劉巨江 譚郁松

doi： 10.11835/j.issn.1000-582X.2023.215

收稿日期：2023-05-12

網(wǎng)絡(luò)出版日期：2023-07-19

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目（U19A2060）。

Foundation：Supported by National Natural Science Foundation of China （U19A2060）.

作者簡(jiǎn)介：劉巨江（1982—），男，博士研究生，主要從事智慧交通載具的設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)研究，（E-mail）liujj@gacrnd.com。

摘要：飛行控制系統(tǒng)作為電動(dòng)垂直起降（electric vertical take-off and landing，eVTOL）飛行器的關(guān)鍵機(jī)載系統(tǒng)，需要具備和民機(jī)同樣的安全性。為了設(shè)計(jì)滿足eVTOL飛行器需求的飛控系統(tǒng)架構(gòu)，根據(jù)適航規(guī)章梳理了安全性要求，并基于安全性要求介紹了eVTOL飛行器飛控系統(tǒng)飛控計(jì)算機(jī)、傳感器和作動(dòng)器余度設(shè)計(jì)技術(shù)，設(shè)計(jì)了一種基于安全性考慮的eVTOL飛行器飛控系統(tǒng)架構(gòu)；分析了eVTOL飛行器旋翼構(gòu)型下的典型功能危險(xiǎn)，并采用故障樹(shù)進(jìn)行了安全性分析。結(jié)果表明，設(shè)計(jì)的飛控系統(tǒng)架構(gòu)的典型功能危險(xiǎn)能夠滿足失效概率的要求。

關(guān)鍵詞：電動(dòng)垂直起降飛行器；飛控系統(tǒng)；安全性分析；架構(gòu)設(shè)計(jì)

中圖分類號(hào)：V249????????? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A?????????? 文章編號(hào)：1000-582X（2024）05-067-09

Architecture design of flight control system for electric vertical takeoff and landing aircraft based on safety analysis

LIU Jujiang1，2， TAN Yusong1

（1. College of Computer， National University of Defense Technology， Changsha 410073， P. R. China; 2. Automotive Engineering Research Institute， Guangzhou Automobile Group Co. Ltd.， Guangzhou 511434， P. R. China）

Abstract： The flight control system serves as the key airborne system for electric vertical takeoff and landing （eVTOL） aircraft， necessitating safety standards akin to those applied to civil aircraft. This study introduces redundancy design technology for the flight control computer， sensor and actuator in eVTOL aircraft flight control systems. It proceeds to design an architecture adhering to safety requirements in accordance with airworthiness regulations. The rotor configuration of eVTOL aircraft is considered， and typical functional hazards are analyzed. Safety analysis is carried out using fault tree analysis technology. The results show that the flight control system architecture designed in this study can effectively address the typical functional hazards， meeting the stipulated failure probability requirements.

Keywords： electric vertical takeoff and landing aircraft; flight control system; safety analysis; architecture design

電動(dòng)垂直起降（electric vertical take-off and landing，eVTOL）飛行器是一種面向未來(lái)立體交通的中短途出行工具，以垂直起降、分布式電推進(jìn)、簡(jiǎn)化飛行操控或自動(dòng)駕駛為主要特征，與直升機(jī)、固定翼飛機(jī)等傳統(tǒng)飛行器相比，具有靈活性強(qiáng)、效率高、碳排放低、噪音低等顯著優(yōu)勢(shì)[1]；能夠以高效率、較低成本實(shí)現(xiàn)點(diǎn)對(duì)點(diǎn)載人飛行，構(gòu)建新型的、立體化公共交通服務(wù)網(wǎng)絡(luò)[2-5]。

eVTOL飛行器有多旋翼、混合翼和傾轉(zhuǎn)翼構(gòu)型?；旌弦砗蛢A轉(zhuǎn)翼存在復(fù)雜的過(guò)渡態(tài)階段，操縱難度大，其飛控系統(tǒng)既要具備高度自動(dòng)化[6-7]，又要滿足適航要求的安全性。

