專利名稱：模塊集成式架構(gòu)的飛行器控制系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明通常涉及飛行器控制系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
飛行器的控制通常需要眾多控制系統(tǒng)，尤其是-主飛行控制系統(tǒng)，其允許通過作用于副翼、方向舵(rudder)、升降舵 (elevators)以及可配平水平穩(wěn)定器(Trimmable Horizontal Mabilizer :THS)上，來控制飛行器圍繞其橫搖(roll)、側(cè)搖(yaw)和縱搖(pitch)軸線的移動。其還通過作用于空氣制動器(spoilers)來控制對飛行器的牽引；-副飛行控制系統(tǒng)，其允許通過作用于后緣襟翼(flaps)和前緣襟翼(也被稱作的機(jī)翼前緣(slats))，來在起飛和著陸階段控制機(jī)翼彎曲度，從而控制升力；-推進(jìn)控制系統(tǒng)，其允許控制和扭轉(zhuǎn)馬達(dá)的推力；-起落架制動控制系統(tǒng)；-輪向控制系統(tǒng)；-液壓線路控制系統(tǒng)。主飛行控制系統(tǒng)通常被簡單地稱作飛行控制系統(tǒng)。下文將采用這一約定，以便簡化描述。飛行控制系統(tǒng)在駕駛部件(駕駛桿、腳操縱桿等)與空氣動力舵(副翼、尾翼、升降舵等)之間建立連接?，F(xiàn)代航線飛機(jī)具備電子類型的飛行控制系統(tǒng)，其中將駕駛部件上的機(jī)械活動轉(zhuǎn)化成模擬信號，這些模擬信號被傳輸給操縱上述舵的致動器。圖1示意性示出在現(xiàn)有技術(shù)中已知的飛行控制系統(tǒng)100的架構(gòu)。已描述了駕駛部件110，例如裝備有一個(gè)或多個(gè)傳感器115的小型側(cè)桿，所述傳感器例如是提供位置和/或方向的信息給飛行控制計(jì)算機(jī)120的位置傳感器和/或角度傳感器。計(jì)算機(jī)120基于從不同的駕駛部件110(在此，包括自動駕駛裝置(未示出)和/或在必要時(shí)包括飛機(jī)傳感器 150(加速計(jì)、陀螺測速儀、慣性中樞))接收到的信息，來確定要施加給致動器130的飛行指令。這些致動器通常是由伺服閥控制的液壓缸，或者是作用在飛行器的空氣動力舵140上的電子馬達(dá)。致動器130和空氣動力舵140這兩者均裝備有分別標(biāo)記為135和145的傳感器。這些傳感器向計(jì)算機(jī)120提供關(guān)于致動器的移動部分及舵的位置和/或方向的情況。 例如，傳感器135可指示液壓缸平移的位置，而傳感器145可指示襟翼的方向。計(jì)算機(jī)120同時(shí)具備控制功能和監(jiān)測功能。其通過用于傳輸模擬控制信號的第一線纜133連接到致動器。其還通過第二線纜137和第三線纜147連接到分別用于裝備舵本身以及致動器的傳感器135和145。因此，其可以隨時(shí)監(jiān)測致動器的狀態(tài)，并檢驗(yàn)指令是否良好地執(zhí)行。事實(shí)上，飛行控制系統(tǒng)通常由多個(gè)獨(dú)立的計(jì)算機(jī)構(gòu)成，每個(gè)計(jì)算機(jī)均具備其自己的一組傳感器和致動器，和其自己的線纜網(wǎng)絡(luò)。圖2示意性示出飛行器控制系統(tǒng)的架構(gòu)200。該架構(gòu)包括飛行控制系統(tǒng)和已通過
4介紹給出示例的多個(gè)其它的控制系統(tǒng)。為簡化起見，在此僅示出了兩個(gè)控制系統(tǒng)SC1* SC2。每個(gè)控制系統(tǒng)SCn(n = 1,2)均包括至少一個(gè)標(biāo)記為210n的計(jì)算機(jī)，該計(jì)算機(jī)處理從一個(gè)或多個(gè)傳感器220 接收到的信號，并經(jīng)由多個(gè)線纜把指令傳輸給一個(gè)或多個(gè)致動器 230n。不同的控制系統(tǒng)被置于航空電子機(jī)柜(在圖中由雙虛線界定)之中，并借助航空電子網(wǎng)絡(luò)互相連接，所述航空電子網(wǎng)絡(luò)例如是AFDX(Avionics Full Duplex Switched Khernet，航空電子全雙工交換式以太網(wǎng))網(wǎng)絡(luò)。應(yīng)注意，尤其為了航空工程的需求研發(fā)的AFDX網(wǎng)絡(luò)建立在交換式以太網(wǎng)的基礎(chǔ)上。對該網(wǎng)絡(luò)的特征的詳細(xì)說明可在網(wǎng)站誦. condoreng. com提供的名為《AFDX protocol tutorial》的文獻(xiàn)中以及在以申請人名義遞交的專利申請F(tuán)R-A-2832011中找到。當(dāng)控制系統(tǒng)SC2的計(jì)算機(jī)需要由屬于控制系統(tǒng)SC1的傳感器執(zhí)行的對設(shè)備E的測量結(jié)果時(shí)，管理系統(tǒng)SC1的計(jì)算機(jī)210i將該測量結(jié)果通過航空電子網(wǎng)絡(luò)傳輸給計(jì)算機(jī)2102。 然而，有時(shí)候必須在設(shè)備E上與該傳感器建立雙工通信，以便滿足可用性(例如計(jì)算機(jī)210i 出故障)或者等待時(shí)間(經(jīng)由計(jì)算機(jī)210i的傳遞時(shí)間)的約束。換言之，在設(shè)備E上預(yù)先設(shè)置直接連接到計(jì)算機(jī)SC2的第二傳感器2202。飛行器控制系統(tǒng)的這種架構(gòu)具有一些缺點(diǎn)，其中包括傳感器數(shù)量的增加以及與之相關(guān)的線纜的增加，這加重了飛行器重量預(yù)案的負(fù)擔(dān)。此外，這些傳感器傳輸?shù)哪M信號可能受到由電磁干擾引起的噪聲的影響。因此，本發(fā)明的目的在于提出一種克服上述缺點(diǎn)的飛行器控制系統(tǒng)，即允許減少航空電子機(jī)柜與傳感器/致動器之間的布線以及減少設(shè)備上的傳感器的數(shù)量而不犧牲所要求的安全級別的這樣的系統(tǒng)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明由一種飛行器控制系統(tǒng)來限定，所述飛行器控制系統(tǒng)包括第一控制系統(tǒng)， 所述第一控制系統(tǒng)用于控制所述飛行器的第一功能；不同于所述第一控制系統(tǒng)的第二控制系統(tǒng)，所述第二控制系統(tǒng)用于控制所述飛行器的不同于所述第一功能的第二功能。所述第一控制系統(tǒng)包括至少一個(gè)第一計(jì)算機(jī)、傳感器和致動器的第一組合，所述第一計(jì)算機(jī)適合于接收所述第一組合的傳感器的測量結(jié)果和控制所述第一組合的致動器。