CN105517893A - 异常飞机响应监视器 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种飞机飞行控制系统，其包含至少两个飞行控制计算机，其中至少一者在任何一个时间用以控制飞机飞行，所述至少两个飞行控制计算机中的每一者具有至少两个处理器，每一处理器响应于指示多个飞机飞行参数中的至少一者的飞机输入信号且响应于控制定律以提供指示飞机飞行控制表面的所需控制的控制输出命令信号。而且，用于所述至少两个飞行控制计算机中的每一者的至少两个处理器中的至少一者包括异常响应监视器，其响应于指示多个飞机飞行参数中的至少一者的至少一个飞机输入信号以确定所述控制输出命令信号是否在可接受的值内。
Description
相关申请的交叉参考
本国际PCT专利申请在优先权方面依据于2013年8月23日提交的第61/869,089号美国临时专利申请，所述申请的整个内容以引用方式并入本文。
技术领域
本发明大体上涉及一种飞机飞行控制系统，且特定来说涉及一种飞机飞行控制系统，其使用至少两个不同飞行系统计算机通道或通路中的一者监视一个以上飞机飞行参数中的每一者的各种感测的实际输入信号值和/或导频命令输入信号值以检查异常飞行系统计算机操作，所述异常飞行系统计算机操作呈所述一个以上飞机飞行参数中的每一者的命令输出信号中的残余软件错误的形式。
发明背景
电传操纵(“FBW”)飞机飞行控制系统逐渐变为现代飞机的飞行控制系统的优选类型。FBW类型的控制系统代替相对更重且更容易发生错误的机械和流体力学类型的飞行控制系统。
FBW飞行控制系统通常包括介入于以下两者之间的计算机系统：(1)飞行控制输入，其由例如自动驾驶仪等各种飞机组件传感器和子系统自动给出以及由飞行员经由例如侧杆或摇杆控制器、开关、控制杆等等手动给出；以及(2)飞机飞行控制表面和其它装置，其最终控制飞机在飞行中的操作和方向。也就是说，来自飞行员和传感器的输入不直接连接到待控制的飞机飞行控制表面(例如，副翼、舵、升降舵、扰流器、缝翼、襟翼等等)。而是，将飞行员和传感器输入路由到计算机系统(例如，通常包括一个以上计算机或数据处理器装置以用于安全冗余目的)，所述计算机系统含有飞行控制逻辑，其解译传感器和飞行员输入且输出飞行控制表面位置命令，所述命令根据存储在计算机系统中的控制定律(“CLAWS”)移动飞机飞行控制表面以实现飞机的例如纵摇角、横摇角、航向角、高度等等的改变。在替代方案中，可以部分地或完全地用模拟电子电路代替所述计算机系统以实现相同结果。然而，明显的趋势是使用含有控制定律以及输入和输出处理逻辑且介入于与其相应飞机飞行控制表面相关联的各种输入和输出致动器之间的数字计算机。
FBW控制系统表现飞机上的与传统的机械或流体力学飞行控制系统相比的相对大的重量节省(且因此，显著减少的燃料成本)。这是由于传统系统的相对重和大的缆线和相关联机械组件被电线和相对简单的致动器代替。FBW系统的其它优点包含飞行员的工作负荷的减少、减少的维护时间和成本，以及增加的飞行安全性，因为飞行控制定律和总体飞行包线可以对飞行员侧杆或摇杆控制输入装置和传感器输入信号更精确地定制。FBW控制系统还通常允许在某些飞行情形中飞机的“自动驾驶”操作，因为飞行控制计算机通常响应于各种传感器输入且根据控制定律引导飞机飞行控制表面——全部都不需要飞行员输入或参与。
然而，FBW飞行控制系统并非没有它们的缺陷。较老的机械和流体力学飞行控制系统趋于随着时间而逐渐出故障。这使得预先识别和校正任何此类故障变得相对容易。相比之下，基于计算机的FBW控制系统趋于“完全”故障，因为基于计算机的系统可能突然“崩溃”且使得飞行员不能控制飞机。因此，通常为了安全目的将某种类型的冗余建置到FBW系统中。举例来说，可使用三个或四个计算机，其冗余地连接(例如，成“三元组”或“四元组”配置)且可甚至为不同的硬件和/或软件设计以避免由于单一类型的问题所致的在任何一个时间的多重计算机故障。以此方式，如果这些“主要”飞行控制计算机中的一者故障，那么两个或三个其它“主要”飞行控制计算机可能仍操作，且其中至少一者可控制飞机。而且，在所有“主要”飞行计算机故障的情况下，可使用已减少计算机计算容量(与“主要”飞行计算机相比)的冗余计算机来控制飞机(但具有可能减少的控制容量-通常称为“辅助”飞行计算机)。在飞行控制计算机故障的情况下，FBW系统可甚至具有机械飞行控制系统作为备份。
