本发明属于飞行控制系统安全性设计技术，涉及对飞行控制系统地面状态的判定方法。
背景技术：
某型飞机飞行控制系统的地面状态作为一种典型的飞行控制模态，通过在纵向控制结构中增加地面滤波器，来实现起落和地面状态的切换，减小控制瞬态，实现地面状态的有效控制。常规的地面状态条件判定方法，依赖于机轮承载信号的状态，而机轮承载信号来自两个两余度机轮承载硬件开关。这种常规的地面状态条件判定方法的缺点是：第一、安全性和可靠性差，机轮承载硬件开关信号状态源于机轮的机械压力，容易受到外界影响，并且两个两余度机轮承载硬件开关易产生2：2的机轮承载奇异故障，难以满足目前高安全、高可靠的使用要求；第二、硬件开关故障率高，导致系统维护性降低。
技术实现要素：
本发明的目的是：本发明提出一种飞行控制系统地面状态的判定方法，可靠、有效，避免采用机轮承载信号作为地面状态判定的唯一条件的不足，保证飞行控制系统起落和地面状态的有效切换，实现地面状态的有效控制，满足飞机飞行控制系统的内、外场使用需求。
本发明的技术方案是：
一种飞行控制系统地面状态的判定方法，本方法的步骤是：
步骤1、四余度飞行控制计算机中的每个余度飞行控制计算机分别采集前机轮数据，所述前机轮数据包括：前起落架信号和机轮承载信号；前起落架信号分为前起落架收起状态和前起落架放下状态，机轮承载信号分为机轮承载状态和机轮不承载状态；
四余度飞行控制计算机中的某一个余度飞行控制计算机采集主机轮数据，所述主机轮数据包括：A模块左主机轮速度、A模块右主机轮速度、B模块左主机轮速度、B模块右主机轮速度和轮速有效字；轮速有效字分为轮速有效状态和轮速无效状态；
步骤2、每个余度的飞行控制计算机将自身采集的前机轮数据交叉传输给其它3个飞行控制计算机，获取主机轮数据的某一个余度的飞行控制计算机将所述主机轮数据传输给其它3个飞行控制计算机；
每个余度的飞行控制计算机对采集到的主机轮数据转化为离散量信号的A模块左主机轮速度状态信号、A模块右主机轮速度状态信号、B模块左主机轮速度状态信号、B模块右主机轮速度状态信号；
步骤3、每个余度的飞行控制计算机对4余度的前起落架信号进行全同一致表决，给出表决结果为前起落架收起状态或者前起落架放下状态；对4余度的机轮承载信号也进行全同一致表决，给出表决结果为机轮承载状态或者机轮不承载状态；
每个余度的飞行控制计算机对A模块左主机轮速度状态信号、A模块右主机轮速度状态信号、B模块左主机轮速度状态信号和B模块右主机轮速度状态信号进行多数表决，给出主机轮速度状态信号的表决结果为“0”或者“1”；
步骤4、当某个余度飞行控制计算机的前起落架信号表决值为前起落架收起状态时，该余度飞行控制系统的地面状态判定为非地面状态；
当某个余度飞行控制计算机的前起落架信号表决值为前起落架放下状态，且机轮承载信号表决值为机轮承载状态时，该余度飞行控制系统的地面状态判定为地面状态；
当某个余度飞行控制计算机的前起落架信号表决值为前起落架 放下状态，且机轮承载信号表决值为机轮不承载状态，引入主机轮速度状态信号进行地面状态的条件判定：
当主机轮速度状态信号表决值为“1”时，且连续1s均满足时，该余度飞行控制系统的地面状态判定为非地面状态；
当主机轮速度状态信号表决值为“0”时，该余度飞行控制系统的地面状态判定为地面状态。
其中，步骤2中每个余度的飞行控制计算机对采集到的主机轮数据转化为离散量信号的步骤具体为：
离散量信号针对每个模块的每个主机轮速度状态分为三个状态：主机轮速度＞主机轮速度上限值为第一状态、主机轮速度≤主机轮速度下限值为第二状态、主机轮速度下限值＜主机轮速度≤主机轮速度上限值为第三状态；
当某个模块的某个主机轮速度状态为第一状态，该主机轮速度状态的离散量信号判定为“1”；当某个模块的某个主机轮速度状态为第二状态，该主机轮速度状态的离散量信号判定为“0”；当某个模块的某个主机轮速度状态为第三状态，该主机轮速度状态的离散量信号等于上一拍该主机轮速度状态的离散量信号值。
其中，步骤3中信号的全同一致表决的方法为：当四余度离散输入信号的状态均一致，表决值取该余度离散输入信号的状态值；当四余度离散输入信号只要有一个余度的信号状态与其他余度不同，判定该余度有故障，表决值取故障安全值，机轮承载信号的故障安全值为机轮不承载状态、前起落架信号的故障安全值为前起落架放下状态。