所述第二控制系統(tǒng)包括至少一個(gè)第二計(jì)算模塊，傳感器(3 202)和致動器的第二組合，所述第二計(jì)算機(jī)適合于接收所述第二組合的傳感器的測量結(jié)果和控制所述第二組合的致動器。所述第一計(jì)算機(jī)和所述第二計(jì)算機(jī)以及所述第一組合和所述第二組合的傳感器和致動器均接入同一 AFDX 網(wǎng)絡(luò)，且所述第一組合和所述第二組合具備至少一個(gè)共用的傳感器。有利地，所述第一計(jì)算機(jī)和所述第二計(jì)算機(jī)中的每個(gè)均包括控制通道和監(jiān)測通道，每個(gè)通道均由安裝在通用的計(jì)算機(jī)中并通過所述計(jì)算機(jī)執(zhí)行功能的專用軟件構(gòu)成，所述第一通道的所述專用軟件不同于所述第二通道的所述專用軟件。所述第一控制系統(tǒng)優(yōu)選地是適合于控制所述飛行器的副翼、升降舵、尾翼以及空氣制動器的主飛行控制系統(tǒng)。根據(jù)第一實(shí)施方式，所述第二控制系統(tǒng)是適合于控制所述飛行器的前緣機(jī)翼以及后緣襟翼的副飛行控制系統(tǒng)。
有利地，所述副飛行控制系統(tǒng)包括多個(gè)用于測量所述襟翼各自的輸出幅度的傳感器，借助所述主飛行控制系統(tǒng)的電子控制模塊將這些傳感器提供的測量結(jié)果傳輸給AFDX 網(wǎng)絡(luò)，所述電子控制模塊被布置在所述飛行器的空氣制動器的致動器的附近并控制這些致動器。根據(jù)第二實(shí)施方式，所述第二控制系統(tǒng)是適合于控制所述飛行器的馬達(dá)各自的狀態(tài)的推進(jìn)控制系統(tǒng)。有利地，所述第二計(jì)算機(jī)適合于在手動模式下從推力手動控制部件接收推力指令；或者，在自動模式下從所述第一計(jì)算機(jī)接收所述推力指令，并且在將所述推力指令傳送給所述飛行器的馬達(dá)的控制單元之前求出馬達(dá)狀態(tài)指令。根據(jù)第三實(shí)施方式，所述第二控制系統(tǒng)是所述飛行器的制動控制系統(tǒng)。有利地，所述制動系統(tǒng)包括安裝在所述飛行器的起落架上的多個(gè)速度傳感器和力偶傳感器。這些傳感器提供的測量結(jié)果被數(shù)據(jù)集中器獲取，并且所述測量結(jié)果在經(jīng)由所述網(wǎng)絡(luò)傳輸給所述第二計(jì)算機(jī)之前被所述數(shù)據(jù)集中器格式化為AFDX消息的格式。優(yōu)選地，速度的測量結(jié)果還被所述數(shù)據(jù)集中器通過所述AFDX網(wǎng)絡(luò)傳輸給所述第一計(jì)算機(jī)。所述計(jì)算機(jī)根據(jù)所述速度和制動信息確定所述制動的輸出命令，所述制動信息在手動模式下由制動腳踏提供，而在自動模式下由自動制動單元提供。根據(jù)第四實(shí)施方式，所述第二控制系統(tǒng)是至少控制所述飛行器的前輪方向的方向控制系統(tǒng)。在這種情況下，所述第一計(jì)算機(jī)和所述第二計(jì)算機(jī)有利地接收由駕駛臺的腳操縱桿和/或控制桿提供的轉(zhuǎn)向信息。并且，在手動模式下，所述第二計(jì)算機(jī)確定所述輪子的轉(zhuǎn)向角度，并將該轉(zhuǎn)向角度經(jīng)由所述網(wǎng)絡(luò)傳輸給所述輪子的方向控制單元，所述方向控制單元位于所述輪子的附近；在自動駕駛模式下，所述第一計(jì)算機(jī)確定所述方向舵的控制，并經(jīng)由所述網(wǎng)絡(luò)將該控制傳輸給所述第二計(jì)算機(jī)，從而所述第二計(jì)算機(jī)由此求出所述轉(zhuǎn)向角度并將其傳輸給所述輪子的所述方向控制單元。根據(jù)第五實(shí)施方式，所述第二控制系統(tǒng)是所述飛行器的液壓控制系統(tǒng)，適合于加壓和至少使安裝在液壓線路上的電子泵停止。這樣，所述液壓控制系統(tǒng)有利地包括至少一個(gè)接入所述網(wǎng)絡(luò)的接觸器，所述接觸器適合于向所述泵加壓/使所述泵停止；安裝在所述液壓線路上的壓強(qiáng)傳感器，所述傳感器提供的對壓強(qiáng)的測量結(jié)果被數(shù)據(jù)集中器獲取并格式化為AFDX消息的格式，且隨后被經(jīng)由所述網(wǎng)絡(luò)傳輸給所述第一計(jì)算機(jī)和所述第二計(jì)算機(jī)。最后，本發(fā)明涉及一種飛行器，所述飛行器包括如以上定義的飛行器控制系統(tǒng)。


通過閱讀參照附圖給出的本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式，本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點(diǎn)將顯而易見，在附圖中圖1示意性示出一種本技術(shù)領(lǐng)域已知的飛行器控制系統(tǒng)；圖2示意性示出一種本技術(shù)領(lǐng)域已知的飛行器控制系統(tǒng)的架構(gòu)；圖3示意性示出根據(jù)本發(fā)明一種實(shí)施方式的飛行器控制系統(tǒng)的架構(gòu)；圖4示意性示出可有利地用于圖3的系統(tǒng)當(dāng)中的主飛行控制系統(tǒng)的架構(gòu)；
圖5A至圖5D示意性示出傳感器在致動器上的布置的不同變型；圖6示意性示出在圖3的系統(tǒng)中集成副飛行控制系統(tǒng)的示例；圖7示意性示出在圖3的系統(tǒng)中集成推進(jìn)控制系統(tǒng)的示例；圖8示意性示出在圖3的系統(tǒng)中集成制動控制系統(tǒng)的示例；圖9示意性示出在圖3的系統(tǒng)中集成輪向控制系統(tǒng)的示例；圖IOA和圖IOB示意性示出在圖3的系統(tǒng)中集成液壓控制系統(tǒng)的第一變型和第二變型的示例。
