因此，处理器26、30可视为驻留于彼此分开的单独“通道”或“通路”中。因此，通常不允许它们彼此交换数据。
[0051]来自每一处理器26、30的输出信号可在输出信号总线34上提供。假定处理器26、30恰当地起作用，在两个处理器26、30在执行相同计算时(但在处理器26、30之间具有不同硬件设计)，总线34上的处理器输出信号通常也相同。这两个信号总线34随后可变为提供到飞机飞行控制系统的其它部分的较大信号总线38的部分。
[0052]根据本发明的实施方案，提供异常飞机响应监视器(“ARM”)作为飞行控制计算机10中的每一者的部分。ARM 42可提供为作为两个处理器26、30中的一者的部分的逻辑。如图1中所示，根据本发明的实施方案，ARM 42可提供为2号处理器30的部分。更具体来说，且根据本发明的实施方案，ARM 42可实施为由所述处理器30执行的软件。然而应了解，ARM可改为在I号处理器26中实施。
[0053]ARM逻辑42的主要功能是确定每一处理器26、30中的CLAWS是否在提供正确的控制输出命令信号到相关联飞机飞行控制表面以相对于例如纵摇角和横摇角等各种飞机飞行参数实现所需的飞机性能。也就是说，ARM逻辑42用以确保CLAWS中无残余软件错误。ARM逻辑42通过在各种飞机输入信号14通过用于2号处理器30的ISM模块18之后监视各种飞机输入信号14而完成此任务。如果需要，且根据本发明的实施例，仅对于由2号处理器30内的ARM逻辑42利用的飞机输入信号14可利用单独的ISM模块18。由此，另一 ISM模块18可专用于2号处理器30的其余部分。这进一步减少在单个ISM 18用于2号处理器30的整个功能性的情况下残余错误可发生的机会。专用于ARM逻辑42的ISM模块18以及专用于2号处理器30的其余部分的ISM模块18可独立于彼此而在单独的软件“分区”上结构化。
[0054]下文关于图2和3更详细描述各种飞机飞行参数的具体实施例，例如本发明的实施方案中关于ARM逻辑42使用的纵摇角和横摇角。
[0055]仍参见图1，线46、50上的一个或多个控制输出命令信号可从相应处理器26、30中的每一者输出信号总线34分支出来且提供到逻辑54，所述逻辑54将线46、50上的对应一个或多个信号中的每一者进行比较以查看它们是否相同。由于如上文所述两个处理器26、30并行地运行，因此如果处理器正确地操作，那么表示特定飞机参数(例如，纵摇角)的线46、50上的对应一个或多个信号中的每一者应当相同，如比较器逻辑54所确定。如果来自相应处理器26、30的线46、50上的任何一对所述一个或多个信号不相同(即，在彼此之间存在大于某一量的差异)，那么比较器逻辑54检测此差异且在线58上提供一个或多个信号，所述信号变为由飞行控制计算机10提供到飞行控制系统的其它部分的输出信号38的部分。在此情况下，通常随后得出结论，线46、50上具有不相似输出信号的特定飞行控制计算机10未恰当地起作用。因此，飞机的控制可随后传递到飞行控制计算机1中在所述特定时间恰当地起作用的另一者。
[0056]图1中将比较器逻辑54图示为与两个处理器26、30分开。然而应了解，比较器逻辑54可在处理器26、30中的一者或两者中实施。
[0057]应注意，可能存在相对于特定飞机参数关于I号处理器26和2号处理器30两者发生相同残余错误的情况下发生的情形。如果此情况发生，那么比较器逻辑54将不能够恰当地辨识问题，因为来自相应处理器26、30的线46、50上的对应信号将是相同的，但两个信号均将处于错误中。这可导致飞机的潜在危险的情形。
[0058]然而，本发明的异常响应监视器(“ARM”)逻辑42将辨识且识别此错误情形。这是因为ARM逻辑42由于其驻留于两个处理器26、30中的仅一者中而将从来自其中实施ARM逻辑42的处理器26、30的控制定律(“CLAWS” )部分的控制定律命令输出信号辨识出问题。因此，在一个实施方案中，处理器26、30中的仅一者其中实施有ARM逻辑42。然而应了解，其它实施方案预期两个处理器26、30(或所有处理器，无论存在多少)各自在其中实施有ARM逻辑42。在此情况下，每一处理器26、30也可包含某种类型的逻辑(例如，比较器逻辑)以确定控制定律命令输出信号中是否已发生残余错误。具有此残余错误确定逻辑的每一处理器26、30可代替图1的实施方案中所示的比较器逻辑54。
