在功能上或结构上起任何限定的作用，仅仅是为了便于阐述的目的。主控制模组包括三个单元，即，第一主控制模组计算机31、第二主控制模组计算机32、第三主控制模组计算机33；基本控制模组4包括四个单元，即，第一基本控制模组计算机41、第二基本控制模组计算机42、第三基本控制模组计算机43和第四基本控制模组计算机44，它们与操纵模块2、主控制模组和动力控制模块5联接。探测模块7可为用于控制模块的传感器，例如空速传感器、位置传感器、倾斜传感器等等。动力控制模块5包括用于襟翼的动力控制模组51和用于缝翼的动力控制模组52，其用于控制襟翼和缝翼的相应的马达。要说明的是，上述说明的部分的数量仅仅是示例性的，还可根据实际需求选择其他数量。

操纵模块2用于发出操控飞行器的襟翼和/或缝翼的翼面的操纵信号。操纵模块2通常安装在中央操纵台上。

针对操纵模块2的手柄21，它主要包括把手22、带有力感装置的拉杆23、行星齿轮系和传感器S1-S4，参见图3。在飞行员操纵手柄时，首先提起把手，把手带动力感装置延滑轨移动，滑轨例如呈卡槽的形式。在这个过程中，拉杆的力感装置产生提起力和摩擦力。拉杆带动齿轮系旋转驱动传感器，从而生成计算机可以解析的电信号。传感器可为电位计或光电编码器等等，但优选地是呈旋转可变差动变压器形式的角位移传感器。在把手22移动到不同的位置时，传感器产生对应的用于控制襟翼和/或缝翼的翼面的输出信号。手柄的传感器的数量可等于第二控制模组计算机的数量，或者为第二控制模组计算机的数量的两倍。在后者的情况下，第二控制模组计算机与手柄联接的控制通道和监控通道可采用不同的传感器的信号。这对于控制***的运行可靠性是更有利的。

开关22可由按钮和旋钮组成，其中，按钮带有保护盖，旋钮指示有三个位置。开关22的输出等于第二控制模组计算机41’、42’、43’、44’的数量。通常情况下，开关22的优先级高于手柄的优先级。

在本示例中设置有四个基本控制模组计算机。示出了手柄21具有四个输出H1、H2、H3、H4，并且备用开关22同样具有四个输出S1、S2、S3、S4，相应的输出分别与相应的基本控制模组计算机联接。

主控制模组被配置成能够实施飞行器的自动驾驶功能，执行的自动驾驶功能包括襟翼载荷减缓、襟翼自动伸出、缝翼低速/大迎角锁定等。为此，主控制模组接收来自操纵模块2和探测模块7的信号。探测模块可为向控制***提供飞机传感器信号的其他机载***，例如，提供空速的大气数据***、提供轮载信号的起落架***、提供迎角信号的主飞控***等等，它们采集关于飞机姿态和构型的信号。主控制模组基于接收到的信号算出翼面的期望的位置。

示出的主控制模组3包括互相通信的第一主控制模组计算机31、第二主控制模组计算机32、第三主控制模组计算机33。为此，主控制模组的主控制模组计算机可以以下三种工作模式工作：

a) 它们都为主模组，即，共同实施自动驾驶功能；

b) 它们中的两个为主模组，一个为备模组，在主模组中的一个主控制模组计算机有故障的情况下，备模组代替有故障的主控制模组计算机协助另一完好的主控制模组计算机实施自动驾驶功能；或者

c) 一个为主模组，另外两个为备模组。因此单个的主控制模组计算机可独立实施自动驾驶功能，在用作主模组的主控制模组计算机有故障的情况下，其中的一个备模组作为主模组工作。

现在以模式c为例来说明主控制模组，其中，主控制模组的主控制模组计算机能独立地算出翼面的期望的位置，预定的主控制模组计算机发出指令的顺序为：第一主控制模组计算机31>第二主控制模组计算机32 >第三主控制模组计算机33。主控制模组计算机均可向基本控制模组的基本控制模组计算机发出数据，其中，主控制模组计算机发出的数据中含有指示相应的主控制模组计算机的状态的数据标号SSM，即，表明主控制模组计算机正常且激活的数据标号SSM1、表明主控制模组计算机正常但备用的数据标号SSM2、表明主控制模组计算机失效的数据标号SSM3。

