本發(fā)明涉及一種計(jì)算機(jī)，具體涉及一種非相似余度飛控計(jì)算機(jī)，屬于計(jì)算機(jī)技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

飛控計(jì)算機(jī)是電傳飛行控制系統(tǒng)的核心，其可靠性對整個(gè)飛控系統(tǒng)的可靠性有著重要的影響，一般采用余度結(jié)構(gòu)的形式工作。最早采用余度電傳飛行控制系統(tǒng)的飛機(jī)是美國的F-16A/B，當(dāng)時(shí)因數(shù)字計(jì)算機(jī)技術(shù)還未發(fā)展到一定水平，因而采用了四余度模擬式電傳系統(tǒng)；隨著數(shù)字計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，美國在后來的F-16C/D中采用了性能更好的數(shù)字式相似四余度計(jì)算機(jī)系統(tǒng)；相似四余度結(jié)構(gòu)具有結(jié)構(gòu)簡單，成本低，體積小和重量輕的特點(diǎn)，因此在新一代戰(zhàn)斗機(jī)中得到廣泛的應(yīng)用；對于采用相似余度的飛控計(jì)算機(jī)系統(tǒng)，多臺結(jié)構(gòu)完全相同的計(jì)算機(jī)，在相同的指令控制下，運(yùn)行相同的程序，并時(shí)刻處于相同的工作狀態(tài)，因此通道間的藕合十分緊密；經(jīng)驗(yàn)表明，余度通道耦合越緊，受共態(tài)故障影響使整個(gè)系統(tǒng)崩潰的可能性越大。因此，為了解決以上問題，亟待研發(fā)一種新的非相似度飛控計(jì)算機(jī)，能有效的抑制共態(tài)故障的飛控計(jì)算機(jī)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

（一）要解決的技術(shù)問題

為解決上述問題，本發(fā)明提出了一種非相似余度飛控計(jì)算機(jī)，余度資源在位置和功能上的分離，防比故障在余度單元之間傳播，保證系統(tǒng)具有更高的可靠性和更易于維修。

（二）技術(shù)方案

本發(fā)明的非相似余度飛控計(jì)算機(jī)，包括飛行控制ARINC總線，及與飛行控制ARINC總線電連接的主飛行控制計(jì)算機(jī)；所述主飛行控制計(jì)算機(jī)由左主控計(jì)算機(jī)、中主控計(jì)算機(jī)及右主控計(jì)算機(jī)組成；所述左、中、右主控計(jì)算機(jī)內(nèi)部電路的連接方式相同；所述左主控計(jì)算機(jī)內(nèi)部包括第一、第二、第三支路；所述第一支路由第一電源模塊、第一輸入輸出模塊及第一處理器模塊組成；所述第二支路由第二電源模塊、第二輸入輸出模塊及第二處理器模塊組成；所述第三支路由第三電源模塊、第三輸入輸出模塊及第三處理器模塊組成。

進(jìn)一步地，所述第二電源模塊的一端與第一模塊電源電連接，另一端與第三電源模塊電連接；所述第二輸入輸出模塊的一端與第一輸入輸出模塊電連接，另一端與第三輸入輸出模塊電連接；所述所述第二處理器模塊的一端與第一處理器模塊電連接，另一端與第三處理器模塊電連接。

進(jìn)一步地，所述第一處理器模塊包括AMD29050處理器；所述第二處理器模塊包括Motoroal 68040處理器；所述第三處理器模塊包括INTEL 80486處理器。

進(jìn)一步地，所述第一、 第二、第三輸入輸出模塊內(nèi)部電路的連接方式相同；所述第一輸入輸出模塊由三個(gè)飛行控制ARINC總線接口組成；其中，兩個(gè)飛行控制ARINC總線接口為輸入接口，另一個(gè)飛行控制ARINC總線接口為輸入輸出接口。