具體實(shí)施例方式再次考慮一種飛行器控制系統(tǒng)，其包括多個(gè)元控制系統(tǒng)，每個(gè)元控制系統(tǒng)負(fù)責(zé)飛行器的特定功能。例如，這些元控制系統(tǒng)可以是在介紹中提到過的那些系統(tǒng)。本發(fā)明的基本思想在于將通常連接航空電子機(jī)柜的計(jì)算機(jī)的AFDX網(wǎng)絡(luò)擴(kuò)展至整個(gè)飛行控制系統(tǒng)，從而該系統(tǒng)的計(jì)算機(jī)、傳感器和致動器均接入該網(wǎng)絡(luò)。這樣，連接至同一 AFDX網(wǎng)絡(luò)的任意的兩個(gè)元控制系統(tǒng)可以共用一個(gè)或多個(gè)傳感器。圖3示意性示出根據(jù)本發(fā)明一種實(shí)施方式的飛行器控制系統(tǒng)的架構(gòu)。出于簡化而不是限制性的目的，僅示出了兩個(gè)元控制系統(tǒng)SC1和SC2。元控制系統(tǒng)SC1包括均接入 AFDX網(wǎng)絡(luò)340的至少一個(gè)計(jì)算機(jī)SlO1以及多個(gè)傳感器32(^和多個(gè)致動器33(^ (均只示出一個(gè))。類似地，元控制系統(tǒng)SC2包括同樣接入同一網(wǎng)絡(luò)的至少一個(gè)計(jì)算機(jī)3102以及多個(gè)傳感器3202和多個(gè)致動器3302 (均只示出一個(gè))。這兩個(gè)元控制系統(tǒng)SC1和SC2共用至少一個(gè)傳感器(被標(biāo)記為320)。傳感器320借助VL經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)將其測量結(jié)果傳輸給計(jì)算機(jī)310jP3102，VL是單點(diǎn)傳送型(unicast)的多個(gè)虛擬連接或者多點(diǎn)傳送型(multicast) 的至少一個(gè)虛擬連接VL (圖3中示出了第二種情形)。由此可理解，因?yàn)楸苊饬嗽黾觽鞲衅鳎员苊饬虽佋O(shè)大量與航空電子機(jī)柜的計(jì)算機(jī)連接的線纜。有利地，飛行控制系統(tǒng)在共用傳感器320中起中心作用，換言之，每個(gè)元控制系統(tǒng)均可與另一控制系統(tǒng)共用一個(gè)或多個(gè)傳感器。該中心作用可通過如下事實(shí)來解釋飛行控制系統(tǒng)擴(kuò)展貫穿整個(gè)飛行器，并具備分散在飛行器中的大量連接點(diǎn)以及大量傳感器。圖4示出可用于根據(jù)本發(fā)明的飛行器控制系統(tǒng)中的飛行控制系統(tǒng)的架構(gòu)的一個(gè)示例。AFDX網(wǎng)絡(luò)包括布置為飛行器的通信節(jié)點(diǎn)的多個(gè)幀交換機(jī)。在圖示情況下，在航空電子機(jī)柜中安裝了兩個(gè)幀交換機(jī)SWp SW2，分別負(fù)責(zé)飛機(jī)的左半部分和右半部分。有利地， 這些交換機(jī)借助光纖鏈接OF相互連接，該光纖鏈接允許將網(wǎng)絡(luò)的兩個(gè)部分電去耦。為了減少上述鏈接的數(shù)量和長度，有利地可設(shè)置被稱為微型交換機(jī)的幀交換設(shè)備。該微型交換機(jī)允許在本地處理從接入網(wǎng)絡(luò)的一群終端發(fā)出的或者目的地為這群終端的幀。更確切而言，微型交換機(jī)具備通常連接到AFDX交換機(jī)的第一端口，以及連接到不同的接入終端的多個(gè)第二端口。在下行鏈接上(即對于由用于接入的第一端口接收到的幀而言)，微型交換機(jī)起中繼器(集線器，hub)的作用，也就是說，輸入至第一端口的幀被轉(zhuǎn)發(fā)給所有的第二端口。接收該幀的接入終端判斷它們是否是發(fā)送標(biāo)的，如果不是發(fā)送標(biāo)的則忽略該幀，如果是發(fā)送標(biāo)的則將該幀納入考慮。反之，在上行鏈接上(即對于由不同的接入終端發(fā)出的幀而言)，微型交換機(jī)依次檢查第二端口，并清空它們各自在第一端口上的緩沖區(qū)，從而按照這樣的“輪詢(round robin)”類型的機(jī)制而得以確保帶寬的公平分配。由于上述檢查，微型交換機(jī)中的上行通道上的等待時(shí)間比交換機(jī)中的要長。交換機(jī)和微型交換機(jī)之間的分配是網(wǎng)絡(luò)的等待和復(fù)雜度之間的折衷辦法。一般而言，接入終端將連接到本地的微型交換機(jī)，除非等待時(shí)間的約束強(qiáng)制要求直接連接到交換機(jī)。有利地，選擇AFDX網(wǎng)絡(luò)的架構(gòu)使得從計(jì)算機(jī)到接入終端不通過多于一個(gè)交換機(jī)和多于一個(gè)微型交換機(jī)。在圖示例子中，AFDX網(wǎng)絡(luò)包括直接連接到交換機(jī)SW” Sff2的8個(gè)微型交換機(jī) μ Sff1...... μ SW80微型交換機(jī)ySWp PSW2位于飛機(jī)的中心區(qū)，離起落架和機(jī)翼與機(jī)身的接合位置不遠(yuǎn)。微型交換機(jī)ySW3、ySW4* y SW5、μ SW6也位于機(jī)翼與機(jī)身的接合位置附近，且分別在飛機(jī)的左側(cè)和右側(cè)。最后，微型交換機(jī)ySW7、μ SW8位于機(jī)身尾部、近飛機(jī)尾翼處。微型交換機(jī)μ SWp μ SW2尤其連接飛機(jī)傳感器420(加速計(jì)、陀螺測速儀、慣性中樞)，而且還可以連接與其它控制系統(tǒng)(比如副飛行控制系統(tǒng)、起落架制動控制系統(tǒng)、液壓系統(tǒng))共用的傳感器組422。分別位于飛行器的左半部分和右半部分上的微型交換機(jī) μ Sff3> μ SWjn μ Sff5, μ 316連接副翼(被標(biāo)記為Attf和)與空氣制動器(spoilers，被標(biāo)記為57和Sf )，并且分別連接與其它控制系統(tǒng)(比如副飛行控制系統(tǒng)或者推進(jìn)控制系統(tǒng) (左馬達(dá)和右馬達(dá)))共用的傳感器組423和傳感器組424。最后，微型交換機(jī)μ Sff7, μ Sff8 連接尾舵，即方向舵(RDR^RDig和升降舵，其中升降舵也就是左、右升降器(被標(biāo)記為和五^)以及可配平水平翼(THSpTHS2)。這些微型交換機(jī)還可連接與其它控制系統(tǒng)共用的傳感器組425。連接到幀交換機(jī)SWp Sff2的除了上述微型交換機(jī)還有計(jì)算機(jī)411和412以及駕駛部件451和452，它們經(jīng)由數(shù)據(jù)集中器連接到幀交換機(jī)SWi、SW2。更確切而言，交換機(jī)SW1經(jīng)由集中器CR1和( 在兩個(gè)不同的端口上接收由駕駛員和副駕駛員的駕駛部件451和452 提供的信息。集中器CR1和( 將來自451和452的相同信息多路復(fù)用給交叉監(jiān)測的終端。 類似地，交換機(jī)SW2經(jīng)由集中器CR3和CR4在兩個(gè)不同的端口上接收來自同樣的駕駛部件的信息。必要時(shí)，如果駕駛部件提供的信息為模擬格式，那么集中器可將其轉(zhuǎn)化成數(shù)字格式， 然后將這些數(shù)字?jǐn)?shù)據(jù)格式化為AFDX消息格式。與其它控制系統(tǒng)(例如控制前輪方向的系統(tǒng))共用的傳感器組421也可連接到交換機(jī) SW1、Sff2O計(jì)算機(jī)411包括兩個(gè)計(jì)算模塊，即被稱作COM模塊的控制模塊41IA和被稱作MON 模塊的監(jiān)測模塊411B。COM模塊和MON模塊的結(jié)構(gòu)相同，其區(qū)別僅在于對這兩者進(jìn)行編程的方式(即不同的算法)。COM模塊可被重組成MON模塊，反之亦然。COM模塊和MON模塊均是同類的計(jì)算機(jī)，在實(shí)踐中為安裝在航空電子機(jī)柜的機(jī)架中的IMAantegrated Modular Avionics，集成模塊化航空電子)卡，其中安裝有專門的應(yīng)用軟件。在圖示情況下，模塊 411A和411B分別安裝有專門的應(yīng)用軟件αΑ、β Α、^和α Β、βΒ、，其中αΒ乒α Α、
