飞机的高升力系统及用于其的襟缝翼操纵指令确定方法
阅读说明：本技术 飞机的高升力系统及用于其的襟缝翼操纵指令确定方法 (High-lift system of airplane and slat operation instruction determination method for high-lift system ) 是由 连美如 徐德胜 徐向荣 王伟达 曹俊章 刘锦涛 于 2021-08-18 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种用于飞机的高升力系统的襟缝翼操纵指令确定方法以及飞机的高升力系统,其中通过具有多冗余度的角度位置传感器配置的襟/缝翼操纵手柄,以及提供了襟缝翼控制计算机对于襟缝翼操纵手柄的指令的匹配和确定机制,从而能够更为可靠地处理和选择手柄指令,进而在更多情形下提供襟缝翼的全速操纵。根据本发明的用于飞机的高升力系统的襟缝翼操纵指令确定方法以及飞机的高升力系统,能够在飞行状态中尽可能保证襟/缝翼安全可靠地全速运动,保障飞行安全,同时便于高升力系统的维护。(The invention discloses a flap and slat control instruction determining method for a high lift system of an airplane and the high lift system of the airplane, wherein a flap and slat control handle with multi-redundancy angle position sensor configuration is adopted, and a matching and determining mechanism of a flap and slat control computer for instructions of the flap and slat control handle is provided, so that the handle instructions can be processed and selected more reliably, and full-speed control of the flap and slat is provided under more situations. According to the method for determining the operation instruction of the flap and the high lift system of the airplane, the flap/slat can be ensured to move safely and reliably at full speed as far as possible in the flight state, the flight safety is guaranteed, and the maintenance of the high lift system is facilitated.)
技术领域
本发明涉及飞机的高升力系统，并具体涉及飞机的高升力系统的操纵器件、控制器件的指令选择机制，尤其涉及一种用于飞机的高升力系统的襟缝翼操纵指令确定方法以及一种飞机的高升力系统。
背景技术
飞机的高升力系统，尤其是现代大型飞机的高升力系统一般包括位于机翼前缘的缝翼和位于机翼后缘的襟翼。在飞机起飞、着陆等低速阶段通过前缘缝翼和后缘襟翼的向外伸出，向下弯曲增大机翼面积改变构型提供飞机升力，以保证飞机合理的滑跑距离和安全的起飞速度，同时改善飞机爬升率、进场速率及进场姿态。
襟/缝翼操纵手柄（全称为，Flap/Slat Control Lever，简称为FSCL）是高升力系统一般使用的操纵器件，用于控制襟翼和缝翼的伸出和收回。FSCL通常安装在中央操纵台上。传统架构的FSCL主要包括一个把手、一根带有力感装置的拉杆，行星齿轮系和四路RVDT传感器等。飞行员首先需提起把手，把手带动拉杆沿滑轨(一般为卡槽形式）移动。在这个过程中，拉杆的力感装置产生提起力和摩擦力。拉杆带动齿轮系旋转驱动RVDT，从而生成襟缝翼控制计算机（全称为Slat-Flap Control Computer，简称为SFCC）可解析的电信号。
