容错飞行器飞行控制系统和优选具有此类飞行器飞行控制系统的飞行器的制作方法

std-1554，afdx)，专有的单一供应商(垄断并由此导致高成本和对单一来源的不必要依赖)或使用复杂技术(例如，tte、ttp等)，由于许多电线(例如，rs-422全双工)而相对较重并且在网络配置中存在限制，例如不允许n对n通信。
10.基于常规方法，其他通信总线的使用，具体地电传操纵飞行控制系统的can总线架构的使用，仅限于无人操作。
11.一般而言，用于飞行器的已知常规飞行控制系统包括飞行计算机系统，所述飞行计算机系统通过电子或光电总线系统与多个总线节点连接，总线节点各自被配置为执行以下操作中的至少一个：基于通过总线系统从飞行控制计算机系统接收到的命令消息来控制相关联的飞行器装置；以及通过总线系统将信息消息发送至飞行控制计算机系统。
12.鉴于上述情况，根据本发明的第一方面，本发明的一个目的是提供一种用于飞行器的飞行控制系统，基于所述飞行控制系统，能够以高效的方式实现针对技术故障的充分复原性。
13.根据第二方面，本发明将提供一种具有这种飞行控制系统的飞行器，所述飞行控制系统被配置为实现这种复原性。
14.根据第三方面，本发明的一个目的是提供一种鸭式飞行器，所述鸭式飞行器相比于现有技术飞行器实现技术优势并可提供根据本发明的飞行控制系统的优势。


技术实现要素：

15.为实现上述目的，根据本发明第一方面，提供一种用于飞行器的飞行控制系统，包括飞行控制计算机系统，所述飞行控制计算机系统通过电子或光电总线系统与多个总线节点连接，所述多个总线节点各自被配置为执行以下操作中的至少一个：基于通过所述总线系统从所述飞行控制计算机系统接收到的命令消息来控制相关联的飞行器装置；以及通过所述总线系统将信息消息发送至所述飞行控制计算机系统。
16.根据本发明(第一方面)，所述电子或光电总线系统是包括多个独立总线子系统的冗余电子或光电总线系统，其中，每个总线节点被配置为通过所述多个独立总线子系统中的两个不同总线子系统与所述飞行控制计算机系统通信，其中，每个总线节点进一步被配置为基于相关联的预定总线通信协议通过相应两个不同总线子系统中的第一总线子系统并基于相关联的预定总线通信协议通过相应两个不同总线子系统中的第二总线子系统与所述飞行控制计算机系统通信。
17.提供两个不同总线子系统是实现完整性、可用性和差异性的基础，这适用于如飞行控制系统之类的关键系统。因此，能够在对飞行任务的影响最小的情况下实现对总线通信故障的容错。
18.根据有利方法，可使用不同的总线通信协议。在这方面，提议第一组总线节点中的每个总线节点被配置为基于第一总线通信协议通过所述第一总线子系统与所述飞行控制计算机系统通信，所述第一总线通信协议是所述第一组中的总线节点针对所述第一总线子系统的相关联的预定总线通信协议，并被配置为基于第二总线通信协议通过所述第二总线子系统与所述飞行控制计算机系统通信，所述第二总线通信协议是所述第一组中的总线节点针对所述第二总线子系统的相关联的预定总线通信协议，并不同于第一总线通信协议。
19.此外，提议第二组总线节点中的每个总线节点被配置为基于所述第二总线通信协
议通过所述第一总线子系统与所述飞行控制计算机系统通信，所述第二总线通信协议是所述第二组中的总线节点针对所述第一总线子系统的相关联的预定总线通信协议，并被配置为基于所述第一总线通信协议通过所述第二总线子系统与所述飞行控制计算机系统通信，所述第一总线通信协议是所述第二组中的总线节点针对所述第二总线子系统的相关联的预定总线通信协议。
20.因此，在总线通信协议方面也实现了有利的差异性，从而产生针对故障的特别好的复原性。
21.根据另外的有利方法，多个独立总线子系统中的每个可由多个独立通信总线构成。在这方面，进一步提议，每个总线节点通过所述第一总线子系统的一个相关联通信总线与所述飞行控制计算机系统连接，并被配置为基于所述相关联的预定总线通信协议通过所述第一总线子系统的该通信总线与所述飞行控制计算机系统通信，并且每个总线节点通过所述第二总线子系统的一个相关联通信总线与所述飞行控制计算机系统连接，并被配置为基于所述相关联的预定总线通信协议通过所述第二总线子系统的该通信总线与所述飞行控制计算机系统通信。
22.在每个总线子系统内提供多个独立通信总线允许实现高度的冗余并因此具有良好的故障复原性，特别地在各种飞行器装置及其总线节点以智能方式与独立通信总线相关联的情况下。在此上下文中，假设并建议多个总线节点与所述第一总线子系统的多个独立通信总线中的多个或大部分或所有独立通信总线中的每个相关联，其中，与所述第一总线子系统的同一独立通信总线相关联的总线节点被配置为通过该公共独立通信总线与所述飞行控制计算机系统通信，并且多个总线节点与所述第二总线子系统的多个独立通信总线中的多个或大部分或所有独立通信总线中的每个相关联，其中，与所述第二总线子系统的同一独立通信总线相关联的总线节点被配置为通过该公共独立通信总线与所述飞行控制计算机系统通信。
23.本发明的飞行控制系统的特别优选实施例基于can总线系统。为此目的，提议所述总线节点是can总线节点，所述多个独立总线子系统实现为独立can总线子系统，并且所述预定总线通信协议各自是根据相应can标准的多个不同can总线协议中的一个，包括根据第一can标准的第一can总线协议和根据不同于所述第一can标准的第二can标准的第二can总线协议。
24.根据提到的第二有利方法，独立can总线子系统中的每个可由实现所述多个独立通信总线的多个独立can总线构成，使得每个can总线节点通过第一can总线子系统的一个相关联can总线与所述飞行控制计算机系统连接，并且每个总线节点通过第二总线can子系统的一个相关联can总线与所述飞行控制计算机系统连接。
25.在这方面，进一步提议，所述第一can总线子系统的多个或大部分或所有can总线中的每个与多个相关联的can总线节点连接，并且所述第二can总线子系统的多个或大部分或所有can总线中的每个与多个相关联的can总线节点连接，其中，与同一can总线连接的can总线节点被配置为通过该公共can总线与所述飞行控制计算机系统通信。
26.根据首先提到的使用多种总线通信协议的有利方法，第一组总线节点中的每个can总线节点被配置为基于所述第一can总线协议通过所述第一can总线子系统的相关联can总线与所述飞行控制计算机系统通信，并被配置为基于所述第二can总线协议通过所述
第二can总线子系统的相关联can总线与所述飞行控制计算机系统通信，并且，第二组总线节点中的每个can总线节点被配置为基于所述第二can总线协议通过所述第一can总线子系统的相关联can总线与所述飞行控制计算机系统通信，并被配置为基于所述第一can总线协议通过所述第二can总线子系统与所述飞行控制计算机系统通信。
27.有利的是，所述第一can总线协议和第二can总线协议中的一个可遵循被称为can standard的iso 11888标准和被称为can fd的sae j2284-5:2016标准中的一个。
28.此外，提议所述第一can总线协议和第二can总线协议中的另一个可遵循被称为can standard的iso 11888标准和被称为can fd的sae j2284-5:2016标准中的另一个。
29.这两种协议都是传统上已知的并具有有利的特性。通常，根据iso 11898-2(can standard)的高速can允许高达1mbit/s的总线通信。根据sae j2284-5:2016(can fd)的高速can通常允许高达5mbit/s。因此，除用于控制飞行器的命令消息和信息消息的通常传输以外，根据can fd标准的总线通信也可有利地用于其他总线通信。例如，各种总线节点和连接至所述总线系统的其他部件的固件或软件更新可通过使用can fd标准以非常高效的方式完成。
