飞行器集成的多系统电子架构的制作方法

相关申请的交叉引用

无

关于联邦政府赞助的研究或开发的声明

无

本文的技术涉及航空电子设备、飞行器飞行控制器、液压和气动系统。更详细地，本文所述的技术涉及并提供一种可重新配置的电子架构、机制和方法的建议，其能够通过高集成性和正确的可用性来集成和控制飞行器中的不同系统。这样的系统包括但不限于液压系统(制动器、起落架和转向系统)、包括液压执行器和如襟翼和俯仰配平的机电系统的飞行控制系统、气动系统和航空电子设备。

背景技术：

通常，在航空工业中，液压系统(制动器、起落架和转向系统)、飞行控制系统、气动系统和航空电子设备通常是由不同的供应商单独构思的，并使用例如arinc-429或rs-485的点对点标准数字总线本地集成。

技术实现要素：

本文的非限制性技术提供了一种灵活架构，其能够集成与如飞行控制器的复杂系统有关的电子计算机，和/或能够集成包括起落架、制动器控制系统、转向系统、气动控制系统和航空电子设备的不同系统。

附图说明

应结合附图阅读例证性非限制性说明性实施例的以下详细说明，其中：

图1示出了示例非限制性提出的架构的概念性高级图，并且提供了电子计算机的互连的圆形视图。

图2示出了概念在典型的民航电传操纵(fly-by-wire)飞行器中的一种可能的非限制性应用，该飞行器在同一架构中集成了多个系统，包括但不限于飞行控制、制动控制、起落架、液压以及转向和气动系统。

图3详细说明了多个系统到通用控制器信道的一种可能分布以及控制器之间的互连。

图4示出了内部通用控制器的示例非限制性功能图，阐明了命令、监视器和接口通道。命令和监视器通道处理器可以运行相同或重叠的功能。这种冗余提高了高集成性应用的容错。

具体实施方式

本文所述的技术提供了一种灵活的多系统架构，其能够集成与如飞行控制器的同一复杂系统有关的电子计算机，和/或能够集成包括起落架、制动器控制系统、转向系统、气动控制系统和航空电子设备的不同系统。所提出的拓扑由两种类型的高集成性、不同、通用并可重新配置的控制器(gec)组成，对于与所讨论的架构有关的任何应用，这些控制器都可以承担不同的目的。

在给定示例中，gec有时被配置成执行器控制器，其能够控制多个(例如，多达三个)信道，包括液压或机电执行器，而其他时间则被配置成控制律计算机，其能够计算更复杂且处理器要求的控制律。示例非限制性多系统架构围绕高性能和高集成性数字协议(ttp)的主干以及与两个不同gec进行双连接的三个集线器构建。这种可重新配置的多系统架构提供了优于传统的联合设计方法的几个优点，诸如：

·充分优化可用的电子功能，因此降低重量；

·对架构中所有系统的通用容错配置；和

·提高鲁棒性并降低库存成本。

更详细地，示例非限制性架构由两种类型的高集成性、不同、通用且可重新配置的控制器(gec)组成。通过传统的命令和监视通道获得高集成性，其中，同时执行每个计算帧并在两个数字通道之间进行比较。在两次计算之间存在分歧的情况下，命令不被发送到受控制的组件(例如，执行器和阀门)，并且故障标志通常被发送到机组人员和维护计算机。

两种类型的控制器之间的差异用于遵守共模故障。不同的控制器将具有不同的故障模式，这将使整个系统更加鲁棒和容错。通常，在同一电子盒的内部通道之间以及两种不同类型的gec之间，诸如fpga和处理器之类的所有复杂设备(cots)都不相同。控制器是通用的并且可重新配置，因为它们可以为与所讨论的架构有关的任何应用承担不同的目的。换句话说，根据架构中的位置，同一件硬件可以用作制动器控制器或襟翼系统控制器。

通用控制器主要通过高性能和高集成性的数字总线连接。数字集线器和数据集中器的使用是可选的，并且取决于应用所需的带宽。在该数字主干的通用故障的情况下，关键传感器和直接连接到控制器的信号的正确分布可以保证最小的可控制性以及持续的安全飞行和着陆。在这种配置下，就完全集成或分离的操作模式共享相同的基本资源(即相同的基本gec)而言，没有备用或替选模式。通过关键电子计算机的正确数量和区域分布，保证安全最低标准。

在多系统平台中，所有系统都是集成的。因此，它们可能潜在地共享来自飞行器和驾驶舱传感器的信息，优化线束并降低重量。在这种情况下，可以进行全面的安全评估，以保证针对该集成配置引入的新故障危险的最低安全要求。

