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为了实现先进机动性优秀的飞机控制自动化，建议应用综合飞行控制系统(KCY)，它 保证在手操纵和自动控制时实现给定的稳定性和操纵性指标，满足对先进飞机提出的技术任 务书的要求，其中包括解决控制自动化任务。
综合飞行控制系统用于完成以下任务：
1.满足要求的稳定性和操纵性指标；
2.保证驾驶杆的平衡位置；
3.用自动限制改角和过载以及给出声音和告警信号的方法防止危险局面的发生；
4.减小机翼上的机动负荷；
5.抑制大气湍流；
6.自动改出尾旋；
7.实现小高度飞行，其中包括利用地域地形数字地图信息做小高度飞行；
8.控制推力夭量；
9.保证飞机系统的高度-速度参数；
10.即可在稳定状态，又可在给定飞行轨迹和速度保持状态实现自动控制；
11.控制飞机的前起落架减震支柱；
12.飞机主起落架制动控制；
13.编队飞行；
14.进入着陆和着陆，其中包括在装备的机场和军舰上着陆；
15.从起飞到着陆的所有飞行状态下发动机推力控制；
16.在解决战斗应用任务时的控制自动化。
这样的系统是一个负全面责任的系统，其故障概率应不低于10-7，在发生两次同类故障后仍然能有效工作。这些要求用多余度系统来达到，在该情况下，KCY的余度数达到了四 余度。目前在莫斯科科研生产联合体"航空电子"正进行研制工作，其目的就是要在保持原 可靠性数据的情况下，将余度数压低到三余度。
在这种情况下，以我们的观点看，十分重要的一条是：尽管机载设备有全面集成的趋势，故障安全的保证还是靠保留KCY的结构独立自主性。这一点由与此相关的JSF计划的报道所证实，报道中提到"某些功能不能由高度集成的机载数字计算机完成，相关的功能--飞机飞行控制(这里要求三余度计算机来满足飞行安全的要求)--还有部分任务，像外挂上武器单元的控制(这里要求针对武器的专用接口)"。
系统一开始就装到飞机上，飞机借助综合飞行控制系统"学习飞行"。根据MNT-AT飞机飞行试验的结果，飞机上装有我们企业研制的数字式综合控制系统，经两年的飞行试验，电传操纵分系统作了大量的改进工作，这些改进涉及到硬件的和综合控制系统软件方面的改进。这些改进的出现是由于不可能在飞行试验之前最终确定飞机的空气动力学特性，它只是在飞行试验过程中逐渐完善。作为研制数字式综合飞行控制系统软件的经验，可以列举MNT-AT飞机综合飞行控制系统的软件，其中控制算法分解为5个频率程序包(80，40，20，10和5赫兹)，在其中任务分配是根据要求的快速性分配的。这些程序包中既有算法任务，也有与为保证余度系统工作相关的任务，还有，输入、中间、输出信息的多数表决，开关指令的加强等。电传操纵系统的全部计算任务占用计算周期的60%，其中20%用于自身的算法任务，多数表决任务占用31%，其余时间由操作系统占用。按这样的计算速度存储容量要求不大，针对固存和活存大约分别为48KT和4K字。针对稳定性储备很低的飞机，必须加大频率程序包，最低要大两倍。在MNT-AT飞机上传动机构控制回路以摸拟式实现，与此相关，在数字计算机中没有任何消耗。根据上面说明的基础，建议的综合飞行控制系统的结构图示在图1上。系统组成包括：
计算机:
●控制机构位置传感器；
●气动力角和飞行参数传感器；
●电液传动机构；
●操纵台。
计算环境结构的主要原则，即在其框架内设想实现集成数字式综合飞行控制系统，是开放性原则和可扩展性原则。计算环境是以基本模块为基础建立的。该结构构思的基础是：控制算法在三个层面上实现：第一个层面(传感器的集成部件和原始信息传感器)--处理作为系统组成部分的传感器输入信号。来自原始信息传感器的信息送入集成部件，在其中有过载传感器和角速度传感器。传感器信号经过滤波，处理并沿串行通道送到综合飞控制系统的计算部分。在传感器给上的综合会降低在中心高效信号数字处理计算机中被处理信息的集中性，该中心计算机还肩负将摸拟信号变换为数字信号的任务。