目前尚無(wú)eVTOL飛行器飛控系統(tǒng)架構(gòu)相關(guān)文獻(xiàn)，現(xiàn)有研究多集中在民機(jī)電傳飛控系統(tǒng)。例如，波音B777飛行控制系統(tǒng)由3臺(tái)冗余的飛行控制計(jì)算機(jī)組成，每臺(tái)計(jì)算機(jī)采用非相似的指令和監(jiān)控通道[8]；空客A330/340飛控系統(tǒng)采用3臺(tái)主飛行控制計(jì)算機(jī)和2臺(tái)次級(jí)飛行控制計(jì)算機(jī)，2類計(jì)算機(jī)采用不同的架構(gòu)和硬件，而且每臺(tái)計(jì)算機(jī)中指令和監(jiān)控通道采用非相似的軟件[9]。從公開(kāi)文獻(xiàn)看，民機(jī)的飛控系統(tǒng)架構(gòu)極為復(fù)雜、系統(tǒng)龐大且成本高[10-11]。與eVTOL飛行器載重接近的固定翼飛機(jī)和直升機(jī)多采用機(jī)械操縱系統(tǒng)或功能極為有限的電傳飛控系統(tǒng)，其性能與安全性均無(wú)法滿足eVTOL飛行器需求。

由于eVTOL飛行器的新穎性，目前尚無(wú)滿足eVTOL飛行器需求的飛控系統(tǒng)架構(gòu)相關(guān)研究。針對(duì)上述現(xiàn)狀，筆者介紹了eVTOL飛行器飛控系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)中應(yīng)考慮的安全性要求，提出了一種基于安全性要求的eVTOL飛行器飛控系統(tǒng)架構(gòu)，并進(jìn)行初步的安全性評(píng)估，以期為eVTOL飛行器飛控系統(tǒng)開(kāi)發(fā)提供參考。

1 eVTOL飛行器安全性要求

eVTOL飛行器主要用于城市空中交通，通過(guò)多旋翼、混合翼和傾轉(zhuǎn)旋翼等構(gòu)型設(shè)計(jì)，減少了起飛和降落時(shí)對(duì)現(xiàn)有機(jī)場(chǎng)的依賴，設(shè)計(jì)中引入電池、電機(jī)等能源和動(dòng)力系統(tǒng)，給當(dāng)前的航空監(jiān)管體系帶來(lái)了新的挑戰(zhàn)。目前中國(guó)尚無(wú)針對(duì)eVTOL飛行器發(fā)布的適航規(guī)章，因此，文中參考CCAR-23-R4《正常類飛機(jī)適航規(guī)定》中23.1309條款提出的系統(tǒng)應(yīng)滿足的安全性要求[12]。主要包括以下內(nèi)容：

1）任何可能妨礙飛機(jī)連續(xù)安全飛行和著陸的失效情況，其發(fā)生必須是極不可能的；

2）任何可能嚴(yán)重降低飛機(jī)或機(jī)組應(yīng)對(duì)不利運(yùn)行情況能力的其他失效，其發(fā)生必須是不可能的。

該條款規(guī)定了系統(tǒng)安全性要求；為了更好地實(shí)現(xiàn)和考核這些安全性要求，咨詢通告AC23.1309-1E[13]對(duì)不同危害程度提出了定量要求。考慮eVTOL飛行器的運(yùn)行場(chǎng)景，以通勤類飛機(jī)安全性要求為目標(biāo)，具體為：災(zāi)難性失效是極不可能的（單位飛行時(shí)間發(fā)生失事的平均幾率<10-9/h）；危險(xiǎn)事故的可能性是極微小的（單位飛行時(shí)間發(fā)生失事的平均幾率<10-7/h）；嚴(yán)重故障的可能性是微小的（單位飛行時(shí)間發(fā)生失事的平均幾率<10-5/?h）；小故障發(fā)生是可能的（單位飛行時(shí)間發(fā)生失事的平均幾率<10-3/h）。

文中基于安全性目標(biāo)介紹了eVTOL飛控系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)，并提出一種eVTOL飛行器飛控系統(tǒng)架構(gòu)。

2 基于安全性的飛控系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)考慮

2.1 安全性設(shè)計(jì)的目標(biāo)

根據(jù)適航規(guī)章要求，eVTOL飛控系統(tǒng)在架構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)需考慮可用性和完整性要求。