在接收到操纵模块的输入之后，各主控制模组计算机自己进行内部检测，例如检测中央处理器、RAM等是否存在故障，

1) 在它们都正常时，默认第一主控制模组计算机31将翼面位置指令发送给相应的基本控制模组计算机。此时，发送指令的第一主控制模组计算机31在指令数据中具有数据标号SSM1，其他两个主控制模组计算机32、33同样向相应的基本控制模组计算机发送数据，但数据中包含数据标号SSM2。各基本控制模组计算机在接收到第一主控制模组计算机31的数据后，首先识别相应的数据中的数据标号，选取具有数据标号SSM1的第一主控制模组计算机31的指令数据作为翼面的位置指令；

2) 当第一主控制模组计算机31检测到内部故障时，例如中央处理器、RAM故障，第一主控制模组计算机31首先通知其他的主控制模组计算机32和33，然后切断和***设备的连接，由工作状态进入失效状态，数据标号由SSM1变为SSM3。第二主控制模组计算机32由备用状态转入工作状态，数据标号由SSM2变为SSM1，但是第三主控制模组计算机33保持备用状态，数据标号仍为SSM2。此时，相应的基本控制模组计算机仍旧接收三个主控制模组计算机的数据，通过识别数据标号SSM，会选取第二主控制模组计算机的数据作为翼面的位置指令；

3) 如果第二主控制模组计算机32和第一主控制模组计算机31一样也发生故障，则其数据标号由SS1变为SSM3，第三主控制模组计算机33的数据标号由SSM2变为SSM1，其发出的数据作为翼面的位置指令；

4) 如果主控制模组计算机均发生故障，则控制***将丧失所有的自动功能。此时，将主控制模组从整个***中隔离出来。

主控制模组3的模式a、b与模式c的不同之处在于主控制模组计算机协同地算出翼面的期望的位置。在此不再赘述。

主控制模组计算机的控制模组计算机之间可通过数字总线彼此通信。此外，各主控制模组计算机可具有控制通道和监控通道，其中，控制通道计算翼面位置的指令，监控通道同步进行该指令的校核。通常，监控通道的优先级高于控制通道。如果监控通道的校核指令与控制通道的计算指令不一致，则监控通道会认为控制通道发生错误，触发将控制通道关闭的机制，例如看门狗机制。这时候可以认为主控制模组计算机发生故障。

优选地，主控制模组计算机的控制通道和监控通道在硬件上不同地来实施。例如，两个通道采用了不同的芯片，芯片是两种不同的微处理器，诸如80386和80186，它们共同使用一个接口FPGA；或者是两种不同型号的DSP；或者是两种不同型号的PLD。优选地，通道之间通过物理方式进行隔离。这例如可避免共模故障。

在主控制模组能工作的情况下，基本控制模组根据收到的指令，向动力控制模块5发出指令，以驱动控制翼面的作动器，这还将在下文中进行说明，以最终完成翼面的自动调节功能。

基本控制模组除了能够辅助主控制模组实施飞行器的自动驾驶功能之外，还能够在主控制模组失效的情况下，为控制***的高升力***提供简单的手动功能和必要的失效-安全功能。手动功能是指飞行员手动操纵襟缝翼伸出和放下。失效-安全功能是指***一旦监控到翼面发生脱开/倾斜、非指令、非对称、欠速（卡阻）和超速等严重故障，立即锁定翼面使其不再运动。

在实施飞行器的自动驾驶功能的情况下，基本控制模组在接收到操纵模块2的信号之后，首先判断信号是否有效。在确定信号有效的情况下，基本控制模组的基本控制模组计算机根据收到的信号算出与该信号对应的操纵指令。各基本控制模组计算机彼此交换计算结果，例如通过交叉链路，并进行投票。基本控制模组计算机将最终的投票结果作为有效的操纵指令，并将操纵指令发送给主控制模组计算机。主控制模组计算机结合操纵指令、空速和迎角等信号，计算出襟翼和缝翼翼面应运动的位置。主控制模组计算机按照预定顺序将上述位置数据发送给基本控制模组计算机。基本控制模组计算机依据主控制模组计算机的襟翼和/或缝翼位置指令，分别计算出襟翼和缝翼的运动顺序指令、用于襟翼的动力控制模组的指令和用于缝翼的动力控制模组的指令。针对襟翼和缝翼的运动顺序，例如在需要下放翼面时，先使缝翼下放，再使襟翼下放，在需要收回翼面时，先收回襟翼，再收回缝翼，以此来调节升力。基本控制模组计算机之间还将相互通信，将以上三组指令进行比对。如果一台基本控制模组计算机的指令与至少一台基本控制模组计算机的指令的是匹配的，则判定指令为有效的指令，从而将在协调一致的时序内，将指令发送给对应的动力控制模组，以驱动相应的马达。

