運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)電傳飛控系統(tǒng)終極備份方法研究

戴閏志，楊士斌，馬立群，黃銘媛

(1. 中國(guó)民用航空上海航空器適航審定中心，上海 200335；2. 中國(guó)民航大學(xué)適航學(xué)院，天津 300300)

1 引言

當(dāng)前運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)適航規(guī)章25.1309(b)(1)款規(guī)定[1]，飛機(jī)系統(tǒng)發(fā)生任何災(zāi)難性失效狀態(tài)是極不可能的，且均不會(huì)因單個(gè)失效而引起，即要求飛機(jī)系統(tǒng)發(fā)生災(zāi)難性失效狀態(tài)的概率應(yīng)小于10-9，且要求不能發(fā)生單點(diǎn)失效，不論失效概率是否低于10-9。相應(yīng)的咨詢(xún)通告中給出了滿(mǎn)足25.1309(b)(1)款的符合性方法：飛機(jī)系統(tǒng)應(yīng)滿(mǎn)足“失效-安全”設(shè)計(jì)理念?！笆?安全”要求的目標(biāo)為：在任何系統(tǒng)或子系統(tǒng)中，任何一次飛行期間的任何單個(gè)組件、部件或連接的故障都應(yīng)該被假定，而不管其概率如何。這些單個(gè)故障不應(yīng)造成災(zāi)難性失效狀態(tài)。

當(dāng)前主流運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)，如波音B777、B787和空客A380、A350等，普遍采用了電傳飛行控制系統(tǒng)。對(duì)飛控系統(tǒng)進(jìn)行功能危害性分析(FHA)可得飛控系統(tǒng)喪失任一軸控制的影響等級(jí)都是災(zāi)難性的，因而其失效概率應(yīng)設(shè)計(jì)為極不可能(即失效概率小于1e-9)。通過(guò)分析和工程經(jīng)驗(yàn)總結(jié)得出影響這種綜合復(fù)雜系統(tǒng)安全性的故障來(lái)源包括隨機(jī)物理故障和設(shè)計(jì)差錯(cuò)等。針對(duì)已知的隨機(jī)物理故障通過(guò)余度架構(gòu)設(shè)計(jì)可實(shí)現(xiàn)失效概率要求[2]，而針對(duì)設(shè)計(jì)差錯(cuò)采用ARP 4754建議的研制過(guò)程保證的方法進(jìn)行差錯(cuò)避免[3]，但不能消除差錯(cuò)，仍有可能發(fā)生因未知故障或差錯(cuò)引起共模故障而導(dǎo)致電傳系統(tǒng)整體失效，因此需要考慮電傳系統(tǒng)失效后的應(yīng)對(duì)措施。另一方面根據(jù)“失效-安全”要求，不論概率如何任何系統(tǒng)都應(yīng)假定其可能失效，因此需要考慮在電傳飛控系統(tǒng)喪失的情況下，運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)如何保證對(duì)飛機(jī)的持續(xù)控制。當(dāng)前歐美運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)機(jī)型都設(shè)計(jì)有電傳飛控系統(tǒng)喪失后的終極備份控制系統(tǒng)，保證飛機(jī)繼續(xù)可控，以緩解電傳飛控由單點(diǎn)失效或共模故障[4]等事件引起的完全失效。

終極備份系統(tǒng)是指在電傳飛控系統(tǒng)失效的情況下對(duì)飛機(jī)可控的最終備份控制方法。本文首先介紹了當(dāng)前波音和空客主流機(jī)型在電傳飛控系統(tǒng)失效后采用的終極備份情況，對(duì)比分析了波音和空客系列終極備份方法的區(qū)別。通過(guò)仿真某運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)機(jī)型在不同終極備份控制方法下飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性，分析終極備份的方法、目的和設(shè)計(jì)中的考慮。

