CN101923739B - 飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统及其构建方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统及其构建方法，针对飞行器发动机参数和空勤信息数据进行处理和显示。该综合显示系统主要包括两个数据采集处理单元、两个显示单元和一个显控面板单元，数据采集处理单元将数据处理后输出给显示单元，用户通过显控面板单元控制显示单元显示。该综合显示系统的构建方法是对系统进行功能需求分析，将目标任务进行划分，采用SMART式的结构构建体系架构，最终判读各项指标是否满足要求，完成系统的构建。本发明的综合显示系统及其构建方法采用综合化架构，提高了人机功效，减轻了驾驶员的工作负担，提高了工作效率，增加了系统可靠性，并且降低了成本，且采用主辅热备份的冗余策略提高系统可靠性。

Description

飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统及其构建方法

技术领域

本发明属于空天载人飞行器座舱综合显示技术领域，涉及一种综合显示系统，具体是一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统及其构建方法，为驾驶员提供一个飞行器信息、飞行信息与控制的人机交互平台和方法。 

背景技术

随着电子技术、计算机技术、数字控制及显示技术的不断进步，数字化、综合化、标准化、模块化和智能化已成为飞行器电子系统的总体发展趋势。飞行器电子综合化渗透于信息从采集、传输、到处理、分配和显示的整个环节之中。作为载人飞行器电子系统的重要构成部分，飞行器座舱中的各种机电式仪表已逐渐被综合化的、标准化的、数字化的多功能综合显示系统所替代。这一过程不仅提高了飞行器综合显示仪表的可靠性，而且在丰富驾驶员获取飞机状态信息的同时又简化了驾驶员的操作，进而大大提高了系统总体飞行品质。 

飞行器发动机系统、环控系统、辅助动力系统、操纵系统、燃油系统、液压系统等其它系统，对飞行器自身安全乃至飞行安全具有重要意义。因此，飞行器发动机参数和空勤信息（包括环控系统、辅助动力系统、操纵系统、燃油系统、液压系统等信息）是关系到飞行器飞行安全、飞行品质的重要信息，驾驶员必须有效地获取这些信息，并及时作出判断和操作，以维护飞行器正常任务使命。 

在传统方式下，驾驶员对这些信息的交互界面是通过分离式架构仪表（机械式、膜盒式、机电式）实现，由于分离式架构仪表通常为一表一测，为满足飞行器发动机参数和空勤信息数据类型多样性、数量大的特点，必然导致所采用的分离式架构仪表种类繁多（转速表、燃油温度表、滑油温度表、油量表等等），数量庞大（几十或上百个）。分离式架构仪表由于受工作原理的限制，在使用上有种种局限性，主要体现在：a. 传统式仪表采用空分制，各仪表之间相互独立，数据交互没有或很少；b.信息量小，功能有限；c.灵活性差，占用空间大；d.利用率低，人机功效差；e.可靠性低，维护成本高。 

发明内容

本发明摈弃了传统方式下分离式架构，采用综合化架构，针对飞行器发动机参数和空勤信息数据，本发明提出一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统及其构建方法。 

一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统包括：数据采集处理单元A、数据采集处理单元B、显示单元A、显示单元B和显控面板单元；数据采集处理单元A和数据采集处理单元B与所述的综合显示系统的外部关联系统连接，所述的外部关联系统包括：交联系统和飞行数据记录系统； 

数据采集处理单元A，实时采集处理经由交联系统输入通道接收的交联系统的数据，并将处理后的发动机参数和空勤信息数据经由数据输出通道A输出至飞行数据记录系统，将生成的显示指令经由主数据通道A输出给显示单元A，经由主数据通道B输出给显示单元B；

数据采集处理单元A同数据采集处理单元B为主辅热备份；数据采集处理单元B实时采集处理经由交联系统输入通道接收的交联系统的数据，并将处理后的发动机参数和空勤信息数据经由数据输出通道B输出给飞行数据记录系统，将生成的显示指令经由从数据通道A输出给显示单元A，经由从数据通道B输出给显示单元B；

数据采集处理单元A与数据采集处理单元B实时采集处理数据具体是：按照数字信号、模拟信号和离散信号三种参数类型分别进行数据采集，并按照普通、重要和关键三种重要程度划分，最后对相关联的数据进行综合；数据采集处理单元A与数据采集处理单元B互相之间传递有采集处理决策信号，采集处理决策信号用于确定双方是否正常工作，在二者都正常工作时，数据采集处理单元A为主，数据采集处理单元B为辅；

