空客的飞控体系设计完整度高，逻辑清晰，其中A320系列飞机的飞控体系更是个中翘楚，是出道即巅峰的表率，它一经出现就奠定了整个飞控理论的基础，目前看，这套系统比同时代的波音B737的飞控体系确实是好，而且理论发展和再适应度明显更高。
软件的底层设计是法则(LAW)。但目前的现状是：法则相关内容在机务维修的培训教材中被大幅缩减，在日常维修工作中能感受到法则作用的地方也确实不多，但偶尔出现在PFR中的备用法则警告和地面操作时舵面作动的现象还是多多少少能看到法则影响的身影，明白一点法则的基础知识对于理解飞控控制逻辑和飞控实现方法还是大有裨益的。
宽泛的解释，法则就是人工驾驶飞行中可能达到的最大边界和范围。
首先，法则从安全边界和作动范围看是逐步扩大的。相比所有的飞行法则，最安全的、同时也是最经济的运行模式应该是自动驾驶。如果自动驾驶也被认为是法则的话，那么自动驾驶就是最高级别的法则。在AP状态下，飞机的作动和限制完全由计算机决定，水平及垂直方向的限制、保护和计划也都是由计算机根据特定的输入进行校正，完成综合比较后，根据性能数据库得出的优解方案，它最安全，但操作极限也最低。但飞机在运行过程中，人工驾驶不可或缺，且人工驾驶的命令优先级一般情况下是要比计算机的命令优先级高的，同时，人工命令的安全边界更宽泛、能完成的机动动作更大，经济型也会相应的变差。
人工驾驶情况下，法则按边界原则主要分为正常法则、备用法则以及直接法则。在正常法则下需要实现的保护都是非常关键的，有很多的控制数据，比如：舵面偏转的最大角度、舵面偏转速度等，正常法则也是学习法则的基础；当然，在正常法则之外还依次有备用法则和直接法则，其中，直接法则没有任何保护机制，控制边界最大，自由度最大。但需要明确的是，直接法则还是建立在电控液动的基础上，还依赖计算机输出、反馈的持续闭循环。在三个基本法则之外，还有保证底线的机械控制模式，THS和方向舵就可以通过横贯机身的钢索来实现俯仰控制和横向控制（横滚控制和偏航控制）。
其次，从控制实现角度来看，法则的实现是靠俯仰和横向两个方向来完成的。其中俯仰控制是基础，它包括了正常法则、备用法则和直接法则，是全法则系统；而横向控制则复杂一些，正常法则降级后，会进入横向直接法则（偏航备用、滚转直接）。俯仰控制的正常法则是基于载荷因数的闭环控制，包含了攻角保护、高速保护、俯仰姿态保护、载荷因子限制等飞行包络保护机制；而横向控制的正常法则则是包含了滚转速率控制（侧杆0位32°BANK，侧杆满位67°BANK）、协调转弯、荷兰滚阻尼和减少侧滑等。
同时，法则的实现更要依赖计算机。ELAC计算机包括了正常、备用、直接三种法则的运算，而SEC和FAC计算机最高法则只有备用法则，而且是部分备用（主要是由计算机所能控制的翼面优先级来决定其备用或者直接的优先）：SEC是俯仰备用，滚转直接（SEC控制的升降舵是备用法则，但控制的扰流板由于对滚转仅为辅助翼面，所以就仅有直接法则）；FAC仅能完成荷兰滚阻尼的备用法则（发动机失效保护和协调转弯均需要ELAC介入，FAC无法全程完成）。
再次，针对正常法则，法则的具体应用在各个阶段和飞机构型情况下是不同的。不同的飞行阶段实现保护的目的是不一样的，各项控制数据也是有差异的。如下图所示，俯仰控制的正常法则包含了3个阶段：地面阶段、飞行阶段和拉平阶段（50FT、AP下100FT）。同理，纵向控制正常法则也包含了2个阶段：地面阶段和飞行阶段。
以俯仰控制为例，飞行和拉平阶段计算的俯仰角度是基于速度和重心计算的闭环控制数据。不同的在于，为了克服地面效应和保持落地的平稳舒适，在拉平阶段，THS无法控制，仅能通过升降舵来控制俯仰角度；在A319和A321机型中，为防止着陆俯仰变化率过大而尾部擦地，针对拉平阶段的直接法则还会施加一个低头力矩保证飞机的俯仰姿态（-2°的低头力矩）。地面阶段则是通过侧杆直接控制对应舵面的移动，计算机也不接受数据反馈，在地面阶段，翼面控制基本都在机械设计的极限值（升降舵+15°/-30°，THS+3.5°/-11°）（Vc > 70 kts，升降舵下翻仅有20°）。这三个阶段基本都对应的是机组操作的个阶段，其中需要特别说明的是在拉平模式下起落架伸长，正常法则下所需要的各种信息不再有效，则正常法则拉平模式进入直接法则，侧杆操作升降舵而THS则需要人工控制配平手轮。
横向控制则比较简单，空中阶段横滚需要根据Vc和构型来计算横滚速率，保证横向保护的落实；而在地面，通过侧杆来直接作动副翼和扰流板（副翼±25°、减速板25°、扰流板50°），而方向舵则是通过脚蹬机械控制偏航阻尼来作动（方向舵根据机型不同±25-30°）。