2.1.1 系統(tǒng)可用性

可用性用于衡量系統(tǒng)提供服務(wù)的能力，要求系統(tǒng)在發(fā)生某個(gè)故障時(shí)仍然處于功能狀態(tài)，在架構(gòu)設(shè)計(jì)中常采用余度技術(shù)提高系統(tǒng)可用性，同時(shí)設(shè)置監(jiān)控器對(duì)設(shè)備進(jìn)行狀態(tài)監(jiān)控，例如一個(gè)通道或設(shè)備發(fā)生故障導(dǎo)致功能失效時(shí)，系統(tǒng)可以通過(guò)余度設(shè)備完成系統(tǒng)功能，有效提高整個(gè)系統(tǒng)的可用性。

2.1.2 系統(tǒng)完整性

完整性要求系統(tǒng)的工作結(jié)果準(zhǔn)確可靠，在架構(gòu)設(shè)計(jì)中應(yīng)通過(guò)比較監(jiān)控的方式，對(duì)錯(cuò)誤的信號(hào)識(shí)別并進(jìn)行隔離。例如使用余度傳感器信號(hào)作為控制功能的輸入信號(hào)時(shí)，可通過(guò)多余度信號(hào)表決器對(duì)錯(cuò)誤信號(hào)進(jìn)行識(shí)別，避免錯(cuò)誤的信號(hào)用于控制功能的計(jì)算，從而保證系統(tǒng)的完整性。

2.2 基于安全性的飛控計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)

2.2.1 滿足可用性的設(shè)計(jì)技術(shù)

余度技術(shù)是提高可用性的有效途徑，飛控計(jì)算機(jī)常采用雙通道的架構(gòu)設(shè)計(jì)，如圖1所示。通過(guò)自檢測(cè)（built-in-test，BIT）對(duì)單個(gè)通道的工作狀態(tài)進(jìn)行檢測(cè)，檢測(cè)到故障后切換余度通道進(jìn)行控制，通過(guò)故障樹(shù)分析單位飛行時(shí)間雙通道架構(gòu)功能失效的概率可達(dá)到10-8/h，而單通道架構(gòu)功能失效的概率為10-4/h。

2.2.2 滿足完整性的設(shè)計(jì)技術(shù)

以單通道架構(gòu)為例，采用故障樹(shù)方法分析得到單位飛行時(shí)間內(nèi)其非指令運(yùn)動(dòng)的概率為2×10-5/h，該架構(gòu)完整性水平較低。比較監(jiān)控是提高完整性的主要方法，通過(guò)比較監(jiān)控通道與控制通道，可以識(shí)別錯(cuò)誤指令的產(chǎn)生，從而提高了架構(gòu)的完整性，其架構(gòu)如圖2所示。通過(guò)故障樹(shù)分析表明其完整性可達(dá)10-8/h。

2.3 基于安全性的傳感器余度技術(shù)

在飛行控制律計(jì)算時(shí)，需要慣導(dǎo)和大氣數(shù)據(jù)傳感器提供飛機(jī)角速度、加速度、位置、速度和姿態(tài)等參數(shù)，為了滿足適航安全性要求，同樣要求傳感器信號(hào)具有較高的可用性和完整性。為了提高傳感器信號(hào)的可用性，常采用2余度、3余度和4余度的設(shè)計(jì)，結(jié)合多余度傳感器信號(hào)表決算法，提高傳感器信號(hào)的完整性。采用一定的表決算法，不同余度傳感器對(duì)應(yīng)的輸出信號(hào)可用性和完整性如表1所示（假設(shè)單個(gè)傳感器的可用性為10-4/h，完整性為10-5/h，飛行暴露時(shí)間為3 h）。

從表1可以看出，傳感器設(shè)計(jì)為3余度，結(jié)合相應(yīng)的表決算法[14]，輸出信號(hào)具有高可用性和高完整性，可用于慣導(dǎo)傳感器和大氣數(shù)據(jù)傳感器的余度設(shè)計(jì)，疊加傳感器失效后的備份控制，可以滿足單位飛行時(shí)間內(nèi)喪失控制功能可能性小于10-9/h的要求。

2.4 基于安全性的作動(dòng)器設(shè)計(jì)技術(shù)