2 終極備份應(yīng)用情況介紹

2.1 波音系列機(jī)型

波音第一架電傳飛控機(jī)型B777的終極備份是機(jī)械備份，在全部電源喪失后，可以通過(guò)對(duì)4號(hào)和11號(hào)擾流板及水平安定面的機(jī)械鏈接提供控制，如圖1所示。飛行員通過(guò)駕駛艙內(nèi)的駕駛盤(pán)機(jī)械操縱4號(hào)和11號(hào)擾流板液壓作動(dòng)器的閥，直接驅(qū)動(dòng)擾流板；通過(guò)備用平尾配平手柄機(jī)械操縱平尾控制模塊的閥，液壓作動(dòng)水平安定面，以使駕駛員可以水平直線飛行，直到電源系統(tǒng)重新啟動(dòng)[5]。

圖1 B777飛控系統(tǒng)舵面布置

B787飛控系統(tǒng)的終極備份形式同B777一致，采用水平安定面和一對(duì)擾流板保證對(duì)飛機(jī)俯仰和滾轉(zhuǎn)的控制，但采用了電備份的形式[6]。

對(duì)于俯仰軸，飛行員操縱中央控制臺(tái)上的備用俯仰配平開(kāi)關(guān)，備份系統(tǒng)不經(jīng)過(guò)作動(dòng)器控制電子(ACE)和飛行控制模塊(FCM)，直接將開(kāi)關(guān)信號(hào)發(fā)送給水平安定面的EMCU(電子馬達(dá)控制單元)，通過(guò)機(jī)電作動(dòng)器(Electromechanical Actuator，EMA)驅(qū)動(dòng)平尾運(yùn)動(dòng)。對(duì)于滾轉(zhuǎn)軸，飛行員操縱桿盤(pán)上的滾轉(zhuǎn)控制撥輪，備份系統(tǒng)不經(jīng)過(guò)ACE和FCM，直接將對(duì)應(yīng)的傳感器信號(hào)發(fā)送給兩塊擾流板的EMCU，通過(guò)馬達(dá)配平作動(dòng)器(EMA)驅(qū)動(dòng)擾流板運(yùn)動(dòng)。

圖2 B787飛控系統(tǒng)舵面布置

綜上可知：波音機(jī)型的終極備份系統(tǒng)，采用一對(duì)擾流板控制滾轉(zhuǎn)，采用水平安定面控制俯仰。這樣的備份系統(tǒng)，可在電傳飛控系統(tǒng)失效后，提供一定的控制能力，在短時(shí)間內(nèi)維持飛機(jī)姿態(tài)，等待系統(tǒng)重啟。據(jù)有資料顯示波音的備份系統(tǒng)很難達(dá)到飛控系統(tǒng)最小可接受控制(MAC，Minimum Acceptable Control)的要求，并不能實(shí)現(xiàn)持續(xù)安全飛行和著陸。

2.2 空客系列機(jī)型

1) A320機(jī)型

空客第一架電傳飛控機(jī)型A320的終極備份形式為：在電傳飛控系統(tǒng)完全喪失后(或所有飛控計(jì)算機(jī)均失效)，采用了方向舵和水平安定面的機(jī)械備份形式[7]。

飛行員可通過(guò)腳蹬直接控制方向舵，通過(guò)平尾人工配平手輪控制水平安定面，為飛機(jī)提供一定的偏航和俯仰控制能力。對(duì)于偏航軸，飛行員操縱腳蹬，備份系統(tǒng)不經(jīng)過(guò)飛控計(jì)算機(jī)，直接通過(guò)機(jī)械連接將飛行員指令發(fā)送給方向舵動(dòng)力控制單元(PCU)，從而驅(qū)動(dòng)方向舵運(yùn)動(dòng)；對(duì)于俯仰軸，飛行員撥動(dòng)平尾人工配平手輪，備份系統(tǒng)不經(jīng)過(guò)飛控計(jì)算機(jī)，直接通過(guò)機(jī)械連接實(shí)現(xiàn)平尾控制，且機(jī)械控制的權(quán)限高于電氣控制[8]。

A320終極備份設(shè)計(jì)為使得飛行員安全地穩(wěn)定飛行軌跡，同時(shí)嘗試恢復(fù)控制律或重啟系統(tǒng)，但是這種構(gòu)型下飛機(jī)不能進(jìn)近和著陸。如圖3所示為A320飛控系統(tǒng)架構(gòu)。

圖3 A320飛控系統(tǒng)架構(gòu)

