飞行控制系统和作动器控制电子装置及方法与流程

1.本发明涉及飞行器领域，尤其涉及飞行控制系统和作动器控制电子装置及方法。


背景技术：

2.在现代飞行控制系统，尤其是电传飞行控制系统中，主要采用控制系统冗余和备份技术。余度技术是一种通过为控制系统增加多重资源(软硬件)并且配以合理的管理，从而增加系统冗余度和容错性的方法。飞控余度管理的目标是提高飞控系统的运行安全性，利用余度调度策略实现飞控系统最优的控制能力。
3.在电传飞控系统的飞机上，驾驶舱信号传感器和舵面位置传感器是飞机操纵的信号源，但由于机械系统和传感器本身必然存在机械特性和电气特性方面的误差，传感器无法将飞行员的机械操纵百分之百还原成电信号，对控制精度带来一定的影响。传统的飞控系统冗余控制设计方案通常采用平行多通道的独立控制装置，控制误差来自前端驾驶舱传感器和后端位置传感器以及内部的信号处理模块。若信号误差过大，则会带来飞行员操纵品质变差，力纷争情况加剧以及引起诱发震荡等问题，给飞机的安全运行带来了巨大的风险。
4.因此，本领域需要一种改进的飞行控制系统和作动器控制电子装置及方法。


技术实现要素：

5.本发明提供了一种改进的飞行控制系统和作动器控制电子装置及方法，其能够有效地降低双余度控制架构下的作动器力纷争，提高飞机的稳定性和安全性。
6.在本发明的一个实施例中，提供了一种飞行控制系统，其包括：第一作动器控制电子装置，其被配置成基于驾驶舱操作信号生成用于控制飞行器舵面的第一控制指令；以及第二作动器控制电子装置，其被配置成基于驾驶舱操作信号生成用于控制相同的所述飞行器舵面的第二控制指令；其中所述第一作动器控制电子装置将所述第一控制指令发送给所述第二作动器控制电子装置，并且所述第二作动器控制电子装置将所述第二控制指令发送给所述第一作动器控制电子装置，其中所述第一作动器控制电子装置和所述第二作动器控制电子装置分别根据所述第一作动器控制电子装置和所述第二作动器控制电子装置的相对可靠性来选择所述第一控制指令和所述第二控制指令之一，以作为用于控制所述飞行器舵面的输出控制指令。
7.在一方面，所述相对可靠性至少部分地基于相应作动器控制电子装置的工作状态，所述工作状态包括可用状态和失效状态，其中所述可用状态的可靠性高于所述失效状态。
8.在一方面，当所述第一作动器控制电子装置和所述第二作动器控制电子装置的工作状态均为可用状态时，所述相对可靠性进一步至少部分地基于相应作动器控制电子装置的工作模式，所述工作模式包括正常模式和直接模式，所述正常模式的可靠性高于所述直接模式，其中在正常模式中所述相应作动器控制电子装置基于飞行控制计算机的控制命令
和所述驾驶舱操作信号来生成用于控制飞行器舵面的控制指令，而在直接模式中，所述相应作动器控制电子装置利用所存储的控制律基于所述驾驶舱操作信号来生成用于控制飞行器舵面的控制指令。
9.在一方面，当所述第一作动器控制电子装置和所述第二作动器控制电子装置的工作状态均为可用状态且具有相同的工作模式时，所述相对可靠性进一步至少部分地基于：所述第一作动器控制电子装置和所述第二作动器控制电子装置中默认的一者具有较高可靠性。
10.在一方面，所述第一作动器控制电子装置监视所述第一作动器控制电子装置的工作模式和工作状态并将其发送给所述第二作动器控制电子装置；以及所述第二作动器控制电子装置监视所述第二作动器控制电子装置的工作模式和工作状态并将其发送给所述第一作动器控制电子装置。
11.在本发明的一个实施例中，提供了一种作动器控制电子装置，其包括：指令处理模块，所述指令处理模块基于驾驶舱操作信号生成用于控制飞行器舵面的第一控制指令；指令选择模块，所述指令选择模块接收所述第一控制指令以及另一作动器控制电子装置生成的用于控制相同的所述飞行器舵面的第二控制指令；以及余度管理模块，所述余度管理模块根据所述作动器控制电子装置和所述另一作动器控制电子装置的相对可靠性来生成选择信号，其中所述指令选择模块根据所述选择信号来选择所述第一控制指令和所述第二控制指令之一，以作为所述作动器控制电子装置用于控制所述飞行器舵面的输出控制指令。
12.在一方面，所述相对可靠性至少部分地基于相应作动器控制电子装置的工作状态，所述工作状态包括可用状态和失效状态，其中所述可用状态的可靠性高于所述失效状态。