30.优选地，所述飞行控制计算机系统是冗余飞行控制计算机系统，包括多个独立飞行控制计算机。优选地，提供三个独立飞行控制计算机。多个独立飞行控制计算机可以是在飞行控制计算机硬件和飞行控制计算机软件中的至少一个方面不同的不同飞行控制计算机，优选地在两个方面都不同。
31.每个飞行控制计算机可通过独立总线子系统或独立can总线子系统中的一个与总线节点或can总线节点中的每个连接。优选地，飞行控制计算机中的至少一个通过所述第一总线子系统或第一can总线子系统与总线节点或can总线节点中的每个连接，并且飞行控制计算机中的至少另一个通过所述第二总线子系统或第二can总线子系统与总线节点或can总线节点中的每个连接。这显著地有助于期望的故障复原性。
32.在这方面，进一步提议，飞行控制计算机中的至少一个被配置为基于所述第一总线通信协议或第一can总线协议来与第一组中的总线节点或can总线节点通信，并基于所述第二总线通信协议或第二can总线协议来与第二组中的总线节点或can总线节点通信，并且飞行控制计算机中的至少另一个被配置为基于所述第二总线通信协议或第二can总线协议来与所述第一组中的总线节点或can总线节点通信，并基于所述第一总线通信协议或第一can总线协议来与所述第二组中的总线节点或can总线节点通信。
33.如已提到，特别优选的实施例具有三个飞行控制计算机。在这方面，进一步提议，第一飞行控制计算机和第二飞行控制计算机通过所述第一总线子系统或第一can总线子系统与所述总线节点或can总线节点中的每个连接，并且第三飞行控制计算机通过所述第二总线子系统或第二can总线子系统与所述总线节点或can总线节点中的每个连接。
34.参考上述总线通信协议和can总线协议，进一步提议，第一飞行控制计算机和第二飞行控制计算机被配置为基于第一总线通信协议或第一can总线协议来与第一组中的总线节点或can总线节点通信，并被配置为基于第二总线通信协议或第二can总线协议来与第二组中的总线节点或can总线节点通信，并且第三飞行控制计算机被配置为基于第二总线通信协议或第二can总线协议来与第一组中的总线节点或can总线节点通信并被配置为基于第一总线通信协议或第一can总线协议来与第二组中的总线节点或can总线节点通信。
35.如果提供三个飞行控制计算机，则可实现飞行控制计算机之间的一种多数表决或协商。在这方面，进一步提议，飞行控制计算机被配置为选择飞行控制计算机中的一个作为有控制权的飞行控制计算机，并由此选择另外两个飞行控制计算机作为监督飞行控制计算机。每个飞行控制计算机可被配置为用作有控制权的飞行控制计算机，并基于通过相应独立总线子系统或独立can总线子系统发送至总线节点或can总线节点的命令消息并可能地基于通过相应独立总线子系统或独立can总线子系统从总线节点或can总线节点接收到的信息消息来控制飞行器。至少两个、优选地所有三个飞行控制计算机可被配置为用作监督飞行控制计算机并监控以下中的至少一项：当前作为有控制权的飞行控制计算机的飞行控制计算机的操作；以及通过相应独立总线子系统或独立can总线子系统发送的消息。
36.有利地，飞行控制计算机或至少被配置为监督飞行控制计算机的飞行控制计算机可被配置为：基于由用作监督飞行控制计算机的飞行控制计算机所进行的监督，选择与当前用作有控制权的飞行控制计算机的飞行控制计算机不同的飞行控制计算机作为新的有控制权的飞行控制计算机。
37.根据本发明的第二方面，提供了一种飞行器，包括如前所述的根据本发明的飞行控制系统。例如，飞行器可以是单飞行员飞行器、具有竖直起降能力的飞行器和鸭式飞行器中的至少一种。特别优选的实施例是具有竖直起降能力的鸭式飞行器。然而，本发明的飞行控制系统可有利地实施在任何其他类型的飞行器中，包括上述技术背景描述中提到的所有类型的飞行器。
38.飞行器可具有属于共同类型的多个飞行器装置，所述多个飞行器装置各自具有飞行控制系统的相关联的相应总线节点或can总线节点。在这方面，提议飞行器装置以一定数量和配置布置在飞行器的机身和飞行器的机翼中的一者或两者处以实现针对故障的复原性，使得各自包括属于共同类型的飞行器装置中的至少两个飞行器装置的多个飞行器装置的各个子组可能会发生故障，而不会危及飞行器的飞行能力和可控性。
39.关于具有独立通信总线或can总线的飞行控制系统的上述优选实现，提议属于共同类型的飞行器装置的总线节点或can总线节点以一定数量和方式与第一总线子系统或第一can总线子系统的相应独立通信总线或can总线相关联，并以一定数量和方式与第二总线子系统或第二can总线子系统的相应独立通信总线或can总线相关联，使得飞行控制系统的两个独立通信总线或can总线的任何组合可能会发生故障，而不会显著影响飞行器的飞行能力和可控性。
40.属于共同类型或第一共同类型的飞行器装置可以是具有空气控制表面的襟翼。襟翼可以可移动、例如可枢转的方式安装至飞行器的机翼上，并且每个襟翼可具有相关联的至少一个襟翼致动器和总线节点或can总线节点，所述总线节点或can总线节点被配置为通过基于从飞行控制计算机系统接收到的命令消息控制至少一个襟翼致动器来控制襟翼的偏转角。
41.属于共同类型或第二共同类型的飞行器装置可以是推进发动机。每个推进发动机具有相关联的总线节点或can总线节点，所述总线节点或can总线节点被配置为基于从飞行控制计算机系统接收到的命令消息来控制推进发动机的操作。
42.根据特别优选的实施例，提供了襟翼以及推进发动机，它们彼此相关联。在这方面，提议推进发动机安装至或集成至相关联的一个襟翼，使得能够通过借助于相应至少一
个襟翼致动器和与其相关联的相应总线节点或can总线节点控制相应襟翼的偏转角来控制推进发动机的推力方向。
43.根据一种方法，用于控制推力方向的多个或所有襟翼各自仅具有相关联的一个推进发动机，所述相关联的一个推进发动机安装至或集成至相应的襟翼。
44.根据另一种方法，用于控制推力方向的多个或所有襟翼各自具有相关联的多个推进发动机，所述相关联的多个推进发动机安装至或集成至相应的襟翼。在这方面，进一步提议包括多个推进发动机的推进模块安装至或集成至相应的襟翼。
45.根据有利的实现，襟翼致动器和与其相关联的推进发动机具有相关联的公共总线节点或can总线节点。在这方面，提议对于具有相关联的一个推进发动机或多个推进发动机的每个襟翼，所述襟翼的至少一个襟翼致动器和相关联的一个或多个推进发动机具有相关联的公共总线节点或can总线节点，所述相关联的公共总线节点或can总线节点被配置为基于从飞行控制计算机系统接收到的命令消息来控制一个或多个推进发动机和至少一个襟翼致动器。
46.根据作为独立方面(独立于第一方面和第二方面)的本发明的第三方面，提供一种鸭式飞行器，包括：机身；两个主机翼，从机身横向延伸；两个鸭式机翼，从机身横向延伸并位于主机翼前方；襟翼，安装至所述机翼；飞行控制系统；以及相关联的飞行器装置，包括能够由飞行控制系统控制的襟翼致动器和推进发动机。主机翼和鸭式机翼中的每个都设置有具有空气控制表面的襟翼，其中，每个襟翼具有相关联的至少一个襟翼致动器，所述相关联的至少一个襟翼致动器用于根据飞行控制系统的命令调整襟翼的偏转角。主机翼和鸭式机翼中的每个都设置有多个推进发动机，所述多个推进发动机能够根据飞行控制系统的命令以可变推力操作，并各自安装至或集成至一个相关联的襟翼，使得能够通过借助于相应至少一个襟翼致动器控制相应襟翼的偏转角来控制推进发动机的推力方向。飞行控制系统包括飞行控制计算机系统、电子或光电传输系统以及多个控制节点，所述多个控制节点通过电子或光电传输系统与飞行控制计算机系统连接并各自与飞行器装置中的至少一个飞行器装置相关联，其中，控制节点被配置为基于通过电子或光电传输系统从飞行控制计算机系统接收到的命令来控制相关联的至少一个飞行器装置。