每一主要和/或辅助飞行控制计算机可具有至少两个或两个以上单独的处理器“通道”或“通路”，其中每一通道或通路具有处理飞机控制定律的处理器。也就是说，每一通道处理器响应于各种飞机输入信号，且提供对应飞行控制表面位置命令输出信号到与各种飞机飞行控制表面相关联的致动器或其它机构。因此，通道处理器可视为并行地运行。如果每一通道或通路中的处理器正确操作，那么来自所有通道处理器的输出信号应当是相同的。来自两个或两个以上通道或通路的输出信号中的任何差异可被解译为所述特定飞行控制计算机的故障。
通道内的处理器可为不同的硬件和/或软件设计(例如，不相似的控制定律算法)，以减少特定类型的处理器硬件或软件故障将同时影响所有通道或通路中的处理器从而使得由于故障在通道或通路中都相同而不可能通过输出信号的比较进行故障检测的风险。
虽然通道处理器通常在操作期间的某些时间(例如，在启动时、周期性地、飞行员起始等等)在其上执行某种类型的测试以检查它们是否恰当地起作用，但存在一类不知道的错误，且如果所述错误发生且保持未包含，则会引起飞机的危险状况。此类不知道的错误通常称为软件“残余”错误，且大体上是实施飞机飞行控制系统控制定律的软件中的一类不知道的错误。而且，此类型的错误在通道处理器在飞机上投入操作之前的测试中自身并不表现出来。而是，残余错误通常仅在实际飞机操作期间自身表现出来。因此，最重要的是辨识此错误的发生且尽可能快地将其包含。
在过去已经知道使通道或通路处理器在每一处理器之间运行不相似的软件以尝试感测残余软件错误。举例来说，已知使用两个不同组的软件程序员来编写实施通道处理器的所需功能性的软件代码——每一处理器一组程序员。这固有地导致开发可执行软件代码的两个不同集合，其中所得的两个不同的代码集合由两个通道处理器执行。
还已知针对两个通道或通路处理器编写一个软件代码。然而，如果代码由两个不同的编译员编译，那么结果再次是两个不同的代码集合，其可由两个通道处理器执行。
在上述不同软件代码的任一情况下，两个通道或通路处理器将其飞行控制表面位置命令输出信号进行比较，看其间是否有任何差别或差异，且因此是否有呈“残余”误差的形式的异常性。如果此异常性存在，那么可例如采取步骤以移除由具有异常性的飞行控制计算机对飞行控制逻辑的控制的实行，且用总体FBW飞行控制系统内的其余操作冗余飞行控制计算机中的一者将其代替。大体上，由于在飞行控制软件中嵌入的残余错误的性质，在现在有缺陷的飞行控制计算机仍关于飞行中的飞机操作时并不尝试“在运行中”除错或修正残余软件错误。
所需要的是一种改进的飞机飞行控制系统，其使用至少两个不同飞行系统计算机通道或通路中的一者监视一个以上飞机飞行参数中的每一者的各种感测的实际输入信号值和/或导频命令输入信号值以检查异常飞行系统计算机操作，所述异常飞行系统计算机操作呈所述一个以上飞机飞行参数中的每一者的命令输出信号中的残余软件错误的形式。
发明概要
根据本发明的实施方案，用于飞机的飞行控制系统包含至少两个飞行控制计算机，其中至少一者在任何一个时间用以控制飞机的飞行，所述至少两个飞行控制计算机中的每一者具有至少两个处理器，所述至少两个处理器中的每一者响应于指示多个飞机飞行参数中的至少一者的飞机输入信号且响应于控制定律以提供指示飞机的飞行控制表面的所需控制的控制输出命令信号。而且，其中用于所述至少两个飞行控制计算机中的每一者的至少两个处理器中的至少一者包括异常响应监视器，其响应于指示多个飞机飞行参数中的至少一者的飞机输入信号以确定所述控制输出命令信号是否在可接受的值内。
在本发明的有利实施方案中，如果确定所述控制输出命令信号不在可接受的值内，那么所述至少两个飞行控制计算机中的其中确定所述控制输出命令信号不在可接受的值内的所述一者被停用而不被允许控制所述飞机的飞行。
在本发明的有利实施方案中，所述飞机输入信号指示所述飞机的纵摇角。
在本发明的有利实施方案中，所述飞机输入信号包含来自包括纵摇角、所述飞机上的升降舵的偏转量以及所述飞机的法向加速度的组中的至少一者。
在本发明的有利实施方案中，所述飞机输入信号指示所述飞机的横摇角。
在本发明的有利实施方案中，所述飞机输入信号包含来自包括横摇角、所述飞机上的副翼的偏转量以及所述飞机的法向加速度的组中的至少一者
在本发明的有利实施方案中，所述飞行控制系统包括电传操纵飞机飞行控制系统。
根据本发明的另一实施方案，公开一种用于确定指示飞机的飞行控制表面的所需控制的控制输出命令信号中的残余错误的存在的方法。所述方法包含感测指示多个飞机飞行参数中的至少一者的飞机输入信号。所述方法进一步包含从所述所感测飞机输入信号确定所述控制输出命令信号是否在可接受的值内。