襟缝翼控制计算机是高升力系统的重要控制器件，飞机上通常安装两个SFCC，每个SFCC包括2个完全相同的独立通道，即一个襟翼通道（Flap Channel）和一个缝翼通道（Slat Channel）。两个通道可通过物理方式彼此隔离，若一个SFCC失效，缝翼和襟翼功能依然可用，但是将以半速运行。襟缝翼控制计算机的通道控制模块一般由一个控制支路（Control lane）与一个监控支路(monitor lane)组成。如上所述的这种襟缝翼控制计算机的架构，例如如图1所示。图1中具体将襟缝翼控制计算机中的各个通道间的通信连接方式示出为经由CAN总线通信连接，可理解的是，这同样是下文所述的本发明的实施方式可应用的通道间通信方式。
然而，现有飞机的高升力系统中的SFCC处理和选择手柄（即操纵器件）指令的机制存在一个问题，即现有的解决方案所采用的冗余配置，在遇到一个SFCC失效或者存在其他涉及操纵指令的问题的情形下，虽然通常能一定程度上保障缝翼和襟翼功能可用，但是将以半速运行缝翼和襟翼功能，例如以半速操作飞机的缝翼和襟翼。但是，在飞机的一些工作状态中，以半速运行缝翼和襟翼功能并不能完全满足实际需要，这使得高升力系统的可用性没能得到最为充分的保障。
因此，亟需提供一种新的用于飞机的高升力系统的襟缝翼操纵指令确定方法以及飞机的高升力系统，以至少部分缓解或解决现有飞机的高升力系统存在的上述缺陷和问题。
发明内容
本发明要解决的技术问题是为了克服现有的飞机的高升力系统及其采用的手柄指令确定机制存在一些冗余配置上的不足，因而导致高升力系统的可用性没能得到最充分的保障的缺陷，提出一种新的用于飞机的高升力系统的襟缝翼操纵指令确定方法以及飞机的高升力系统。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
本发明提供了一种用于飞机的高升力系统的襟缝翼操纵指令确定方法，所述高升力系统包括：
具有彼此独立的第一襟翼通道和第一缝翼通道的第一襟缝翼控制计算机；
具有彼此独立的第二襟翼通道和第二缝翼通道的第二襟缝翼控制计算机；
襟缝翼操纵手柄，所述襟缝翼操纵手柄被配置为能够被操作至多个不同的手柄卡位，其中每个手柄卡位对应于所述襟缝翼操纵手柄的一个有效角度区间；
第一传感器、第二传感器、第三传感器和第四传感器，所述四个传感器被配置为能够独立地测量所述襟缝翼操纵手柄的角度位置并生成能够表征所测得的角度位置的传感器信号；
其中，第一襟翼通道、第一缝翼通道、第二襟翼通道和第二缝翼通道这四个通道分别通信连接至所述四个传感器中的一个，并且被配置为能够分别从所述四个传感器中的一个获取所述传感器信号；
其特点在于，所述襟缝翼操纵指令确定方法包括确定所述飞机的空地状态，并且，
在确定所述飞机处于空中状态的情况下，由每个通道执行以下空中判定步骤：
判断获取的所述传感器信号是否能够满足空中有效卡位条件，其中所述空中有效卡位条件定义为所述传感器信号表征的角度位置落入一个所述有效角度区间达到预设的第一时长阈值；
若满足所述空中有效卡位条件，则基于所述传感器信号确定卡位指令信号并将所确定的卡位指令信号发送给其余三个通道，若不满足所述空中有效卡位条件，则生成一个无效信号（例如“null”信号）并发送给其余三个通道；
判断本通道所确定的卡位指令信号是否满足匹配条件，所述匹配条件定义为其余三个通道发送给本通道的三个信号中包含任意一个和本通道所确定的卡位指令信号一致的卡位指令信号；
若满足所述匹配条件，则将一致的卡位指令信号判定为系统指令，并将所述系统指令发送给其余三个通道；
若不满足所述匹配条件，则依据对侧相同通道、同侧相邻通道和对侧相邻通道的优先级顺序依次判断其所确定的卡位指令信号是否满足所述匹配条件，并且在满足所述匹配条件时将一致的卡位指令信号判定为所述系统指令，并将所述系统指令发送给其余三个通道；
若连续执行上述空中判定步骤多次均未能生成所述系统指令，则本通道进入失效-安全状态，或者，在预设的第二时长阈值内执行上述空中判定步骤均未能生成所述系统指令，则本通道进入失效-安全状态。
根据本发明的一种实施方式，所述襟缝翼操纵指令确定方法还包括：
在确定所述飞机处于地面状态的情况下，由每个通道执行以下地面判定步骤：
判断获取的所述传感器信号是否能够满足地面有效卡位条件，其中所述地面有效卡位条件定义为所述传感器信号表征的角度位置落入一个所述有效角度区间达到预设的第二时长阈值；
若满足所述地面有效卡位条件，则基于所述传感器信号确定卡位指令信号并将所确定的卡位指令信号发送给其余三个通道，若不满足所述地面有效卡位条件，则生成一个通道故障信号并发送给发动机显示和机组警告系统及其余三个通道；
判断本通道所确定的卡位指令信号是否满足所述匹配条件；
若满足所述匹配条件，则将一致的卡位指令信号判定为系统指令，并将所述系统指令发送给其余三个通道；
若不满足所述匹配条件，则生成所述通道故障信号并发送给发动机显示和机组警告系统及其余三个通道。
