飞控计算机设计论文

摘要:非相似余度设计是提高电传飞行控制系统安全性与任务可靠性的一种重要手段。本文分析了非相似余度技术在波音,空客系列飞机电传飞控计算机中的应用,结合适航安全性要求,给出了三种适合我国民机电传飞控计算机系统的非相似余度体系结构方案,为我国民机电传飞控计算机系统的进一步研究提供思路。今天小编给大家找来了《飞控计算机设计论文(精选3篇)》，欢迎大家借鉴与参考，希望对大家有所帮助！

飞控计算机设计论文 篇1：

双双余度飞控计算机余度管理算法设计与实现

摘 要：飞控计算机是自动飞行控制系统数据处理、控制和综合的核心，其可靠性对飞机的飞行安全有着至关重要的影响。通常采用余度设计提升飞行控制系统的可靠性和容错能力，余度设计的关键技术就是余度管理策略和方法，系统的故障容错能力主要是通过余度管理功能来实现的。针对本文提出的双双余度飞控计算机架构，详细描述了其余度管理算法的设计流程，采用这样的设计模式使得系统软件架构清晰，结构明确，大大提高了飞控系统安全性和可靠性的要求。

关键词：双双余度；飞控计算机；余度管理；容错性

飞控计算机是面向飞行控制系统应用的计算机，主要任务是完成控制率计算、余度管理和机内自检测[ 1 ]。

飞行控制系统是安全关键系统，为此，对飞控计算机的安全性和可靠性提出了极高的要求，军用飞机飞控系统的可靠性要求为1.0×10-7/飞行小时以上（民机为10-9/飞行小时）[ 2 ]，同时还必须满足一次故障工作、二次故障安全的安全等级。因此，飞控计算机通常采用余度技术以满足上述要求。

本文提出的飞控计算机采用了双双余度架构，其容错系统的关键技术就是余度管理，余度管理是决定系统可靠性的关键因素，也是容错管理的主要功能。系统的故障容错能力主要是通过系统的余度管理来实现的。

本文概要介绍了双双余度飞控计算机系统软件的架构设计，并对余度管理算法做出了详细的描述，该设计方法很好的应用于飞控系统软件的开发中，大大提高了飞控系统的容错性和可靠性。

1 系统概述

1.1 体系结构设计

双双余度飞控计算机采用2×2相似余度构型，系统包含2台相同构型的飞控计算机，每台飞控计算机机箱内包含命令通道（A通道）和监控通道（B通道）两个通道。2台飞控计算机间可互换，计算机内命令通道和监控通道具有相同的硬件设计，运行相同软件。两台计算机之间采用松耦合的交联方式，不设置同步总线。单台飞控计算机内的命令通道和监控通道采用同步工作方式，命令通道和监控通道分别独立接受总线信息，两通道之间通过交叉传输链路实现数据分享，数据经过交叉表决后进行控制律计算，对计算结果进行交叉表决后将表决值发送给伺服器。单个通道内的各个模块之间通过局部总线互相访问。

1.2 软件组成

飞控计算机软件的功能根据系统需求完成自动驾驶、飞行指引、自动油门及调效机构配平系统功能。飞控计算机软件由地面支持部件、操作系统部件、飞行操作部件、自测试部件四部分组成。

1.3 软件控制流程

飞控计算机加电进入正常工作后，根据不同速率组周期采集相关部件的离散量、模拟量、数字量信号，交叉传输后进行数据表决，表决后的值进行控制律计算，将控制律计算的结果通过429总线传输给伺服放大器计算机和油门杆伺服放大器，分别完成自动驾驶及自动油门的功能，同时实现系统测试及信息监控。

2 软件设计

2.1 操作系统软件

计算机操作系统软件是计算机的核心程序，由实时多任务操作系统Vxworks和设备驱动程序功能模块组成，负责整机资源的调度和管理，包括处理器、内外存、中断、接口和任务管理等，使全系统可靠运行，为计算机应用软件的运行提供支持，并为计算机提供软件开发及系统维护平台。