在本发明的有利实施方案中，如果确定所述控制输出命令信号不在可接受的值内，那么用于所述飞机的至少两个飞行控制计算机中的其中确定所述控制输出命令信号不在可接受的值内的一者被停用而不被允许控制所述飞机的飞行。
在本发明的有利实施方案中，所述所感测飞机输入信号指示所述飞机的纵摇角。
在本发明的有利实施方案中，所述所感测飞机输入信号包含来自包括纵摇角、所述飞机上的升降舵的偏转量以及所述飞机的法向加速度的组中的至少一者。
在本发明的有利实施方案中，所述所感测飞机输入信号指示所述飞机的横摇角。
在本发明的有利实施方案中，所述所感测飞机输入信号包含来自包括横摇角、所述飞机上的副翼的偏转量以及所述飞机的法向加速度的组中的至少一者。
在本发明的有利实施方案中，所述飞行控制系统包括电传操纵飞机飞行控制系统。
根据本发明的又一实施方案，公开一种用于确定指示飞机的飞行控制表面的所需控制的控制输出命令信号中的残余错误的存在的计算机程序产品。所述计算机程序产品包括实施有程序代码的暂时性或非暂时性计算机可读存储媒体，所述程序代码可由计算机、处理器或逻辑电路读取/执行以执行包含感测指示多个飞机飞行参数中的至少一者的飞机输入信号的方法。所述方法进一步包含从所述所感测飞机输入信号确定所述控制输出命令信号是否在可接受的值内。
在本发明的有利实施方案中，如果确定所述控制输出命令信号不在可接受的值内，那么用于所述飞机的至少两个飞行控制计算机中的其中确定所述一个或多个控制输出命令信号不在可接受的值内的一者被停用而不被允许控制所述飞机的飞行。
在本发明的有利实施方案中，所述所感测飞机输入信号指示所述飞机的纵摇角。
在本发明的有利实施方案中，所述所感测飞机输入信号包含来自包括纵摇角、所述飞机上的升降舵的偏转量以及所述飞机的法向加速度的组中的至少一者。
在本发明的有利实施方案中，所述所感测飞机输入信号指示所述飞机的横摇角。
在本发明的有利实施方案中，所述所感测飞机输入信号包含来自包括横摇角、所述飞机上的副翼的偏转量以及所述飞机的法向加速度的组中的至少一者。
在本发明的有利实施方案中，所述飞行控制系统包括电传操纵飞机飞行控制系统。
本发明的实施方案提供在电传操纵飞机飞行控制系统中的每一飞行控制计算机内的两个通道处理器上运行或由所述两个通道处理器执行的飞行控制软件内的残余错误的可靠检测，其中所述两个通道处理器在其硬件组成方面彼此不同。一旦检测到残余错误，那么所述特定飞行控制计算机可作为当前执行飞行控制软件的飞行控制计算机而停用，且其余冗余飞行控制计算机中的另一者可作为随后当前执行飞行控制软件的主要飞行控制计算机而接管。
附图说明
可以参考附图理解本发明的各种实施方案。组件不一定按比例绘制。而且，在图中，相同参考标号在几幅图中始终指定对应部分。
图1是实施本发明的实施方案的异常响应监视器的飞行控制计算机的一部分的框图；
图2是根据本发明的实施方案在用于实行用于纵摇角的示范性飞机飞行参数的异常响应监视器的方法中由处理器执行的示范性步骤的流程图；以及
图3是根据本发明的实施方案在用于实行用于横摇角的示范性飞机飞行参数的异常响应监视器的方法中由处理器执行的示范性步骤的流程图。
具体实施方式
在以下描述和意图仅为说明性的实施例中更特定地描述本发明，因为本发明的许多修改和变化对本领域的技术人员将是显而易见的。如说明书中和权利要求书中使用，单数形式“一”和“所述”可包含复数形式，除非上下文清楚地另外规定。而且，如说明书中和权利要求书中使用，术语“包括”可包含实施方案“由...组成”和“本质上由...组成”。此外，本文公开的所有范围都包含端点且可独立地组合。
如本文使用，可应用近似语言以修改任何可变化的定量表示，而不导致其涉及的基本功能的改变。因此，在一些情况下，通过例如“大约”和“基本上”等一或多个术语修改的值可不限于指定的精确值。在至少一些实例中，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精度。
在本发明的实施方案中，用于飞机的飞行控制系统包含至少两个飞行控制计算机，其中至少一者在任何一个时间用以控制飞机的飞行，所述至少两个飞行控制计算机中的每一者具有至少两个处理器，所述至少两个处理器中的每一者响应于指示多个飞机飞行参数中的至少一者的飞机输入信号且响应于控制定律以提供指示飞机的飞行控制表面的所需控制的控制输出命令信号。而且，用于所述至少两个飞行控制计算机中的每一者的至少两个处理器中的至少一者包括异常响应监视器，其响应于指示多个飞机飞行参数中的至少一者的飞机输入信号以确定所述控制输出命令信号是否在可接受的值内。
本发明的各种所公开实施方案的前述特征和其它特征将从本发明的说明性实施方案的以下详细描述和附图更容易显而易见，其中相似参考数字指代相似元件。