47.根据一种有利方法，用于控制推力方向的多个或所有襟翼各自可仅具有相关联的一个推进发动机，所述相关联的一个推进发动机安装至或集成至相应的襟翼。
48.根据另一种有利方法，用于控制推力方向的多个或所有襟翼各自具有相关联的多个推进发动机，所述相关联的多个推进发动机安装至或集成至相应的襟翼。为了以成本有效的方式实现这种安装或集成，包括多个推进发动机的推进模块可安装至或集成至相应的襟翼。
49.根据优选实施例，可提供用于控制一个或多个推进发动机和一个或多个襟翼致动器的公共控制节点。在这方面，提议对于具有相关联的一个推进发动机或多个推进发动机的每个襟翼，所述襟翼的至少一个襟翼致动器和相关联的一个或多个推进发动机具有相关联的公共控制节点，所述相关联的公共控制节点被配置为基于通过电子或光电传输系统从飞行控制计算机系统接收到的命令来控制一个或多个推进发动机和至少一个襟翼致动器。
50.飞行器的飞行控制系统的特征可在于根据本发明的第一方面所述的飞行控制系统的特征。为此目的，控制节点可实现为总线节点或can总线节点，并且电子或光电传输系
统可实现为如根据本发明的第一方面提出的冗余电子或光电总线系统或can总线系统。
51.根据第三方面的飞行器的特征还可在于根据本发明的第二方面提出的飞行器的特征。
52.根据本发明的第一方面和第二方面，提供了一种具有三个不同飞行控制计算机的飞行控制系统架构和一种具有根据此架构的飞行控制系统的飞行器。每个飞行控制计算机fcc可由不同的cpu实现，并可通过专用总线与其他fcc通信。在操作期间，基于fcc的i/o(输入/输出)能力，选择一个fcc来有效地控制飞行器(称为“有控制权的fcc”)，而其他fcc通过专用总线监督“有控制权的fcc”的操作和由其传播的消息。如果监督fcc认为“有控制权的fcc”行为故障，则它们中的一个将被选为“新的有控制权的fcc”，并且此决定将传播至飞行控制系统的其他系统。
53.fcc可通过被称为can a和can b的can类型的双电传操纵(dual fly-by-wire)分配系统连接至飞行器的致动器和其他飞行器装置。fcc1和fcc2可连接至can a，而fcc3可连接至can b。每个can网络a/b可由多个独立全双工can总线构成，这些总线将fcc连接至多个襟翼的所有襟翼致动器和飞行器的所有推进发动机。襟翼致动器优选地实现为机电致动器，并且推进发动机优选地实现为电驱动推进发动机。推进发动机可有利地集成至升力/推力单元中，所述升力/推力单元包括一个电驱动推进发动机或多个电驱动推进发动机、襟翼和相应的至少一个机电襟翼致动器。多个独立全双工can总线为每个单独的fcc提供对所有升力/推力单元的直接控制。
54.例如，本发明的鸭式飞行器可具有三十六(36)个升力/推力单元，优选地每个鸭式机翼具有六(6)个升力/推力单元并且每个主机翼具有十二(12)个升力/推力单元。每个升力/推力单元包括一个襟翼和安装至或集成至所述襟翼的一个推进发动机。升力/推力单元可通过can网络a的六(6)条独立全双工can总线和can网络b的六(6)条独立全双工can总线与fcc连接。每个网络为高更新率命令(高达200hz)提供足够的吞吐量，并仍符合arinc-825的50％总线利用率的吞吐量限制。
55.每个升力/推力单元可具有两个接口，一个连接至can a，另一个连接至can b。两个接口中的每个接口都可实现不同类型的can协议：例如，一个遵循被称为can standard的iso 11898，另一个遵循被称为can fd的sae j2284-5:2016，从而在升力/推力单元方面提供一定程度的不同。
56.有利地，每个升力/推力单元和每个网络中的单独can总线之间的连接可布置成使得获得对单个故障的完全容错并且最小化双总线故障的影响。在特别优选的布置中，双can故障在最坏的情况下会导致两个升力/推力单元的损失：一个在鸭式机翼中，一个在相对侧的机翼中；或在靠近机身的同一机翼中的两个升力/推力单元。在这两种情况下，仅存在对飞行器的横向平衡的很小影响，在需要的情况下飞行员可轻松处理。根据优选实施例，由故障引起的不平衡由飞行控制系统本身处理，将本应由故障的单元执行的部分命令重新分配给剩余的健康单元。在这种情况下，不需要飞行员行动来补偿不平衡。
57.本发明的飞行控制系统架构的一些优点如下：
[0058]-飞行控制系统架构允许fcc在冗余方案中与大量升力/推力单元(例如，具有单独襟翼和发动机命令的36个升力/推力单元)通信。
[0059]-飞行控制系统架构允许以高更新率(例如，至少200hz)提供命令。
[0060]-飞行控制系统架构提供关键系统所需的完整性、可用性和差异性。
[0061]-飞行控制系统架构在对飞行任务的影响最小的情况下对各种故障容错。
[0062]-飞行控制系统架构有利于维护活动。
[0063]
根据本发明，提供对任何单个fcc故障容错的系统的飞行控制计算机方面的三重架构的优点可有利地与双can网络的优点相结合，从而提供比传统三重网络架构更轻且更简单的解决方案，但同时保持所需的可用性和差异性要求。
[0064]
本发明根据其第一方面和第二方面实现的以下优点和成就具有特别的技术价值：
[0065]-为单个200hz命令提供足够的吞吐量。
[0066]-比完整三重架构重量更轻。
[0067]-双重隔离物理路径。
[0068]-单一故障容错。
[0069]-对损失多达两个fcc的完全鲁棒性。
[0070]-对损失完整can网络的完全鲁棒性。
[0071]-对单个错误fcc的完全鲁棒性。
[0072]-对若干双总线故障的完全鲁棒性。
[0073]-缓解某些多总线故障：如本发明的第一方面和第二方面所提出的，一小组双总线故障将导致损失最多两个致动器，其中，如果致动器损失分布良好，则对飞行器可控性裕度的影响得到最小化。
[0074]-减少有关飞行器的飞行控制系统的开发工作。
附图说明
[0075]
图1示意性地示出飞行器的飞行控制系统，所述飞行控制系统具有用于飞行员的用户接口、冗余飞行控制计算机系统和将多个总线节点与飞行控制计算机系统连接的电子或光电总线系统。
[0076]
图2是第一变型的鸭式飞行器的示意性俯视图，所述飞行器可实现为具有vtol能力的单飞行员飞行器，并可设置有根据本发明的飞行控制系统。
[0077]
图3是第二变型的鸭式飞行器的示意性俯视图，所述飞行器可实现为具有vtol能力的单飞行员飞行器，并且可设置有根据本发明的飞行控制系统。
[0078]
图4在子图4a)和子图4b)中示意性地示出两种类型的升力/推力单元，如图4a)所示的单元具有安装至或集成至襟翼的三个推进发动机，或如图4b)所示的单元具有安装至或集成至襟翼的一个推进发动机。
[0079]
图5在子图5a)、子图5b)、子图5c)和子图5d)中以侧视图形式示出图4的升力/推力单元以及在襟翼相对于机翼的四个不同偏转角下的相应飞行器机翼。
[0080]
图6在子图6a)和6b)中示出通过公共控制节点或总线节点控制相应升力/推力单元的襟翼致动器或襟翼致动器布置以及一个或多个推进发动机。
[0081]
图7示意性地示出根据本发明的第一方面的具有冗余电子或光电总线系统的根据图1的飞行控制系统的实现方式。
[0082]
图8示出图7的飞行控制系统可如何被详细实现用于图3的鸭式飞行器的示例。
[0083]
图9以不同方式示出根据图8的详细实现方式，同时还示出各种升力/推力单元之
间相对于彼此以及沿着飞行器的相应主机翼或鸭式机翼的位置关系。
具体实施方式
[0084]