基于这样的优选方案，提供了空中和地面两种状态下有所不同的信号处理和判断逻辑的设计，由此提供了以下两方面的优势。即，一方面，使得可靠性足以在大部分情形下使得飞机的高升力系统在空中状态下基于系统指令对襟缝翼进行全速操作或者说使其全速运转而非半速运转，另一反面，在地面状态下则能够更为及时地向发动机显示和机组警告系统（简称为EICAS）通报故障。
根据本发明的一种实施方式，所述四个传感器中，第二传感器和第三传感器分别为被配置为能够测量并生成第一路传感器信号和第二路传感器信号的双通道传感器；
其中，第一缝翼通道和第二缝翼通道被配置为能够分别获取第三传感器和第二传感器的第二路传感器信号，第一襟翼通道被配置为能够获取第一传感器的传感器信号作为主用传感器信号以及获取第三传感器的第一路传感器信号作为备用传感器信号，第二襟翼通道被配置为能够获取第二传感器的第一路传感器信号作为主用传感器信号以及获取第四传感器的传感器信号作为备用传感器信号。
根据本发明的一种实施方式，所述四个传感器分别为被配置为能够测量并生成第一路传感器信号和第二路传感器信号的双通道传感器；
其中，第一襟翼通道、第一缝翼通道、第二襟翼通道和第二缝翼通道依次被配置为，能够分别获取第一传感器的第一路传感器信号、第三传感器的第二路传感器信号、第二传感器的第一路传感器信号、第四传感器的第二路传感器信号作为主用传感器信号，以及分别获取第三传感器的第一路传感器信号、第一传感器的第二路传感器信号、第四传感器的第一路传感器信号、第二传感器的第二路传感器信号作为备用传感器信号。
根据本发明的一种实施方式，当由被配置为能够获取主用传感器信号和备用传感器信号的通道执行所述空中判定步骤时，判断获取的所述传感器信号是否能够满足空中有效卡位条件定义为，判断所获取的主用传感器信号和备用传感器信号中是否至少其中之一能够满足所述空中有效卡位条件。
根据本发明的一种实施方式，当由被配置为能够获取主用传感器信号和备用传感器信号的通道执行所述地面判定步骤时，判断获取的所述传感器信号是否能够满足地面有效卡位条件被定义为同时满足以下条件：
所获取的主用传感器信号和备用传感器信号分别表征的角度位置之差不超过预设的角度差上限值；
所获取的主用传感器信号和备用传感器信号分别表征的角度位置均落入一个所述有效角度区间达到所述第二时长阈值。
本发明还提供了一种飞机的高升力系统，所述高升力系统包括：
具有彼此独立的第一襟翼通道和第一缝翼通道的第一襟缝翼控制计算机；
具有彼此独立的第二襟翼通道和第二缝翼通道的第二襟缝翼控制计算机；
襟缝翼操纵手柄，所述襟缝翼操纵手柄被配置为能够被操作至多个不同的手柄卡位，其中每个手柄卡位对应于所述襟缝翼操纵手柄的一个有效角度区间；
第一传感器、第二传感器、第三传感器和第四传感器，所述四个传感器被配置为能够独立地测量所述襟缝翼操纵手柄的角度位置并生成能够表征所测得的角度位置的传感器信号；
其中，第一襟翼通道、第一缝翼通道、第二襟翼通道和第二缝翼通道这四个通道分别通信连接至所述四个传感器中的一个，并且被配置为能够分别从所述四个传感器中的一个获取所述传感器信号；
其特点在于，所述第一襟缝翼控制计算机和所述第二襟缝翼控制计算机被配置为能够确定所述飞机的空地状态，在所述飞机处于空中状态的情况下，每个通道被配置为能够执行以下空中判定步骤：
判断获取的所述传感器信号是否能够满足空中有效卡位条件，其中所述空中有效卡位条件定义为所述传感器信号表征的角度位置落入一个所述有效角度区间达到预设的第一时长阈值；
若满足所述空中有效卡位条件，则基于所述传感器信号确定卡位指令信号并将所确定的卡位指令信号发送给其余三个通道，若不满足所述空中有效卡位条件，则生成一个无效信号并发送给其余三个通道；
判断本通道所确定的卡位指令信号是否满足匹配条件，所述匹配条件定义为其余三个通道发送给本通道的三个信号中包含任意一个和本通道所确定的卡位指令信号一致的卡位指令信号；
若满足所述匹配条件，则将一致的卡位指令信号判定为系统指令，并将所述系统指令发送给其余三个通道；
若不满足所述匹配条件，则依据对侧相同通道、同侧相邻通道和对侧相邻通道的优先级顺序依次判断其所确定的卡位指令信号是否满足所述匹配条件，并且在满足所述匹配条件时将一致的卡位指令信号判定为所述系统指令，并将所述系统指令发送给其余三个通道；
若连续执行上述空中判定步骤多次均未能生成所述系统指令，则本通道进入失效-安全状态，或者，在预设的第二时长阈值内执行上述空中判定步骤均未能生成所述系统指令，则本通道进入失效-安全状态。
根据本发明的一种实施方式，在所述飞机处于地面状态的情况下，每个通道被配置为能够执行以下地面判定步骤：
判断获取的所述传感器信号是否能够满足地面有效卡位条件，其中所述地面有效卡位条件定义为所述传感器信号表征的角度位置落入一个所述有效角度区间达到预设的第二时长阈值；