2.2 飞行操作软件

飞行操作软件分为自动驾驶仪飞行操作软件和自动油门飞行操作软件。自动飞行控制系统飞行操作软件利用系统软件提供的支持，根据自动驾驶仪的状态、飞行员操纵信号和传感器测量到的飞机运动状态进行控制律计算，以完成对控制舵机的控制。自动油门控制系统飞行操作软件利用系统软件提供的支持，根据自动油门控制系统的状态、传感器测量到的飞机速度、姿态信号以及发动机状态的进行控制律计算，以完成对油门杆的控制。

2.3 自测试软件

自测试软件驻留在飞控计算机中，按不同阶段将自测试软件分为四种：上电BIT（PUBIT）、飞行前BIT（PBIT）、飞行中BIT（IFBIT）、维护BIT（MBIT），每一个模式有不同的启动方式，每一个模式测试不同的设备和资源。

1）上电BIT是计算机在上电启动过程中进行的一种皆在检测计算机的基本硬件完好成程度的机内自检侧模态。

2）飞行前BIT是飞机处于地面，系统处于工作状态下，飞行员扳动系统自测开关，计算机在地面所做的一系列自动或半自动的检测。

3）IFBIT由两部分组成，即系统的余度管理和系统的在线自监控，两种功能的结合，构成了系统飞行中对故障的检测与监控。

4）MBIT是一个人机交互过程，用来协助维护人员对系统的故障进行检测、定位与故障显示。在MBIT的执行过程中，操作者可以选择不同的检测模式、测试项目。

2.4 地面支持软件

地面支持软件包括Tornado开发环境及在线编程。Tornado开发环境支持用户开发程序，并支持完成程序的编译、连接、加载、运行以及符号调试。在线编程用于在开发状态将软件固化在flash中。

3 余度管理算法具体设计

余度管理的主要任务是进行系统故障检测和对故障部件的隔离，另外还应负责故障的记录、申报和处理。余度管理软件管理着驾驶仪系统有余度配置的信号源、计算机和伺服机构等部件。

3.1 同步设计

同步算法采用软件控制为主，硬件链路为辅的设计策略，利用双握手同步算法实现通道间的同步。同步过程主要分为初始同步和周期同步。

初始同步：系统完成初始化、PUBIT后，在进入周期任务之前，飞控计算机的两通道间首次握手同步，初始同步的两次握手最大等待时限为1秒。该过程要清看门狗计时器。当初始同步失败后，软件不再执行周期任务，在NVM中记录初始同步故障，此台飞控计算机失去接通控制的权限。

周期同步：在每个小帧周期任务执行之前，飞控计算机的两通道间要进行周期同步。周期同步的最大允许等待时间为240微秒。该过程不清看门狗计时器。如果本地通道与另一个通道同步失败，在NVM中记录周期同步故障，继续执行周期任务，若连续超过故障门限均同步失败将不再执行周期任务，此台飞控计算机失去接通控制的权限。

3.2 交叉传输（CCDL）设计

飞控计算机之间以及计算机内部通道之间采用CCDL通讯链路实现数据共享，实现输入信号进行交叉表决和输出指令信号进行交叉表决。通道间的通讯链路CCDL采用串行2M bit/s，曼彻斯特编码格式，串行差分传输的形式，具有CCDL数据包校验测试功能。

3.3 表决监控设计

3.3.1 表决管理

系统表决管理是余度管理的核心，绝大多数的故障均是由多数表决发现的。主要分为信号源的表决管理、飞控计算机的表决管理、伺服器的表决管理。

1）信号源的表决管理。信号源包括单余度信号源和双余度信号源。对于单余度信号源，两通道进行交叉传输后获得的值进行比较，如果正常，则取A通道的值作为表决值，否则取故障安全值。单套信号源在故障标定后不允许故障恢复。对于双余度信号源根据余度表决原则取值，三余度排序取中值，两余度取均值，允许故障恢复。信号源表决根据信号源自监控、互比监控的结果选取有效的信号源。

2）飞控计算机表决管理。计算机内运行相同的软件，采用相同的工作程序，采集来自系统的信号（离散量、模拟量和数字量）、并进行相应的处理和计算，输出相同的指令。

飞控计算机的表决管理主要监控系统采集处理过程和计算输出过程中的故障。采集处理过程总是对应具体的硬件接口，永久故障将被标定在相应的接口上，称为接口余度管理。计算结果的余度管理主要标定的是核心处理资源的故障如CPU、RAM等。