图1示意性地示出并阐明飞行控制系统10的非限制性示例。飞行控制系统具有飞行控制计算机系统12，其可根据常规概念，具体地提供冗余的概念来实现。一个示例为具有三个冗余飞行控制计算机12a、12b和12c的常规三重架构，所述架构一方面可与飞行员用户接口冗余连接，并另一方面与基于飞行员命令进行控制的飞行器的元件和装置冗余连接。作为常规冗余概念的示例，可参考us 7,337,044 b2、us 8,935,015 b2和us 8,818,575 b2。
[0085]
在图1中，飞行器的各种部件由元件14到20示意性地表示，这些元件可表示各种飞行器装置，诸如传感器、致动器(诸如用于可控地移动诸如襟翼等的飞行控制表面的致动器)、推进发动机等。更准确地，元件14至20表示这些飞行器装置的控制节点或总线节点，所述控制节点或总线节点基于从飞行控制计算机系统接收到的命令来控制相应的致动器、推进发动机等或/和将传感器数据或状态数据发送至飞行控制计算机系统。根据本发明的优选实施例，提供总线系统，优选地can总线系统22，以用于将各种部件与飞行控制计算机系统12光学或电连接。
[0086]
飞行控制系统10还包括飞行员用户接口，其可包括左侧杆设备30a和右侧杆设备30b，左侧杆设备具有左侧杆32a，右侧杆设备具有右侧杆32b。两个侧杆都可在左右方向上围绕至少大致在飞行器的纵向方向上延伸的第一操纵轴线枢转，并且在前后方向上围绕至少大致在飞行器的横向方向上延伸的、优选地正交于第一操纵轴线的第二操纵轴线枢转。
[0087]
可为两个侧杆提供传统已知的对应的多自由度组件和传感器组件38a、38b，所述组件对侧杆的枢转移动或/和通过侧杆作用的枢转力敏感。
[0088]
由传感器组件38a和传感器组件38b生成的电子飞行控制信号或电子飞行控制命令通过电子或光学连接链路42a和42b传输到飞行控制计算机系统12。
[0089]
图2和图3示出作为非限制性示例的两种鸭式飞行器，本发明可应用于这些飞行器。鸭式飞行器200在飞行器机身203的后部具有固定的左后机翼或主机翼202和固定的右后机翼或主机翼204，并在飞行器机身的前部具有固定的左前机翼或鸭式机翼206和固定的右前机翼或鸭式机翼208。每个机翼分别设置有多个襟翼210、212、214和216的阵列。例如，每个前机翼或鸭式机翼可以设置有至少六个襟翼，并且每个后机翼或主机翼可以设置有至少十二个襟翼。
[0090]
图2所示的实施例每个前机翼或鸭式机翼具有两个襟翼，并且每个后机翼或主机翼具有四个襟翼，并且图3所示的实施例每个前机翼或鸭式机翼具有六个襟翼，并且每个后机翼或主机翼具有十二个襟翼。
[0091]
这些襟翼可枢转地或可移动地安装至相应机翼，并可通过相应电致动器布置围绕枢转轴线枢转或与枢转移动部件一起移动，优选地对于每个襟翼都是彼此独立的。每个襟翼可在上第一操作位置与下第二操作位置之间枢转。每个襟翼可采取相对于飞行器纵向轴线的最小倾斜或零倾斜的位置(可能是上第一操作位置)，以及相对于飞行器的纵向轴线的最大向下倾斜的位置(可能是下第二操作位置)。然而，如果最大向下倾斜位置对应于襟翼的竖直方向，则下第二操作位置可替代地可以是超过最大向下倾斜位置的位置，使得襟翼
略微指向前方。
[0092]
呈电操作的导管螺旋桨形式的至少一个推进发动机安装至这些襟翼中的每个。导管螺旋桨优选地安装至相应襟翼的上表面。替代地，推进发动机可集成至相应的襟翼中，以使得相应导管螺旋桨在其中旋转的相应推进发动机的空气通道位于相应的前机翼或后机翼的上表面上方并与所述上表面对准。
[0093]
优选地，襟翼可采取对应于较低的第二操作位置的位置或第一操作位置与第二操作位置之间的另一个操作位置，其中，导管螺旋桨仅提供向下的竖直推力，这为飞行器提供竖直起降(vtol)能力。在上第一操作位置或第一操作位置与第二操作位置之间的另一个操作位置中，其中，襟翼在纵向方向上延伸或相对于飞行器的纵向方向以最小角度延伸，运行的导管螺旋桨为飞行器提供最大的向前推力。襟翼不仅用于控制推进发动机或推进模块的推力方向，而且还用作基于通常的空气动力学原理影响飞行器在空中移动的飞行控制表面。
[0094]
在图2所示的实施例中，襟翼设置有推进模块，其中，呈导管螺旋桨形式的多个推进发动机集成至所述推进模块中。例如，此类推进模块可包括三个此类推进发动机，以使得每个襟翼设置有相应导管螺旋桨形式的三个推进发动机。在这种情况下，飞行器总共设置有三十六个推进发动机。
[0095]
图4a)示出此类推进模块230的示意图，该推进模块具有三个推进发动机232a、232b和232c的阵列并安装至襟翼234，所述襟翼可以是图2所示的襟翼210、212、214和216中的任一个。
[0096]
在图3所示的实施例中，每个襟翼设置有呈导管螺旋桨形式的一个相应推进发动机。因此，飞行器设置有总共三十六个推进发动机。
[0097]
图4b)示意性地示出安装有推进发动机232的这种襟翼234。襟翼234可以是图3的襟翼210、212、214和216中的任一个。
[0098]
图4以从飞行器后部的视图示意性地示出具有推进模块230或推进发动机232的相应襟翼234。
[0099]
图5示意性地示出对于襟翼相对于机翼的不同偏转角，飞行器的相应机翼236(可以是图2和图3的机翼202、204、206和208中的任一个)以及相应襟翼234(安装有相应的推进模块230或相应的推进发动机232)的侧视图。例如，如图5a)所示的最小或零偏转角为飞行器提供最大的向前推力，并且如图5d)所示的最大偏转角或90度的偏转角提供最大或仅竖直向下的推力以实现飞行器的竖直起降(vtol)能力。最大偏转角甚至可大于90度，以使得提供在具有向下分量和向后分量的方向上的推力。
[0100]
如图5b)和图5c)所示的襟翼的中间偏转角在具有向下分量和向前分量的方向上提供推力，如基于相应偏转角判断的。此偏转角优选地可在最小与最大偏转角之间连续变化。作用在相应机翼236与相应襟翼234之间的合适的襟翼致动器或襟翼致动器布置在图5中由元件240示意性地表示。可枢转地连接襟翼234与机翼236的合适的枢转接头或枢转接头布置在图5中由元件242示意性地表示。
[0101]
根据优选实施例，在图2的方法的情况下，每个推进模块230的推进发动机232a、232b和232c以及相应襟翼234的襟翼致动器或襟翼致动器布置240具有相关联的公共总线节点250，该公共总线节点250与总线系统、具体地与图1的飞行控制系统的can总线系统22
连接，并基于通过总线系统或can总线系统22从飞行控制计算机系统12接收到的命令消息来控制推进发动机232a、232b和232c以及襟翼致动器或襟翼致动器布置240。这在图6a)中示出。
[0102]
类似地，在图3的方法的情况下，每个襟翼234的一个推进发动机232和相应的襟翼致动器或襟翼致动器布置240可具有相关联的公共总线节点250，该公共总线节点250与总线系统、具体地与图1的飞行控制系统的can总线系统22连接，并基于通过总线系统或can总线系统22从飞行控制计算机系统12接收到的命令消息来控制推进发动机232以及襟翼致动器或襟翼致动器布置240。这在图6中示出。
[0103]
在下文中，一方面如图4a和图6a以及图5所示，另一方面如图4b和图6b以及图5所示，一个襟翼234与至少一个推进发动机232或232a、232b和232c、襟翼致动器或襟翼致动器布置240和控制节点250的此类组合也分别被表示为飞行器的升力/推力单元，诸如图2的飞行器或图3的飞行器。
[0104]