^ Β ^ "^Α、YB 興 YAoCOM模塊將指令消息經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)傳輸給致動器(致動器裝備有接入該網(wǎng)絡(luò)的終端)，并接收來自致動器的確認(rèn)或信息的消息。MON模塊也接收來自致動器的確認(rèn)或信息的消息，并檢驗(yàn)不同的致動器返回給 COM模塊的確認(rèn)或信息的消息與COM模塊所發(fā)送的指令消息之間的一致性。在默認(rèn)模式下，計(jì)算機(jī)141發(fā)揮主導(dǎo)作用，而計(jì)算機(jī)142作為從屬。在通過COM模塊與MON模塊之間的不一致而檢測到計(jì)算機(jī)141故障的情況下，由計(jì)算機(jī)142來接替。舵的致動器通常裝備有控制模塊COM和監(jiān)測模塊Μ0Ν，監(jiān)測模塊MON負(fù)責(zé)檢驗(yàn)COM 模塊傳輸給致動器的電子命令是否與計(jì)算機(jī)的模塊所傳輸?shù)闹噶盍己玫匾恢?。同一終端的兩個(gè)模塊MOM和COM可以被多路復(fù)用，以便連接到微型交換機(jī)的同一端口或者連接到同一微型交換機(jī)的不同端口或不同微型交換機(jī)的端口，然而，第一種情形允許減少網(wǎng)絡(luò)的布線。 舵的致動器可以還設(shè)置有接入網(wǎng)絡(luò)的傳感器(然而，為簡化起見，在舵與微型交換機(jī)之間僅示出了一個(gè)鏈接)。通過圖5A至圖5D示出致動器與相關(guān)的傳感器的布置的不同變型。根據(jù)分別通過圖5A和圖5B示出的第一變型和第二變型，傳感器520被安裝在致動器附近，甚至直接安裝在致動器當(dāng)中。致動器由液壓功率控制單元或電子功率控制單元 530來操縱，該單元也被稱作PCU (Power Control Unit，功率控制單元)。在通過圖5A示出的第一變型中，計(jì)算機(jī)510簡單地將位置指令傳輸給也被稱作 REU(Remote Electronic Unit，遠(yuǎn)端電子單元)的遠(yuǎn)端控制單元M0，該單元位于致動器附近。該單元在本地實(shí)現(xiàn)對傳感器的測量結(jié)果的獲取、伺服指令的計(jì)算指令向致動器的傳輸。 該單元向計(jì)算機(jī)發(fā)送致動器的當(dāng)前位置(或者對所驅(qū)動的系統(tǒng)的效果的測量結(jié)果，例如舵的位置)。REU單元和計(jì)算機(jī)之間的交換通過AFDX網(wǎng)絡(luò)來進(jìn)行，換言之，接入該網(wǎng)絡(luò)的REU 單元從計(jì)算機(jī)接收位置指令，并在同一鏈接560上以AFDX消息格式發(fā)送致動器的實(shí)際位置 (或者與所驅(qū)動的系統(tǒng)有關(guān)的測量結(jié)果)。在第二變型中，數(shù)據(jù)集中器或RDC(Rem0te Data Concentrator，遠(yuǎn)端數(shù)據(jù)集中器)570實(shí)現(xiàn)AFDX網(wǎng)絡(luò)與連接功率控制單元及傳感器的模擬鏈接565之間的接口。伺服指令的計(jì)算在此由計(jì)算機(jī)510基于傳感器520發(fā)送的測量結(jié)果來執(zhí)行。根據(jù)分別通過圖5C和圖5D示出的第三變型和第四變型，位置傳感器遠(yuǎn)離于致動器。遠(yuǎn)端控制單元540和傳感器因此不是由同一鏈接連接到AFDX網(wǎng)絡(luò)的。位置指令由計(jì)算機(jī)510經(jīng)由第一鏈接561傳輸給功率控制單元530，致動器的實(shí)際位置和/或該實(shí)際位置對系統(tǒng)的效果的測量結(jié)果由傳感器520經(jīng)由第二鏈接562發(fā)送給計(jì)算機(jī)。在第四變型中， 傳感器提供模擬格式的位置的測量結(jié)果，數(shù)據(jù)集中器將其重新格式化為AFDX消息格式。在第三變型中，傳感器能夠在網(wǎng)絡(luò)上直接傳輸以AFDX消息格式的這些測量結(jié)果(因此我們所討論的是“智能傳感器”)。圖6示出在圖3的系統(tǒng)中集成副飛行控制系統(tǒng)的示例。在圖示例子中，副飛行控制系統(tǒng)控制飛行器的后緣襟翼和機(jī)翼前緣的位置。必要時(shí)，該系統(tǒng)有利地包括智能翼尖制動器(或者稱為SWTB，Smart Wing Tip Brake)，其功能將在下文詳述。該系統(tǒng)包括后緣襟翼和機(jī)翼前緣的位置的選擇桿650，駕駛員和副駕駛員共用該桿。該桿允許通過先作用于機(jī)翼前緣然后作用于后緣襟翼來選擇希望的機(jī)翼彎曲度。桿650裝備有傳感器(駕駛員側(cè)的兩個(gè)和副駕駛員側(cè)的兩個(gè))，這些傳感器例如經(jīng)由被標(biāo)記為CRDC1至CRDC4的數(shù)據(jù)集中器在網(wǎng)絡(luò)上傳輸該桿的位置信息。這些集中器確保由傳感器接收到的模擬信號(與來自其它傳感器的模擬信號)的多路復(fù)用以及這些信號到 AFDX消息的轉(zhuǎn)換。CRDC1與CRDC2 —起、以及CRDC3與CRDC4 —起允許分別通過計(jì)算機(jī)611 和612來執(zhí)行對選擇桿的位置的交叉監(jiān)測。選擇桿的位置被傳輸給主飛行控制系統(tǒng)的計(jì)算機(jī)611和612 (與圖5的計(jì)算機(jī)411 和412—樣)并被傳輸給副飛行控制系統(tǒng)的計(jì)算機(jī)613和614。與計(jì)算機(jī)611與612—樣， 計(jì)算機(jī)613與614是同類的計(jì)算機(jī)且各自包括COM通道和MON通道，每個(gè)通道由多個(gè)專用的軟件模塊構(gòu)成。在默認(rèn)模式下，計(jì)算機(jī)613發(fā)揮主導(dǎo)作用，并直接傳輸指令給機(jī)翼前緣和后緣襟翼的致動器。在該運(yùn)行模式下，計(jì)算機(jī)614作為從屬，但在計(jì)算機(jī)613故障時(shí)接替主計(jì)算機(jī)。副飛行控制系統(tǒng)包括功率控制單元(液壓的或電子的)631、632，它們一起驅(qū)動兩個(gè)機(jī)翼共用的、用于展開或收回機(jī)翼前緣的一組傳輸軸Si。這兩個(gè)控制單元分別連接到網(wǎng)絡(luò)的微型交換機(jī)μ Sff1和μ SW2。