以典型混合翼飛行器為例，作動(dòng)器包括電機(jī)和舵機(jī)，采用分布式布局。為了提高作動(dòng)器的可用性和完整性，在設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)有如下考慮。

2.4.1 電機(jī)

電機(jī)用于提供垂直起降的動(dòng)力，為了保證單個(gè)或多個(gè)電機(jī)故障后，eVTOL飛行器仍具備垂直起降和旋翼穩(wěn)定飛行的能力，常采用6、8、12、16個(gè)旋翼電機(jī)，并提供1.5～2.0倍的拉力冗余，以保證單/多槳失效后，仍能使飛行器平穩(wěn)飛行和降落。

同時(shí)應(yīng)設(shè)計(jì)監(jiān)控器對(duì)電機(jī)的工作狀態(tài)進(jìn)行監(jiān)控，包括低速、超速和無(wú)響應(yīng)故障監(jiān)控，以保證電機(jī)故障后能進(jìn)行隔離和系統(tǒng)重構(gòu)。

2.4.2 舵機(jī)

混合翼飛行器操縱舵面一般包括副翼、升降舵和方向舵。以副翼為例，基于安全性要求單位飛行時(shí)間喪失全部副翼控制功能的概率應(yīng)小于10-9/h，即喪失單側(cè)副翼控制功能的概率應(yīng)小于10-5/h，而單個(gè)舵機(jī)失效的概率一般為10-4/h，因此單側(cè)舵面應(yīng)具備2個(gè)舵機(jī)。

針對(duì)同一舵面上的2個(gè)舵機(jī)，可以采用主-主或主-備的工作方式。主-主工作方式的作動(dòng)器應(yīng)設(shè)計(jì)紛爭(zhēng)監(jiān)控和信號(hào)均衡，避免同一舵面上的2個(gè)舵機(jī)作動(dòng)指令相差較大造成舵面發(fā)生疲勞失效。主-備工作方式應(yīng)設(shè)置故障監(jiān)控器實(shí)時(shí)檢測(cè)主舵機(jī)的運(yùn)行狀態(tài)，當(dāng)檢測(cè)到主舵機(jī)發(fā)生故障時(shí)，備份舵機(jī)應(yīng)能立即接入進(jìn)行工作。

3 eVTOL飛行器飛控系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)

3.1 系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)

基于上述考慮，給出一種混合翼eVTOL飛行器飛控系統(tǒng)架構(gòu)，包括3余度飛控計(jì)算機(jī)，3余度大氣數(shù)據(jù)慣性基準(zhǔn)組件（air data inertial reference unit，ADIRU）和遠(yuǎn)程控制電子單元（remote electronic unit， REU）等，如圖3所示。圖中FCC為飛控計(jì)算機(jī)，COM為指令通道，MON為監(jiān)控通道，RS422為數(shù)據(jù)傳輸協(xié)議，Motor-L為飛機(jī)左側(cè)電機(jī)，Aileron-L為飛機(jī)左副翼，V tail-L為左側(cè)V尾，Motor-R為飛機(jī)右側(cè)電機(jī)，Aileron-R為飛機(jī)右副翼，V tail-R為右側(cè)V尾。

系統(tǒng)工作原理為：操縱指令通過(guò)數(shù)據(jù)總線發(fā)送到3臺(tái)飛控計(jì)算機(jī)，同時(shí)飛控計(jì)算機(jī)也接收3余度ADIRU的姿態(tài)、角速度、加速度和大氣數(shù)據(jù)等信號(hào)，飛控計(jì)算機(jī)對(duì)接收的信號(hào)進(jìn)行循環(huán)冗余校驗(yàn)（cyclic redundancy check，CRC）、完整性校驗(yàn)和信號(hào)表決后，用于控制律的計(jì)算，并將作動(dòng)指令通過(guò)3余度數(shù)據(jù)發(fā)送到REU，控制對(duì)應(yīng)的電機(jī)/舵機(jī)驅(qū)動(dòng)旋翼/舵面運(yùn)動(dòng)。

3.2 飛控計(jì)算機(jī)架構(gòu)設(shè)計(jì)