总线节点250是诸如图1所示的总线节点14、16、18和20等的总线节点。原则上，可仅将总线节点250等总线节点与总线系统或can总线系统22连接，但优选地，具有对应总线节点的其他飞行器装置也可与总线系统连接。还应当提到，襟翼234、推进模块230和推进发动机232a、232b、232c和232可具有用于将信息返回给飞行控制计算机系统的能力或者可设置有用于将信息返回给飞行控制计算机系统的传感器。为此目的，总线节点250可通过总线系统向飞行控制计算机系统发送对应的信息消息。
[0105]
如所提到的，鸭式飞行器200可设置有图1中示意性地示出的飞行控制系统。基于飞行员借助于两个侧杆的控制输入，飞行控制计算机系统12通过控制导管螺旋桨的转速来控制前机翼和后机翼处的襟翼或升力/推力单元的偏转角以及其推进发动机的推力。优选地，所有襟翼或升力/推力单元的偏转角可彼此独立地控制。此外，可规定所有导管螺旋桨的转速可彼此独立地控制。这也适用于提供如上提到的推进模块的情况，每个推进模块具有多个导管螺旋桨，如图2、图4a)和图6a)的实施例所示。然而，在这种情况下，可决定提供对每个相应推进模块230的导管螺旋桨的转速的集体控制，此举更为合适。
[0106]
根据本发明，总线系统或can总线系统22包括第一独立总线子系统22a或独立can总线子系统22a和第二独立总线子系统22b或第二独立can总线子系统22b，如图7所示。第一飞行控制计算机12a和第二飞行控制计算机12b与第一总线子系统或第一can总线子系统22a连接，并且第三飞行控制计算机12c与第二总线子系统或第二can总线子系统22b连接。两个独立总线子系统或独立can总线子系统22a和22b中的每个包括多个独立通信总线，具体地多个独立can总线。在第一独立总线子系统或can总线子系统22a的情况下提供多个独立通信总线24a或can总线24a，并且在第二独立总线子系统或can总线子系统22b的情况下提供多个独立通信总线或can总线24b。这些具有全双工能力的独立通信总线或can总线在图7中分别由三个平行的水平线24a1、24a2、24a3和24b1、24b2、24b3表示。
[0107]
可能各自表示属于如图6a)和图6b)所示的相应襟翼和推进发动机组合的多个总线节点250中的一个的总线节点14、16、18和20各自与第一总线子系统22a的独立通信总线或can总线24a1、24a2和24a3中的一个以及与第二总线子系统22b的通信总线或can总线24b1、24b2和24b3中的一个连接。
[0108]
如图7所示，总线节点连接至不同的通信总线或can总线组合，即总线节点14连接
至通信或can总线24a1和24b1，总线节点16连接至通信总线或can总线24a1和24b2，总线节点18连接至通信总线或can总线24a2和24b2，并且总线节点20连接至通信总线或can总线24a2和24b3。这实现了通信总线或can总线24a1、24a2、24a3、24b1、24b2和24b3中的任何一对通常可发生故障，而不中断总线节点14、16、18和20中的多于一个的总线节点与飞行控制计算机系统12的通信。通过将飞行器的各总线节点适当分配给两个独立总线子系统的通信总线或can总线，可减轻这种双重或多总线故障的影响，以使得飞行器的飞行能力和可控性基本不受影响。
[0109]
例如，如果(例如，图3所示的飞行器的)两个升力/推力单元由于两个独立通信总线或can总线中任何一对的故障而发生故障，则可能对飞行器的横向平衡产生很小的影响。本领域技术人员将能够提供共同类型的足够数量的飞行器装置，具体地升力/推力单元，并将这些飞行器装置以合适的配置布置在飞行器上，具体地布置在其机翼上，并以适当的方式将这些飞行器装置分配给两个独立总线子系统22a和22b中的每个的多个独立通信总线或can总线，以使得实现针对这种双重总线故障的期望复原性。在此上下文中，本领域技术人员还将为两个独立总线子系统中的每个选择适当数量的独立通信总线或can总线。
[0110]
如果总线节点14、16、18和20中的每个(具体地如总线节点250等总线节点)被配置为根据第一总线通信协议来通过独立总线子系统22a和22b中的一个通信，并被配置为根据不同于第一总线通信协议的第二总线通信协议来通过总线子系统22a和22b中的另一个独立总线子系统通信，则实现了针对总线通信故障的甚至更多的复原性。在can总线的情况下，优选地，总线节点中的每个被配置为基于第一can总线协议通过两个can总线子系统22a和22b中的一个并基于与第一can总线协议不同的第二can总线协议通过两个can总线子系统22a和22b中的另一个来与飞行控制计算机系统12通信。对应地，飞行控制计算机系统，更具体地其飞行控制计算机，被配置为基于两种不同的can总线协议来通过相应can总线子系统与总线节点通信。
[0111]
优选地，第一can总线协议和第二can总线协议中的一个遵循被称为can standard的iso 11888标准和被称为can fd的sae j2284-5:2016标准中的一个，并且第一can总线协议和第二can总线协议中的另一个遵循被称为can standard的iso 11888标准和被称为can fd的sae j2284-5:2016标准中的另一个。
[0112]
在本发明的上下文中，提供具有独立can总线子系统22a和22b以及分别具有相应多个独立can总线24a1、24a2、24a3和24b1、24b2、24b3的can总线系统22确实是高度优选的。can总线系统是具有许多优点的成熟系统。总线参与者或总线节点基于相应总线消息的对象标识符来决定总线消息是否相关。与所谓的“线系统是或“任一对多”原则一致，总线参与者不被单独寻址。总线访问是基于对象标识符通过逐位仲裁自动控制的。然而，arinc-825规范甚至额外提供“点对点”或
“““”
或通信，如果需要，其可用于某些功能。典型的can总线仅需要通常作为双绞线提供的两条信号线，即can-low和can-high。在实践中，通常还有一根gnd(接地)和一根can v (电源)线。如果需要，可使用合适的can通过光学单模或多模光纤将can总线数据发送到光纤转换器等。
[0113]
下面基于图8和图9对图3的鸭式飞行器的飞行控制系统的更详细实施例进行说明。在图3中，如图6和图5所示的各自具有带有总线节点250和襟翼致动器或襟翼致动器布置240的襟翼234和推进发动机232的升力/推力单元具有在图3中的插入物中示出的相关联
标识号，其与机翼和鸭式机翼相关联。
[0114]
鸭式机翼206的六个襟翼或升力/推力单元214分配了标识号1.1至1.6。鸭式机翼208的六个襟翼或升力/推力单元214分配了标识号2.1至2.6。主机翼202的十二个襟翼或升力/推力单元210分配了标识号3.1至3.12。主机翼204的十二个襟翼或升力/推力单元212分配了标识号4.1至4.12。这些标识号也包括在图8和图9中，以用于标识襟翼或升力/推力单元。
[0115]
标识号1.1、2.1、3.1和4.1分别标识靠近或接近机身203的最内侧襟翼或升力/推力单元，标识号1.6、2.6、3.12和4.12标识距机身203具有最大距离的最外侧襟翼或升力/推力单元，并且其他襟翼或升力/推力单元及其沿相应机翼或鸭式机翼的位置由图3中的四个标识号插入物对应地标识。图8和图9使用这些标识号来标识相应襟翼以及相应升力/推力单元。
[0116]
图8详细标识将襟翼或升力/推力单元的总线节点(这些术语在以下描述的上下文中同义地使用)分配给用实线表示的第一can总线子系统22a(被表示为can a)及其六个独立can总线以及用虚线表示的第二独立can总线子系统24b(用can b表示)及其六个独立can总线。两个总线子系统的独立can总线分别由图8中的标识框所示的标识号1、2、3、4、5和6标识。
[0117]