若满足所述地面有效卡位条件，则基于所述传感器信号确定卡位指令信号并将所确定的卡位指令信号发送给其余三个通道，若不满足所述地面有效卡位条件，则生成一个通道故障信号并发送给发动机显示和机组警告系统及其余三个通道；
判断本通道所确定的卡位指令信号是否满足所述匹配条件；
若满足所述匹配条件，则将一致的卡位指令信号判定为系统指令，并将所述系统指令发送给其余三个通道；
若不满足所述匹配条件，则生成所述通道故障信号并发送给发动机显示和机组警告系统及其余三个通道。
根据本发明的一种实施方式，所述四个传感器分别为被配置为能够测量并生成第一路传感器信号和第二路传感器信号的双通道传感器；
其中，第一襟翼通道、第一缝翼通道、第二襟翼通道和第二缝翼通道依次被配置为，能够分别获取第一传感器的第一路传感器信号、第三传感器的第二路传感器信号、第二传感器的第一路传感器信号、第四传感器的第二路传感器信号作为主用传感器信号，以及分别获取第三传感器的第一路传感器信号、第一传感器的第二路传感器信号、第四传感器的第一路传感器信号、第二传感器的第二路传感器信号作为备用传感器信号。
根据本发明的一种实施方式，每个通道被配置为在执行所述空中判定步骤时，判断所获取的主用传感器信号和备用传感器信号中是否至少其中之一能够满足所述空中有效卡位条件，以及，在执行所述地面判定步骤时，判断是否同时满足以下条件：
所获取的主用传感器信号和备用传感器信号分别表征的角度位置之差不超过预设的角度差上限值；
所获取的主用传感器信号和备用传感器信号分别表征的角度位置均落入一个所述有效角度区间达到所述第二时长阈值。
在符合本领域常识的基础上，上述各优选条件，可任意组合，即得本发明各较佳实例。
本发明的积极进步效果在于：
根据本发明的用于飞机的高升力系统的襟缝翼操纵指令确定方法以及飞机的高升力系统，能够在飞行状态中尽可能保证襟/缝翼安全可靠地全速运动，保障飞行安全，同时便于高升力系统的维护。
附图说明
图1为一种典型的襟缝翼控制计算机的架构的示意图。
图2为根据本发明的一些优选实施方式的襟缝翼操纵指令确定方法中可具体采用的襟缝翼控制计算机中的襟翼或缝翼通道控制模块的模块架构示意图。
图3示意性地示出了根据本发明的一些优选实施例的襟缝翼操纵指令确定方法所涉及的FSCL与SFCC的电气连接关系。
图4示意性地示出了根据本发明的另一些替代性的优选实施例的襟缝翼操纵指令确定方法所涉及的FSCL与SFCC的电气连接关系。
图5根据本发明的一些优选实施例的襟缝翼操纵指令确定方法所涉及的指令确定机制及处理逻辑的示意图。
具体实施方式
下面结合说明书附图，进一步对本发明的优选实施例进行详细描述，以下的描述为示例性的，并非对本发明的限制，任何的其他类似情形也都落入本发明的保护范围之中。
在以下的具体描述中，方向性的术语，例如“左”、“右”、“上”、“下”、“前”、“后”等，参考附图中描述的方向使用。本发明的实施例的部件可被置于多种不同的方向，方向性的术语是用于示例的目的而非限制性的。
以下对根据本发明的较佳实施方式的用于飞机的高升力系统的襟缝翼操纵指令确定方法进行举例说明。其中，该高升力系统包括：具有彼此独立的第一襟翼通道和第一缝翼通道的第一襟缝翼控制计算机；具有彼此独立的第二襟翼通道和第二缝翼通道的第二襟缝翼控制计算机；襟缝翼操纵手柄，襟缝翼操纵手柄被配置为能够被操作至多个不同的手柄卡位，其中每个手柄卡位对应于襟缝翼操纵手柄的一个有效角度区间；第一传感器、第二传感器、第三传感器和第四传感器，四个传感器被配置为能够独立地测量襟缝翼操纵手柄的角度位置并生成能够表征所测得的角度位置的传感器信号。
其中，第一襟翼通道、第一缝翼通道、第二襟翼通道和第二缝翼通道这四个通道分别通信连接至四个传感器中的一个，并且被配置为能够分别从四个传感器中的一个获取传感器信号。
该襟缝翼操纵指令确定方法包括确定飞机的空地状态，并且，在确定飞机处于空中状态的情况下，由每个通道执行以下空中判定步骤：
判断获取的传感器信号是否能够满足空中有效卡位条件，其中空中有效卡位条件定义为传感器信号表征的角度位置落入一个有效角度区间达到预设的第一时长阈值；
若满足空中有效卡位条件，则基于传感器信号确定卡位指令信号并将所确定的卡位指令信号发送给其余三个通道，若不满足空中有效卡位条件，则生成一个无效信号（例如“null”信号）并发送给其余三个通道；
判断本通道所确定的卡位指令信号是否满足匹配条件，匹配条件定义为其余三个通道发送给本通道的三个信号中包含任意一个和本通道所确定的卡位指令信号一致的卡位指令信号；
若满足匹配条件，则将一致的卡位指令信号判定为系统指令，并将系统指令发送给其余三个通道；
若不满足匹配条件，则依据对侧相同通道、同侧相邻通道和对侧相邻通道的优先级顺序依次判断其所确定的卡位指令信号是否满足匹配条件，并且在满足匹配条件时将一致的卡位指令信号判定为系统指令，并将系统指令发送给其余三个通道；