飛控計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)為3余度，3臺(tái)飛控計(jì)算機(jī)功能完全相同，單個(gè)飛控計(jì)算機(jī)可正常實(shí)現(xiàn)控制功能，確保飛控計(jì)算機(jī)的可用性。3臺(tái)飛控計(jì)算機(jī)通過(guò)交叉通道數(shù)據(jù)鏈路（cross channel data link，CCDL）進(jìn)行數(shù)據(jù)交換，以保證多余度飛控計(jì)算機(jī)間的數(shù)據(jù)同步和交叉數(shù)據(jù)傳輸。

單個(gè)飛控計(jì)算機(jī)采用非相似的指令通道和監(jiān)控通道，以抑制處理器的共模故障；監(jiān)控通道與指令通道以幀同步方式工作，監(jiān)控通道對(duì)指令通道的解算指令進(jìn)行比較監(jiān)控，保證指令的完整性。多余度飛控計(jì)算機(jī)架構(gòu)如圖4所示。圖中的ADC為數(shù)模轉(zhuǎn)換器，F(xiàn)lash為閃存，CPU為微處理器，RAM為內(nèi)存，I/O為輸入輸出接口，Timeline為時(shí)間軸，CP為計(jì)算機(jī)。

3.3 傳感器余度設(shè)計(jì)

ADIRU采用3余度設(shè)計(jì)，通過(guò)點(diǎn)對(duì)點(diǎn)數(shù)據(jù)總線發(fā)送給3臺(tái)飛控計(jì)算機(jī)，飛控計(jì)算機(jī)對(duì)接收到的3余度信號(hào)進(jìn)行有效性監(jiān)控和表決監(jiān)控，保證了ADIRU數(shù)據(jù)的可用性和完整性。在飛控計(jì)算機(jī)接收到ADIRU數(shù)據(jù)包后，先對(duì)數(shù)據(jù)包的CRC、數(shù)據(jù)幀新鮮度和源/目的地址進(jìn)行校驗(yàn)，根據(jù)校驗(yàn)結(jié)果決定數(shù)據(jù)包的有效性；然后，將數(shù)據(jù)有效性信息和數(shù)據(jù)信息發(fā)送至信號(hào)處理分區(qū)進(jìn)行表決監(jiān)控。ADIRU數(shù)據(jù)包含三軸角速率、三軸加速度、航跡角、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角和大氣數(shù)據(jù)等參數(shù)。表決監(jiān)控算法如圖5所示，其中表決結(jié)果為傳感器有效且比較結(jié)果在門(mén)限范圍內(nèi)的傳感器均值。若只剩一路傳感器信號(hào)有效，則輸出該路傳感器信號(hào)值。如傳感器A的信號(hào)值與傳感器B的信號(hào)值的絕對(duì)差值大于門(mén)限δ，并且傳感器B的信號(hào)值與傳感器C的信號(hào)值的絕對(duì)差值大于門(mén)限δ，表明傳感器B當(dāng)前處于異常狀態(tài)，此傳感器的表決無(wú)效，表決輸出值為傳感器A和傳感器C的均值。如傳感器B和傳感器C同時(shí)處于異常狀態(tài)，則傳感器B和傳感器C的表決無(wú)效，表決輸出值為傳感器A的信號(hào)值。

3.4 作動(dòng)器余度設(shè)計(jì)

根據(jù)飛控系統(tǒng)架構(gòu)（圖3），作動(dòng)器主要包括旋翼電機(jī)和舵機(jī)，操縱舵面分為副翼和V尾（提供俯仰和偏航控制功能）；基于安全性的考慮，同時(shí)考慮舵機(jī)的作動(dòng)能力和重量，將副翼和V尾分別設(shè)計(jì)為4塊，單側(cè)2塊舵面或者左右側(cè)各1塊舵面即可滿足正?？刂乒δ?。

3.5 安全性分析

混合翼eVTOL飛行器具備旋翼飛行、固定翼飛行和過(guò)渡態(tài)飛行功能，因舵機(jī)故障喪失固定翼飛行功能時(shí)，可以切換到旋翼飛行和降落。因此，采用安全性評(píng)估指南對(duì)旋翼飛行時(shí)的飛控系統(tǒng)架構(gòu)進(jìn)行初步分析[13，15]。