在主控制模组失效的情况下，控制***的高升力***丧失自动功能。此时，基本控制模组执行飞行控制功能，即，手动功能或失效-安全功能。基本控制模组计算机在接收到操纵模块2的操纵信号之后，同样先判断操纵信号是否有效。在确定操纵信号有效的情况下，计算出与该操纵信号对应的操纵指令和翼面的指令位置，基本控制模组计算机彼此交换各自的计算结果，并进行投票，将最终的投票结果作为有效的指令。结合接收的来自探测模块的用于探测翼面状态的位置传感器和倾斜传感器的信号，各基本控制模组计算机计算出翼面的当前位置和状态数据。基本控制模组计算机彼此进行通信，交换上述数据，并协调襟翼和缝翼的运动顺序，例如在需要下放翼面时，先使缝翼下放，再使襟翼下放，在需要收回翼面时，先收回襟翼，再收回缝翼，以此来调节升力。基本控制模组计算机根据协调好的用于襟翼和缝翼的运动顺序，向对应的动力控制模组发送指令，以驱动用于相应的翼面的作用器。

在评估操纵模块的手柄的指令时，基本控制模组计算机读取手柄传感器信号。若手柄离开原来的卡位位置超过预定时间，例如4秒钟或5秒钟，这取决于手柄的机械行程长短情况，则基本控制模组计算机判定手柄的位置发生变化。若手柄位置在某一卡位位置名义值的给定范围内，例如±1度、±1.2度或±1.5度的范围内，停留时间超过200毫秒，基本控制模组计算机判定手柄位置为一个有效的卡位，并将该位置转换为新的手柄指令，最后设置“新的手柄指令”为当前手柄指令，否则基本控制模组计算机设置“上一个手柄指令”为当前手柄指令。

在各基本控制模块计算机之间，为了进行表决，以四个基本控制模块计算机为例来说明表决逻辑：

B.1 一台基本控制模组计算机生成手柄指令后，同时设置一个变量INVALID_FSCL_COMMAND=0，该变量表示该基本控制模组计算机生成或选取的无效手柄指令次数为0；

B.2 基本控制模组计算机例如通过CAN总线，将该手柄指令与其他数据等一起发给其他的三台基本控制模组计算机；

B.3 基本控制模组计算机收到其他三台基本控制模组计算机发过来的手柄指令及其他数据后，会进行手柄指令的匹配，匹配时间的有效范围例如为800毫秒；

B.3.1 如果该基本控制模组计算机发现至少有一个手柄指令与自己生成的手柄指令是相同的，则会判定自己的手柄指令是有效的，即为“有效的手柄指令”，跳转至B.4；

B.3.2 如果该基本控制模组计算机发现其他的三个手柄指令与自己生成的手柄指令都不相同，则会判定自己的手柄指令是无效的，即为“无效的手柄指令”，设置INVALID_FSCL_COMMAND=1；

B.3.2.1 该基本控制模组计算机会选取其中一台基本控制模组计算机生成的手柄指令替代“无效的手柄指令”，然后再次去其他的两个手柄指令进行匹配。选取方式有：1）选取对侧相同类型基本控制模组计算机生成的手柄指令；2）选取相邻不同类型基本控制模组计算机生成的手柄指令；3）随机选取一台基本控制模组计算机生成的手柄指令；

B.3.2.1.1 如果该基本控制模组计算机发现至少有一个手柄指令与自己生成的手柄指令是相同的，则会判定自己的手柄指令是有效的，即为“有效的手柄指令”，跳转至B.4；

B.3.2.1.2 如果该基本控制模组计算机发现其他的两个手柄指令与自己选取的手柄指令都不相同，则会判定自己的手柄指令是无效的，即为“无效的手柄指令”，设置INVALID_FSCL_COMMAND=2。跳转至B.7；

B.4 基本控制模组计算机依据“有效的手柄指令”和传感器数据，计算襟翼状态（是否可以运动）、当前位置与指令位置，缝翼状态（是否可以运动）、当前位置和指令位置等信息，襟翼和缝翼的运动顺序；

B.5 基本控制模组计算机之间进行通信，协调襟翼和缝翼的运动顺序；

B.6 基本控制模组计算机在与其他三台基本控制模组计算机协调一致的时间序列里，发送马达的转向指令和运动指令；

B.7 触发本基本控制模组计算机的看门狗电路，自行关闭，不再向外发送有效的数据。

在示出的示例中，基本控制模组包括四个基本控制模组计算机。它们分为两组，即，用于缝翼的第一组基本控制模组计算机，即，第一基本控制模组计算机41、第三基本控制模组计算机43；用于襟翼的第二组基本控制模组计算机，即，第二基本控制模组计算机42、第四基本控制模组计算机44。在飞机的动力总成正常并且各基本控制模组计算机都功能正常时，基本控制模组计算机经由动力控制模组操控相应的马达，从而使得作动器能够全速地调节翼面位置，因此，基本控制模组计算机都处在工作中。