参见图1，说明实施本发明的实施方案的异常响应监视器的飞行控制计算机10的一部分的框图。图1中说明的飞行控制计算机10可为以冗余并联方式连接的多个(例如，三个或四个)相似此类计算机10中的一者，从而为计算机10作为其部分的总体飞机飞行控制系统提供安全性量度。也就是说，如果计算机10中的一者经确定为故障或不操作，且所述故障计算机在特定时间点充当主要操作飞行控制计算机，那么在所述时间操作且无故障的其它计算机中的一者可替代地接管飞机的控制。虽然对于本发明的最广泛实施方案并非必要，但飞行控制计算机10可为如上文在“背景技术”部分中论述的电传操纵(“FBW”)飞行控制系统的部分。然而，除了FBW系统外的飞机飞行控制系统可以含有本发明的实施方案。
而且，图1中说明的飞行控制计算机10可为用于飞机的“主要”飞行控制系统的部分。现代飞机经常具有由多个冗余装置(例如，计算机10)组成的“主要”飞行控制系统，以及一个或多个“辅助”飞行控制系统。每一“辅助”飞行控制系统也可包括一个或多个计算机。作为用于飞机的“辅助”飞行控制系统的部分的计算机还通常与用于飞机的“主要”飞行控制系统相比具有相对减少的控制能力。然而，本发明的实施方案鉴于本文的教示可以存在于此类“辅助”飞行控制系统中。
仍参见图1，说明飞行控制计算机10，在总线14上对其输入多个飞机信号。总线14上的这些输入信号可例如以典型方式由位于座舱中的手动飞行员起始的装置(例如飞行员和副飞行员侧杆控制器或摇杆、方向舵踏板、各种开关等等)提供或从所述装置发源。总线14上的输入信号也可来自安置于飞机上的各种位置的各种传感器(例如，空气数据系统)，或来自各种其它飞机子系统(例如，也可从飞机自动驾驶子系统供应信号的航空电子系统)。
总线14上的输入信号可与一个或多个输入信号管理(“ISM”)模块或逻辑块18连接，其中每一者可提供对总线14上的各种飞机信号的各种类型的已知信号调节(例如，输入信号数据有效性检查以及有效性位插入、合并等等)。经调节信号在一个或多个信号线或总线22上从ISM模块18输出到两个处理器26、30(例如，“1号处理器”、“2号处理器”)。总线22上的信号可在两个总线22之间相同。因此，在本发明的实施方案中，两个ISM模块18也可相同，以便在总线22上提供相同信号。
根据本发明的实施方案，两个处理器26、30可为不相似的硬件设计，但其功能性可为相同的。也就是说，两个处理器26、30可响应于总线22上的飞机输入信号且响应于在与相应处理器26、30相关联的存储器中预编程且存储的各种飞机控制定律(“CLAWS”)而操作，以并行且无任何重叠地(即，处理器26、30分离)计算飞机飞行控制表面位置命令输出信号。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。
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。
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。ARM42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，ARM42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，ARM42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1号处理器26中实施。
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ISM18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。
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。
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10中在所述特定时间恰当地起作用的另一者。
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。
应注意，可能存在相对于特定飞机参数关于1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。
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。