3）伺服器表决管理。伺服器是控制指令的执行单元，提供舵机位置反馈信号，接受舵面控制信号。伺服器的表决管理主要采用多数表决舵机位置反馈信号的策略。

3.3.2 监控管理

监控管理实现对输入信号、输出信号和舵机指令进行故障的监控、隔离和抑制。系统的监控管理采用多种监控手段，主要分为：信号源监控、计算机监控、伺服回路监控。

1）信号源监控。当前小帧的监控结果应对下一小帧的表决产生影响，信号源的监控分配到多个小帧共同完成（基于不同的判定条件及时限），每帧形成信号源监控离散量LIM，下一帧表决取值时通过读取该离散量决定信号源是否参加表决任务。

监控还将生成监控数据结构体，故障处理任务将对该数据分析并且进行相应处理。如果信号源故障，故障信息还应记录在NVRAM中，同时上报告警系统。

信号源的监控策略主要有以下组成：通讯故障判断、数据有效位监控、数据监控（信号源的互比监控）、信号源性能监控、信号源设备有效信号判断。

2）计算机监控。计算机监控包括模拟量互比监控、离散量互比监控、数字量互比监控、在线监控。

在线监控主要是建立在系统硬件的平台上的监控，包括故障逻辑监控、指令输出回绕监控、软件控制流监控、主帧同步监控、CCDL监控、二次电源精度监控、通道自监控（IFBIT）。

3）伺服回路监控。伺服回路监控包括：伺服放大器AB通道互比监控、离合器电源的监控。

伺服放大器AB通道互比监控：对伺服回路的反馈信号进行门限设置监控。

离合器电源的监控：对舵机离合器接通和释放电压进行监控。

3.4 故障

按照故障特性可以将飞控系统故障分为瞬时故障和永久故障。瞬时故障是在系统能够容忍的时间内出现的故障，并能在容忍时间内恢复正常，瞬时故障出现时仅作故障记录。当瞬时故障超过系统容忍时间时转为永久性故障，永久性故障出现时要作故障记录，并根据故障等级做相应的处理。

1）故障等级分类。飞控系统故障状态按其对飞行安全影响的程度进行分类：

Ⅰ类故障：危及飞行安全的不可控故障以及导致系统工作无法进行的故障；

Ⅱ类故障：危及飞行安全的可控故障；

Ⅲ类故障：影响系统功能完整而不会危及飞行安全的可控故障，此类故障发生飞控计算机可禁止某些功能或模态的使用。

2）故障处理流程。故障处理流程有如下几部分：故障检测、故障申报、故障计数、故障等级判定、故障隔离、故障恢复、故障告警及故障记录。以上各处理环节均在动态速率组任务中执行。图1为故障处理流程示意图。

4 结论

飞行操作软件是飞控计算机软件的核心程序，完成对自动驾驶子系统、飞行指引子系统和自动油门子系统的控制。其中的余度管理模块软件提供对主/从飞控计算机和单机双通道的管理，是容错飞控系统的关键技术。

针对本文特定的双双余度飞控计算机架构，为了增强系统的配置、调度性能，同时使控制系统具备机内自检测功能，提高系统的可测试性，减少维护时间，特设计了此余度的飞控计算机系统软件。该系统软件架构清晰，结构明确，减少了开发成本和时间，并且提高了系统的可靠性，为飞机的再次出动率和生存能力起着重要作用。

参考文献：

[1] 牛文生.机载计算机技术[M].北京：航空工业出版社，2013.

[2] 王道彬，陈怀民，康芳，吴成富.三余度飞控系统余度管理算法设计与实现[J].计算机测量与控制，2007，15（11）：1621-1623.