非限制性特征和/或优点的附加示例包括：

·可重新配置的架构，能够将与诸如飞行控制之类的同一系统或除fcs以外，起落架、制动控制系统、转向系统、气动控制系统和航空电子设备的不同系统相关的电子计算机集成在网络中。

·使用命令和监视通道，具有高集成性的不同类型的电子单元(gec)。如果相应地分布了不同类型的控制器，则它们能够处理与硬件设计相关联的任何类型的共模错误，确保持续的安全飞行和着陆能力。

·将在每个通用控制器中运行的应用与架构中的对应位置相关联，因此与飞行器中的对应位置相关联。因此，控制器可以承担(但不限于)制动控制器、起落架和液压控制单元、气动、机电控制器(襟翼和俯仰配平)以及液压执行器控制器或甚至是主飞行控制系统控制器的作用。在这种情况下，接口硬件中的控制器应支持这些应用中每个应用的输入/输出(i/o)。

·在多系统配置中，安全评估可能涵盖系统之间集成引起的新故障案例(fha)的危险分析。然而，在整个架构中分布资源的能力倾向于为功能提供更多的可用性，并作为结果提供更容错的飞行器。

·使用高性能和高集成性的数字总线，诸如时间触发协议互连所有盒的能力。在整个总线发生通用(共模)故障的情况下，接收器和执行器之间的直接连接将保证在隔离、分布模式下的可控制性。然而，这两种模式，集成和隔离是非独立的，因为它们共享完全相同的资源(gec)。

·架构基于使用诸如星形总线或两者的混合的常规拓扑布置的主冗余数据网络。向该架构添加外围数据总线以支持不同的路由路径，以便增加信息可用性并维护大多数系统功能性。

·该架构不具有特定的命令路径；系统将根据信息的可用性处理命令，并将基于提供最大集成性的路径进行操作。

·提出的架构支持包括飞行控制的任何安全关键应用(dala)，还可以轻松扩展为用于任何数量的必要执行器，并支持每次命令仅具有一台飞行控制计算机(“fcc”)的功能(集中式命令)，其具有最小化同步工作量，以及处于待机模式的一个或多个fcc，以提高闭环能力(正常模式)，可用性大于10^-9；

·为了在主数据网络不可用的情况下维持降级模式运行，经由包括来自相邻控制器的adl(ccdl)的外围数据总线复制正常操作的所有所需信息。

在一个示例非限制性提出的架构中，存在两种类型的高集成性通用控制器，可以将其重新配置为在不同系统中承担不同的作用。通常，给定复杂性，首先将多系统架构配置成用作飞行控制系统架构。在建议的实施方式中，液压执行器由两种不同类型的gec控制。该布置支持主动-主动或主动-待机类型的执行器控制，例如，对于诸如襟翼和俯仰配平的机电执行器，同样有效。这种布置在gec的通用故障场景下为飞行器提供了最小的可控性。

另外，取决于正常模式的期望可用性，将两个或多个gec配置成主飞行控制计算机或控制律计算机(clc)。在建议的配置中，由三个电子单元扮演clc的作用，正常模式支持的故障率小于10^-9。使用这两种类型的通用控制器，使正常模式鲁棒性成为gec的通用故障。

座舱感受器，如侧操纵杆或摇杆传感器、踏板传感器、襟翼和速度制动杆，均通过执行器控制器均匀分布，以保证在所有clc或高性能数字网络出现故障时直接进行控制。在这种配置中，没有独立的辅助控制路径，所有关键数据都通过执行器控制器传递。通过lru的冗余和两种控制器类型的不同达到了安全性要求。

通过飞行控制正确设计的架构，所有其他液压系统、气动系统和航空电子设备均分布在通用控制器的可用信道上。以这种方式，起落架、制动器、转向系统、气动控制器和航空电子设备功能便被分布在gec的其余信道上，充分利用了现有的模拟接口和可用的数字处理能力。