示例性地，第一基本控制模组计算机41可用于控制左缝翼马达，第三基本控制模组计算机43用于控制右缝翼马达，第二基本控制模组计算机42用于控制左襟翼马达，第四基本控制模组计算机44用于控制右襟翼马达。因此，在本示例中，缝翼可由两个马达驱动，它们的输出力矩经差速角齿轮箱综合后向外输出；襟翼也由两个马达驱动，它们的输出力矩同样经差速角齿轮箱综合后向外输出。在马达都正常的情况下，翼面可全速运动；如果一个马达失效，翼面相对于全速运动将减速运动，例如变为运动速度减半。当然，可设置用于控制马达的冗余缝翼或襟翼用基本控制模组计算机。

优选地，在各组中的基本控制模组计算机有多个的情况下，它们同样可具有不同的类型，例如在硬件上不同，以避免用于襟翼或缝翼的基本控制模组计算机同时失效。因此，对于各组中的基本控制模组计算机，其可具有相同的组成部分、执行相同的功能，但在至少一个硬件的本身方面不同，例如，相应的硬件选自不同的公司，或者完成相同功能的硬件是基于不同的架构等等。当然在软件方面也可不同，例如采用不同的编程语言。显然，具有不同的组成部分、但执行相同的功能的基本控制模组计算机也是可行的。

动力控制模组控制的用于襟翼的马达和用于缝翼的马达可都为液压马达、电马达，或者一者为液压马达，一者为电马达。

基本控制模组4的控制结构与主控制模组3相同，也由控制通道与监控通道组成，其中，监控通道校核控制通道执行的关键功能和关键数据。关键功能的探测包括操纵面欠速（卡阻）、脱开与倾斜、非对称、非指令和动力驱动装置超速；关键数据包括操纵器件位置、缝翼操纵面位置和襟翼操纵面位置。一旦一基本控制模组计算机的监控通道发现校核与控制通道计算结果不一致，则接管控制通道，首先通知其他基本控制模组计算机，然后将该基本控制模组计算机关闭，停止向外输出数据。优选地，控制通道与监控通道具有不同的硬件组成，以避免共模故障。

要说明的是，用于缝翼和襟翼的基本控制模组计算机还可具有其他数量，例如一个、三个或其他数量。在用于缝翼的基本控制模组计算机和用于襟翼的基本控制模组计算机都为一个的情况下，相应的翼面由一个基本控制模组计算机来控制。在用于缝翼的基本控制模组计算机和用于襟翼的基本控制模组计算机有三个或更多个的情况下，可将一个基本控制模组计算机用作备用基本控制模组计算机。因此，可根据具体需求选用合适数量的基本控制模组计算机。

主控制模组计算机也可具有其他数量。

基本控制模组4可经由中间控制模块6与探测模块7的用于襟翼和/或缝翼的探测单元联接，以减少连接探测模块与基本控制模组的缆线的用量，从而减轻飞行器的重量。探测单元可为分配给襟翼和缝翼的位置传感器71、71’和倾斜传感器73、73’，它们可将探测到的信号传输给主控制模组和/或基本控制模组，以便它们执行相应的控制功能。特别是，单个翼面上可装有至少两个倾斜传感器，它们安装在该翼面的不同的位置，其中，一个倾斜传感器可相对于另一倾斜传感更靠近飞行器机身。因此，在设有两个倾斜传感器时，一个可称为内倾斜传感器，另一个可称为外倾斜传感器。中间控制模块6可具有多个中间控制模块单元，它们分成两组，第一组用于襟翼，第二组用于缝翼。具体而言，第一组负责采集缝翼位置传感器信号、缝翼倾斜传感器信号及缝翼翼尖制动器的状态，并传输基本控制模块计算机给缝翼制动器的控制指令；第二组负责采集襟翼位置传感器信号、襟翼倾斜传感器信号及襟翼翼尖制动器的状态，并传输基本控制模块计算机给襟翼翼尖制动器的控制指令。优选地，在各组中的中间控制模块单元的数量是多个的情况下，中间控制模块单元是例如在硬件上不同的两种中间控制模块单元。因此，对于各组中的中间控制模块单元，其可具有相同的组成部分、执行相同的功能，但在至少一个硬件的本身方面不同，例如，相应的硬件选自不同的公司，或者完成相同功能的硬件是基于不同的架构等等。当然在软件方面也可不同，例如采用不同的编程语言。显然，具有不同的组成部分、但执行相同的功能的中间控制模块单元也是可行的。