通过由标识号1、2和3标识的can总线的总线通信遵循iso 11888标准(被称为can standard)，并在图8和图9中称为can 2.0b，并且通过由标识号4、5和6标识的独立can总线的总线通信遵循被称为can fd的sae j2284-5:2016。
[0118]
第一can总线子系统24a的由标识号1、2和3标识的独立can总线和第二can总线子系统24b的由标识号4、5和6标识的独立can总线布置在图8的图的上部，并且第一can总线子系统24a的由标识号4、5和6标识的独立can总线和第二can总线子系统24b的由标识号1、2和3标识的独立can总线布置在图8的图的下部。
[0119]
对于第一飞行控制计算机12a或fcc1、第二飞行控制计算机12b或fcc2和第三飞行控制计算机12c或fcc3，总线节点或升力/推力单元1.1、1.2、4.3、4.4、4.7、4.8、1.3、1.4、4.2、4.5、4.9、4.10、1.5、1.6、4.1、4.6、4.11、4.12(图的上部)属于第一组总线节点，并且总线节点或升力/推力单元2.1、2.2、3.3、3.4、3.7、3.8、2.3、2.4、3.2、3.5、3.9、3.10、2.5、2.6、3.1、3.6、3.11和3.12(图的下部)属于第二组总线节点。飞行控制计算机12a和12b根据被称为can standard或can 2.0b的iso 11888标准来与第一组总线节点通信，并根据被称为can fd的sae j2284-5:2016标准与第二组总线节点通信。第三飞行控制计算机12c根据被称为can fd的sae j2284-5:2016标准来与第一组总线节点通信，并根据被称为can standard或can 2.0b的iso 11888标准来与第二组总线节点通信。
[0120]
图9基本给出与图8相同的信息，但也示出不同襟翼或升力/推力单元相对于彼此以及沿飞行器的机翼和鸭式机翼的位置关系。连接第一can总线子系统24a的can总线子系统部分的总线连接器28a、28b、28c和28d可被称为主连接器，以反映对总线节点的控制通常是通过第一can总线子系统24a完成的，并且连接第二can总线子系统24b的can总线子系统部分的can总线连接器29a、29b、29c和29d对应地可表示为冗余或辅助连接器，以反映对总线节点的控制通常是通过第二can总线子系统24b完成的。如图8所示，第一can总线子系统24a的独立can总线以实线绘制，并且第二can总线子系统24b的独立can总线以虚线绘制。在
图9中也使用分别标识两个can总线子系统24a和24b的相应独立can总线的相同标识号1、2、3、4、5、6。由此标识用于通过相应独立can总线通信的相应can总线协议或can标准。
[0121]
如前所述，实现了针对故障的复原性。第一独立can总线子系统24a(表示为can a)的can总线6和第二独立can总线子系统24b(表示为can b)的can总线1中的双重总线通信故障将导致左主机翼202的升力/推力单元3.1和3.6发生故障。类似地，can a和can b总线子系统的can总线3和4中的双重故障将导致右主机翼204中的升力/推力单元4.1和4.6发生故障。因此，靠近机身的升力/推力单元和仍然相当靠近机身的升力/推力单元将受影响，使得仅会发生横向平衡的较小影响。
[0122]
此外，can a和can b总线子系统的独立can总线3和6中的总线通信错误会影响左鸭式机翼206的最外侧升力/推力单元1.6和右主机翼204的最外侧升力/推力单元4.12，并且can a和can b总线子系统的can总线6和3中的总线故障将影响右鸭式机翼208的最外侧升力/推力单元2.6和左主机翼202的最外侧升力/推力单元3.12。同样，横向平衡不会受到太大影响。升力/推力单元被分配给两个can总线子系统的相应独立can总线，以使得这些总线中任何一对的两个总线故障的任何组合都不会对横向平衡产生重大影响，使得飞行器的飞行能力和可控性基本不受影响。
[0123]
当然，除图8和图9所示的升力/推力单元的各种总线节点到两个独立can总线子系统的单独can总线以外的其他分配是可能的。此外，当然可不同地选择每个机翼或鸭式机翼的升力/推力单元的数量。
[0124]
基于本发明的实现针对故障的复原性的所示原理当然也可应用于除图2所示的飞行器以外的其他类型的飞行器。此原理当然也可应用于图3所示的飞行器，也可应用于完全不同类型的飞行器，这些飞行器具有大量升力/推力单元、推进发动机、襟翼等，并非所有这些飞行器发动机是保持飞行器的飞行能力和可控性所必需的。为了实现针对双重或多总线故障的复原性，本领域技术人员将能够在实施本发明时将各种飞行器发动机分配给冗余总线系统的单独总线，以使得这种双重或多总线故障的影响被最小化。
[0125]
如果设置有常规类型的飞行控制系统，则图2和图3所示类型和变型的飞行器也是值得关注的。
[0126]
本文还公开以下各项：
[0127]
1.一种用于飞行器(200)的飞行控制系统(10)，所述飞行控制系统包括飞行控制计算机系统(12)，所述飞行控制计算机系统通过电子或光电总线系统(22)与多个总线节点(14、16、18、20；200)连接，所述多个总线节点各自被配置为执行以下操作中的至少一个：基于通过所述总线系统从所述飞行控制计算机系统接收到的命令消息来控制相关联的飞行器装置(232；232a、232b、232c；242)；以及通过所述总线系统将信息消息发送至所述飞行控制计算机系统；
[0128]
其特征在于，所述电子或光电总线系统是包括多个独立总线子系统(22a、22b)的冗余电子或光电总线系统(22)，其中，每个总线节点被配置为通过所述多个独立总线子系统中的两个不同总线子系统(22a、22b)与所述飞行控制计算机系统(12)通信，其中，每个总线节点进一步被配置为基于相关联的预定总线通信协议通过相应两个不同总线子系统中的第一总线子系统(22a)并基于相关联的预定总线通信协议通过相应两个不同总线子系统中的第二总线子系统(22b)来与所述飞行控制计算机系统通信。
[0129]
2.根据项目1所述的飞行控制系统，其中，第一组总线节点中的每个总线节点被配置为基于第一总线通信协议通过所述第一总线子系统(22a)与所述飞行控制计算机系统(12)通信，所述第一总线通信协议是所述第一组中的总线节点针对所述第一总线子系统的相关联的预定总线通信协议，并被配置为基于第二总线通信协议通过所述第二总线子系统(22b)与所述飞行控制计算机系统(12)通信，所述第二总线通信协议是所述第一组中的总线节点针对所述第二总线子系统的相关联的预定总线通信协议，并且不同于所述第一总线通信协议，并且其中，第二组总线节点中的每个总线节点被配置为基于所述第二总线通信协议通过所述第一总线子系统(22a)与所述飞行控制计算机系统(12)通信，所述第二总线通信协议是所述第二组中的总线节点针对所述第一总线子系统的相关联的预定总线通信协议，并被配置为基于所述第一总线通信协议通过所述第二总线子系统(22b)与所述飞行控制计算机系统(12)通信，所述第一总线通信协议是所述第二组中的总线节点针对所述第二总线子系统的相关联的预定总线通信协议。
[0130]
3.根据项目1或2所述的飞行控制系统，其中，所述多个独立总线子系统中的每个由多个独立通信总线(24a1、24a2、24a3；24b1、24b2、24b3)构成，并且其中，每个总线节点通过所述第一总线子系统中的一个相关联通信总线与所述飞行控制计算机系统连接，并被配置为基于所述相关联的预定总线通信协议通过所述第一总线子系统的该通信总线与所述飞行控制计算机系统通信，并且每个总线节点通过所述第二总线子系统的一个相关联通信总线与所述飞行控制计算机系统连接，并被配置为基于所述相关联的预定总线通信协议通过所述第二总线子系统的该通信总线与所述飞行控制计算机系统通信。