该方法提供了优于传统的联合设计方法的几个优点：

·充分优化可用的电子功能，降低重量；

·提高所有系统的可用性，而不必增加硬件，从而提高安全性；

·为架构中的所有系统提供通用容错配置的可能性；

·将飞行器中的电子硬件类型降低到仅两种，从长远来看提高了系统的鲁棒性，并降低了库存成本；以及

·通过数字总线使所有系统完全访问所有飞行器传感器。例如，制动系统可以利用ahrs信息来改善制动控制律性能。

在一个示例非限制性实施例中，多系统架构包括至少两种类型的可重新配置的电子控制器，其可以用于执行对不同安全关键系统的控制，包括但不限于飞行控制面、主飞行控制计算机、制动器、起落架和液压、气动控制系统以及航空电子设备；网络拓扑，其对于主控制律计算机和集线器具有三重冗余，具有高性能和高集成性的数字总线，具有与所有系统控制器的双重连接；以及，通过电子控制器正确分布飞行器和座舱传感器，以在损失主数字总线时，在不需要辅助数字总线或模拟备用路径的情况下保证最低要求的安全标准。

至少两种不同类型的通用电子控制器保证了架构对硬件的共模类型故障的容忍度。通过使用独立的命令和监视计算来保证高集成性，每种类型的控制器至少使用两种类型的复杂设备(cots)，诸如fpga和处理器。

可重新配置的或通用的电子控制器能够控制与物理接口、处理器的吞吐量利用率以及fpga的门利用率所允许的数量一样多的系统或信道。

可重新配置的或通用的电子控制器能够控制与物理接口、处理器的吞吐量利用率以及fpga的门利用率所允许的数量一样多的系统。执行应用在贯穿多系统架构中的控制器，诸如制动器、液压控制器和飞行控制器中的分布，旨在取决于每个系统的关键性，受限于对所有要求的安全标准的遵守来最大化硬件利用率并最小化布线，因此降低重量。

不限于本示例，gec被配置成执行器控制器，能够控制多达三个信道，包括液压或机电执行器，或者被配置成控制律计算机(clc)，能够计算更复杂和对处理器要求的控制律，如在电传操纵应用中。

示例非限制性系统进一步包括至少三个网络集线器，以允许所有通用控制器的连接。在优选的星形拓扑中，通用控制器和集线器之间的双重连接将允许容错系统，而没有由于任何单个故障而导致功能影响。另外，这种布置提供了以下优点，每个clc的单个处理器都可以访问并控制所有飞行控制系统执行器，从而降低对clc之间的同步逻辑和线束需求。

高性能、高集成性和时间确定性的数字总线技术用于保证系统和传感器集成的正确带宽以及针对关键应用的最低安全标准。

在主数据网络不可用的情况下，经由包括来自相邻控制器的adl(ccdl)的外围数据总线来复制正确操作的所有所需信息。

示例非限制性实施方式

在图1中示出了示例非限制性实施例。在该图中，示例非限制性多系统可重新配置的架构的所有原理被公开。首先，在该特定示例中，存在被配置成执行器控制器的多个通用控制器，由ec1(1.1)至ex7，...，ecx表示。例如，每个电子控制器能够控制来自飞行控制系统或任何其他合格系统的多个信道(例如，在一个非限制性实施例中多达三个信道)，包括液压或机电执行器，诸如制动器、起落架或转向系统。

在示例非限制性表示中，存在被配置成clc(1.2)(控制律计算机或主飞行控制计算机)的多个gec。该分布式布置符合正常模式下的损失小于10^-9的设计目标。如果其中一个分布式clc发生故障，则另一个可以接管其所有功能的执行。

在非限制性示例中，控制律计算机和执行器控制器(ec)通过高性能数字总线连接，在这种情况下，分布在通过三个集线器连接的三个主要主干(1.3)中。在附图中，三个主网络主干由带有不同点画的路径指示。每个clc连接到两个集线器，以使任何clc或网络集线器的损失都不导致对飞行器的任何控制面的控制损失。在这种情况下，只有clc的控制将改变为备用的、无故障的一个。

在所示的非限制性示例中，仅被配置为ec的通用控制器将控制该图中由物理和接口执行(1.4)表示的执行器。最终，ec和甚至clc可以取决于给定功能的期望安全水平，使用不同的技术(诸如rs-485或arinc-429)，通过辅助数字总线或跨信道数据链路(1.5)直接连接到主数字网络之外。例如，这些总线的典型使用是连续监视通过不同网络路径从clc到ec的命令，和/或液压执行器在主动-主动配置中的力飞行平衡。

多系统架构可以通过clc或ec之间的直接连接，或者通过从这些外部系统到数字网络集线器的直接连接(如果这些系统支持)，与航空电子设备等外部系统(1.6)通信，包括主显示器、导航或维护计算机。