本发明的优点是：本发明使得飞机在进行起落和地面状态的切换时，可以依据机轮承载信号和主机轮速度信号有效完成地面状态的条件判定，避免仅采用机轮承载信号进行地面状态判定的不足，保证飞 行控制系统起落和地面状态的有效切换，实现地面状态的有效控制，满足飞机飞行控制系统的内、外场使用需求。
具体实施方式
本发明的工作原理是：采用机轮承载信号和主机轮速度信号实现飞行控制系统地面状态的条件判定，使得飞机在起落和地面状态的转换时，防止可能发生的硬件开关2：2奇异故障导致的系统状态切换失效，影响飞行控制系统的飞行品质。当飞机进行起落和地面状态的条件判定时，飞行控制计算机根据前起落架信号、机轮承载信号、主机轮速度信号，判断该余度飞行控制系统是否满足进入地面状态的条件，以实现地面状态的有效控制。
一种飞行控制系统地面状态的判定方法，本方法的步骤是：
步骤1、四余度飞行控制计算机中的每个余度飞行控制计算机分别采集前机轮数据，所述前机轮数据包括：前起落架信号和机轮承载信号；前起落架信号分为前起落架收起状态和前起落架放下状态，机轮承载信号分为机轮承载状态和机轮不承载状态；
四余度飞行控制计算机中的某一个余度飞行控制计算机采集主机轮数据，所述主机轮数据包括：A模块左主机轮速度、A模块右主机轮速度、B模块左主机轮速度、B模块右主机轮速度和轮速有效字；轮速有效字分为轮速有效状态和轮速无效状态；
步骤2、每个余度的飞行控制计算机将自身采集的前机轮数据交叉传输给其它3个飞行控制计算机，获取主机轮数据的某一个余度的飞行控制计算机将所述主机轮数据传输给其它3个飞行控制计算机；
每个余度的飞行控制计算机对采集到的主机轮数据转化为离散量信号的A模块左主机轮速度状态信号、A模块右主机轮速度状态信号、B模块左主机轮速度状态信号、B模块右主机轮速度状态信号；
步骤3、每个余度的飞行控制计算机对4余度的前起落架信号进行全同一致表决，给出表决结果为前起落架收起状态或者前起落架放下状态；对4余度的机轮承载信号也进行全同一致表决，给出表决结果为机轮承载状态或者机轮不承载状态；
每个余度的飞行控制计算机对A模块左主机轮速度状态信号、A模块右主机轮速度状态信号、B模块左主机轮速度状态信号和B模块右主机轮速度状态信号进行多数表决，给出主机轮速度状态信号的表决结果为“0”或者“1”；多数表决的详细内容可以参见《电传飞行控制系统》，作者：宋翔贵、张新国，2003年出版，国防工业出版社。
步骤4、当某个余度飞行控制计算机的前起落架信号表决值为前起落架收起状态时，该余度飞行控制系统的地面状态判定为非地面状态；
当某个余度飞行控制计算机的前起落架信号表决值为前起落架放下状态，且机轮承载信号表决值为机轮承载状态时，该余度飞行控制系统的地面状态判定为地面状态；
当某个余度飞行控制计算机的前起落架信号表决值为前起落架放下状态，且机轮承载信号表决值为机轮不承载状态，引入主机轮速度状态信号进行地面状态的条件判定：
当主机轮速度状态信号表决值为“1”时，且连续1s均满足时，该余度飞行控制系统的地面状态判定为非地面状态；
当主机轮速度状态信号表决值为“0”时，该余度飞行控制系统的地面状态判定为地面状态。
其中，步骤2中每个余度的飞行控制计算机对采集到的主机轮数据转化为离散量信号的步骤具体为：
离散量信号针对每个模块的每个主机轮速度状态分为三个状态： 主机轮速度＞主机轮速度上限值为第一状态、主机轮速度≤主机轮速度下限值为第二状态、主机轮速度下限值＜主机轮速度≤主机轮速度上限值为第三状态；
当某个模块的某个主机轮速度状态为第一状态，该主机轮速度状态的离散量信号判定为“1”；当某个模块的某个主机轮速度状态为第二状态，该主机轮速度状态的离散量信号判定为“0”；当某个模块的某个主机轮速度状态为第三状态，该主机轮速度状态的离散量信号等于上一拍该主机轮速度状态的离散量信号值。
其中，步骤3中信号的全同一致表决的方法为：当四余度离散输入信号的状态均一致，表决值取该余度离散输入信号的状态值；当四余度离散输入信号只要有一个余度的信号状态与其他余度不同，判定该余度有故障，表决值取故障安全值，机轮承载信号的故障安全值为机轮不承载状态、前起落架信号的故障安全值为前起落架放下状态。
实施例
一种飞行控制系统地面状态的判定方法，本方法的步骤是：
第1步、信号获取：
四余度飞行控制计算机中的每个余度飞行控制计算机分别采集前机轮数据，所述前机轮数据包括：前起落架信号和机轮承载信号；前起落架信号分为前起落架收起状态和前起落架放下状态，机轮承载信号分为机轮承载状态和机轮不承载状态；