若连续执行上述空中判定步骤多次均未能生成系统指令，则本通道进入失效-安全状态，或者，在预设的第二时长阈值内执行上述空中判定步骤均未能生成系统指令，则本通道进入失效-安全状态。
其中，应理解的是，参考下表1所示，本通道、对侧相同通道、同侧相邻通道和对侧相邻通道做如下理解，即“对侧”通道是指与本通道分属不同的SFCC的通道，“相邻”通道是指属于相同SFCC但分别对应襟翼通道和缝翼通道的通道间关系。
更为具体的，本申请中所提及的襟缝翼控制计算机，其中的襟翼或缝翼通道控制模块可例如采用如图2所示的模块架构。
根据本发明的一些实施例，襟缝翼操纵指令确定方法还包括在确定飞机处于地面状态的情况下，由每个通道执行以下地面判定步骤：
判断获取的传感器信号是否能够满足地面有效卡位条件，其中地面有效卡位条件定义为传感器信号表征的角度位置落入一个有效角度区间达到预设的第二时长阈值；
若满足地面有效卡位条件，则基于传感器信号确定卡位指令信号并将所确定的卡位指令信号发送给其余三个通道，若不满足地面有效卡位条件，则生成一个通道故障信号并发送给发动机显示和机组警告系统(即EICAS)及其余三个通道；
判断本通道所确定的卡位指令信号是否满足匹配条件；
若满足匹配条件，则将一致的卡位指令信号判定为系统指令，并将系统指令发送给其余三个通道；
若不满足匹配条件，则生成通道故障信号并发送给发动机显示和机组警告系统(即EICAS)及其余三个通道。
基于这样的优选方案，提供了空中和地面两种状态下有所不同的信号处理和判断逻辑的设计，由此提供了以下两方面的优势。即，一方面，使得可靠性足以在大部分情形下使得飞机的高升力系统在空中状态下基于系统指令对襟缝翼进行全速操作或者说使其全速运转而非半速运转，另一反面，在地面状态下则能够更为及时地向发动机显示和机组警告系统（简称为EICAS）通报故障。
根据本发明的一些优选实施例，该四个传感器中采用了两个双通道传感器和两个单通道传感器。例如，在四个传感器中，第二传感器和第三传感器分别为被配置为能够测量并生成第一路传感器信号和第二路传感器信号的双通道传感器。
其中，第一缝翼通道和第二缝翼通道被配置为能够分别获取第三传感器和第二传感器的第二路传感器信号，第一襟翼通道被配置为能够获取第一传感器的传感器信号作为主用传感器信号以及获取第三传感器的第一路传感器信号作为备用传感器信号，第二襟翼通道被配置为能够获取第二传感器的第一路传感器信号作为主用传感器信号以及获取第四传感器的传感器信号作为备用传感器信号。
可理解的是，上述这种传感器配置可选择性地针对襟翼和缝翼中的一者的控制，提供在传感器信号方面的冗余配置。
根据本发明的替代性的一些优选实施例，该四个传感器中全部采用双通道传感器，其分别能够测量并生成第一路传感器信号和第二路传感器信号。相应地，其中，第一襟翼通道、第一缝翼通道、第二襟翼通道和第二缝翼通道依次被配置为，能够分别获取第一传感器的第一路传感器信号、第三传感器的第二路传感器信号、第二传感器的第一路传感器信号、第四传感器的第二路传感器信号作为主用传感器信号，以及分别获取第三传感器的第一路传感器信号、第一传感器的第二路传感器信号、第四传感器的第一路传感器信号、第二传感器的第二路传感器信号作为备用传感器信号。
进一步优选地，当由被配置为能够获取主用传感器信号和备用传感器信号的通道执行空中判定步骤时，判断获取的传感器信号是否能够满足空中有效卡位条件定义为，判断所获取的主用传感器信号和备用传感器信号中是否至少其中之一能够满足空中有效卡位条件。
并且，当由被配置为能够获取主用传感器信号和备用传感器信号的通道执行地面判定步骤时，判断获取的传感器信号是否能够满足地面有效卡位条件被定义为同时满足以下条件：
所获取的主用传感器信号和备用传感器信号分别表征的角度位置之差不超过预设的角度差上限值；
所获取的主用传感器信号和备用传感器信号分别表征的角度位置均落入一个有效角度区间达到第二时长阈值。
举例来说，更具体地，由被配置为能够获取主用传感器信号和备用传感器信号的通道执行地面判定步骤时，可执行如下子步骤：
判断所获取的主用传感器信号和备用传感器信号分别表征的角度位置之差是否超过角度差上限值；
若超过角度差上限值，则生成通道故障信号并发送给发动机显示和机组警告系统（即EICAS）及其余通道；
若未超过角度差上限值，则判断所获取的主用传感器信号和备用传感器信号分别表征的角度位置是否均落入有效角度区间；
若未落入有效角度区间，则生成通道故障信号并发送给发动机显示和机组警告系统（即EICAS）及其余通道；
若落入有效角度区间，则在达到第二时长阈值的时间段内继续监测所获取的主用传感器信号和备用传感器信号分别表征的角度位置是否始终处于有效角度区间内；
若始终处于有效角度区间内，则根据主用传感器信号和备用传感器信号分别表征的角度位置确定一致的卡位指令信号，并将其判定为系统指令，并将系统指令发送给其余三个通道；