[0131]
4.根据项目3所述的飞行控制系统，其中，多个总线节点与所述第一总线子系统(24)的所述多个独立通信总线(24a1、24a2、24a3)中的多个或所有独立通信总线中的每个相关联，其中，与所述第一总线子系统的同一独立通信总线相关联的总线节点被配置为通过该公共独立通信总线与所述飞行控制计算机系统(12)通信，并且多个总线节点与所述第二总线子系统(24b)的所述多个独立通信总线(24b1、24b2、24b3)中的多个或所有独立通信总线中的每个相关联，其中，与所述第二总线子系统的同一独立通信总线相关联的总线节点被配置为通过该公共独立通信总线与所述飞行控制计算机系统(12)通信。
[0132]
5.根据项目1至4中一项所述的飞行控制系统，其中，所述总线节点(14、16、18、20；200)是can总线节点，所述多个独立总线子系统实现为独立can总线子系统(22a、22b)，并且所述预定总线通信协议各自是根据相应can标准的多个不同can总线协议中的一个，包括根据第一can标准的第一can总线协议和根据不同于所述第一can标准的第二can标准的第二can总线协议。
[0133]
6.根据项目3和5所述的飞行控制系统，其中，所述独立can总线子系统(22a、22b)中的每个由实现所述多个独立通信总线的多个独立can总线(24a1、24a2、24a3；24b1、24b2、24b3)构成，使得每个can总线节点通过第一can总线子系统(22a)的一个相关联can总线与所述飞行控制计算机系统(12)连接，并且每个总线节点通过第二总线can子系统(22b)的一个相关联can总线与所述飞行控制计算机系统(12)连接。
[0134]
7.根据项目6所述的飞行控制系统，其中，所述第一can总线子系统(22a)的所述can总线中的多个或所有can总线各自与多个相关联的can总线节点连接，并且所述第二can总线子系统(22b)的所述can总线中的多个或所有can总线各自与多个相关联的can总线节
点连接，其中，与同一can总线连接的can总线节点被配置为通过该公共can总线与所述飞行控制计算机系统通信。
[0135]
8.根据项目2且根据项目6或7所述的飞行控制系统，其中，所述第一组总线节点中的每个can总线节点被配置为基于所述第一can总线协议通过所述第一can总线子系统(22a)的所述相关联can总线与所述飞行控制计算机系统(12)通信，并被配置为基于所述第二can总线协议通过所述第二can总线子系统(22b)的所述相关联can总线与所述飞行控制计算机系统(12)通信，并且其中，所述第二组总线节点中的每个can总线节点被配置为基于所述第二can总线协议通过所述第一can总线子系统(22a)的所述相关联can总线与所述飞行控制计算机系统(12)通信，并被配置为基于所述第一can总线协议通过所述第二can总线子系统(22b)与所述飞行控制计算机系统(12)通信。
[0136]
9.根据项目5至8中一项所述的飞行控制系统，其中，所述第一can总线协议和第二can总线协议中的一个遵循被称为can standard的iso 11888标准和被称为can fd的sae j2284-5:2016标准中的一个。
[0137]
10.根据项目9所述的飞行控制系统，其中，所述第一can总线协议和第二can总线协议中的另一个遵循被称为can standard的iso 11888标准和被称为can fd的sae j2284-5:2016标准中的另一个。
[0138]
11.根据项目1至10中一项所述的飞行控制系统，其中，所述飞行控制计算机系统(12)是冗余飞行控制计算机系统(12)，包括多个独立飞行控制计算机(12a、12b、12c)，优选地三个独立飞行控制计算机(12a、12b、12c)，其中，所述多个独立飞行控制计算机(12a、12b、12c)优选地是在飞行控制计算机硬件和飞行控制计算机软件中的至少一个方面不同的不同飞行控制计算机。
[0139]
12.根据项目11所述的飞行控制系统，其中，每个飞行控制计算机通过所述独立总线子系统或独立can总线子系统(22a、22b)中的一个与所述总线节点或can总线节点中的每个连接，并且其中，所述飞行控制计算机中的至少一个(12a、12b)通过所述第一总线子系统或第一can总线子系统(22a)与所述总线节点或can总线节点中的每个连接，并且所述飞行控制计算机中的至少另一个(12c)通过所述第二总线子系统或第二can总线子系统(22b)与所述总线节点或can总线节点中的每个连接。
[0140]
13.根据项目12所述的飞行控制系统，其中，所述飞行控制计算机(12a、12b、12c)中的至少一个(12a、12b)被配置为基于所述第一总线通信协议或第一can总线协议来与第一组中的所述总线节点或can总线节点通信，并基于所述第二总线通信协议或第二can总线协议来与第二组中的所述总线节点或can总线节点通信，并且其中，所述飞行控制计算机(12a、12b、12c)中的至少另一个(12c)被配置为基于所述第二总线通信协议或第二can总线协议来与所述第一组中的所述总线节点或can总线节点通信，并基于所述第一总线通信协议或第一can总线协议来与所述第二组中的所述总线节点或can总线节点通信。
[0141]
14.根据项目12或13所述的飞行控制系统，其中，第一飞行控制计算机(12a)和第二飞行控制计算机(12b)通过所述第一总线子系统或第一can总线子系统(22a)与所述总线节点或can总线节点中的每个连接，并且其中，第三飞行控制计算机(12c)通过所述第二总线子系统或第二can总线子系统(22b)与所述总线节点或can总线节点中的每个连接。
[0142]
15.根据项目13和14所述的飞行控制系统，其中，所述第一飞行控制计算机(12a)
和所述第二飞行控制计算机(12b)被配置为基于所述第一总线通信协议或第一can总线协议来与所述第一组中的所述总线节点或can总线节点通信，并被配置为基于所述第二总线通信协议或第二can总线协议来与所述第二组中的所述总线节点或can总线节点通信，并且其中，所述第三飞行控制计算机(12c)被配置为基于所述第二总线通信协议或第二can总线协议来与所述第一组中的所述总线节点或can总线节点通信，并被配置为基于所述第一总线通信协议或第一can总线协议来与所述第二组中的所述总线节点或can总线节点通信。
[0143]
16.根据项目11至15中一项所述的飞行控制系统，其中，提供有三个飞行控制计算机(12a、12b、12c)，
[0144]
其中，所述飞行控制计算机(12a、12b、12c)被配置为选择所述飞行控制计算机中的一个作为有控制权的飞行控制计算机，并由此选择另外两个飞行控制计算机作为监督飞行控制计算机，
[0145]
其中，每个飞行控制计算机(12a、12b、12c)被配置为用作有控制权的飞行控制计算机，并基于通过相应独立总线子系统或独立can总线子系统(22a；22b)发送至总线节点或can总线节点的命令消息并可能地基于通过所述相应独立总线子系统或独立can总线子系统从总线节点或can总线节点接收到的信息消息来控制所述飞行器(200)，
[0146]
并且其中，至少两个、优选地所有三个飞行控制计算机(12a、12b、12c)被配置为用作监督飞行控制计算机，并监控以下中的至少一项：当前作为所述有控制权的飞行控制计算机的飞行控制计算机的操作；以及通过所述相应独立总线子系统或独立can总线子系统发送的消息。
[0147]