最后，再细化来看，法则对应了五个重要的保护，保护主要包括俯仰控制的载荷因数保护，大迎角保护，俯仰姿态保护和大速度保护以及横向控制的大坡度保护。一一解释：民航飞机在正常飞行状态下是不允许完成大机动动作的，不仅是条件不允许，更是结构不允许，所以大于-1到2.5G的机动（襟翼展放为0-2G）就是通过载荷因数保护来限制的，这个保护也是唯一一个正常和备用都存在的保护。另外，大速度保护实现的是在飞机高速运动（速度或者马赫数过大也会产生载荷因数的改变）时，减少人工使飞机低头的行为；但飞机俯仰角也是有限制的，这里就有两个保护：过大俯仰角（飞机中线纵轴与水平面的夹角，体现的是姿态稳定性）和过大迎角（飞行翼面弦线与气流的夹角，体现的是升力边界），过大俯仰角主要针对的是姿态动能稳定，线性的改变俯仰输出；而过大迎角也称为a-floor保护，即到达ALPHA PROT值时，侧杆不会再输出俯仰指令；到达ALPHA MAX值时，侧杆则是输出满位抬头的俯仰指令（为尊重驾驶舱人工优先的原则，侧杆一旦有低头指令，则该保护失效）。最后，大坡度保护是保护飞机最大到滚转速率最大15°/s（机动最大坡度67°，协调转弯最大坡度为32°）。在横向保护中，还要完成其他诸如抑制荷兰滚、协调转弯，防止侧滑等功能。
以上内容属于基础理论，那接下来我们讲讲法则在实际的维修工作的应用：
首先，可以通过明确法则来判断对应的控制计算机。对于俯仰控制来说，依次降序为正常，备用，直接，但对于横向控制，则只有正常和直接。以俯仰控制为例，当ELAC1和ELAC2的正常法则模块如果均失效或者正常的辅助交叉对比功能失效，下一步并不是按照计算机顺序直接转向SEC2，如果ELAC2的备用法则部分依然正常，那么ELAC2还是主控计算机。法则是首要校验决定的，再依次检验计算机控制顺序的对应法则模块是否正常，再根据选择结果使对应计算机成为主控计算机。
其次，明确法则降级条件和结果对于预判故障有指导意义。
法则降级主要有三种情况：
1、对于正常法则必要的外部信息源的冗余度降低。即为ELAC计算机提供法则计算信息的计算机，如ADIRU、LGCIU、SFCC、RA和加速度计等出现传输数据问题时，法则降级。最典型的例子是ADIRU计算机，如有2个以上故障，ADIRU给出的数据无法交叉对比，无法确认数据的完全正常，在这种情况下法则降级。
2、法则附带的飞控功能的丧失会导致降级。例如横滚上的扰流板各项功能，减载功能，偏航上的发动机失效保护、协调转弯、荷兰滚阻尼等功能。这些功能的丧失也会影响现有法则的执行。
3、飞控计算机中法则模块的故障会导致降级。
以上描述都是飞机自身部件级别的降级，当飞行参数超限（如：攻角、仰角、空速等），飞机无法继续保持在正常法则时，飞控也会进入不正常情况法则。该法则其实是不带自动配平功能的俯仰备用法则（自动配平功能有可能在飞机平飞后恢复）和方向舵仅能机械控制的横向直接法则。
降级带来的操控数据的改变和操作逻辑的变化在飞机处于空中阶段时是比较明显的，而在地面阶段降级带来的变化主要是体现在横滚控制上。当飞机处于地面状态，至少2台惯导正常并为飞控计算机提供数据时，操作侧杆横滚，副翼和2-5号扰流板作动。但如果关掉惯导，操作侧杆，只有副翼和4、5号扰流板会作动（直接法则要求：1、如果副翼故障，2、3号扰流板才能恢复工作；2、如果4号扰流板再故障，则3号扰流板接替工作），这就是从横滚正常法则降级到横滚直接法则的典型例证。
此外，地面操作扰流板的减速功能手柄时还有一个有意思的现象：液压充足情况下，操作减速板手柄，空中本来应该是2-4号，但在地面却是1-4号，这是为了方便对减速板进行检查设置的附加功能，虽然1号扰流板在SEC3的控制下仅有一个6°的微小翻起，但这也足以反映1号扰流板的操作通道是正常的。
在比如，当我们完成起落架顶升检查时，反复收放起落架时，起落架收起后，THS配平手轮会自动转动以满足自动配平需求，而起落架放下后，THS又不会发生任何移动。
在日常地面维修工作中，也会出现和法则相关的有趣例证：如果在未增压情况下，升降舵或者副翼在初始检查时发现ECAM上指示半框，但增压后却发现作动正常，半框消失。这种出现半框故障信息的情况一般是对应作动筒上的与非主用计算机有数据交输的模式电门或者位置传感器故障引起的，但在地面阶段类似于直接法则控制的情况下，当对应作动筒直接被主用计算机控制时，模式电门和位置传感器也是直接由主控计算机获取或控制，直接作动就会使半框消失。当出现这种情况时，就可以基本判断故障源了。
确实，法则在维修领域应用不多，效用也不够明显，但了解一点法则知识，了解一点空地交流术语，了解一点日常工作中细小现象的解释，不管对飞控系统的理解还是对可能有的排故现象都大有裨益，哪怕就算是无用的知识又增加了，那也好过一无所知。
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