類似地，副飛行控制系統(tǒng)包括功率控制單元(液壓的或電子的)633、634，它們一起驅(qū)動兩個(gè)機(jī)翼共用的、用于展開或收回增升襟翼的一組傳輸軸F1。這兩個(gè)控制單元分別連接到微型交換機(jī)μ SW3和μ SW6。機(jī)翼前緣的致動器的位置傳感器621和后緣襟翼的致動器的位置傳感器622也連接到AFDX網(wǎng)絡(luò)。可想到圖5Α至圖5D的不同安裝變型。機(jī)翼前緣的位置傳感器623和后緣襟翼的位置傳感器6Μ提供這些部分各自的輸出幅度。有利地，由傳感器擬4發(fā)出的測量結(jié)果由空氣制動器的電子控制模塊或者 FCRM(Flight Control Remote Module，飛行控制遠(yuǎn)端模塊)來獲取，這些模塊屬于主飛行控制系統(tǒng)且分布在機(jī)翼中。因此，被標(biāo)記為641和642的這些FCRM模塊起用于傳感器624 的數(shù)據(jù)集中器的作用。這樣，主飛行控制系統(tǒng)的可用設(shè)備資源由副飛行控制系統(tǒng)使用。傳感器623發(fā)出的測量結(jié)果被例如通過微型交換機(jī)μ Sff1和μ Sff2傳輸給網(wǎng)絡(luò)。副飛行控制系統(tǒng)起如下作用選擇桿650的位置由安裝在駕駛部件附近的集中器CRDC1和集中器cRDC2 (且同樣地由集中器CRDC3和集中器CRDC4)分別獲取，并被經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)傳輸給計(jì)算機(jī)613 (分別傳輸給計(jì)算機(jī)613和614)。計(jì)算機(jī)613根據(jù)桿的位置并通過考慮飛行的不同參數(shù)(比如高度、速度等)，來確定機(jī)翼前緣和后緣襟翼的輸出指令。該指令被經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)傳輸給驅(qū)動機(jī)翼前緣和后緣襟翼的展開軸旋轉(zhuǎn)的功率控制單元。根據(jù)可想到的變型，按該指令值的伺服由計(jì)算機(jī)自己來實(shí)現(xiàn)，或者，如果通過網(wǎng)絡(luò)的等待時(shí)間過長，則由致動器處的遠(yuǎn)端控制單元來實(shí)現(xiàn)。傳感器621、622將致動器各自的位置經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)發(fā)送給計(jì)算機(jī)。翼尖制動器(未示出)可以按每個(gè)展開軸兩個(gè)來設(shè)置，即兩個(gè)用于襟翼軸和兩個(gè)用于機(jī)翼前緣軸。安裝在機(jī)翼前緣的展開軸上的制動器中的每一個(gè)均連接到兩個(gè)微型交換機(jī)PSW1* ySW2。類似地，安裝在后緣襟翼的展開軸上的制動器中的每一個(gè)均連接到兩個(gè)微型交換機(jī)μ SW3* μ Sff60這些翼尖制動器接收致動器623、6Μ的位置(軸的旋轉(zhuǎn)角度)， 并將其與它們自己的傳感器執(zhí)行的測量進(jìn)行比較。在不一致的情況下或者在這些測量結(jié)果之間的差距過大的情況下，可停止展開軸的旋轉(zhuǎn)，以便避免升力不對等和機(jī)械約束過大、甚至損壞該軸。圖7示出在圖3的系統(tǒng)中集成推進(jìn)控制系統(tǒng)的示例。該系統(tǒng)包括推力手動控制部件，例如按每個(gè)馬達(dá)一個(gè)的氣動操縱桿(Thrust Levers)，該桿被標(biāo)記為TL并位于駕駛艙中。推力控制系統(tǒng)還包括推力計(jì)算機(jī)和在可能情況下的推力反相計(jì)算機(jī)。在圖示例子中，該系統(tǒng)包括被標(biāo)記為EEC (Engine Electronic Controller，引擎電子控制器)或者 FADEC(Full Authority Digital Engine Control，全權(quán)限數(shù)字引擎控制器)的馬達(dá)計(jì)算機(jī) 731、732 ；以及推力反相計(jì)算機(jī)741、742。應(yīng)注意，這些計(jì)算機(jī)在本地確保對馬達(dá)的伺服。在螺旋槳飛機(jī)的情況下，所討論的這些系統(tǒng)計(jì)算機(jī)控制螺旋槳的步距。一般而言，推力反相是由液壓裝置或電子裝置實(shí)現(xiàn)的。推力控制部件的位置由傳感器(未示出)測量。這些傳感器的位置測量結(jié)果被傳輸給數(shù)據(jù)集中器CRDC1至CRDC4，這些數(shù)據(jù)集中器將其以AFDX消息格式中繼給主飛行控制系統(tǒng)的計(jì)算機(jī)711和712 (與圖4的計(jì)算機(jī)411和412 —樣)，更具體而言，中繼給負(fù)責(zé)自動駕駛的軟件模塊，即AFS(Automatic Flight System，自動飛行系統(tǒng))，以及中繼給推力控制系統(tǒng)的計(jì)算機(jī)713和714。計(jì)算機(jī)713和714的類型一樣，且各自包括COM通道和MON通道，每個(gè)通道均由至少一個(gè)專用的軟件模塊PCSO^ropulsion Control System，推力控制系統(tǒng))構(gòu)成。在默認(rèn)模式下，根據(jù)上文所述的相同原理，計(jì)算機(jī)713作為主導(dǎo)而計(jì)算機(jī)714作為從屬，但在計(jì)算機(jī) 713故障時(shí)由計(jì)算機(jī)714接替計(jì)算機(jī)713。在手動模式下，計(jì)算機(jī)713確定馬達(dá)的狀態(tài)B，以允許根據(jù)推力手動控制部件所提供的推力指令A(yù)來獲得所需的推力。馬達(dá)狀態(tài)指令被經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)傳輸給馬達(dá)計(jì)算機(jī)和推力反相計(jì)算機(jī)。在自動模式下，根據(jù)某些外部參數(shù)(溫度、氣壓、飛行階段等)、氣動操縱桿的位置以及由飛行控制單元(或稱為rcU，F(xiàn)light Control Unit)針對自動駕駛規(guī)定的高度、航向和速度，計(jì)算機(jī)711(更確切而言，負(fù)責(zé)自動駕駛的軟件模塊)確定推力指令A(yù)’。該推力指令被經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)傳輸給計(jì)算機(jī)713 (PCS軟件模塊)，計(jì)算機(jī)713由此求出馬達(dá)狀態(tài)指令 B。