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1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(即，“不知道的”)错误。
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(OR)”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。
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？
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。
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。
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。
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。
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。
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(但不限于)电子、磁性、光学、电磁、红外或半导体系统、设备或装置，或者以上的任何合适的组合。计算机可读存储媒体的更具体实施例(非详尽列表)将包含以下各者：具有一个或多个电线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦除可编程只读存储器(EPROM或快闪存储器)、光纤、便携式压缩光盘只读存储器(CD-ROM)、光学存储装置、磁性存储装置，或以上的任何合适的组合。在本文档的上下文中，计算机可读存储媒体可为可含有或存储程序以由指令执行系统、设备或装置使用或者结合指令执行系统、设备或装置使用的任何有形媒体。
计算机可读信号媒体可包含例如在基带中或作为载波的部分的具有实施于其中的计算机可读程序代码的传播数据信号。此传播信号可采取多种形式中的任一者，包含(但不限于)电磁、光学或其任何合适的组合。计算机可读信号媒体可为不是计算机可读存储媒体且可传送、传播或输送程序以由指令执行系统、设备或装置使用或者结合指令执行系统、设备或装置使用的任何计算机可读媒体。
在计算机可读媒体上实施的程序代码可使用任何适当的媒体来传输，包含(但不限于)无线、有线、光纤电缆、RF等等或以上的任何合适的组合。
用于实行本发明的方面的操作的计算机程序代码可以一种或多种编程语言的任何组合来编写，包含例如Java、Smalltalk、C++或类似语言等面向对象的编程语言，以及例如“C”编程语言或类似编程语言等常规程序编程语言。
以下参考根据本发明的实施方案的方法、设备(系统)和计算机程序产品的流程图说明和/或框图来描述本发明的方面。将了解，所述流程图说明和/或框图的每一框以及所述流程图说明和/或框图中的框的组合可由计算机程序指令实施。这些计算机程序指令可提供到通用计算机、专用计算机或其它可编程数据处理设备的处理器以产生机器，使得经由所述计算机或其它可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实施所述流程图和/或框图的一个或多个框中指定的功能/动作的装置。
这些计算机程序指令也可存储在计算机可读媒体中，所述计算机可读媒体可引导计算机、其它可编程数据处理设备或其它装置以特定方式起作用，使得存储在所述计算机可读媒体中的指令产生包含实施所述流程图和/或框图的一个或多个框中指定的功能/动作的指令的制品。
所述计算机程序指令也可加载到计算机(例如，图1的2号处理器30)、其它可编程数据处理设备或其它装置以致使在所述计算机、其它可编程设备或其它装置上执行一系列操作步骤以产生计算机实施的过程，使得在计算机或其它可编程设备上执行的指令提供用于实施所述流程图和/或框图的一个或多个框中指定的功能/动作的过程
本书面说明使用实施例来公开本发明(包含最佳模式)，并且还使得本领域的技术人员能够制作和使用本发明。本发明的可专利性范围是由权利要求书界定，并且可以包含本领域的技术人员可想到的其它实施例。这些其它实施例如果具有并不与权利要求书的字面语言不同的结构元素或者包含与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构元素，那么希望这些其它实施例在权利要求书的范围内。本文参考的所有引用文献明确地以引用的方式并入本文。