图2中示出了概念的非限制性示例详细实施方式。在这种情况下，该多系统架构是围绕具有三个ttp集线器(集线器1，集线器2和集线器3)(2.1)的时间触发协议的主干构建的。在优选的非限制性实施例中使用了ttp；然而，可以使用其他技术，诸如例如afdx或can-bus，或除铜缆以外的任何其他连接物理层，如光总线和/或甚至无线通信。每个ttp集线器都连接到被配置成clc(2.2)的两个gec。与常规拓扑相比，该布置提供两个明显的优点。首先，每个clc的一个单一处理器具有对所有飞行控制系统执行器的访问和控制，从而降低对clc之间的同步逻辑和线束的需求。其次，任何ttp集线器或clc的单个故障都不导致完全损失对任何执行器信道的控制，提高了安全性。

另外，在该特定示例中，每个通用控制器(gec)(2.3)连接到两个ttp集线器。这允许连续监视数字流量的集成性。在损失一个ttp连接的情况下，可以从相邻或不相邻的附加gec使用可替选的数字总线，诸如arinc-429或rs-485，以进行命令和监视。在这种布置中，所有驾驶舱传感器，诸如侧操纵杆或摇杆传感器、踏板，襟翼和速度制动杆直接连接至gec(2.4)。该方案具有避免了对辅助的、不同的和独立的命令路径的需求的优点。通过gec的两种类型硬件和固件，避免了共模故障。诸如风速数据和惯性数据等其他关键传感器(2.4)也直接连接到gec(应注意，多个连接使gec每个都能够接收和处理相同的传感器数据)。这种分布针对每个飞行器是具体的，并且应遵循安全评估指令。具有宽松稳定性的飞行器将可能需要符合故障率10^-9和任何共模故障的ahrs信息。在这种情况下，所有gec将需要直接链接到惯性数据(例如，陀螺仪和加速度计数据)，而不是仅经由clc和ttp集线器接收这样的数据。相反，可以直接通过clc与航空电子设备(2.5)进行通信。典型的布置可以包括数据直接流向显示器或航空电子数据集中器。

对诸如襟翼和水平安定面的机电执行器的控制可以由通用控制器以联合方案执行，或者集成到主架构中。集成方法的优点在于直接访问飞行器和座舱传感器，而无需专用线束。类似地，在飞行控制系统架构的顶部上，可以集成其他系统，诸如制动、转向、起落架以及液压控制和气动控制系统。在这种情况下，集成方法的附加优点在于硬件的优化，基于处理器吞吐量的剩余可用性的功能分布，数字和模拟i/o备件，针对不太关键的系统的不同的硬件，没有成本或重量损失以及监视能力提升，提高了安全性。

图3示出了在一个示例非限制性实施例中，每个gec可以控制多达三个不同信道(3.1)。信道的这种数量是基于可用的模拟和数字接口(3.2)的抽象。因此，取决于所选取的应用，该数量可以增加到接口硬件以及fpga和处理器中可用处理吞吐量的极限。

来自飞行器和驾驶舱传感器的信号通过模拟、离散和/或数字接口(3.3)接收。通常，如ahrs和智能探头的复杂传感器具有数字总线作为主接口。如俯仰配平和触摸控制转向的驾驶舱开关使用离散接口。襟翼和速度制动杆通常将模拟信令用于rvdt接口。

通过数字总线主干(3.4)的复制路径接收来自clc的命令。在本拓扑中，每个gec都从两个不同的ttp集线器接收数据。每个gec还可以使用辅助数字总线，如arinc-429或rs-485(3.5)与相邻的gec通信。如果认为必要或需要，可以使用相同的方案在gec和clc之间提供直接链接。

图4示出了通用控制器(gec)的内部架构的高级示例表示。有三个主要电子板：命令通道板、监视器通道板和接口硬件板。在示例实施例中，每种类型的控制器都具有至少两个不同类型的处理器；一个在命令通道上，另一个在监视器通道上，如图4中所示。命令通道板可以包括数字处理器和fpga(4.1)。类似地，监视器通道板(4.2)可以具有相同的数字处理能力，然而，利用不同的硬件组件来缓解共模故障。接口硬件(4.3)提供所有模拟和数字接口，包括高性能数字总线(在这种情况下为ttp)。还表示了回卷功能(4.4)，其用于提高要从盒发送出去的数据的集成性。将理解，在一些示例非限制性示例中，可以使用单个集成电路芯片或诸如soc的集成电路芯片的组合来实现图4的gec架构。

虽然已经结合当前被认为是最实用和优选的实施例描述了本发明，但是应理解，本发明不限于所公开的实施例，相反，本发明有意涵盖被包括在所附权利要求书的精神和范围内的各种修改和等效布置。