[0059]当ARM逻辑42从感测的飞机信号14辨识出残余错误情形时，此错误的最可能原因是由I号处理器26和/或2号处理器30执行的控制定律软件中驻留的残余(S卩，“不知道的”)错误。
[0060]还参见图2，说明在用于实行用于纵摇角的示范性飞机飞行参数的ARM逻辑42的方法100中由2号处理器30执行的示范性步骤的流程图。在输入步骤104之后，执行步骤108，其中检查在信号线22上由ISM模块18提供到ARM逻辑42的一个或多个飞机飞行参数以查看是否存在残余软件错误，如来自处理器30内的CLAWS的对应控制输出命令信号所展现。此错误的存在将通常由所述一个或多个飞机飞行参数展现某一行为而表现，例如超过阈值达预定时间周期。取决于检查飞机飞行参数是否有残余错误(例如，图2的方法100中的飞机纵摇角)，步骤108可以作为一个步骤或作为一系列步骤而执行。在后一种情况下，通常所述系列中的每一步骤108循序地实行，且“或(0R)”条件存在，使得如果步骤108中的任一者展示飞机纵摇角不满足所述步骤中陈述的条件，那么执行步骤112，其中飞行控制计算机10视为不可操作或未恰当地操作且所述飞行控制计算机被停用且代替以用于在所述特定时间可操作的其它冗余飞行控制计算机10中的一者的飞机飞行控制操作。换句话说，本发明的实施方案的ARM逻辑可位于典型多个飞行控制计算机10中的每一者内且同时起作用，但在任何一个时间点飞行控制计算机10中的仅一者在控制飞机。
[0061]关于飞机纵摇角，可在步骤108中做出以确定纵摇角是否由飞行控制计算机10恰当地命令的示范性检查包含纵摇角高于某一角度阈值量的最大限制达某一时间周期(例如，持久性时间)。其它纵摇角参数可包含飞机上的升降舵的偏转量以及飞机的法向加速度的量。也就是说，无论飞行员输入如何，升降舵偏转量使飞机水平?而且，法向加速度的量超过上限或下限？
[0062]如果飞行控制计算机10被停用，那么方法100在步骤116中退出。类似地，如果各种纵摇角参数全部在其恰当值内，那么飞行控制计算机10不被停用，且方法100在步骤116中退出。
[0063]参见图3，说明在用于实行用于横摇角的示范性飞机飞行参数的ARM逻辑42的方法200中由2号处理器30执行的示范性步骤的流程图。方法200类似于图2的方法100。在输入步骤204之后，执行步骤208，其中检查指示飞机的横摇角的各种飞机飞行参数以查看它们是否在恰当限制内，如来自处理器30内的CLAWS的对应控制输出命令信号所展现。也类似于图2的方法，此步骤208可作为一系列步骤实行，其中步骤208之间存在“或”功能，使得如果所述系列中的步骤208中的任一者失败，那么在步骤212中停用飞行控制计算机10。这些参数可包含横摇角的量以及副翼偏转的量。也可以考虑关于飞行员尝试使飞机水平的飞行员输入。
[0064]如果飞行控制计算机10在步骤212中被停用，那么方法200在步骤216中退出。类似地，如果各种横摇角参数全部在其恰当值内，那么飞行控制计算机10不被停用，且方法200在步骤216中退出。
[0065]鉴于本文的教示，在本发明的其它实施方案中，例如航向角等除了纵摇角和横摇角之外的其它飞机飞行参数可结合ARM逻辑42而使用。
[0066]如本领域的技术人员将了解，本发明的方面可实施为系统、方法或计算机程序产品。因此，本发明的方面可采取完全硬件实施方案、完全软件实施方案(包含固件、驻留软件、微码等等)或组合软件与硬件方面的实施方案的形式，其在本文全部大体上可称为“电路”、“模块”或“系统”。此外，本发明的方面可采取在其上实施有计算机可读程序代码的一个或多个暂时性或非暂时性计算机可读媒体中实施的计算机程序产品的形式。所述计算机程序产品可例如由例如图1的2号处理器30等控制系统执行。
[0067]可利用一个或多个计算机可读媒体的任何组合。所述计算机可读媒体可为计算机可读信号媒体或者暂时性或非暂时性计算机可读存储媒体。暂时性或非暂时性计算机可读存储媒体可为例如(