图4中仅仅示出了用于缝翼的基本控制模组计算机41、43经由中间控制模块6的中间控制模块单元61、62与探测模块的传感器的联接。示出的位置传感器71、71’倾斜传感器73、73’和中间控制模块单元61、62都双通道地来构造。因此，第一中间控制模块单元61的第一通道611可接收用于左缝翼的位置传感器71的第一通道711和倾斜传感器73的第一通道731的信号，并将接收到的信号传输给第一基本控制模块计算机41；第一中间控制模块单元61的第二通道612可接收用于左缝翼的位置传感器71的第二通道712和倾斜传感器73的第二通道732的信号，并将接收到的信号传输给第三基本控制模块计算机43。第二中间控制模块单元62的第一通道621可接收用于右缝翼的位置传感器71’的第一通道和倾斜传感器73’的第一通道的信号，并将接收到的信号传输给第一基本控制模块计算机41；第二中间控制模块单元62的第二通道622可接收用于右缝翼的位置传感器71’的第二通道和倾斜传感器73’的第二通道的信号，并将接收到的信号传输给第三基本控制模块计算机43。第一基本控制模块计算机41和第三基本控制模块计算机43彼此通信，以检查翼面的状态并进行控制。用于襟翼的基本控制模组计算机经由中间控制模块6的中间控制模块单元与探测模块的传感器的联接和通信可参考关于缝翼的说明，在此不再赘述。用于襟翼的基本控制模组计算机和用于缝翼的基本控制模块计算机彼此通信，以协调襟翼和缝翼的运动顺序。

对于探测模块的用于缝翼和襟翼的位置传感器，基本控制模组计算机首先判断单个位置传感器通道的反馈电压是否有效。如果有效，则读取该通道对应的补偿值和当前数值，计算翼面对应的传感器数值。然后将该通道数值与另一个通道数值，按照一定的逻辑进行处理，例如取大者、取小者或者取两者的平均值，最后将计算结果作为有效的翼面位置。

对于装在单个翼面上的两个倾斜传感器，基本控制模组首先判断单个倾斜传感器通道的反馈电压是否有效。如果有效，则读取该通道对应的补偿值和当前数值，计算与作动器站位对应的传感器数值。然后将该通道数值与同一翼面的另一个传感器通道数值进行比较，如果两者的差值在一定的阙值内，则认为当前翼面没有发生脱开或倾斜。

基本控制模组还可通过经由中间控制模块6与用于襟翼和缝翼的制动器72联接，以释放或锁定相应翼面的位置。中间控制模块6可与用于襟翼和缝翼的制动器72、72’双向通信。

优选地，基本控制模组4还接收关于飞机动力供给状态的信号。例如，基本控制模组4可根据冲压空气涡轮RAT的离散信号来判断是否在应急能源条件。在应急能源条件下，基本控制模组4控制缝翼和襟翼以一个较低的速度运动到期望的位置。为此，基本控制模组计算机之间进行通信，协调RAT信号的一致性并判定RAT的状态。如果基本控制模组计算机确认与其余基本控制模组计算机的RAT信号是完全相同的，判定RAT放下，此时设置缝翼可运动到最大位置的阈值和襟翼可运动到最大位置的阈值；如果基本控制模组计算机确认与其中一台基本控制模组计算机的RAT信号是不同的，判定RAT仍然在收起位置。

根据本发明的控制***还包括未示出的能源模块，特别是电力能源控制模块，以便为操纵模块、探测模块提供激励电压，并且为中间控制模块和制动器提供例如28V的直流电。在正常情况下，例如，控制***的左侧电力能源控制模块由飞机左侧发动机的转子提供电力能源，右侧电力能源控制模块由飞机右侧发动机的转子提供电力能源。如果飞机丧失了所有的发动机，则RAT给左、右侧的电力能源控制模块供电。

在RAT作为唯一的能源工作时，可从基本控制模组计算机中选择最低数量的用于缝翼和襟翼的基本控制模组计算机，以保证高升力***能够运转。在示出的示例中，例如可选择一台基本控制模组计算机来控制缝翼，并选择一台基本控制计算机来控制襟翼。在这种情况下，基本控制模组计算机以较低的速度控制缝翼和/或襟翼运动到期望的位置。较低的速度可以是全速的1/2、1/4、1/6或1/8，优选地是1/6。如果仅缝翼运动，其期望位置可以是起飞位置和着陆位置，优选地是起飞位置；如果缝翼和襟翼运动，其期望位置可以起飞构型、复飞构型和着陆构型，优选地是复飞构型。