與手動模式下一樣，該馬達(dá)狀態(tài)指令被經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)傳輸給馬達(dá)計(jì)算機(jī)和推力反相計(jì)算機(jī)。馬達(dá)計(jì)算機(jī)731、732確保馬達(dá)按照指令狀態(tài)運(yùn)行，并經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)把提供馬達(dá)的實(shí)時(shí)狀態(tài)的信息發(fā)送給計(jì)算機(jī)713、714。推力反相計(jì)算機(jī)741、742確保對反相致動器的伺服，并經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)把提供反相致動器的實(shí)時(shí)狀態(tài)的信息發(fā)送給計(jì)算機(jī)713、714。必要時(shí)，這些信息在顯示在駕駛臺上之前先由計(jì)算機(jī)713或714處理。最后，推力控制系統(tǒng)有利地包括備用通道或ABU(Analogue Back-up，模擬備份)， 其由把氣動操縱桿直接連接到馬達(dá)計(jì)算機(jī)的模擬線路來實(shí)現(xiàn)。圖8示出在圖3的控制系統(tǒng)中集成制動控制系統(tǒng)的示例。該系統(tǒng)包括駕駛員和副駕駛員的制動腳踏Bp B2,自動制動面板ABP(Auto Brake Panel)以下位于起落架處并作用于制動液壓缸的制動控制單元肌仏、BCU2(Breaking Control Unit)。應(yīng)注意，制動控制單元在本地確保用于制動的力偶伺服并防止輪子抱死。
制動腳踏的位置或者自動制動的指令(例如弱制動、中等制動或強(qiáng)制動)被數(shù)據(jù)集中器CRDC1至CRDC4獲取，并以AFDX消息格式傳輸給主飛行控制系統(tǒng)的計(jì)算機(jī)811 和812(與圖4的計(jì)算機(jī)411和412 —樣)，更確切而言，傳輸給負(fù)責(zé)自動制動的應(yīng)用 PFCS (Primary Flight Control System，主飛行控制系統(tǒng))，以及傳輸給制動控制系統(tǒng)的計(jì)算機(jī)813和814，更確切而言，傳輸給專用的軟件模塊BCS (Breaking Control System,制動控制系統(tǒng))。在自動模式下，計(jì)算機(jī)811基于由駕駛員在自動制動面板上選擇的指令0和其它外部參數(shù)來確定要施加的減速度D。在手動模式下(未示出)，計(jì)算機(jī)813基于制動腳踏的位置來確定減速度D。隨后，在手動或自動模式下，計(jì)算機(jī)813確定要施加給輪子的指令制動力偶C，并將其以AFDX消息格式傳輸給制動控制單元BCUp BOT2。計(jì)算機(jī)813和814的類型一樣，且各自包括COM通道和MON通道，每個(gè)通道均由至少一個(gè)專用的軟件模塊BCS構(gòu)成。在默認(rèn)模式下，根據(jù)上文所述的相同原理，計(jì)算機(jī)813作為主導(dǎo)而計(jì)算機(jī)814作為從屬，但在計(jì)算機(jī)813故障時(shí)計(jì)算機(jī)814接替計(jì)算機(jī)813。起落架輪子裝備有制動力偶傳感器和輪速傳感器。由此，經(jīng)由把測量結(jié)果格式化為AFDX消息格式的數(shù)據(jù)集中器RDC把測量到的實(shí)時(shí)制動力偶C’以及速度V傳輸給計(jì)算機(jī)。 更確切而言，速度V被傳輸給計(jì)算機(jī)811 (和812)以及給計(jì)算機(jī)813 (和814)，而制動力偶 C’僅被傳輸給計(jì)算機(jī)813(和814)。制動力偶C’和速度V還可以被傳輸給分別用于確保力偶伺服的制動并防止輪子抱死的控制單元BCUp BOT2。計(jì)算機(jī)811基于速度V和必要時(shí)的其它參數(shù)來確定是否應(yīng)核準(zhǔn)空氣制動器的輸出。在肯定的情況下，空氣制動器的輸出命令S被經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)傳輸給空氣制動器的電子控制模塊FCRM，即圖4的舵57和Sf的致動器的電子控制模塊。在能保證網(wǎng)絡(luò)中的等待時(shí)間足夠小的范圍內(nèi)，可想到實(shí)現(xiàn)不是在本地通過制動控制單元BCUp BCU2實(shí)現(xiàn)制動力偶伺服，而是直接通過專用軟件模塊BCS來實(shí)現(xiàn)制動力偶伺服。圖9示出在圖3的控制系統(tǒng)中集成輪向控制系統(tǒng)的示例。該系統(tǒng)包括位于駕駛臺當(dāng)中的腳操縱桿(兩個(gè)駕駛員共用)PL和控制桿(舵柄)TLp TL2，以及根據(jù)飛行器類型位于前輪上和位于主起落架上的輪向控制單元SCUp SCU2 (Steering Control Unit)。這些單元SOT1, SOT2在給定的指令位置周圍引導(dǎo)致動器并確保對致動器的伺服。如前所述那樣通過數(shù)據(jù)集中器CRDC1至CRDC4獲取腳操縱桿和/或控制桿的位置 (被標(biāo)記為W)，并將其以AFDX消息格式傳輸給主飛行控制系統(tǒng)的計(jì)算機(jī)911和912 (與圖4 的計(jì)算機(jī)411和412 —樣)，更具體而言，傳輸給負(fù)責(zé)自動駕駛的軟件模塊AFS (Automatic Flight System,自動飛行系統(tǒng))，以及傳輸給輪向控制系統(tǒng)的計(jì)算機(jī)913和914。計(jì)算機(jī)913和914的類型相同，且各自包括COM通道和MON通道，每個(gè)通道均由至少一個(gè)專用的軟件模塊SCS (Meering Control System，轉(zhuǎn)向控制系統(tǒng))構(gòu)成。在默認(rèn)模式下，計(jì)算機(jī)913作為主導(dǎo)而計(jì)算機(jī)914作為從屬，但在計(jì)算機(jī)913故障時(shí)由計(jì)算機(jī)914接替計(jì)算機(jī)913。在手動模式下，計(jì)算機(jī)913 (或914)基于位置W確定輪子轉(zhuǎn)向命令的指令ST，并將該指令經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)傳輸給控制單元SOTpSC^。這些單元將輪向的實(shí)時(shí)角度發(fā)送給計(jì)算