基金项目：

本课题由国家重大专项项目资助，得到航空科学基金：基于BIP的机载多级安全形式化证明理论和方法研究的资助。

作者简介：

马超，男，汉族，陕西西安人，硕士，工程师，研究方向：机载计算机嵌入式航空软件。

作者：马超　郭勇　刘意　王亮　马倩

飞控计算机设计论文 篇2：

民机电传飞控计算机非相似余度体系结构研究

摘 要:非相似余度设计是提高电传飞行控制系统安全性与任务可靠性的一种重要手段。本文分析了非相似余度技术在波音,空客系列飞机电传飞控计算机中的应用,结合适航安全性要求,给出了三种适合我国民机电传飞控计算机系统的非相似余度体系结构方案,为我国民机电传飞控计算机系统的进一步研究提供思路。

关键词:电传 飞行控制系统 飞控计算机 非相似余度 体系结构

根据国外先进民机电传飞控系统的应用和技术发展趋势,及适航安全性要求,非相似余度技术已成为电传飞控计算机系统必不可少的关键技术之一。非相似余度技术能够提高系统的任务可靠性、安全性和派遣率,抑制共模故障。

1 非相似余度技术在现代民机飞控计算机体系中的应用

1.1 非相似余度技术在空客飞机中的应用

A320是第一架采用电传控制的民航客机,其电传飞行控制系统引入了非相似余度设计概念。

A320飞控计算机采用7×2结构,7个飞控计算机根据正常、备用或直接模式处理飞行员和自动驾驶仪的输入,完成电传操纵:2个升降舵/副翼计算机(ELAC),控制副翼和升降舵舵机,控制两个水平安定面(THS)的电动马达;3个扰流板/升降舵计算机(SEC),控制所有扰流板舵机,控制第三个水平安定面(THS)的马达,SEC也作为ELAC计算机备份;2个飞行增稳计算机(FAC),提供航向阻尼功能,完成自动配平极限值监控功能;它们均可在自己的权限内,通过相关操纵面去控制飞机运动[1]。

ELAC和SEC计算机都有两个独立的处理器,分别为命令支路和监控支路。ELAC和SEC计算机分别采用Motorola 68010微处理器和Intel 80186微处理器,构成硬件非相似,以确保能够容忍设计或者生产故障。

ELAC和SEC计算机的监控支路和命令支路上运行的软件不同,命令支路采用Pascal编写,监控支路采用Assembly语言编写,每个软件包均独立开发。支路间差值超过规定阈值时,则该计算机与外围设备的连接将被切断,由备用计算机替换。

与A320类似,A330/A340系列飞控计算机也采用了非相似余度设计,主辅飞控计算机处理器分别为Motorola 68010微处理器和 Intel 80186微处理器。主辅计算机各支路上运行的软件不同,命令支路均采用汇编语言编写,监控支路分别采用PL/M和PASCAL语言,开发工具分别为自动编码工具(主飞控计算机,但命令支路和监控支路的工具不同)和手动编码(辅助飞控计算机),均由不同的开发小组开发。

同A330/340相比,A380飞控计算机的基本结构没变。A380飞控计算机内部结构没有确切资料,推测其余度结构应该与A320/330/340相同。

综上,空客不同飞控计算机功能不同,计算机内部都包括2个处理器,形成自监控对,监控算法简单,依靠监控支路来确认该计算机通道的正确性,当输出不一致时,整个计算机从系统中脱开,没有表决问题的出现,系统可靠性得到提高。

1.2 非相似余度技术在波音飞机中的应用

B777是波音公司推出的第一架电传飞机,其电传飞控系统采用主飞控计算机系统(PFC)+作动器控制电子(ACE)+数字总线(ARINC629)的结构[2],计算机仍采用非相似余度技术。其PFC是非相似3×3余度系统,包含3个完全相同的数字式主飞控计算机通道,PFC之间采用ARINC629数字总线通讯。

每个PFC有3个非相似支路,分别为命令支路、备用支路和监控支路。三个支路采用不同生产厂家设计生产的非相似处理器,分别为AMD 29050、MOTOROLA 68040、INTEL 80486处理器。处理器的硬件接口及其外围电路也不同,从而克服了使用相同厂家生产的硬件设备而带来的共模故障。每个支路的软件相同,都采用Ada编写,但采用三种不同的Ada编译器编译(分别为Verdix VADS,Scicon XDADA和DDC-I DACS 80×86)以提供软件非相似性,避免了使用相同编译器产生的共模故障。

B787飞控计算机系统同B777相似,仍然采用PFC+ACE+总线的结构。但B787将3×3余度的PFC简化为3×2余度的FCM,FCM由命令支路和监控支路组成,命令支路是采用LockStep技术的PowerPC比较监控对,包含两个相同的CPU,监控支路采用单个MIPS处理器,支路间构成非相似余度。