第二层面(MBC1)--来自交联工作系统输入信号的多数表决和来自系统第一层面信号的多数表决，控制算法计算，向交联系统输出信号和主起落架机轮制动控制。因为在综合飞按期系统中明确要实现CBC的功能，则来自ДАП-3传感的角，全压和静压信号也要经多数表决、处理并沿串行通道送到机载交联系统中。第三层(MBC2)--来自第二层面的输入信息的多数表决，传动机构回路的控制和前起落架减震支柱传动机构的控制。
目前，系统各层面间通讯是按ГОСТ26765.52-87多路传输通道来实现的。系统的这种构造由以下因素来解释：
●环境线性拓扑学，它对局域网是典型的；
●软件-硬件手段多余度的可能性；
●在系统中计算手段简易的可扩展性；
●电气保护的高等级；
●元件的可达性；
●实时状态中状况的可预报性。
为了提高飞行安全性和提高故障稳定性，综合飞行控制系统有装入式飞行中检测，它在硬件水平上实现，在给定的时间段内周期性地完成测试任务。综合检测系统会显现出是有实质性意义，当在任务解算的每一节拍中，计算过程的进行在软-硬件水平上按形成的特征进行评估时更是这样，而这些特征(标志)经信息给出子系统送入专用硬件单元(通常是专用ъСИ УЛ)。在系统的硬件部分出现故障的情况下(3个故障)或者出现变化多端的程序错误时，保 证实现由主机算计向备份计算机转换的系统重构，这时控制算法也变为简化了的。为了减小 程序错误的概率，建议将任务分给多个微处理器，这样会以更大的可信度检查软件。
综合飞行控制系统在结构上是一个单层的箱体(部件)，不带减震器，其中装有从正面板方向装入箱体的模块。作为与机上馈线连接的接插件可用CHЦ型或者S700系列。
箱体前面板的尺寸为550mm，高度300mm。根据结构不同箱体深度是可变的。箱体总重约30公斤。在进行型号不断改进过程中，在保持软件不变的情况下根据国产元件的发展情况，每2-3年对计算环境的硬件部分作一次改型。
在2005-2010年期间设想掌握以神经矩阵系统为基础的机载计算机。
这时，结构中的第一个重要的要素将是模块内部的，横块间的接口界面。以我们的观点，较为有发展前途的是根据网络协议SCI(ANCI/IEEEstd1596-92)组织信息交换。它更适合作为在微处理器间水平上的统一的通讯协议，并可使与机载设备信息功能传感器在外围水平上的数字式相互作用统一化。它的特点是高效能(IGB/S串行通讯时；可达8GB/S，在并行通讯时)。
在结束时，想再次说明基本原则，它们是建立先进的故障稳定的综合飞行控制系统的基础：
1、欲达到要求的故障稳定水平，在拟定综合飞行控制系的结构时，应用集成化的做法，它是作为一个统一的 软-硬件手段综合系统，其中使用现代化余度设置方法，应用软-硬件检测的综合手段(在程序体中的逻辑信号机，硬件看门狗装置等)。
2、综合飞行控制系统要解决任务的复杂性和责任水平迫使我们在机上实现综合飞控系统时，做成自主式结构形式。
3、为保证硬件的现代水平，在最近8-10年内，在保持现有软件的情况下，每隔2-3年，硬件要进行一次改型。
B.M.彼得洛夫
俄罗斯国家奖金获得者，国际信息化科学院院士，包沃曼高等工业学校和莫斯科电子与数学学院教授，航空仪表制造者协会主席团成员。
作者:B.M.彼得洛夫 A.B.瓦拉比约夫
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