四余度飞行控制计算机中的某一个余度飞行控制计算机采集主机轮数据，所述主机轮数据包括：A模块左主机轮速度、A模块右主机轮速度、B模块左主机轮速度、B模块右主机轮速度和轮速有效字；轮速有效字分为轮速有效状态和轮速无效状态；
具体实施时，前起落架信号分为“0”和“1”两个状态：状态“0” 表示前起落架放下，状态“1”表示前起落架收起；机轮承载信号分为“0”和“1”两个状态：状态“0”表示机轮不承载，状态“1”表示机轮承载；轮速有效字分为“0”和“1”两个状态：状态“0”表示轮速无效，状态“1”表示轮速有效；
此时，每个余度飞行控制计算机采集的前机轮数据包括：前起落架信号为“0”、机轮承载信号为“0”；某一个余度飞行控制计算机X采集主机轮数据包括：A模块左主机轮速度为65、A模块右主机轮速度为60、B模块左主机轮速度为65、B模块右主机轮速度为85、轮速有效字为“1”；
第2步、信号的交叉传输：
每个余度的飞行控制计算机将自身采集的前机轮数据交叉传输给其它3个飞行控制计算机，获取主机轮数据的某一个余度的飞行控制计算机将所述主机轮数据传输给其它3个飞行控制计算机；
每个余度的飞行控制计算机对采集到的主机轮数据转化为离散量信号的A模块左主机轮速度状态信号、A模块右主机轮速度状态信号、B模块左主机轮速度状态信号、B模块右主机轮速度状态信号；
具体实施时，每个余度的飞行控制计算机均获得4余度的前机轮数据，包括：前起落架信号为“0”、机轮承载信号为“0”；每个余度的飞行控制计算机均获得主机轮数据，包括：A模块左主机轮速度为65、A模块右主机轮速度为60、B模块左主机轮速度为65、B模块右主机轮速度为85、轮速有效字为“1”；
并且，主机轮速度上限值为80，主机轮速度下限值为70；此时，每个余度的飞行控制计算机对采集到的主机轮数据转化为离散量信号的A模块左主机轮速度状态信号为“0”、A模块右主机轮速度状态信号为“0”、B模块左主机轮速度状态信号为“0”、B模块右主机轮 速度状态信号为“1”；
第3步、信号的表决：
每个余度的飞行控制计算机对4余度的前起落架信号进行全同一致表决，给出表决结果为前起落架收起状态或者前起落架放下状态；对4余度的机轮承载信号也进行全同一致表决，给出表决结果为机轮承载状态或者机轮不承载状态；
每个余度的飞行控制计算机对A模块左主机轮速度状态信号、A模块右主机轮速度状态信号、B模块左主机轮速度状态信号和B模块右主机轮速度状态信号进行多数表决，给出主机轮速度状态信号的表决结果为“0”或者“1”；
全同一致表决的具体实施为：
每个余度的飞行控制计算机的四余度前起落架信号均为状态“0”，给出表决结果为“0”表示前起落架放下；每个余度的飞行控制计算机的四余度机轮承载信号均为状态“0”，给出表决结果为“0”表示机轮不承载；
多数表决的具体实施为：
每个余度的飞行控制计算机的A模块左主机轮速度状态信号为“0”、A模块右主机轮速度状态信号为“0”、B模块左主机轮速度状态信号为“0”、B模块右主机轮速度状态信号为“1”，对这4个信号进行多数表决，给出主机轮速度状态信号的表决结果为“0”表示主机轮速度≤主机轮速度下限值；
第4步、根据表决结果进行地面状态的条件判定：
当某个余度飞行控制计算机的前起落架信号表决值为前起落架收起状态时，该余度飞行控制系统的地面状态判定为非地面状态；
当某个余度飞行控制计算机的前起落架信号表决值为前起落架 放下状态，且机轮承载信号表决值为机轮承载状态时，该余度飞行控制系统的地面状态判定为地面状态；
当某个余度飞行控制计算机的前起落架信号表决值为前起落架放下状态，且机轮承载信号表决值为机轮不承载状态，引入主机轮速度状态信号进行地面状态的条件判定：
当主机轮速度状态信号表决值为“1”时，且连续1s均满足时，该余度飞行控制系统的地面状态判定为非地面状态；
当主机轮速度状态信号表决值为“0”时，该余度飞行控制系统的地面状态判定为地面状态。
具体实施时，每个余度的飞行控制计算机的起落架信号表决值为“0”表示前起落架放下；每个余度的飞行控制计算机的机轮承载信号表决值为“0”表示机轮不承载；每个余度的飞行控制计算机的主机轮速度状态信号表决值为“0”表示主机轮速度≤主机轮速度下限值，因此，四余度的飞行控制系统的地面状态均判定为地面状态。