主控制模组计算机彼此可通过数字通信总线相连，而且通信是双向的，即，能发送和接收数据。数字通信总线的类型例如是ARINC429、1553B和CAN等，优选地是ARINC429总线。

主控制模组计算机与基本控制模组计算机可通过数字通信总线相连。数字通信总线的类型例如是ARINC429、1553B、CAN、RS232/485等，优选地是ARINC429总线。

基本控制模组计算机彼此可通过数字通信总线相连，而且通信是双向的，即，能发送和接收数据。数字通信总线的类型例如是ARINC429、1553B、CAN、RS485等，优选地是CAN总线。

基本控制模组计算机可通过电缆线束传递离散信号。离散信号包括基本控制模组计算机的编号和运动指令顺序等等。

在基本控制模组计算机与中间控制模块之间的总线可是双向的，即，能发送和接收数据。数字通信总线的类型例如是ARINC429、1553B、CAN、RS485等，优选地是ARINC429总线。

RAT可通过电缆线束为基本控制模组计算机提供离散信号。例如，RAT可为不同类型的基本控制模组计算机提供不同幅值的离散信号。例如在RAT收起时，RAT为基本控制模组计算机41、43提供28V高电平信号，为基本控制模组计算机42、44提供0V低电平信号。而在RAT放下，RAT为基本控制模组计算机41、43提供0V低电平信号，为基本控制模组计算机42、44提供28V高电平信号。

在基本控制模块计算机之间还可通过交叉链路交换信息。信息的类型至少包含：

a) 基本数据，其至少包括以下信息：

基本控制模组计算机的编号，例如设置为BCC_1、BCC_2、BCC_3和BCC_4；

交叉链路总线编号，例如设置为XLINK_A和XLINK_B；

手柄卡位位置，例如设置为FSCL_DENTET；

备用开关位置，例如设置为ALTEN-SWITCH_DENTET；

基本控制模组计算机的高升力***功能是否正常，例如设置为SYS_FUNC_IS_NORMAL，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

基本控制模组计算机的使用的直流电源是否正常，例如设置为SYS_AC_IS_NORMAL，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

基本控制模组计算机的使用的液压能源或交流电源是否正常，例如设置为SYS_DC_IS_NORMAL，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

高升力***功能的指令是否为运动指令，例如设置为SYS_COMMAND_IS_OPERATION，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

高升力***功能的指令是否为伸出指令，例如设置为SYS_COMMAND_IS_EXTEND，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

高升力***功能的指令是否为收回指令，例如设置为SYS_COMMAND_IS_EXTRACT，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

高升力***功能的指令是否为刹车释放指令，例如设置为SYS_COMMAND_IS_BRAKE_RELEASE，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

高升力***功能的指令是否为刹车使能指令，例如设置为SYS_COMMAND_IS_BRAKE_ENGAGE，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

RAT是否放下，例如设置为RAT_IS_EXTENT，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

b)位置传感器数据，

以与第一基本控制模组计算机相关的位置传感器数据为例进行说明，该位置传感器数据至少包括：

左侧位置传感器的通道1是否有效，例如设置为LEFT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL1_IS_VALID，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

左侧位置传感器的通道1的补偿数据，例如设置为LEFT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL1_OFFSET；

左侧位置传感器的通道1的数据，例如设置为LEFT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL1_DATA；

右侧位置传感器的通道1是否有效，例如设置为RIGHT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL1_IS_VALID，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

右侧位置传感器的通道1的补偿数据，例如设置为RIGHT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL1_OFFSET；

右侧位置传感器的通道1的数据，例如设置为RIGHT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL1_DATA；

以与第三基本控制模组计算机相关的位置传感器数据为例进行说明，该位置传感器数据至少包括：

左侧位置传感器的通道2是否有效，例如设置为LEFT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL2_IS_VALID，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

左侧位置传感器的通道2的补偿数据，例如设置为LEFT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL2_OFFSET；

左侧位置传感器的通道2的数据，例如设置为LEFT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL1_DATA；

右侧位置传感器的通道2是否有效，例如设置为RIGHT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL2_IS_VALID，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

右侧位置传感器通道2补偿数据，例如设置为RIGHT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL2_OFFSET；