2) A340機(jī)型

A340飛機(jī)采用了同A320一致的終極備份系統(tǒng)，通過(guò)機(jī)械連接方向舵和水平安定面提供控制。2002年取證的A340-600機(jī)型需要精確進(jìn)行方向舵控制來(lái)抑制結(jié)構(gòu)振動(dòng)，因此終極備份形式采用了完全電氣操縱方向舵，其帶有自主的能源轉(zhuǎn)換器(從液壓到電氣)，完全獨(dú)立于主和輔助飛控計(jì)算機(jī)。它綜合了偏航速率陀螺、腳蹬傳感器和方向舵伺服控制回路[8]。如圖4所示為A340飛控系統(tǒng)架構(gòu)。

圖4 A340飛控系統(tǒng)架構(gòu)

3) A380機(jī)型

A380的終極備份采用了電氣備份形式。在所有的主和備用計(jì)算機(jī)或者它們的電源供給失效情況下，由電氣備份系統(tǒng)控制飛機(jī)，取代了以往的直接機(jī)械備份操縱。備份控制模塊(BCM)對(duì)飛機(jī)的水平安定面、全部方向舵、內(nèi)側(cè)副翼和內(nèi)側(cè)升降舵提供應(yīng)急電氣備份控制[9]。

圖5 A380飛控系統(tǒng)架構(gòu)

A380采用模擬備份控制模塊(Backup Control Module，BCM)控制，接收側(cè)桿、腳蹬和俯仰配平開(kāi)關(guān)的指令，控制一對(duì)內(nèi)副翼、一對(duì)內(nèi)升降舵、兩塊方向舵和水平安定面運(yùn)動(dòng)。因此，在完全喪失3臺(tái)PRIM和3臺(tái)SEC后，BCM可針對(duì)飛機(jī)三軸提供必要的飛行控制和穩(wěn)定性。BCM電氣備份系統(tǒng)的控制律具有俯仰阻尼、偏航阻尼和直接滾轉(zhuǎn)功能，不僅能在空中維持飛機(jī)姿態(tài)，還可實(shí)現(xiàn)安全飛行和著陸。

4) A350機(jī)型

A350采用數(shù)字BCM控制，包含一對(duì)副翼、一對(duì)升降舵、方向舵。BCM內(nèi)部有2個(gè)陀螺儀，可產(chǎn)生俯仰和偏航角速率信號(hào)，提供俯仰和偏航阻尼功能。BCM接收側(cè)桿和腳蹬的指令，進(jìn)行直接控制律計(jì)算，控制部分液壓伺服作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)，對(duì)應(yīng)的控制舵面有：左升降舵(外側(cè)作動(dòng)器)、右升降舵(外側(cè)作動(dòng)器)、方向舵(上作動(dòng)器)、左內(nèi)副翼(外側(cè)作動(dòng)器)和右內(nèi)副翼(外側(cè)作動(dòng)器)。

圖6 A350飛控系統(tǒng)舵面作動(dòng)架構(gòu)

綜上所述，空客系列機(jī)型從A320/A340到A380/A350的終極備份發(fā)展從能源形式、控制舵面和功能上可以總結(jié)為以下：從機(jī)械備份形式發(fā)展到電氣模擬備份、再到A350的電氣數(shù)字備份；從采用方向舵控制偏航、水平安定面控制俯仰，擴(kuò)展到采用方向舵、升降舵和副翼作為備份舵面，其安全余度達(dá)到了前所未有的高度；從僅能在空中維持飛機(jī)姿態(tài)，發(fā)展到還可實(shí)現(xiàn)安全飛行和著陸、以及必要的控制功能。

3 終極備份方法對(duì)比分析

下表展示了波音與空客機(jī)型的終極備份方法的匯總。

表1 波音與空客機(jī)型終極備份方法

通過(guò)以上對(duì)比分析終極備份的形式可得，波音和空客終極備份的相同處在于：

終極備份都在兩個(gè)軸上具備了控制能力；備份形式從機(jī)械發(fā)展到電氣備份；備份舵面和備份余度增加，功能也在增強(qiáng)。

不同的是：

1) 波音的終極備份系統(tǒng)通過(guò)俯仰和滾轉(zhuǎn)軸進(jìn)行控制，采用水平安定面控制俯仰、一對(duì)擾流板控制滾轉(zhuǎn)。波音的備份系統(tǒng)很難達(dá)到飛控系統(tǒng)最小可接受控制(MAC， Minimum Acceptable Control)的要求，并不能實(shí)現(xiàn)持續(xù)安全飛行和著陸。這樣的備份系統(tǒng)，可在電傳飛控系統(tǒng)失效后，提供一定的控制能力，在短時(shí)間內(nèi)維持飛機(jī)姿態(tài)，等待系統(tǒng)重啟。