若监测到主用传感器信号或备用传感器信号移出有效角度区间以外，则生成通道故障信号并发送给发动机显示和机组警告系统（即EICAS）及其余通道。
以下将在如上所述的四个传感器中全部采用双通道RVDT传感器的优选实施例的基础上，对根据本发明的优选实施例的襟缝翼操纵指令确定方法的各个方面做更为具体的举例说明。
图3中示意性地示出了FSCL与SFCC的电气连接关系，其也可理解为通信连接关系和信号传输关系，其中的机械组件可理解为襟缝翼操纵手柄，旋转轴即襟缝翼操纵手柄的旋转轴。其中，手柄的4个双通道RVDT同时生成手柄的8路RVDT位置信号，8路手柄 RVDT位置信号同时发送给对应的SFCC控制通道和监控通道。
图4则示出了一种简化的6路操纵手柄RVDT信号的配置模式，其对应于前文描述的在四个传感器中采用了两个双通道传感器和两个单通道传感器的实施例。其中，如图4所示F1通道接收RVDTA1、RVDTC1信号，S1通道接收RVDTC2信号，F2通道接收RVDTB1、RVDTD1信号，S2通道接收RVDTB2信号。每个襟翼通道都有一路冗余的备用RVDT信号，以保证襟翼通道接收手柄指令信号。
当飞行员移动FSCL后，2个襟翼通道各自接收主备两路RVDT信号，依据控制逻辑，进行同步处理，并与其他三个通道通讯，通过匹配机制选出最终正确的系统指令。采用计算机每个襟翼通道均接收二余度手柄指令传输方式，可以保证飞机在特殊情况下，襟翼系统可以全速放到指令位置。
应理解的是，图4所示的示例中所涉及的襟缝翼操纵指令确定方法的各个方面和以下结合图3所示的示例所描述的方面基本相同，因此，下文将仅针对四个传感器中全部采用双通道RVDT传感器的优选实施例进行详细的举例说明。
参考图3所示，FSCL传感器RVDTA1、RVDTC1连接SFCC1的襟翼通道（以下简称F1），RVDTA2、RVDTC2连接SFCC1的缝翼通道（以下简称S1），手柄传感器RVDTB1、RVDTD1连接SFCC2的襟翼通道（以下简称F2），RVDTB2、RVDTD2连接SFCC2的缝翼通道（以下简称S2）。
SFCC每个通道均接收两路RVDT信号，两路RVDT信号的优先级（即主信号优先于备用信号）如下表2所示。
在这一例子中，手柄RVDT电气行程角度为60度，手柄的RVDT电气行程角度与SFCC通道系统指令的换算关系，如下表3所示。但应理解的是，不同手柄卡位的RVDT电气行程角度可视实际情况而定或设置。
在此描述的这一实施例中，SFCC可首先根据诸如空速信号及主轮载信号判断飞机当前状态。其中，仅当空速<60knot且WOW信号=1时，判断飞机在地面；否则，为保证飞机安全，当空速或主轮载任一为空中状态，即默认飞机处于空中。空地状态的这种判断逻辑如下表4所示。
在该实施例中，可具体配置如下的SFCC控制逻辑。
若SFCC根据空速信号(空速>60knot)或主轮载信号（WOW=0）,判断飞机在空中，则可借助SFCC中的接口FPGA处理手柄RVDT指令信号，并基于如下详细举例说明的逻辑进行处理或控制，其可参考图5所示并结合图2所示。
参考图5的左侧部分所示，对控制判定步骤部分的处理和控制逻辑详细说明如下。
a) RVDT信号的处理逻辑部分
SFCC通道会监测所连接的RVDT传感器的电气特性，对经过换算后的电气行程角度进行如下的逻辑判断：
A.1 判断主/备两路RVDT信号的电气行程角度是否在某一卡位名义值的有效范围内，有效范围优选±1度（或是±1.2度，或是±1.5度，依据手柄RVDT的精度而定）；
A.2 如果主RVDT信号不在有效范围内，则使用备用RVDT信号，执行A.4；否则，执行A.3；
A.3 如果主RVDT信号在有效范围内，再判断该电气行程在某卡位对应名义值的有效范围内是否保持了一定的时间。该时间优选200毫秒；
A.4 如果备用RVDT信号在有效范围内，再判断该电气行程在某卡位对应名义值的有效范围内是否保持了一定的时间。该时间优选200毫秒；
A.5 如果任意一个RVDT信号同时满足有效范围及门限时间要求，则SFCC判定此RVDT信号为一个有效值，并将该RVDT信号换算成“新的手柄卡位指令”（0卡位，或1卡位，或2卡位，或3卡位，或4卡位）；
A.6 如果两个RVDT信号都不满足范围及门限时间要求，则SFCC会选用一个默认值，优选NULL；
A.7 本通道将“新手柄卡位指令”或“NULL”发送给其他三个通道，进行比对，本通道执行以下判断逻辑：
b) 手柄卡位指令处理逻辑
计算机通道之间相互通讯,通过CAN总线（CCDL）传输本通道生成的新的手柄卡位指令，这部分处理逻辑说明如下：