为满足完整性要求,波音系列飞机采用了多级表决面。第一级,每个支路依靠自监控和在线监控确认其硬件的正确性。第二级,执行支路余度管理功能。第三级,中值选择防止来自故障PFC输出的错误控制信号的干扰。

1.3 波音与空客电传飞控计算机体系结构小结

波音和空客的电传飞控计算机均采用非相似余度技术,不同程度的使用了硬件非相似和软件非相似,但在计算机功能分配、余度结构编排、容错能力、软件差异性设计、表决算法等方面有其各自特点。

空客系列,主辅飞控计算机的功能非相似,可以解决波音采用相似软件的共模问题,但为了提高飞机的安全性和余度等级,采用的计算机比较多。

波音采用相似软件和非相似硬件,通过复杂的通道内和通道间监控,来提高飞控系统的可靠性。

中国民机飞控计算机可以将空客和波音系列的优点结合起来。如采用波音的计算机体系,同时采用空客自监控对的方式。

2 适航安全性相关要求

适航安全性要求包括:功能危害性评估、共因故障、潜伏性故障、故障要求、可操作性、人身安全、安全性检查和持续适航。

飞控系统适航条款中,和安全性相关的要求有[3]:

条款“CCAR 25.671 总则(操纵系统)”的(1)、(2)条对飞机在故障状态下的可操纵性做了定性的描述:1)每个操纵器件和操纵系统对应其功能必须操作简便、平稳和确切;2)飞行操纵系统的每一个原件必须在设计上采取措施,或在元件上制出明显可辨的永久性标记,使由于装配不当而导致系统功能不正常的概率减至最小。

适航条款“CCAR 25.1309 (b)”中指出,飞机系统与有关部件的设计,在单独考虑及与其它系统一同考虑的情况下,必须符合下列规定:1)发生任何妨碍飞机继续安全飞行与着陆的失效条件的概率极小;2)发生任何降低飞机能力或机组处理不利运行条件能力的其它失效条件的概率微小。

为确保安全性设计,飞控计算机运用故障安全设计概念,采用非相似余度体系架构,确保主要故障情况是不可能的,而灾难性故障是极不可能的。

结合前面的分析以及适航安全性要求,对民机飞控计算机的非相似体系架构进行分析。

3 飞控计算机的非相似体系结构分析

空客和波音系列飞机电传操纵系统都采用了非相似余度设计概念,表现在:1)飞控计算机各通道间采用非相似的硬件和/或软件,构成按非相似余度思想设计的分系统;2)按相似余度设计的主控计算机配置非相似的备份计算机。

目前,非相似余度技术更多的工程技术应用是硬件非相似。软件的非相似技术,由于设计和适航过程需要投入的人力、财力众多,组织繁杂,需要经过反复充分论证,才能决定取舍。

3.1 余度等级的确定

美军标MIL-F-9490D中对关键系统电气电子的余度等级定义为二次故障工作,由于特定实施过程中可靠性、飞行安全性或其他考虑,现代民机电传飞控计算机的余度等级通常要提高一级。例如,A320和B777电传飞控计算机系统的余度等级均为三次故障工作。初步确定,大型民机的飞控计算机系统的余度等级要达到三次故障工作。

3.2 余度数和余度结构的确定

采用余度技术可以满足电传飞控系统的安全、任务可靠性指标要求,但并不是余度数越大越好。余度系统的设计需从可靠性、重量、空间、费用、复杂性、维修性及设计时间等因素全面权衡考虑[4]。

文献[5]对几种常用余度模型所需要的通道数进行了分析讨论,最后提出为了满足可靠性要求,中国大型民用客机飞控计算机系统需要使用比较监控和表决技术;同时余度数要大于等于4。

美国空军飞行动力实验室对某三重数字式电传飞控系统进行了研究,通过表决/监控面的设置,可以大大降低系统故障概率。表1是三余度代替四余度带来的优越性。

综上,我国民机电传飞控计算机系统可采用三余度,每个余度通道由两个支路构成比较监控结构,结构简单,节约硬件资源。

4 飞控计算机的非相似体系结构设计

根据前面的分析,提出以下三种可以满足故障失效率1.0E-10的非相似余度结构:

方案一:3×2结构,每个基本飞控计算机内(即一个通道)有两个支路,采用不同的处理器,分别工作在命令和监控模式,同时通道间非相似,通过采用非相似技术,有效克制系统的共模故障。结构示意图如图1方案一所示。

方案二:2×3结构,每个基本飞控计算机内有三个支路,采用不同的处理器,三个支路分别工作在工作,监控和备用模式,工作模式的确定是随机的,这是B777结构的变形。两个通道间采用相同的结构,均工作在工作状态,因为共模故障仅需考虑一次,所以通道采用相似技术,但是通道内支路之间的非相似性,同样有效地克服了数字系统的共模故障。结构示意图如图1方案二所示。

方案三:3×2结构,是前两种方案的变形,三个飞控计算机分别工作在工作,工作和备用状态,工作状态的飞控计算机采用相似结构,但通道内的支路间采用非相似结构,两个支路使用两个非相似的处理器;对于备用通道,其内两个支路的处理器和工作模式的两个处理器均不同,也达到了有效抑制共模故障的目的。结构示意图如图1所示。

以上三种方案都可以满足设计要求,但各有利弊。方案一方案三通道内部都只有两个支路,通道内的同步问题只需要处理好两个支路间的同步就可以了,但是方案二飞控计算机内部结构更复杂,需要处理三个支路之间的同步关系;对于通道之间,方案一最复杂,方案一的三个通道之间均为非相似的,方案三中两个工作通道是相似处理的,备用通道跟两个工作通道则为完全的非相似结构,但方案一比方案三少用了一种处理器,方案二通道间的关系最简单,两个通道间是相似结构。

上述三种设计方案均可以满足设计要求,每种设计方案各有优劣,方案的选取则需要根据实际情况进行取舍。

5 结语

飞控计算机是电传飞行控制系统的核心,其可靠性对整个飞控系统的可靠性有着重要影响。

结合国外先进民机电传飞控系统的应用和技术发展趋势,及适航安全性要求,对飞控计算机的非相似体系结构进行分析,最后给出了三种适合民机电传飞控计算机系统的非相似余度体系结构方案,为开展我国民机电传飞控计算机系统进一步研究提供了思路。

参考文献

[1] Briere D,Traverse P.Airbus A320/A330/A340 electrical flight control - A family of fault- tolerant system[C]. France:1993.616-623.

[2] Yeh Y C.Triple-triple redundant 777 primary flight computer[C].IEEE Aerospace Applications Conference proceedings,1996,1:293-307.

[3] CCAR–25运输类飞机适航标准[S].

[4] 姚一平,李沛琼.可靠性及余度技术[M].北京:航空工业出版社.1991.

[5] 秦旭东,陈宗基,李卫琪.大型民机的非相似余度飞控计算机研究[J].航空学报,2008,29(3):686-694.

作者：涂林艳

飞控计算机设计论文 篇3：

某型飞控计算机与地面检测设备无法连接故障分析

【摘 要】某型飞控计算机作为飞机飞控系统的主要控制部件，负责将飞行人员的操作指令、作动器位置传感器、速率陀螺、空气动静压、加速度计等信号进行转化、分析[1]，最终形成控制飞机姿态变化的控制率。当飞机报故不能清除时，采用地面检测设备对飞机进行检测，如果飞机发生与地面检测设备的连接故障，将导致飞机故障检测无法进行，严重影响产品的检测和故障排除的周期。因此，论文对飞机与地面检测设备连接故障进行分析，具有重要意义。

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【關键词】检测;连接;故障;分析

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1 整体介绍

飞控系统由开关、驾驶员控制装置、飞控传感器、飞控计算机、作动器和襟翼驱动等子系统组成。开关、驾驶员控制装置和传感器产生的飞控系统输入，经飞控计算机处理和综合产生操纵面的控制指令，经过动作器和襟翼驱动系统使飞机操纵面产生相应的偏度，以控制飞机的运动。

飞控计算机处理所有的传感器、作动器、襟翼驱动装置以及相关设备的离散量、数字量、模拟量信息，完成全部的数字和模拟计算，并执行系统管理和大部分余度管理，机内自检测功能。飞控计算机由可互换的外场可更换部件LRU组成，每个LRU中包含数字飞控通道和模拟备份通道。