2) 空客的終極備份系統(tǒng)通過(guò)俯仰和偏航進(jìn)行控制，采用水平安定面控制俯仰、方向舵控制偏航，后擴(kuò)展到采用副翼、升降舵和方向舵，同時(shí)執(zhí)行直接控制律計(jì)算，終極備份控制功能更強(qiáng)。終極備份不僅能夠?qū)崿F(xiàn)穩(wěn)定飛機(jī)姿態(tài)，同時(shí)能執(zhí)行基本控制功能，可以安全飛行和著陸。

由以上對(duì)比分析可得：

1) 當(dāng)前服役的電傳飛控飛機(jī)無(wú)一例外均配備終極備份。

通常，主飛控系統(tǒng)喪失任一軸的控制其FHA分析的等級(jí)都是災(zāi)難性的，因而其失效應(yīng)是極不可能的(即失效概率小于1e-9)，針對(duì)已知的隨機(jī)物理故障通過(guò)架構(gòu)設(shè)計(jì)可實(shí)現(xiàn)失效概率要求，通過(guò)過(guò)程保證可減少設(shè)計(jì)差錯(cuò)，但無(wú)法完全避免。對(duì)于未知的故障或設(shè)計(jì)差錯(cuò)仍需要考慮系統(tǒng)失效后的應(yīng)對(duì)措施，因而即便系統(tǒng)失效概率已滿(mǎn)足安全目標(biāo)，仍需有終極備份措施。

2) 終極備份設(shè)計(jì)上控制能力低于最小可接受控制，但至少是兩軸備份(俯仰+滾轉(zhuǎn)/偏航)。以下將通過(guò)數(shù)值仿真分析其內(nèi)在原因。

3) 終極備份的目的和形式不同，取決于飛機(jī)特征。終極備份的目的是暫時(shí)保持穩(wěn)定還是繼續(xù)安全飛行和著陸取決于飛機(jī)設(shè)計(jì)特征。采用電氣備份或機(jī)械備份也可能需考慮飛機(jī)特征，例如某些主動(dòng)增穩(wěn)或模態(tài)抑制功能對(duì)飛機(jī)至關(guān)重要，因此終極備份需要通過(guò)電氣備份保留該功能。同時(shí)終極備份用于穩(wěn)定飛機(jī)時(shí)對(duì)于外部干擾的抵抗能力如何不可知。

4) 除了波音和空客這種依靠舵面進(jìn)行兩軸或三軸控制的終極備份方式外，是否還有其他的方式也可用于控制飛機(jī)。終極備份對(duì)飛機(jī)的控制能力如何，以下將通過(guò)仿真進(jìn)行分析。

4 終極備份方法仿真分析

下面將對(duì)通過(guò)飛行仿真對(duì)飛機(jī)的終極備份方式進(jìn)行分析，以某型運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)為研究對(duì)象，通過(guò)建立飛機(jī)的6自由度非線性數(shù)學(xué)模型，研究分析在常規(guī)操縱舵面失效，即電傳系統(tǒng)失效情況下，通過(guò)終極備份操縱舵面，能否滿(mǎn)足正常的飛機(jī)穩(wěn)定性和操縱性。本算例中備份的操縱面包含水平安定面、方向舵、一對(duì)擾流板，另外也可以通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)的左右差動(dòng)(兩發(fā)協(xié)同控制)輔助飛機(jī)的橫航向控制。設(shè)定飛機(jī)在5km高度下平飛，速度為0.9mach，水平安定面的極限偏轉(zhuǎn)速率為0.3°/s，擾流板的物理偏轉(zhuǎn)范圍為0-45°。

4.1 終極備份控制仿真

建立 6自由度非線性數(shù)學(xué)模型如下所示[11][12]。

動(dòng)力學(xué)方程組

(1)