右侧位置传感器通道2数据，例如设置为RIGHT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL2_DATA；

c)倾斜传感器数据，

以与第二基本控制模组计算机相关的左侧内襟翼倾斜传感器数据为例进行说明，该倾斜传感器数据至少包括：

左侧内襟翼倾斜传感器的通道1的反馈电压是否有效，例如设置为LEFT_IB_SKEW_SENSOR1_CHANNEL1_IS_VALID，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE）

左侧内襟翼倾斜传感器的通道1的补偿，例如设置为LEFT_IB_SKEW_SENSOR1_CHANNEL1_OFFSET；

左侧内襟翼倾斜传感器的通道1的数据，例如设置为LEFT_IB_SKEW_SENSOR1_CHANNEL1_DATA；

左侧内襟翼倾斜传感器的通道1的反馈电压是否有效，例如设置为LEFT_IB_SKEW_SENSOR2_CHANNEL1_IS_VALID，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

左侧内襟翼倾斜传感器的通道1的补偿，例如设置为LEFT_IB_SKEW_SENSOR2_CHANNEL1_OFFSET；

左侧内襟翼倾斜传感器的通道1的数据，例如设置为LEFT_IB_SKEW_SENSOR2_CHANNEL1_DATA；

以与第四基本控制模组计算机相关的左侧内襟翼倾斜传感器为例进行说明，该倾斜传感器数据至少包括：

左侧内襟翼倾斜传感器的通道2的反馈电压是否有效，例如设置为LEFT_IB_SKEW_SENSOR1_CHANNEL2_IS_VALID，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

左侧内襟翼倾斜传感器的通道2的补偿，例如设置为LEFT_IB_SKEW_SENSOR1_CHANNEL2_OFFSET；

左侧内襟翼倾斜传感器的通道2的数据，例如设置为LEFT_IB_SKEW_SENSOR1_CHANNEL2_DATA；

左侧内襟翼倾斜传感器的通道2的反馈电压是否有效，例如设置为LEFT_IB_SKEW_SENSOR2_CHANNEL2_IS_VALID，该变量为布尔变量，值为TRUE或FALSE；

左侧内襟翼倾斜传感器的通道2的补偿，例如，设置为LEFT_IB_SKEW_SENSOR2_CHANNEL2_OFFSET；

左侧内襟翼倾斜传感器的通道2的数据，例如，设置为LEFT_IB_SKEW_SENSOR2_CHANNEL2_DATA；

d)交叉传输链路错误数据

交叉链路1传输错误，例如设置为XLINK_A_XMIT_ERROR；

交叉链路2传输错误，例如设置为XLINK_B_XMIT_ERROR。

下面示例性地说明基本控制模组计算机如何计算缝翼位置的位置，此时使用CAN总线数据：

a)如果第一基本控制模组计算机根据传感器通道1的数据判断

LEFT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL1_IS_VALID == TRUE，且

RIGHT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL1_OFFSET == TRUE

条件成立，则

左侧缝翼位置1

LEFT_SLAT_POS1 = |LEFT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL1_DATA - LEFT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL1_OFFSET|

右侧缝翼位置1

RIGHT_SLAT_POS1 = |RIGHT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL1_DATA - RIGHT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL1_OFFSET|，

其中，

缝翼位置1 SLAT_POS1的取值的方式例如是：

1） 随机选一个数值；

2） （左侧缝翼位置1+右侧缝翼位置1）/2；

3） MIN（左侧缝翼位置1，右侧缝翼位置1）；

4） MAX（左侧缝翼位置1，右侧缝翼位置1），这种方式是优选的；

b)如果第一基本控制模组计算机根据传感器通道2的数据判断，

LEFT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL2_IS_VALID == TRUE，且

RIGHT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL2_OFFSET == TRUE

条件成立，则

左侧缝翼位置2

LEFT_SLAT_POS2 = |LEFT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL2_DATA - LEFT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL2_OFFSET|

右侧缝翼位置2

RIGHT_SLAT_POS2 = |RIGHT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL2_DATA - RIGHT_SLAT_POS_SENSOR_CHANNEL2_OFFSET|；