3.5.1 功能危險(xiǎn)性分析

針對(duì)旋翼飛行模態(tài)，分析整個(gè)控制環(huán)路的功能危險(xiǎn)。旋翼飛行時(shí)電機(jī)失效對(duì)俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航控制的影響具有耦合性，本節(jié)的典型功能危險(xiǎn)如表2所示。

3.5.2 部件故障模式與故障率

為建立典型功能危險(xiǎn)的故障樹(shù)，對(duì)影響典型功能的部件故障模式和失效率進(jìn)行分析，如表3所示。

3.5.3 故障樹(shù)分析

基于eVTOL飛行器飛控系統(tǒng)架構(gòu)及部件的故障模式，分別建立了喪失ADIRU信號(hào)輸入、錯(cuò)誤的ADIRU信號(hào)輸入、喪失飛行控制指令輸出和喪失任意4套垂直電機(jī)推力的故障樹(shù)。

其中假設(shè)如下：

1）電源滿足安全性要求，不會(huì)因電源失效導(dǎo)致飛控系統(tǒng)功能喪失；

2）假設(shè)螺旋槳部件設(shè)計(jì)和安裝在使用壽命范圍內(nèi)，不會(huì)失效而影響動(dòng)力輸出；

3）假設(shè)50%油門(mén)下，電機(jī)能提供1.5倍的拉力冗余；

4）飛行員操縱輸入系統(tǒng)滿足要求；

5）單位飛行時(shí)間中系統(tǒng)信號(hào)線的故障概率為10-7/h，且架構(gòu)中采用3余度線束備份，因此，本節(jié)故障樹(shù)分析不考慮線束失效概率。

根據(jù)圖6和圖7所示，采用3余度ADIRU設(shè)計(jì)，結(jié)合3.3節(jié)表決監(jiān)控算法，單位飛行時(shí)間喪失ADIRU信號(hào)的概率為2.52×10-10/h，錯(cuò)誤的ADIRU信號(hào)概率為2.39×10-15/h，均滿足功能危險(xiǎn)分析要求的概率。圖6～9中，F(xiàn)R表示失效概率，w表示故障頻率，Q表示發(fā)生概率。

根據(jù)圖8所示，3余度飛控計(jì)算機(jī)采用主-備-備的工作方式，通過(guò)自檢測(cè)和比較/監(jiān)控通道的方式進(jìn)行故障檢測(cè)，因此，任意一臺(tái)飛控計(jì)算機(jī)正常工作均可輸出飛行控制指令，通過(guò)故障樹(shù)分析可知單位飛行時(shí)間喪失飛行控制指令的概率為8.17×10-13/h，滿足功能危險(xiǎn)分析要求的概率。

根據(jù)圖9所示，垂直推力電機(jī)為16個(gè)，喪失任意4個(gè)電機(jī)推力的概率為5.88×10-11/h。垂直推力電機(jī)用于多旋翼模態(tài)時(shí)的滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航和升力控制，因此，單位飛行時(shí)間垂直推力電機(jī)喪失導(dǎo)致多旋翼模態(tài)喪失控制功能的概率小于10-9/h。

4 結(jié)束語(yǔ)

對(duì)eVTOL飛行器適航安全性要求進(jìn)行了初步分析，介紹了通過(guò)余度設(shè)計(jì)提高系統(tǒng)安全性的考慮，提出了一種eVTOL飛行器飛控系統(tǒng)架構(gòu)，通過(guò)故障樹(shù)進(jìn)行了初步安全性分析，結(jié)論如下。

1）介紹了基于安全性的傳感器余度設(shè)計(jì)、飛控計(jì)算機(jī)余度設(shè)計(jì)和作動(dòng)器余度設(shè)計(jì)，通過(guò)余度技術(shù)可以顯著提高飛控系統(tǒng)的安全性。

2）提出了一種基于安全性要求的eVTOL飛行器飛控系統(tǒng)架構(gòu)，設(shè)計(jì)了余度飛控計(jì)算機(jī)、傳感器和作動(dòng)器架構(gòu)。

3）基于eVTOL飛行器飛控系統(tǒng)架構(gòu)，分析了旋翼飛行時(shí)典型的功能危害，通過(guò)故障樹(shù)分析表明，飛控系統(tǒng)架構(gòu)能夠滿足失效概率要求。

參考文獻(xiàn)

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（編輯? 呂建斌）