運(yùn)動(dòng)學(xué)方程組

(2)

力矩方程組

(3)

導(dǎo)航方程組

(4)

p、q、r表示三個(gè)角速度；

通過(guò)橫縱向控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型可知縱向和橫側(cè)向控制是解耦的，每一軸向都必須進(jìn)行單獨(dú)控制。

仿真包括以下工況：

表2 仿真工況

仿真1：在仿真過(guò)程中保持升降舵零位，通過(guò)水平安定面控制，驗(yàn)證縱向的抑制干擾能力。仿真在40s時(shí)加入峰值為15ft/s的離散垂直陣風(fēng)，則飛行狀態(tài)如圖7所示。

圖7 縱向穩(wěn)定性仿真

如上圖所示，在40s時(shí)加入陣風(fēng)干擾后，對(duì)縱向的飛行狀態(tài)法向過(guò)載和迎角都有瞬時(shí)擾動(dòng)量，后通過(guò)水平安定面的偏轉(zhuǎn)可以對(duì)陣風(fēng)進(jìn)行抑制，恢復(fù)到原來(lái)的穩(wěn)定飛行狀態(tài)，說(shuō)明水平安定面具有一定的抵御垂直陣風(fēng)，保持穩(wěn)定飛行的能力。

仿真2：在仿真過(guò)程中保持升降舵零位，通過(guò)備份水平安定面來(lái)控制法向過(guò)載，驗(yàn)證剩余的控制能力。仿真初始保持過(guò)載指令為1，在40s時(shí)滾轉(zhuǎn)輸入為幅值為0.8g、1.3g，周期40秒的滾轉(zhuǎn)角方波信號(hào)，則飛行狀態(tài)如圖8所示。

圖8 縱向操縱性仿真

由以上仿真圖可以看出，備份水平安定面可以實(shí)現(xiàn)基本的滾轉(zhuǎn)控制功能，但由于水平安定面氣動(dòng)力大、偏轉(zhuǎn)速率慢的特點(diǎn)，過(guò)載控制響應(yīng)時(shí)間慢，上升時(shí)間長(zhǎng)，俯仰姿態(tài)在控制過(guò)程中有較大的超調(diào)量，控制品質(zhì)不佳。

仿真3：在仿真過(guò)程中，通過(guò)分別使用擾流板、方向舵、發(fā)動(dòng)機(jī)差動(dòng)控制，來(lái)驗(yàn)證橫向抑制干擾的能力。在仿真中，40s時(shí)加入峰值為15ft/s的離散側(cè)向陣風(fēng)，則飛行狀態(tài)如圖9所示。

圖9 橫側(cè)向穩(wěn)定性仿真

從以上仿真可以看出，在橫側(cè)向不加控制時(shí)，機(jī)體通過(guò)自身的穩(wěn)定性就可以抑制陣風(fēng)的干擾，體現(xiàn)出收斂的趨勢(shì)，但收斂時(shí)間較長(zhǎng)，長(zhǎng)時(shí)間處于衰減振蕩過(guò)程中，這對(duì)于其他通道的飛行操縱和乘坐品質(zhì)都會(huì)產(chǎn)生負(fù)面影響。利用備份舵面可以在一定程度上提升抑制側(cè)風(fēng)能力，如上仿真所示，利用擾流板可以減小滾轉(zhuǎn)角振蕩幅值，利用方向舵可以減小衰減次數(shù)，而利用發(fā)動(dòng)機(jī)差動(dòng)抑制效果提升幅度不明顯。

仿真4：在仿真過(guò)程中保持副翼零位，分別通過(guò)備份擾流板、方向舵、發(fā)動(dòng)機(jī)差動(dòng)來(lái)控制滾轉(zhuǎn)角，驗(yàn)證剩余滾轉(zhuǎn)控制能力。仿真初始保持滾轉(zhuǎn)角指令為0，在40s時(shí)滾轉(zhuǎn)輸入為正負(fù)30度，周期20秒的滾轉(zhuǎn)角方波信號(hào)，則飛行狀態(tài)如圖10所示。