Claims (21)
1.一种用于飞机的飞行控制系统，其包括：
至少两个飞行控制计算机，其中至少一者在任何一个时间用以控制所述飞机的飞行，所述至少两个飞行控制计算机中的每一者具有至少两个处理器，所述至少两个处理器中的每一者响应于指示多个飞机飞行参数中的至少一者的飞机输入信号且响应于控制定律以提供指示飞机的飞行控制表面的所需控制的控制输出命令信号；且
其中用于所述至少两个飞行控制计算机中的每一者的所述至少两个处理器中的至少一者包括异常响应监视器，所述异常响应监视器响应于指示多个飞机飞行参数中的至少一者的所述飞机输入信号以确定所述控制输出命令信号是否在可接受的值内。
2.如权利要求1所述的飞行控制系统，其中如果确定所述控制输出信号命令不在可接受的值内，那么所述至少两个飞行控制计算机中的其中确定所述控制输出命令信号不在可接受的值内的所述一者被停用而不被允许控制所述飞机的飞行。
3.如权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述飞机输入信号指示所述飞机的纵摇角。
4.如权利要求3所述的飞行控制系统，其中所述飞机输入信号包含来自包括纵摇角、所述飞机上的升降舵的偏转量以及所述飞机的法向加速度的组中的至少一者。
5.如权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述飞机输入信号指示所述飞机的横摇角。
6.如权利要求5所述的飞行控制系统，其中所述飞机输入信号包含来自包括横摇角、所述飞机上的副翼的偏转量以及所述飞机的法向加速度的组中的至少一者。
7.如权利要求1所述的飞行控制系统，其中所述飞行控制系统包括电传操纵飞机飞行控制系统。
8.一种用于确定指示飞机的飞行控制表面的所需控制的控制输出命令信号中的残余错误的存在的方法，所述方法包括：
感测指示多个飞机飞行参数中的至少一者的飞机输入信号；以及
从所述所感测飞机输入信号确定所述控制输出命令信号是否在可接受的值内。
9.如权利要求8所述的方法，其中如果确定所述控制输出命令信号不在可接受的值内，那么用于所述飞机的至少两个飞行控制计算机中的其中确定所述控制输出命令信号不在可接受的值内的一者被停用而不被允许控制所述飞机的飞行。
10.如权利要求8所述的方法，其中所述所感测飞机输入信号指示所述飞机的纵摇角。
11.如权利要求10所述的方法，其中所述所感测飞机输入信号包含来自包括纵摇角、所述飞机上的升降舵的偏转量以及所述飞机的法向加速度的组中的至少一者。
12.如权利要求8所述的方法，其中所述所感测飞机输入信号指示所述飞机的横摇角。
13.如权利要求12所述的方法，其中所述所感测飞机输入信号包含来自包括横摇角、所述飞机上的副翼的偏转量以及所述飞机的法向加速度的组中的至少一者。
14.如权利要求8所述的方法，其中所述飞行控制系统包括电传操纵飞机飞行控制系统。
15.一种用于确定指示飞机的飞行控制表面的所需控制的控制输出命令信号中的残余错误的存在的计算机程序产品，所述计算机程序产品包括实施有程序代码的暂时性或非暂时性计算机可读存储媒体，所述程序代码可由计算机、处理器或逻辑电路读取/执行以执行包括以下各项的方法：
感测指示多个飞机飞行参数中的至少一者的飞机输入信号；以及
从所述所感测飞机输入信号确定所述控制输出命令信号是否在可接受的值内。
16.如权利要求15所述的计算机程序产品，其中如果确定所述控制输出命令信号不在可接受的值内，那么用于所述飞机的至少两个飞行控制计算机中的其中确定所述控制输出命令信号不在可接受的值内的一者被停用而不被允许控制所述飞机的飞行。
17.如权利要求15所述的计算机程序产品，其中所述所感测飞机输入信号指示所述飞机的纵摇角。
18.如权利要求17所述的计算机程序产品，其中所述所感测飞机输入信号包含来自包括纵摇角、所述飞机上的升降舵的偏转量以及所述飞机的法向加速度的组中的至少一者。
19.如权利要求15所述的计算机程序产品，其中所述所感测飞机输入信号指示所述飞机的横摇角。
20.如权利要求19所述的计算机程序产品，其中所述所感测飞机输入信号包含来自包括横摇角、所述飞机上的副翼的偏转量以及所述飞机的法向加速度的组中的至少一者。
21.如权利要求15所述的计算机程序产品，其中所述飞行控制系统包括电传操纵飞机飞行控制系统。
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