缝翼位置2可类似于缝翼位置1的方式取值。优选地，缝翼位置2 SLAT_POS2= MAX（左侧缝翼位置2，右侧缝翼位置2）；

c）计算缝翼位置

基本控制模组计算机计算有效的缝翼位置：

VALID_SLAT_POS = MAX（SLAT_POS1，SLAT_POS2）；

d）处理

如果一个传感器通道失效，则直接使用相邻传感器通道的数据计算缝翼位置。例如传感器通道1失效，则

VALID_SLAT_POS = SLAT_POS2；

如果传感器通道2失效，则

VALID_SLAT_POS = SLAT_POS1；

襟翼位置的计算过程类似于缝翼位置的计算过程，例如：

FLAP_POS1= MIN（LEFT_FLAP_POS1，RIGHT_FLAP _POS1；

FLAP_POS2= MIN（LEFT_FLAP_POS2，RIGHT_FLAP _POS2；

有效的襟翼位置：

VALID_FLAP_POS = MIN（FLAP_POS1，FLAP_POS2）。

根据本发明的高升力***1可与用于飞行器的主飞行控制***在硬件方面至少部分地集成在一起，以减轻控制***的重量。

虽然上文说明了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明。本发明的保护范围由所附权利要求书限定。在不背离本发明的原理和实质的前提下，本领域的技术人员可对这些实施方式做出变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。

Claims (14)

1.一种用于控制飞行器的襟翼和/或缝翼的控制***，其具有高升力***（1），该高升力***包括：

第一控制模组（3），该第一控制模组包括多个互相通信的第一控制模组计算机（31、32、33），并且被配置成能够实施飞行器的自动驾驶功能；

第二控制模组（4），该第二控制模组与所述第一控制模组（3）通信连接，并且被配置成能够在所述第一控制模组（3）失效的情况下实施手动驾驶功能或失效-安全功能，所述第二控制模组（4）包括多个第二控制模组计算机（41、42、43、44）；

其特征在于，

所述第二控制模组计算机（41、42、43、44）分成两组，第一组第二控制模组计算机与所述飞行器的襟翼相关联，第二组第二控制模组计算机与所述飞行器的缝翼相关联，并且所述第二控制模组计算机（41、42、43、44）能够彼此通信。

2.根据权利要求1所述的控制***，其特征在于，在各组中的第二控制模组计算机的数量是多个的情况下，第二控制模组计算机的类型有两种，它们具有不同的硬件组成。

3.根据权利要求2所述的控制***，其特征在于，所述高升力***还包括探测模块（7），所述探测模块被配置成能够探测所述飞行器的用于所述第一控制模组（3）和所述第二控制模组（4）的信号，而且所述第二控制模组（4）经由中间控制模块（6）与所述探测模块（7）的用于所述襟翼和/或缝翼的探测单元联接。

4.根据权利要求3所述的控制***，其特征在于，所述中间控制模块（6）具有多个中间控制模块单元（61、62），它们分成两组，第一组用于襟翼，第二组用于缝翼，其中，在各组中的中间控制模块单元的数量是多个的情况下，所述中间控制模块单元的类型有两种，它们具有不同的硬件组成。

5.根据权利要求4所述的控制***，其特征在于，所述第二控制模组（4）经由所述中间控制模块（6）与用于所述襟翼和/或缝翼的制动器（72、72’）联接。

6.根据权利要求3所述的控制***，其特征在于，用于所述襟翼和/或缝翼的探测单元为位置传感器（71、71’）和倾斜传感器（73、73’），其中，在所述襟翼和/或缝翼的单个翼面上设置有至少两个倾斜传感器。

7.根据权利要求5所述的控制***，其特征在于，所述探测单元和所述制动器（72、72’）多通道地来构造。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的控制***，其特征在于，所述高升力***还包括操纵模块（2），所述操纵模块被配置成能够生成操纵信号，并且具有与所述第二控制模组（4）的第二控制模组计算机对应的输出。

9.根据权利要求8所述的控制***，其特征在于，所述操纵模块（2）为手柄（21）、开关（22）或它们的组合。

10.根据权利要求1至7中任一项所述的控制***，其特征在于，所述高升力***（1）与用于所述飞行器的主飞行控制***在硬件方面至少部分地集成在一起。

11.根据权利要求1至7中任一项所述的控制***，其特征在于，所述第一控制模组计算机（31、32、33）和所述第二控制模组计算机（41、42、43、44）双通道式地来构造，其中，一个通道为控制通道，另一通道为监控通道，它们彼此物理隔离。

12.根据权利要求1至7中任一项所述的控制***，其特征在于，所述第二控制模组还配置成与所述飞行器的应急模块通信连接，以在紧急条件下控制所述襟翼和/或缝翼。

13.根据权利要求1至7中任一项所述的控制***，其特征在于，所述高升力***还包括动力控制模块（5），该动力控制模块配置成根据所述第二控制模组（4）的控制驱动用于所述襟翼和/或缝翼的作动器。

14.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器具有根据权利要求1至13中任一项所述的控制***。

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