13.在一方面，当所述作动器控制电子装置和所述另一作动器控制电子装置的工作状态均为可用状态时，所述相对可靠性进一步至少部分地基于相应作动器控制电子装置的工作模式，所述工作模式包括正常模式和直接模式，所述正常模式的可靠性高于所述直接模式，其中在正常模式中所述相应作动器控制电子装置基于飞行控制计算机的控制命令和所述驾驶舱操作信号来生成用于控制飞行器舵面的控制指令，而在直接模式中，所述相应作动器控制电子装置利用所存储的控制律基于所述驾驶舱操作信号来生成用于控制飞行器舵面的控制指令。
14.在一方面，当所述作动器控制电子装置和所述另一作动器控制电子装置的工作状态均为可用状态且具有相同的工作模式时，所述相对可靠性进一步至少部分地基于：所述作动器控制电子装置和所述另一作动器控制电子装置中默认的一者具有较高可靠性。
15.在一方面，所述作动器控制电子装置还包括：监控器，所述监控器被配置成监视所述作动器控制电子装置的工作模式和工作状态，其中所述余度管理模块根据所述作动器控制电子装置的工作模式和工作状态以及所述另一作动器控制电子装置的工作模式和工作状态来确定所述作动器控制电子装置和所述另一作动器控制电子装置的相对可靠性。
16.在本发明的一个实施例中，提供了一种飞行控制方法，其包括：在第一作动器控制电子装置中基于驾驶舱操作信号生成用于控制飞行器舵面的第一控制指令；在第二作动器控制电子装置中基于驾驶舱操作信号生成用于控制相同的所述飞行器舵面的第二控制指令；将所述第一控制指令从所述第一作动器控制电子装置发送给所述第二作动器控制电子
装置；将所述第二控制指令从所述第二作动器控制电子装置发送给所述第一作动器控制电子装置；以及分别在所述第一作动器控制电子装置和所述第二作动器控制电子装置中根据所述第一作动器控制电子装置和所述第二作动器控制电子装置的相对可靠性来选择所述第一控制指令和所述第二控制指令之一，以作为用于控制所述飞行器舵面的输出控制指令。
17.在一方面，所述相对可靠性至少部分地基于相应作动器控制电子装置的工作状态，所述工作状态包括可用状态和失效状态，其中所述可用状态的可靠性高于所述失效状态。
18.在一方面，当所述第一作动器控制电子装置和所述第二作动器控制电子装置的工作状态均为可用状态时，所述相对可靠性进一步至少部分地基于相应作动器控制电子装置的工作模式，所述工作模式包括正常模式和直接模式，所述正常模式的可靠性高于所述直接模式，其中在正常模式中所述相应作动器控制电子装置基于飞行控制计算机的控制命令和所述驾驶舱操作信号来生成用于控制飞行器舵面的控制指令，而在直接模式中，所述相应作动器控制电子装置利用所存储的控制律基于所述驾驶舱操作信号来生成用于控制飞行器舵面的控制指令。
19.在一方面，当所述第一作动器控制电子装置和所述第二作动器控制电子装置的工作状态均为可用状态且具有相同的工作模式时，所述相对可靠性进一步至少部分地基于：所述第一作动器控制电子装置和所述第二作动器控制电子装置中默认的一者具有较高可靠性。
20.在一方面，所述飞行控制方法还包括：监视所述第一作动器控制电子装置的工作模式和工作状态并将其发送给所述第二作动器控制电子装置；以及监视所述第二作动器控制电子装置的工作模式和工作状态并将其发送给所述第一作动器控制电子装置。
21.在本发明的一个实施例中，提供了一种用于作动器控制电子装置的方法，其包括：基于驾驶舱操作信号生成用于控制飞行器舵面的第一控制指令；接收另一作动器控制电子装置生成的用于控制相同的所述飞行器舵面的第二控制指令；根据所述作动器控制电子装置和所述另一作动器控制电子装置的相对可靠性来生成选择信号；以及根据所述选择信号来选择所述第一控制指令和所述第二控制指令之一，以作为所述作动器控制电子装置用于控制所述飞行器舵面的输出控制指令。
22.在一方面，其特征在于，所述相对可靠性至少部分地基于相应作动器控制电子装置的工作状态，所述工作状态包括可用状态和失效状态，其中所述可用状态的可靠性高于所述失效状态。
23.在一方面，当所述作动器控制电子装置和所述另一作动器控制电子装置的工作状态均为可用状态时，所述相对可靠性进一步至少部分地基于相应作动器控制电子装置的工作模式，所述工作模式包括正常模式和直接模式，所述正常模式的可靠性高于所述直接模式，其中在正常模式中所述相应作动器控制电子装置基于飞行控制计算机的控制命令和所述驾驶舱操作信号来生成用于控制飞行器舵面的控制指令，而在直接模式中，所述相应作动器控制电子装置利用所存储的控制律基于所述驾驶舱操作信号来生成用于控制飞行器舵面的控制指令。