12機(jī)。計(jì)算機(jī)911(或912)可并行地基于位置W并根據(jù)飛機(jī)的速度來確定尾翼轉(zhuǎn)向命令指令 R0于是該指令被經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)傳輸給主飛行系統(tǒng)的方向舵(即圖4的致動器RDRpRDR2) 的電子控制模塊FCRM。所討論的FCRM模塊向計(jì)算機(jī)911和912發(fā)送尾翼方向的實(shí)時(shí)角度。在自動著陸模式下，計(jì)算機(jī)911 (或912)的AFS模塊基于一定數(shù)量的參數(shù)，尤其是飛機(jī)軸線與跑道軸線之間的角度偏差、飛機(jī)的速度，來確定角度指令W'，并將其經(jīng)由AFDX 網(wǎng)絡(luò)傳輸給計(jì)算機(jī)913(或914)。計(jì)算機(jī)913(或914)基于W'來確定輪子轉(zhuǎn)向命令指令 ST,并如前所述地將其經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)傳輸給控制單元SOTp SOT2。另外，AFS模塊還可以傳輸尾翼角度指令R給如前所述的FCRM電子控制模塊。指令ST和R被計(jì)算為使得在低速下作用在輪子上的作用比作用在方向舵上的更占優(yōu)勢。反之，在高速下，作用在方向舵上的作用比作用在輪子上的更占優(yōu)勢。圖IOA示出在圖3的控制系統(tǒng)中集成液壓系統(tǒng)的第一變型的示例。該系統(tǒng)包括多個(gè)隔離的液壓線路，每個(gè)線路均裝備有泵和壓強(qiáng)傳感器以及類型相同的計(jì)算機(jī)1013、1014。這些計(jì)算機(jī)中的每個(gè)包括COM通道和MON通道，每個(gè)通道均由一個(gè)或多個(gè)專用的液壓系統(tǒng)管理軟件模塊HMS(Hydraulic Management System，液壓管理系統(tǒng)) 構(gòu)成。計(jì)算機(jī)1013和1014每個(gè)均控制各個(gè)液壓電路。圖10中還示出能夠使用由液壓系統(tǒng)的傳感器提供的壓強(qiáng)測量結(jié)果的其它計(jì)算機(jī) /軟件模塊1011、1012。電子泵PpP2分別與能夠允許向電子泵加壓或使電子泵停止的功率接觸器PC1IC2 關(guān)聯(lián)。這些功率接觸器例如可以是半導(dǎo)體接觸器(Solid State Power Controller，固態(tài)功率控制器)或者電磁接觸器。這些接觸器由HMS軟件模塊操控。在該圖示變型中，在圖5D示出的配置中的壓強(qiáng)傳感器1020遠(yuǎn)離電子泵P1J2的接觸器。換言之，傳感器的測量結(jié)果被數(shù)據(jù)集中器RDCpRDC2按AFDX消息格式格式化，然后傳輸給計(jì)算機(jī)1013、1014。圖10B示出液壓控制系統(tǒng)的第二變型。該變型與第一變型的區(qū)別在于其包括集成電磁液壓塊HPP^HPP2 (Hydraulic Power lockage，液壓動力組)。該變型對應(yīng)于圖5A的傳感器配置。每個(gè)集成塊包括電子泵、壓強(qiáng)傳感器和功率控制電子單元EPCpEPCy這些電子單元中的每個(gè)均能夠經(jīng)由AFDX網(wǎng)絡(luò)接收對泵加壓或使泵停止的命令、泵的馬達(dá)速度(或者等同于流速)的指令，以及將傳感器提供的壓強(qiáng)信息傳送給計(jì)算機(jī)1013、1014的軟件模塊 HMS和給計(jì)算機(jī)1011、1012的其它軟件模塊。應(yīng)理解，還可以在不背離本發(fā)明的范圍的情況下，想到液壓控制系統(tǒng)的其它變型 (例如通過使用圖5B和圖5D示出的傳感器配置)，。在本說明書中提到了同類的計(jì)算機(jī)411至412、611至614、711至714、811至814、 911至914、1011至1014。本領(lǐng)域技術(shù)人員可理解這些計(jì)算機(jī)可通過一個(gè)或多個(gè)IMA卡來實(shí)現(xiàn)。這些屬于不同的控制系統(tǒng)的計(jì)算機(jī)可以是虛擬機(jī)并因此共用多個(gè)IMA卡中的部分或全部IMA卡。同樣地，上述計(jì)算機(jī)所安裝的軟件模塊可以分別位于一個(gè)或多個(gè)IMA卡上，反之， 一個(gè)IMA卡可以安裝與不同的控制系統(tǒng)有關(guān)的軟件模塊。本說明書依次描述了主飛行控制系統(tǒng)與副飛行控制系統(tǒng)、推進(jìn)控制系統(tǒng)、制動控制系統(tǒng)、輪向控制系統(tǒng)和液壓控制系統(tǒng)的結(jié)合和合作。應(yīng)理解所有這些控制系統(tǒng)或者僅它們當(dāng)中的一些可以與主飛行系統(tǒng)相結(jié)合。在它們與后者相結(jié)合的情況下，本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)理解該完整的系統(tǒng)允許提供對飛行、制動等的控制規(guī)則，這些規(guī)則在它們所作用的多個(gè)協(xié)同控制系統(tǒng)的范圍內(nèi)非常有效。
權(quán)利要求
1.一種飛行器控制系統(tǒng)(300)，包括第一控制系統(tǒng)(SC1)和不同于所述第一控制系統(tǒng)的第二控制系統(tǒng)(SC2)，所述第一控制系統(tǒng)用于控制所述飛行器的第一功能，所述第二控制系統(tǒng)用于控制所述飛行器的不同于所述第一功能的第二功能，所述第一控制系統(tǒng)包括至少一個(gè)第一計(jì)算機(jī)(310i)、傳感器(320)與致動器(330i)的第一組合，所述第一計(jì)算機(jī)適合于接收所述第一組合的所述傳感器的測量結(jié)果和控制所述第一組合的所述致動器，所述第二控制系統(tǒng)(SC2)包括至少一個(gè)第二計(jì)算模塊(3102)、傳感器(3202)與致動器(3302)的第二組合，所述第二計(jì)算機(jī)適合于接收所述第二組合的所述傳感器的測量結(jié)果和控制所述第二組合的所述致動器，其特征在于，所述第一計(jì)算機(jī)和所述第二計(jì)算機(jī)以及所述第一組合和所述第二組合的所述傳感器和所述致動器均接入同一航空電子全雙工交換式以太網(wǎng) (340)網(wǎng)絡(luò)，且所述第一組合和所述第二組合具備至少一個(gè)共用的傳感器(320)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器控制系統(tǒng)，其特征在于，所述第一計(jì)算機(jī)和所述第二計(jì)算機(jī)中的每個(gè)均包括控制通道(COM)和監(jiān)測通道(MON)，每個(gè)通道均由安裝在通用的計(jì)算機(jī)中并通過所述計(jì)算機(jī)執(zhí)行功能的專用軟件構(gòu)成，所述第一通道的所述專用軟件不同于所述第二通道的所述專用軟件。