圖10 橫側(cè)向操縱性仿真

由以上仿真圖可以看出，備份擾流板、方向舵、發(fā)動(dòng)機(jī)差動(dòng)都可以實(shí)現(xiàn)基本的滾轉(zhuǎn)控制功能，但從操縱時(shí)間來(lái)看，均未達(dá)到11s內(nèi)由-30°到30°的適航性能要求。備份擾流板控制能力有限，給定30°的滾轉(zhuǎn)角指令，很快就使舵面達(dá)到45°的物理限幅；方向舵和發(fā)動(dòng)機(jī)差動(dòng)均可通過(guò)誘導(dǎo)來(lái)進(jìn)行橫控制，方向舵的控制能力和控制品質(zhì)要優(yōu)于發(fā)動(dòng)機(jī)差動(dòng)控制。

4.2 結(jié)果分析

綜上仿真結(jié)果分析可以看出，在電傳飛控正常操縱舵面失效時(shí)，通過(guò)終極備份可以保證飛機(jī)具有一定的穩(wěn)定性和操縱性，但部分飛行性能尚達(dá)不到適航的可控性和機(jī)動(dòng)性要求。

1) 俯仰+滾轉(zhuǎn)或俯仰+偏航的兩軸終極備份均能獲得基本的穩(wěn)定可操縱能力。通過(guò)水平安定面控制縱向，一對(duì)擾流板、方向舵或發(fā)動(dòng)機(jī)差動(dòng)控制橫側(cè)向作為終極備份可以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的穩(wěn)定可操縱，但達(dá)不到繼續(xù)安全飛行和著陸的能力。在終極備份設(shè)計(jì)成穩(wěn)定飛機(jī)姿態(tài)等待電傳系統(tǒng)重啟時(shí)，適航需要進(jìn)行地面試驗(yàn)以驗(yàn)證可以重啟成功。若無(wú)法重啟，需考慮終極備份設(shè)計(jì)為具備繼續(xù)安全飛行和著陸能力，則需要進(jìn)行三軸控制設(shè)計(jì)。

2) 采用發(fā)動(dòng)機(jī)差動(dòng)形式的終極備份理論上可行，但實(shí)踐較為困難。兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)差動(dòng)對(duì)駕駛員操作要求高，駕駛員需要特殊的特殊技巧和體力，經(jīng)過(guò)特殊培訓(xùn)；時(shí)間延遲很大，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能要求高；發(fā)動(dòng)機(jī)差動(dòng)會(huì)引起縱向狀態(tài)變化，對(duì)速度變化影響大。

3) “穩(wěn)定可操縱”能力遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于“繼續(xù)安全飛行和著陸”。從終極備份的目的來(lái)看，若終極備份僅用于實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定可操縱，可等待電傳系統(tǒng)重啟；若用于繼續(xù)安全飛行和著陸則對(duì)終極備份要求會(huì)更高，但系統(tǒng)設(shè)計(jì)會(huì)更復(fù)雜。因此需要綜合考量飛機(jī)設(shè)計(jì)各方面，包括能源供給、系統(tǒng)復(fù)雜度、飛控計(jì)算機(jī)的失效重啟時(shí)間、質(zhì)量、維護(hù)性、安全性等，得到最優(yōu)設(shè)計(jì)方案。

5 結(jié)論

本文從“失效-安全”的適航要求出發(fā)，通過(guò)總結(jié)當(dāng)前波音和空客主流機(jī)型終極備份的應(yīng)用情況，對(duì)比分析了終極備份方法的應(yīng)用形式和目的。通過(guò)仿真某機(jī)型在終極備份情況下飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性，得到結(jié)論如下：飛機(jī)兩軸可控，如水平安定面控制縱向，一對(duì)擾流板、方向舵或發(fā)動(dòng)機(jī)差動(dòng)控制橫側(cè)向，這種兩軸的終極備份方式可以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的穩(wěn)定可操縱，但達(dá)不到繼續(xù)安全飛行和著陸的能力。采用兩側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)差動(dòng)控制橫側(cè)向的方法理論可行，但實(shí)踐起來(lái)會(huì)很困難。終極備份的目的和系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案取決于飛機(jī)本身特征，需要在飛機(jī)頂層設(shè)計(jì)時(shí)綜合考量。