24.在一方面，当所述作动器控制电子装置和所述另一作动器控制电子装置的工作状
态均为可用状态且具有相同的工作模式时，所述相对可靠性进一步至少部分地基于：所述作动器控制电子装置和所述另一作动器控制电子装置中默认的一者具有较高可靠性。
25.在一方面，所述用于作动器控制电子装置的方法还包括：监视所述作动器控制电子装置的工作模式和工作状态；接收所述另一作动器控制电子装置的工作模式和工作状态；以及根据所述作动器控制电子装置的工作模式和工作状态以及所述另一作动器控制电子装置的工作模式和工作状态来确定所述作动器控制电子装置和所述另一作动器控制电子装置的相对可靠性。
附图说明
26.图1是根据本发明一个实施例的飞行控制系统的架构示意图。
27.图2是根据本发明一个实施例的飞行控制计算机的结构示意图。
28.图3是根据本发明一个实施例的作动器控制电子装置的结构示意图。
29.图4是根据本发明一个实施例的飞行控制方法的流程图。
30.图5是根据本发明一个实施例的作动器控制电子装置的方法流程图。
具体实施方式
31.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。
32.本发明提供了一种改进的飞行控制系统和作动器控制电子装置及方法，其采用交叉余度架构并可通过余度管理表决令两个作动器控制电子装置输出相同的控制指令，消除或减少了来自驾驶舱传感器以及指令处理模块的误差，降低了双作动器控制舵面上力纷争过大的风险，从而提高飞机的稳定性和安全性。
33.图1是根据本发明一个实施例的飞行控制系统的架构示意图。该飞行控制系统可包括飞行控制计算机110、第一作动器控制电子装置120、第二作动器控制电子装置130、第一作动器伺服控制系统140、第二作动器伺服控制系统142、以及飞行器的舵面150。第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130可分别经由第一作动器伺服控制系统140和第二作动器伺服控制系统142来驱动相同的舵面150发生运动。舵面150可以是例如扰流板、方向舵、升降舵、副翼等。第一作动器伺服控制系统140和第二作动器伺服控制系统142可以分别是液压伺服作动器、电控作动器等。
34.飞行控制计算机110可经由数字总线与第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130交换信息、命令等。例如，飞行控制计算机110可生成控制命令传递给第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130，第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130可基于飞行控制计算机110的控制命令来生成用于驱动舵面150的指令。此外，第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130可将相应作动器控制电子装置的状态、作动器伺服控制系统的状态、舵面状态等信息反馈给飞行控制计算机110。
35.在本发明的一个实施例中，第一作动器控制电子装置120可基于驾驶舱操作信号生成用于控制飞行器舵面150的第一控制指令，第二作动器控制电子装置130可基于驾驶舱操作信号生成用于控制相同的飞行器舵面150的第二控制指令。驾驶舱操作信号可以是由
驾驶舱的输入设备接收到的飞行员操作，例如脚蹬、油门杆、操纵杆、操作面板等设备接收或检测到的操作输入。第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130接收的驾驶舱操作信号可以是相同信号，也可以是不同通道分别提供的驾驶舱操作信号。