B.1 若本通道功能正常，且至少有一个通道的“新手柄卡位指令”与本通道相同，则判断本通道生成的“新手柄卡位指令”是有效的，判断本通道生成的新手柄卡位指令为“系统指令”，并传输给其他三个通道；
B.2 若本通道功能正常，但没有一个通道的“新手柄卡位指令”与本通道相同，则判断本通道生成的新手柄卡位指令是无效的，并传输无效状态(Invalid)给其他三个通道，并执行C.1；
B.3 若本通道功能不正常，则执行C.1；
C.1 若对侧相同通道生成的“新手柄卡位指令”是有效的，且通道功能正常，则本通道判断接收到的对侧相同通道生成的新手柄卡位指令为“系统指令”；
C.2 若对侧相同通道生成的“新手柄卡位指令”是无效的，则执行D.1；
C.3 若对侧相同通道功能不正常，则执行D.1；
D.1 若邻侧通道生成的“新手柄卡位指令”是有效的，且通道功能正常，则本通道判断接收到的邻侧通道生成的新手柄卡位指令为“系统指令”；
D.2 若邻侧通道生成的“新手柄卡位指令”是无效的，则执行E.1；
D.3 若邻侧通道功能不正常，则执行E.1；
E.1 若对侧相邻通道生成的“新手柄卡位指令”是有效的，且通道功能正常，则本通道判断接收到的对侧相邻通道生成的新手柄卡位指令为“系统指令”；
E.2 若对侧相邻通道生成的新手柄卡位指令是无效的，则执行F.1；
E.3 若对侧相邻通道功能不正常，则执行F.1；
F.1 触发看门狗电路，本通道进入失效-安全状态;
G.1 若本通道判断为“系统指令”，则等待协调一致的时间序列，将“系统指令”发送给对应的PDU马达；
H.1 若无法得到“新手柄卡位指令”，则重新读取对应的RVDT信号；
H.2 若连续三次都无法得到“新手柄卡位指令”，则本通道进入失效-安全状态，不再向外发送数据。
若SFCC根据空速信号(空速<60knot)及主轮载信号（WOW=1）,判断飞机在地面，则故障通道直接报告本通道故障，以便机务人员维护，降低飞机带故障飞行概率。SFCC中的接口FPGA处理手柄RVDT指令信号的逻辑如图5的右侧部分所示。
参考图5的左侧部分所示，对地面判定步骤部分的处理和控制逻辑详细说明如下：
a) RVDT信号处理逻辑
SFCC通道会监测所连接的RVDT传感器的电气特性，对经过换算后的电气行程角度进行如下的逻辑判断：
A.1 判断主/备两路RVDT信号的电气行程角度差值是否某一区间范围内（区间范围优选±1度）;
A.2 如果主/备两路RVDT信号的电气行程角度差值不在区间范围内，则直接报告本通道故障,并传输无效状态(Invalid)给其他三个通道；
A.3 如果主/备两路RVDT信号的电气行程角度差值在区间范围内，则执行A.4；
A.4 判断主/备两路RVDT信号的电气行程角度是否在某一卡位名义值的有效范围内，有效范围优选±1度（或是±1.2度，或是±1.5度，依据手柄RVDT的精度而定）；
A.5 如果主RVDT信号或备用RVDT信号任一路不在有效范围内，则直接报告本通道故障,并传输无效状态(Invalid)给其他三个通道；
A.6 如果主RVDT信号及备用RVDT信号均在有效范围内，再判断该电气行程在某卡位对应名义值的有效范围内是否保持了一定的时间（该时间优选200毫秒）；
A.7 如果主RVDT信号及备用RVDT信号同时满足有效范围及门限时间要求，则SFCC判定此RVDT信号为一个有效值，并将该RVDT信号换算成“新的手柄卡位指令”（0卡位，或1卡位，或2卡位，或3卡位，或4卡位）；
A.8 如果本通道任意一个RVDT信号不满足范围及门限时间要求，则默认无效状态(Invalid)，并直接报告本通道故障；
A.9 本通道将“新手柄卡位指令”或“无效状态(Invalid)”发送给其他三个通道，进行比对，本通道执行以下判断逻辑：
b) 手柄卡位指令处理逻辑
计算机通道之间相互通讯,通过CAN总线（CCDL）传输本通道生成的新的手柄卡位指令，这部分处理逻辑说明如下：
B.1 若本通道功能正常，且至少有一个通道的“新手柄卡位指令”与本通道相同，则判断本通道生成的“新手柄卡位指令”是有效的，判断本通道生成的新手柄卡位指令为“系统指令”，并传输给其他三个通道；
B.2 若本通道功能正常，但没有一个通道的“新手柄卡位指令”与本通道相同，则判断本通道生成的新手柄卡位指令是无效的，并传输无效状态(Invalid)给其他三个通道，直接报告本通道故障；
B.3 若本通道功能不正常，直接报告本通道故障；
B.4 若本通道判断为“系统指令”，则等待协调一致的时间序列，将“系统指令”发送给对应的PDU马达。
综上所述，本实施例中，SFCC根据空速信号、主轮载信号判断飞机在空中或者地面。若判断飞机在空中，则执行如上所述的空中指令判断逻辑，依据优先级生成“系统指令”，EICAS上不会显示当前通道故障，以保证襟/缝翼全速运动，保障飞行安全，但会将本通道故障情况记录在NVM（全称为Non volatile memory，即非易失存贮器）中，方便后续维护；若判断飞机在地面，则执行如上所述的地面指令判断逻辑，直接报告本通道故障，EICAS上会实时显示襟缝翼故障，以便机务人员维护，降低飞机带故障飞行概率。