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的飛行器控制系統(tǒng)，其特征在于，所述第一控制系統(tǒng)是適合于控制所述飛行器的副翼、升降舵、尾翼以及空氣制動器的主飛行控制系統(tǒng)。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛行器控制系統(tǒng)，其特征在于，所述第二控制系統(tǒng)是適合于控制所述飛行器的前緣襟翼以及后緣襟翼的副飛行控制系統(tǒng)。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器控制系統(tǒng)，其特征在于，所述副飛行控制系統(tǒng)包括多個(gè)用于測量所述襟翼各自的輸出幅度的傳感器(6 )，借助所述主飛行控制系統(tǒng)的電子控制模塊(641、64幻將這些傳感器提供的測量結(jié)果傳輸給所述航空電子全雙工交換式以太網(wǎng)網(wǎng)絡(luò)，所述電子控制模塊被布置在所述飛行器的空氣制動器的致動器的附近并控制這些致動器。
6.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛行器控制系統(tǒng)，其特征在于，所述第二控制系統(tǒng)是適合于控制所述飛行器的發(fā)動機(jī)各自的狀態(tài)的推進(jìn)控制系統(tǒng)。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛行器控制系統(tǒng)，其特征在于，所述第二計(jì)算機(jī)(713、714)適合于在手動模式下從推力手動控制部件(TL)接收推力指令(A、A')；或者，在自動模式下從所述第一計(jì)算機(jī)(711、71幻接收所述推力指令，并且在將所述推力指令傳送給所述飛行器的發(fā)動機(jī)的控制單元(731、732、741、74幻之前求出發(fā)動機(jī)狀態(tài)指令(B)。
8.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器控制系統(tǒng)，其特征在于，所述第二控制系統(tǒng)是所述飛行器的制動控制系統(tǒng)。
9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的飛行器控制系統(tǒng)，其特征在于，所述制動系統(tǒng)包括安裝在所述飛行器的起落架上的多個(gè)速度傳感器和力偶傳感器，這些傳感器提供的測量結(jié)果被數(shù)據(jù)集中器(RDCpRDC2)獲取，并且所述測量結(jié)果在經(jīng)由所述網(wǎng)絡(luò)傳輸給所述第二計(jì)算機(jī)(813) 之前被所述數(shù)據(jù)集中器(RDCpRDC2)格式化為航空電子全雙工交換式以太網(wǎng)消息的格式。
10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的飛行器控制系統(tǒng)，其特征在于，速度的測量結(jié)果還被所述數(shù)據(jù)集中器經(jīng)由所述航空電子全雙工交換式以太網(wǎng)網(wǎng)絡(luò)傳輸給所述第一計(jì)算機(jī)(811)，所述計(jì)算機(jī)根據(jù)所述速度和制動信息(0)來確定所述空氣制動器的輸出命令(S)，所述制動信息在手動模式下由制動腳踏提供，而在自動模式下由自動制動單元(ABP)提供。
11.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器控制系統(tǒng)，其特征在于，所述第二控制系統(tǒng)是至少控制所述飛行器的前輪方向的方向控制系統(tǒng)。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的飛行器控制系統(tǒng)，其特征在于，所述第一計(jì)算機(jī)和所述第二計(jì)算機(jī)(911、913)接收由駕駛臺的腳操縱桿和/或控制桿提供的轉(zhuǎn)向信息(W)，并且在手動模式下，所述第二計(jì)算機(jī)確定所述輪子的轉(zhuǎn)向角度，并將該轉(zhuǎn)向角度經(jīng)由所述網(wǎng)絡(luò)傳輸給所述輪子的方向控制單元(SCU)，所述方向控制單元位于所述輪子的附近；在自動駕駛模式下，所述第一計(jì)算機(jī)確定所述方向舵的控制(T )，并經(jīng)由所述網(wǎng)絡(luò)將該控制傳輸給所述第二計(jì)算機(jī)，從而所述第二計(jì)算機(jī)由此求出所述轉(zhuǎn)向角度并將其傳輸給所述輪子的所述方向控制單元。
13.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器控制系統(tǒng)，其特征在于，所述第二控制系統(tǒng)是所述飛行器的液壓控制系統(tǒng)，適合于加壓和至少使安裝在液壓線路上的電子泵停止。
14.根據(jù)權(quán)利要求13所述的飛行器控制系統(tǒng)，其特征在于，所述液壓控制系統(tǒng)包括至少一個(gè)接入所述網(wǎng)絡(luò)的接觸器(PCp PC2)，所述接觸器適合于向所述泵加壓/使所述泵停止；安裝在所述液壓線路上的壓強(qiáng)傳感器(1020)，所述傳感器提供的對壓強(qiáng)的測量結(jié)果被數(shù)據(jù)集中器(RDCpRDC2)獲取并格式化為航空電子全雙工交換式以太網(wǎng)消息的格式，且隨后被經(jīng)由所述網(wǎng)絡(luò)傳輸給所述第一計(jì)算機(jī)和所述第二計(jì)算機(jī)。
15.一種飛行器，其特征在于包括根據(jù)前述權(quán)利要求之一所述的飛行器控制系統(tǒng)。
全文摘要
本發(fā)明涉及飛行器控制系統(tǒng)，在所述系統(tǒng)中，對應(yīng)于所述飛行器的不同功能的多個(gè)元控制系統(tǒng)可以通過共用的AFDX網(wǎng)絡(luò)共用一個(gè)或多個(gè)傳感器。控制的傳輸通過目的地為接入所述網(wǎng)絡(luò)的致動器的AFDX消息來進(jìn)行。不同的所述元控制系統(tǒng)的計(jì)算機(jī)被安裝在航空電子機(jī)柜中，且有利地被實(shí)現(xiàn)為安裝軟件的通用計(jì)算機(jī)的形式，所述軟件專用于執(zhí)行它們相應(yīng)的功能(IMA架構(gòu))。
文檔編號B64C13/50GK102414081SQ201080018052
公開日2012年4月11日 申請日期2010年3月10日 優(yōu)先權(quán)日2009年3月11日
發(fā)明者安托萬·莫雄, 讓-雅克·奧貝爾, 阿諾·勒卡尼, 馬克·費(fèi)韋爾 申請人:空中客車營運(yùn)有限公司