36.根据本发明的一个实施例，第一作动器控制电子装置120可将第一控制指令(示为指令1)发送给第二作动器控制电子装置130，并且第二作动器控制电子装置130可将第二控制指令(示为指令2)发送给第一作动器控制电子装置120，第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130可分别根据第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130的相对可靠性来选择第一控制指令和第二控制指令之一，以作为用于控制飞行器舵面150的输出控制指令。
37.具体而言，第一作动器控制电子装置120具有自己生成的第一控制指令以及第二作动器控制电子装置130生成的第二控制指令，并由此可选择第一控制指令和第二控制指令中可靠性较高的一者作为输出控制指令提供给第一作动器伺服控制系统140，以相应地驱动舵面150。类似地，第二作动器控制电子装置130具有自己生成的第二控制指令以及第一作动器控制电子装置120生成的第一控制指令，并由此可选择第一控制指令和第二控制指令中可靠性较高的一者作为输出控制指令提供给第二作动器伺服控制系统142，以相应地驱动舵面150。由此，第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130均输出第一控制指令和第二控制指令中可靠性较高的一者，减少了来自驾驶舱传感器以及指令处理模块的误差。此外，第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130输出相同控制指令，显著减少了双作动器控制舵面上由于各作动器输出不一致而引起的力纷争问题。
38.在一个实施例中，第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130的相对可靠性可基于相应作动器控制电子装置的工作状态和/或工作模式。第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130可将自己的工作状态和/或工作模式发送给对方。如图1中所示，第一作动器控制电子装置120监视自己的工作模式(示为模式1)和工作状态(示为状态1)并将其发送给第二作动器控制电子装置130。第二作动器控制电子装置130监视自己的工作模式(示为模式2)和工作状态(示为状态2)并将其发送给第一作动器控制电子装置120。
39.工作状态包括可用状态和失效状态，其中可用状态的可靠性高于失效状态。例如，如果第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130中的一者处于可用状态而另一者处于失效状态，则这两个作动器控制电子装置均可选择并输出可用状态的作动器控制电子装置生成的控制指令。若第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130均处于失效状态，则可断开第一作动器伺服控制系统140和第二作动器伺服控制系统142，由此不对舵面150进行驱动。
40.若第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130均处于可用状态，则相对可靠性进一步至少部分地基于相应作动器控制电子装置的工作模式。工作模式包括正常模式和直接模式，正常模式的可靠性高于直接模式。根据一方面，在正常模式中，作动器控制电子装置可基于飞行控制计算机110的控制命令和驾驶舱操作信号来生成用于控制飞行器舵面的控制指令，而在直接模式中，作动器控制电子装置可利用所存储的控制律基于驾驶舱操作信号来生成用于控制飞行器舵面的控制指令。
41.若第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130的工作状态均为可用状态且具有相同的工作模式时，相对可靠性进一步至少部分地基于：第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130中默认的一者具有较高可靠性。例如，第一作动器控制电子装置120或第二作动器控制电子装置130可被预先设置为默认作动器控制电子装置，其生成的控制指令将在这两者均为可用状态且具有相同的工作模式时被选择用于控制飞行器舵面的控制指令。
42.由此，本发明提供的飞行控制系统采用交叉余度架构并使得两个作动器控制电子装置可输出相同的控制指令，消除或减少了来自驾驶舱传感器以及指令处理模块的误差，而且降低了双作动器控制舵面上力纷争过大的风险，从而提高飞机的稳定性和安全性。