飞行控制系统的控制律按其实现方式可分为数字式飞控系统控制律和模拟式飞控系统控制律两大类，数字式飞控系统控制律是通过控制律软件运算实现其控制功能，而模拟式飞控系统是通过硬件实现其控制功能。

2 故障现象

某型号飞机在外场进行地面维护时，当飞控系统自检完成后，进行故障信息的读取，发现飞控计算机故障清单中报出一侧电磁阀故障，外场人员多次晃动驾驶杆故障未消除，将多余度计算机进行通道互换，再次上电进行检测，发现飞控计算机与地面检测设备无法连接，飞控计算机报EOC故障。

3 故障复现

外场故障后，飞控计算机返回内场进行维修，首先上电观察状态灯的点亮情况，发现与故障有关通道的状态灯未点亮，用测试设备进行故障的清除操作，故障无法清除。对故障信息进行读取操作，该通道EOC，飞控计算机与检测设备无法进行连接，故障复现。

4 故障排查

4.1 故障定位

在前期飞控计算机的维护过程中发生过类似故障现象。飞控计算机进行通道的串装检查时，会出现与地面设备无法连接的状态[2]。通过测试飞控计算机测试接口的输出电压，已由正常的5V变为了0V，从而确定故障部位。

根据外场故障情况及飞控计算机在内场通电后的电灯情况，结合前期的故障排除经验，判读该故障应为飞控计算机通道选择离散量信号故障，针对该信号进行测量实际输出为4.9V，信号正常。初步判断该处无异常。进一步对故障进行排查：对计算机进行通道互换后再次进行通电，飞控计算机工作正常，再次对通道选择离散量进行测量实际输出电压仍为5V，这与该点输出逻辑不一致，确定故障仍为通道选择信号错误导致，继续针对该信号产生电路进行测量，发现缓冲驱动器IDT74FCT244损坏，更换该器件后故障消失[3]。

4.2 机理分析

飞控计算机通道识别信号与飞控计算机安装通道有关，不同通道输出的信号不同，其产生和输出的过程大致如图1所示。

当通道识别信号故障时，通过该逻辑可以按照信号输出进行逆向查找，依次确定是否为故障产生根源。通过测试确定三态缓冲驱动器故障，导致该通道计算机与其他通道计算机在识别时发生冲突，该通道飞控计算机无法被识别，进而影响该通道飞控计算机与地面检测设备的连接故障[4]。八路缓冲驱动器IDT74FCT244型CMOS器件为快速缓冲驱动器（见图2），该器件损坏的原因有两种：

第一，该器件通过机上电缆与飞机的地线相连，当地线连接不好时会对芯片形成电应力损伤;

第二，该器件是静电敏感器件，在生产及使用过程中会存在静电损伤使器件的性能下降，缩短寿命，最终在使用过程中失效。

5 改进措施及建议

①内场在生产过程中加强对通道识别信号的检测，一是进行静态电阻的测量，二是飞控计算机整机测试完毕后，进行通道互换对该信号进行监测。

②内外场对产品进行维护的过程中，应加强静电防护相关工作。

③在外场针对通道识别信号的检测。

6 结语

通过此次故障排除可以感受到，随着时代的发展和社会的进步，航空事业得到了快速发展，航空电子设备的设计使用也发生了翻天覆地的变化，在日常的工作中航空电子设备难免出现问题，对航空电子设备进行维修也就成为航空事业发展必不可少的一环。虽然日益增加的数据收集和传播能力正在改进运营能力，但由于这些系统比较复杂，因而需要先进的维修系统和更有效的维修过程来维护和修理复杂的航空电子设备。因此，航空电子设备的维修不同于以往的设备維修，需要更先进的技术与专业的素质，以及先进的维修设备。

【参考文献】

【1】石鹏飞，谭智勇，陈洁.先进民机飞控系统发展的需求与设计考虑[J].中国科学：技术科学，2018，48（03）：237-247.

【2】孙肖子.模拟电子电路与技术基础（第三版）[M].西安：西安电子科技大学出版社，2017.

【3】程佩青.数字信号处理教程（第四版）[M].北京：清华大学出版社，2015.

【4】朱奇.民用飞机电传飞控系统维修任务确定方法研究[J].科技创新与应用，2016（04）：41.

作者：焦梅素　贾彦荣