17.根据项目16所述的飞行控制系统，其中，所述飞行控制计算机(12a、12b、12c)或至少被配置为监督飞行控制计算机的飞行控制计算机被配置为：基于由用作监督飞行控制计算机的飞行控制计算机所进行的监督，选择与当前用作有控制权的飞行控制计算机的飞行控制计算机不同的飞行控制计算机作为新的有控制权的飞行控制计算机。
[0148]
18.一种包括根据前述项目中一项所述的飞行控制系统(10)的飞行器(200)。
[0149]
19.根据项目18所述的飞行器，其中，所述飞行器(200)是单飞行员飞行器、具有竖直起降能力的飞行器和鸭式飞行器中的至少一种。
[0150]
20.根据项目18或19所述的飞行器，其中，所述飞行器(200)具有属于共同类型的多个飞行器装置，所述多个飞行器装置各自具有飞行控制系统的相关联的相应总线节点或can总线节点(200)，其中，所述飞行器装置以一定数量和配置布置在所述飞行器的机身(203)和所述飞行器的机翼(202、204、206、208)中的一者或两者处以实现针对故障的复原性，使得各自包括属于共同类型的所述飞行器装置中的至少两个飞行器装置的所述多个飞行器装置的各个子组可能会发生故障，而不会危及所述飞行器的飞行能力和可控性。
[0151]
21.根据项目20所述的具有根据项4或7所述的飞行控制系统的飞行器，其中，属于共同类型的所述飞行器装置的所述总线节点或can总线节点以一定数量和方式与所述第一总线子系统或第一can总线子系统(22a)的相应独立通信总线或can总线相关联，并以一定数量和方式与所述第二总线子系统或第二can总线子系统(22b)的相应独立通信总线或can总线相关联，使得所述飞行控制系统的两个独立通信总线或can总线的任何组合可能会发生故障，而不会显著影响所述飞行器的飞行能力和可控性。
[0152]
22.根据项目20或21所述的飞行器，其中，属于共同类型或第一共同类型的所述飞
行器装置是具有空气控制表面的襟翼(234)，其中，所述襟翼以可移动的方式安装至所述飞行器的机翼(234)，其中，每个襟翼具有相关联的至少一个襟翼致动器(240)和总线节点或can总线节点(250)，所述总线节点或can总线节点被配置为通过基于从所述飞行控制计算机系统(12)接收到的命令消息控制所述至少一个襟翼致动器(240)来控制所述襟翼(234)的偏转角。
[0153]
23.根据项目20至22中一项所述的飞行器，其中，属于共同类型或第二共同类型的所述飞行器装置是推进发动机(232；232a、323b、232c)，其中，每个推进发动机具有相关联的总线节点或can总线节点(250)，所述总线节点或can总线节点被配置为基于从所述飞行控制计算机系统(12)接收到的命令消息来控制所述推进发动机的操作。
[0154]
24.根据项目22和23所述的飞行器，其中，所述推进发动机(232；232a、323b、232c)安装至或集成到所述襟翼中的相关联的一个襟翼(234)，使得能够通过借助于相应的至少一个襟翼致动器(240)和与其相关联的相应总线节点或can总线节点(250)控制相应襟翼(234)的所述偏转角来控制所述推进发动机的推力方向。
[0155]
25.根据项目24所述的飞行器，其中，用于控制推力方向的多个或所有襟翼(234)各自仅具有相关联的一个推进发动机(232)，所述相关联的一个推进发动机安装至或集成到相应的襟翼(234)。
[0156]
26.根据项目24或25所述的飞行器，其中，用于控制推力方向的多个或所有襟翼(234)各自具有相关联的多个推进发动机(232a、323b、232c)，所述相关联的多个推进发动机安装至或集成至相应的襟翼(234)。
[0157]
27.根据项目26所述的飞行器，其中，包括多个推进发动机(232a、323b、232c)的推进模块(230)安装至或集成至相应的襟翼(234)。
[0158]
28.根据项目24至27中一项所述的飞行器，其中，对于具有相关联的一个推进发动机(232)或多个推进发动机(232a、323b、232c)的每个襟翼(234)，所述襟翼的所述至少一个襟翼致动器(240)和所述相关联的一个或多个推进发动机具有相关联的公共总线节点或can总线节点(250)，所述相关联的公共总线节点或can总线节点被配置为基于从所述飞行控制计算机系统(12)接收到的命令消息控制所述一个或多个推进发动机和所述至少一个襟翼致动器。
[0159]
29.一种鸭式飞行器(200)，包括：
[0160]-机身(203)；
[0161]-两个主机翼(202、204)，从所述机身横向延伸；
[0162]-两个鸭式机翼(206、208)，从所述机身横向延伸并位于所述主机翼前方；
[0163]-襟翼(234)，安装至所述机翼；
[0164]-飞行控制系统(10)；以及
[0165]-相关联的飞行器装置，包括能够由所述飞行控制系统控制的襟翼致动器(240)和推进发动机(232；232a、323b、232c)；
[0166]
其中，所述主机翼和所述鸭式机翼中的每个设置有具有空气控制表面的襟翼(234)，其中，每个襟翼(234)具有相关联的至少一个襟翼致动器(240)，所述相关联的至少一个襟翼致动器用于根据所述飞行控制系统的命令来调整所述襟翼的偏转角；
[0167]
其中，所述主机翼和所述鸭式机翼中的每个都设置有多个推进发动机(232；232a，
323b，232c)，所述多个推进发动机能够根据所述飞行控制系统的命令以可变推力操作，并各自安装至或集成至一个相关联的襟翼(234)，使得能够通过借助于相应至少一个襟翼致动器(240)控制相应襟翼(234)的所述偏转角来控制所述推进发动机的推力方向；并且
[0168]
其中，所述飞行控制系统(10)包括飞行控制计算机系统(12)、电子或光电传输系统(22)以及多个控制节点(14、16、18、20；250)，所述多个控制节点通过所述电子或光电传输系统与所述飞行控制计算机系统(12)连接并各自与所述飞行器装置中的至少一个飞行器装置相关联，其中，所述控制节点被配置为基于通过所述电子或光电传输系统(22)从所述飞行控制计算机系统(12)接收到的命令来控制所述相关联的至少一个飞行器装置。
[0169]
30.根据项目29所述的飞行器，其中，用于控制推力方向的多个或所有襟翼(234)各自仅具有相关联的一个推进发动机(232)，所述相关联的仅一个推进发动机安装至或集成至相应的襟翼(234)。
[0170]
31.根据项目29或30所述的飞行器，其中，用于控制推力方向的多个或所有襟翼(234)各自具有相关联的多个推进发动机(232a、232b、232c)，所述相关联的多个推进发动机安装至或集成至相应的襟翼(234)。
[0171]
32.根据项目31所述的飞行器，其中，包括多个推进发动机(232a、232b、232c)的推进模块(230)安装至或集成至相应的襟翼(234)。
[0172]
33.根据项目29至32中一项所述的飞行器，其中，对于具有相关联的一个推进发动机(232)或多个推进发动机(232a、232b、232c)的每个襟翼(234)，所述襟翼的所述至少一个襟翼致动器(240)和所述相关联的一个或多个推进发动机具有相关联的公共控制节点(250)，所述相关联的公共控制节点被配置为基于通过所述电子或光电传输系统(22)从所述飞行控制计算机系统(12)接收到的命令来控制所述一个或多个推进发动机和所述至少一个襟翼致动器。
[0173]
34.根据项目29至33中一项所述的飞行器，其中，所述飞行控制系统的特征在于如项目1至17中一项所述的飞行控制系统(10)的特征。
[0174]
35.根据项目29至34中一项所述的飞行器，其特征在于如项目18至28中一项所述的所述飞行器(200)的特征。