43.此外，在任一个作动器控制电子装置失效从而不能生成有效的控制命令时，能够通过选择并输出由另一个有效的作动器控制电子装置生成的控制命令来驱动舵面，从而降低了飞行控制系统的失效风险和舵面控制稳定性。
44.图2是根据本发明一个实施例的飞行控制计算机210的结构示意图。飞行控制计算机210可以是图1中的飞行控制计算机110的一个实施例。
45.飞行控制计算机210可包括处理器212，其可根据控制律利用飞机参数计算用于舵面的控制命令(例如，增益)。飞机参数可包括例如空速、仰角、空中地面状态、发动机状态、油门杆角度等。与作动器控制电子装置本地使用的控制律相比，处理器212可以采用更复杂的控制律，从而计算得到增强的控制信号，用于提高飞机操稳性能。
46.飞行控制计算机210还可包括力纷争缓解模块214，其可生成力纷争缓解信号，用于减小作动器和相关联的舵面结构的结构疲劳。作为示例而非限定，力纷争缓解模块214可接收与舵面相关联的作动器(例如，第一作动器伺服控制系统140和第二作动器伺服控制系统142)的推力参数，计算用于减小推力较大的作动器的驱动指令、和/或用于补偿推力较小的作动器的驱动指令。该驱动指令可作为力纷争缓解信号被发送给相应的作动器控制电子装置。
47.处理器212生成的控制命令和力纷争缓解模块214生成的力纷争缓解信号可经由数字接口216(作为分开的数字信息)被提供给第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130，如参照图1所描述的。此外，飞行控制计算机210还可经由数字接口216从第一作动器控制电子装置120和第二作动器控制电子装置130接收反馈信号，例如相应作动器控制电子装置的工作状态、作动器伺服控制系统的状态、舵面状态等。反馈信号也可被处理器212和/或力纷争缓解模块214用于各自相应的计算。
48.图3是根据本发明一个实施例的作动器控制电子装置300的结构示意图。作动器控制电子装置300可以是图1中的第一作动器控制电子装置120或第二作动器控制电子装置130的一个实施例。作动器控制电子装置300可采用计算机、处理器、集成电路、可编程逻辑器件、微处理器、控制器、微控制器、或状态机等来实现。作动器控制电子装置300可包括指令处理模块310、指令选择模块330、余度管理模块320、数字接口340、监控器350等。
49.数字接口340可被配置成用于从飞行控制计算机(例如，110、210)接收信息(例如，控制命令和力纷争缓解信号)，并且可将内部数据(例如，作动器控制电子装置的工作状态、作动器伺服控制系统的状态、舵面状态等)反馈给飞行控制计算机。
50.作动器控制电子装置300可包括监控器350，其可被配置成监视作动器控制电子装
置的工作模式和工作状态。例如，对于模式监控，监控器350可监控作动器控制电子装置300能否正确响应来自飞行控制计算机(简称为飞控计算机)的数字信号。若作动器控制电子装置300能正确响应来自飞控计算机的数字信号，作动器控制电子装置300在正常模式中操作，其中指令处理模块310基于飞行控制计算机的控制命令和驾驶舱操作信号来生成用于控制飞行器舵面的控制指令。
51.若来自飞控计算机的数字信号有误、飞控计算机故障、或者作动器控制电子装置300不能正确响应，则监控器350可触发，使得余度管理模块320断开与飞控计算机的连接(例如，开关342)，从而使作动器控制电子装置300进入直接模式。作动器控制电子装置300也可基于飞控计算机发来的模式控制信号来选择模式。在直接模式中，指令处理模块310可利用所存储的控制律基于驾驶舱操作信号来生成用于控制飞行器舵面的控制指令。
52.在一个示例中，飞控计算机利用控制律生成的控制命令可以是第一增益，指令处理模块310可利用所存储的控制律生成第二增益。指令处理模块310可将第一增益或第二增益与驾驶舱操作信号相乘，从而得到用于控制飞行器舵面(例如，偏转位置或角度)的控制指令。如上所述，与作动器控制电子装置300相比，飞控计算机可使用更为复杂的控制律来计算控制命令。在正常模式中，作动器控制电子装置接收飞行控制计算机的增强控制信号，飞机操稳性能较好。而在直接模式中，作动器控制电子装置由于线路或是设备故障等原因无法响应飞行控制计算机发送的控制信号，由此可按照比较简单的控制律实现安全飞行，飞机操稳性能可能较差。由此，在正常模式中由飞控计算机生成的控制命令可具有比指令处理模块310在直接模式中生成的控制命令更高的可靠性。