進(jìn)一步地，所述飛行控制ARINC總線包括左、中、右飛行控制ARINC總線。

進(jìn)一步地，所述飛行控制ARINC總線為飛行控制ARINC 629總線；所述飛行控制ARINC總線接口為飛行控制ARINC 629總線接口。

（三）有益效果

與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的非相似余度飛控計(jì)算機(jī)，主飛行控制計(jì)算機(jī)的左、中、右主飛控計(jì)算機(jī)三個(gè)通道全部投人工作，每個(gè)主飛行控制計(jì)算機(jī)都計(jì)算并獲得所有主控制舵而作動器、配平系統(tǒng)和駕駛員人感系統(tǒng)的控制指令；主飛行控制計(jì)算機(jī)和飛行控制ARINC總線被分為左、中、右飛行控制ARINC總線三組，雖然主飛行控制計(jì)算機(jī)同時(shí)監(jiān)聽三組飛行控制ARINC總線，但只能夠向同組的飛行控制ARINC總線傳送數(shù)據(jù)，當(dāng)一組的飛行控制ARINC總線出現(xiàn)傳送錯(cuò)誤或者發(fā)生故障時(shí)，不會影響另外兩組的正常工作；飛行員指令通過飛行控制ARINC總線輸入到各個(gè)主飛行控制計(jì)算機(jī)。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的整體系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖。

具體實(shí)施方式

如圖1所示的一種非相似余度飛控計(jì)算機(jī)，包括飛行控制ARINC總線4，及與飛行控制ARINC總線4電連接的主飛行控制計(jì)算機(jī)；所述主飛行控制計(jì)算機(jī)由左主控計(jì)算機(jī)1、中主控計(jì)算機(jī)2及右主控計(jì)算機(jī)3組成；所述左、中、右主控計(jì)算機(jī)1、2、3內(nèi)部電路的連接方式相同；所述左主控計(jì)算機(jī)1內(nèi)部包括第一、第二、第三支路；所述第一支路由第一電源模塊、第一輸入輸出模塊及第一處理器模塊組成；所述第二支路由第二電源模塊、第二輸入輸出模塊及第二處理器模塊組成；所述第三支路由第三電源模塊、第三輸入輸出模塊及第三處理器模塊組成。

所述第二電源模塊的一端與第一模塊電源電連接，另一端與第三電源模塊電連接；所述第二輸入輸出模塊的一端與第一輸入輸出模塊電連接，另一端與第三輸入輸出模塊電連接；所述所述第二處理器模塊的一端與第一處理器模塊電連接，另一端與第三處理器模塊電連接。

所述第一處理器模塊包括AMD29050處理器；所述第二處理器模塊包括Motoroal 68040處理器；所述第三處理器模塊包括INTEL 80486處理器。

所述第一、 第二、第三輸入輸出模塊內(nèi)部電路的連接方式相同；所述第一輸入輸出模塊由三個(gè)飛行控制ARINC總線接口組成；其中，兩個(gè)飛行控制ARINC總線接口為輸入接口，另一個(gè)飛行控制ARINC總線接口為輸入輸出接口。

所述飛行控制ARINC總線4包括左、中、右飛行控制ARINC總線。

所述飛行控制ARINC總線4為飛行控制ARINC 629總線；所述飛行控制ARINC總線接口為飛行控制ARINC 629總線接口。

本發(fā)明的非相似余度飛控計(jì)算機(jī)的工作原理：主飛行控制計(jì)算機(jī)的左、中、右主飛控計(jì)算機(jī)三個(gè)通道全部投人工作，每個(gè)主飛行控制計(jì)算機(jī)都計(jì)算并獲得所有主控制舵而作動器、配平系統(tǒng)和駕駛員人感系統(tǒng)的控制指令；主飛行控制計(jì)算機(jī)和飛行控制ARINC總線被分為左、中、右飛行控制ARINC總線三組，雖然主飛行控制計(jì)算機(jī)同時(shí)監(jiān)聽三組飛行控制ARINC總線，但只能夠向同組的飛行控制ARINC總線傳送數(shù)據(jù)，當(dāng)一組的飛行控制ARINC總線出現(xiàn)傳送錯(cuò)誤或者發(fā)生故障時(shí)，不會影響另外兩組的正常工作；飛行員指令通過飛行控制ARINC總線輸入到各個(gè)主飛行控制計(jì)算機(jī)。

上面所述的實(shí)施例僅僅是對本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式進(jìn)行描述，并非對本發(fā)明的構(gòu)思和范圍進(jìn)行限定。在不脫離本發(fā)明設(shè)計(jì)構(gòu)思的前提下，本領(lǐng)域普通人員對本發(fā)明的技術(shù)方案做出的各種變型和改進(jìn)，均應(yīng)落入到本發(fā)明的保護(hù)范圍，本發(fā)明請求保護(hù)的技術(shù)內(nèi)容，已經(jīng)全部記載在權(quán)利要求書中。