以F1通道为例，在不同故障（即不同的传感器信号匹配结果）的情况下，逻辑判断优先级的设置方式可例如下表5所示。
通过上述方式，可以实现当飞机处于空中状态下，无论出现何种故障，只要有一路手柄的RVDT传感器数据正确，飞行员都能够通过操作FSCL，确保FSCL能够输出有效可用的指令命令，保证了高升力系统在空中任何环境下都能够全速运行，而不必半速运行。
两台襟缝翼控制计算机之间通过计算机间数据链路（Cross Box Data Link，CBDL）相连，并彼此间进行数据交换。计算机内部通过通道间数据链路（Cross ChannelData Link，CCDL）相连，并彼此间进行数据交换。链路可以是CAN总线，也可以是ARINC429总线或是其他类型的数字总线。
基于如上描述的实施例中的处理逻辑，当飞行员移动襟缝翼操纵手柄后，4个通道各自接收手柄的指令信号，进行同步处理，并通过具有如上描述的处理逻辑的表决机制最终确定正确的、待执行的系统指令。
下面以F1通道举例说明SFCC通道处理手柄指令的过程，该例子中可参考前文的表3所示的手柄的RVDT电气行程角度与系统指令的换算表，以便理解。
例如，参考前文表3，当飞行员将襟缝翼操纵手柄由0卡位移动到2卡位后，RVDT传感器位置输出从-30度变化为0度，四个双通道RVDT传感器均采集到了该位置变化，并将RVDT信号传输到SFCC的接口FPGA。
接口FPGA首先判断该RVDT位置信号是否有效且是否在公差范围内，若在一定时间周期内（优选为200毫秒）该信号没有发生改变，则确认该位置信号可作为计算手柄卡位指令的依据，并按照表1处理成为“新的手柄卡位指令”，并与其他三个通道通过CAN总线进行通讯。
F1通道将新的手柄指令在随后的时间窗口内与其他的三个通道生成的新手柄卡位指令进行比较。此时，可能有以下两种情况发生：
1）正常情况下：若F1通道判断新的手柄卡位指令为“2卡位”，其他三个通道中至少有一个通道判断新手柄卡位指令也为“2”卡位，则手柄卡位指令匹配成功，则F1通道认为生成的新系统指令是有效的，生成“系统指令”；
2）在非正常情况下：若F1通道判断新的手柄卡位指令为“1卡位”或“NULL”，其他三个通道判断新手柄卡位指令为“2”卡位，若SFCC根据空速信号(空速>60knot)或主轮载信号（WOW=0）,判断飞机在空中，则F1通道依据控制逻辑，首选来自F2通道的指令为“系统指令”，EICAS上不会显示襟翼半速故障，以保证襟翼全速运动，保障飞行安全，但会将本通道故障情况记录在NVM中，方便后续维护；若SFCC根据空速信号(空速<60knot)及主轮载信号（WOW=1）,判断飞机在地面，则EICAS上会显示襟翼半速故障，F1通道直接报告本通道故障，以便机务人员维护，降低飞机带故障飞行概率。
最后，F1通道将“系统指令”经过内部逻辑处理，转换为一个电流指令。四个通道会在一个相同的时间序列内将各自的电流指令发给对应的PDU马达。
根据本发明还可提供飞机的高升力系统的实施方式，其中，该高升力系统包括：具有彼此独立的第一襟翼通道和第一缝翼通道的第一襟缝翼控制计算机；具有彼此独立的第二襟翼通道和第二缝翼通道的第二襟缝翼控制计算机；襟缝翼操纵手柄，襟缝翼操纵手柄被配置为能够被操作至多个不同的手柄卡位，其中每个手柄卡位对应于襟缝翼操纵手柄的一个有效角度区间；第一传感器、第二传感器、第三传感器和第四传感器，四个传感器被配置为能够独立地测量襟缝翼操纵手柄的角度位置并生成能够表征所测得的角度位置的传感器信号。
其中，第一襟翼通道、第一缝翼通道、第二襟翼通道和第二缝翼通道这四个通道分别通信连接至四个传感器中的一个，并且被配置为能够分别从四个传感器中的一个获取传感器信号。
其中，第一襟缝翼控制计算机和第二襟缝翼控制计算机被配置为能够确定飞机的空地状态，并且在飞机处于空中状态的情况下，每个通道被配置为能够执行预置的空中判定步骤，二在飞机处于地面状态的情况下，每个通道被配置为能够执行预置的地面判定步骤。与空中判定步骤和地面判定步骤相关的设备及控制逻辑的具体配置，可参见前文针对襟缝翼操纵指令确定方法的各实施例所做的距离说明，在此不再赘述。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式做出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。
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