53.若作动器控制电子装置300的指令处理模块310接收到来自飞行控制计算机的力纷争缓解信号(如参照图2所描述的)，则指令处理模块310可根据该力纷争缓解信号对所生成的控制指令进行微调。例如，指令处理模块310可将该力纷争缓解信号与所生成的控制指令相加，从而减小推力较大的作动器的控制指令、和/或补偿推力较小的作动器的控制指令。
54.指令处理模块310可将所生成的控制指令(例如，第一控制指令)提供给指令选择模块330。指令选择模块330还可接收来自另一作动器控制电子装置生成的用于控制相同的飞行器舵面的第二控制指令(示为
‘
外地指令’)。余度管理模块320可根据该作动器控制电子装置300和另一作动器控制电子装置的相对可靠性来生成选择信号，使得指令选择模块330根据该选择信号来选择第一控制指令和第二控制指令之一，以作为作动器控制电子装置300用于控制飞行器舵面的输出控制指令。
55.在一方面，相对可靠性可至少部分地基于相应作动器控制电子装置的工作状态，工作状态包括可用状态和失效状态，其中可用状态的可靠性高于失效状态。
56.如上所述，监控器350可被配置成监视作动器控制电子装置300的工作状态。例如，监控器350可通过多通道计算和校验来监视指令处理模块310生成的控制指令是否有效。失效状态是指作动器控制电子装置300无法输出正确指令，该指令不能作为伺服系统输入；可用状态是指该指令可以作为伺服系统输入。例如，驾驶舱信号有误、指令处理模块故障或者装置内部电压信号故障等均可能导致监控器350触发并将作动器控制电子装置300状态设置为失效。若监视到作动器控制电子装置300处于可用状态，则指令处理模块310所生成的第一控制指令可被设为可用状态。相反，若监视到作动器控制电子装置300处于失效状态，
则指令处理模块310所生成的第一控制指令可被设为失效状态。
57.监控器350可将所监视到的作动器控制电子装置300的工作模式和工作状态提供给余度管理模块320。余度管理模块320还可接收另一作动器控制电子装置的工作模式和工作状态。例如，另一作动器控制电子装置的工作状态可随第二控制指令一起被提供给作动器控制电子装置300。类似地，作动器控制电子装置300也可将第一控制指令及其工作状态提供给另一作动器控制电子装置。余度管理模块320可根据作动器控制电子装置300的工作模式和工作状态以及另一作动器控制电子装置的工作模式和工作状态来确定作动器控制电子装置300和另一作动器控制电子装置的相对可靠性。
58.余度管理模块320可使得指令选择模块330选择第一控制指令和第二控制指令中具有较高可靠性的一个控制指令。例如，如果第一控制指令和第二控制指令中的一者处于可用状态而另一者处于失效状态，则指令选择模块330可选择并输出可用状态的控制指令。若第一控制指令和第二控制指令均处于失效状态，则可不提供输出信号，由此不对舵面进行驱动。
59.若第一控制指令和第二控制指令均处于可用状态，则相对可靠性进一步至少部分地基于相应作动器控制电子装置的工作模式。相应地，指令选择模块330可优先选择并输出在正常模式下生成的控制指令。若第一控制指令和第二控制指令均处于可用状态且是在相同的工作模式下(例如，正常模式或直接模式)生成的，则相对可靠性进一步至少部分地基于：作动器控制电子装置300和另一作动器控制电子装置的默认相对可靠性。作动器控制电子装置300或另一作动器控制电子装置可被预先设置为默认作动器控制电子装置，其生成的控制指令将在这两者均为可用状态且具有相同的工作模式时被选择用于控制飞行器舵面的控制指令。
60.此外，监控器350还可用于监控伺服控制系统是否正常运行，一旦发现故障则可使余度管理模块320断开对应的作动器伺服控制系统，由此不对舵面进行驱动。
61.虽然图3示出了单个监控器350，但是应理解，作动器控制电子装置300可包括多个监控器350，每个监控器350可用于监控不同的状态信息，或者一些监控器350可冗余地监控相同的状态信息。
62.图4是根据本发明一个实施例的飞行控制方法400的流程图。方法400可由飞行控制系统或其中的第一作动器控制电子装置和第二作动器控制电子装置来执行。
63.在步骤402，可在第一作动器控制电子装置中基于驾驶舱操作信号生成用于控制飞行器舵面的第一控制指令。在步骤412，可在第二作动器控制电子装置中基于驾驶舱操作信号生成用于控制相同的飞行器舵面的第二控制指令。
64.在步骤404，可在第一作动器控制电子装置与第二作动器控制电子装置之间交换控制指令及工作模式和工作状态。例如，可将第一控制指令从第一作动器控制电子装置发送给第二作动器控制电子装置，将第二控制指令从第二作动器控制电子装置发送给第一作动器控制电子装置。
65.在步骤406，在第一作动器控制电子装置中根据第一作动器控制电子装置和第二作动器控制电子装置的相对可靠性来选择第一控制指令和第二控制指令之一。在步骤408，在第二作动器控制电子装置中根据该相对可靠性来选择第一控制指令和第二控制指令之一。如上所述，相对可靠性可至少部分地基于两个作动器控制电子装置的工作状态、工作模
式、默认设置等。
66.在步骤408，第一作动器控制电子装置输出所选择的控制指令，以作为用于控制飞行器舵面的输出控制指令。在步骤418，第二作动器控制电子装置输出所选择的控制指令，以作为用于控制飞行器舵面的输出控制指令。
67.虽然图4按照某种顺序描述了各个步骤，但是应理解，这些步骤可以按不同的顺序或者一些步骤可以并发地执行。
68.图5是根据本发明一个实施例的作动器控制电子装置的方法500的流程图。方法500可由第一作动器控制电子装置或第二作动器控制电子装置、计算机、处理器、集成电路、可编程逻辑器件、微处理器、控制器、微控制器、或状态机等来执行。
69.在步骤502，在该作动器控制电子装置中基于驾驶舱操作信号生成用于控制飞行器舵面的第一控制指令。如上所述，第一控制指令可以是在正常模式或直接模式中生成的。
70.在步骤504，可接收另一作动器控制电子装置生成的用于控制相同的飞行器舵面的第二控制指令。
71.在步骤506，可根据该作动器控制电子装置和另一作动器控制电子装置的相对可靠性来生成选择信号。可选地，方法500还可包括监视该作动器控制电子装置的工作模式和工作状态，以及接收另一作动器控制电子装置的工作模式和工作状态。如上所述，相对可靠性可至少部分地基于两个作动器控制电子装置的工作状态，其中可用状态的可靠性高于失效状态。若两个作动器控制电子装置的工作状态均为有效，相对可靠性进一步至少部分地基于相应作动器控制电子装置的工作模式，正常模式的可靠性高于直接模式。若两个作动器控制电子装置的工作状态均为有效且工作模式相同，则相对可靠性进一步至少部分地基于：第一作动器控制电子装置和第二作动器控制电子装置中默认的一者具有较高可靠性。
72.在步骤508，可根据选择信号来选择第一控制指令和第二控制指令之一。
73.在步骤510，可输出所选择的控制指令，作为该作动器控制电子装置用于控制飞行器舵面的输出控制指令。
74.本发明提供了一种交叉余度飞控系统架构，消除了双作动器伺服控制系统包括驾驶舱传感器以及指令处理模块导致的前端误差，降低了两个作动器之间力纷争过大的风险，对于保证航班安全运行具有重要的意义。
75.应注意，在各实施例中给出的数值、阈值等仅作为示例，而不作为对本发明范围的限制。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。
76.此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等序列词来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本技术保护范围的限制。
77.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。
78.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。
79.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。
80.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。