显示单元A和显示单元B为主辅热备份，显示单元A和显示单元B对显示指令进行处理并显示，从显控面板单元接收显示控制信息并返回确认信息给显控面板单元，将显示控制信息发送给数据采集处理单元A与数据采集处理单元B；；在显示单元出现故障时进行文字和声光报警，在用户按压相应按键时显示危险级故障的应急处理措施，提供加电自测试、周期自测试及维护自测试的自测试能力，通过多种自测试方式的组合将系统故障隔离到各现场可替换单元LRU；显示单元A和显示单元B之间互相传递有同步握手信号，所述同步握手信号实现显示单元A和显示单元B中数据的选择和显示，在显示单元A和显示单元B都正常工作时，显示单元A为主，选择和显示关键程度的参数，显示单元B为辅，选择和显示普通程度和重要程度的参数；

显控面板单元提供了能够进行操纵的人机界面，用户通过显控面板单元设置生成显示控制信息，显控面板单元将该显示控制信息发送到显示单元A与显示单元B，来对显示单元A和显示单元B的显示状态进行控制，当某一显示单元发生故障时，通过显控面板单元进行显示单元之间的信息切换；

所述的主数据通道A、主数据通道B、从数据通道A以及从数据通道B采用高级数据链路控制HDLC，物理层传输速率为10Mbps。

数据采集处理单元包括十个功能模块：第一硬件自检/状态检测与自恢复模块、冗余管理和主从管理模块、信号处理与记录输出控制模块、显示指令生成模块、报警控制模块、数据源接口模块、控制面板输入信号接口模块、报警输出接口模块、数据记录输出接口模块和显示指令输出接口模块； 

数据源接口模块从交联系统中采集的数据传送给信号处理与记录输出控制模块，信号处理与记录输出控制模块将该数据处理后，有以下三个流向：1）通过数据记录输出接口模块发送至飞行数据记录系统；2）将数据按照重要程度划分后，发送至显示指令生成模块；3）根据发动机参数、空勤信息数据发送报警控制信号或报警抑制信号给报警控制模块； 

显示指令生成模块接收三方面数据信息共同生成显示指令，并通过显示指令输出接口模块将显示指令发送至显示单元进行显示，所述三方面数据信息为：由信号处理与记录输出控制模块发送来的数据；由控制面板输入信号接口模块从显示单元接收的显示控制信息；由冗余管理和主从管理模块产生的操作信号；

冗余管理和主从管理模块通过检测两台数据采集处理单元的采集处理决策信号和两台显示单元的显示单元状态反馈信号，按照主辅原则决定每台数据采集处理单元对其一显示单元进行输出，并输出相应的操作信号；

报警控制模块将来自第一硬件自检/状态检测与自恢复模块的报错信息进行分类处理后，结合来自信号处理与记录输出控制模块的报警控制信号或者报警抑制信号，若抑制，则不报警，否则通过报警输出接口模块向外部交联系统中报警装置发送报警信号；

第一硬件自检/状态检测与自恢复模块发送测试信号给数据采集处理单元中各功能模块，并通过相应的反馈信号来检测这些模块的工作状态，在某一模块发生错误的时候，第一硬件自检/状态检测与自恢复模块重新启动该模块，并向报警控制模块发送相应的报错信息。

显示单元包括四个功能模块：第二硬件自检/状态检测与自恢复模块、同步管理模块、显示指令接收模块和显示控制模块；显示指令接收模块接收数据采集处理单元发送的显示指令，并将显示指令发送至显示控制模块，显示控制模块对显示指令进行解析后生成显示数据，进而驱动有源阵列液晶AMLCD显示；同步管理模块通过检测两台显示单元的同步握手信号，按照主辅原则实现显示单元一个级别的同步数据的管理，并向数据采集处理单元发送显示单元状态反馈信号；同步管理模块接收来自显控面板单元的显示控制信息，并将该显示控制信息发送至显示控制模块，用于显示控制；第二硬件自检/状态检测与自恢复模块发送测试信号给其它三个功能模块，通过相应的反馈信号来检测这些模块的工作状态，正常工作时，反馈信号为正常，出现问题时，反馈信号为故障。 

显控面板单元，由七个物理模块组成：ARINC429通信模块A、ARINC429通信模块B、处理/控制模块、按钮/旋钮驱动模块、按钮/旋钮组件模块、第二电源模块以及第三背板总线模块；所述按钮/旋钮组件模块用于进行显控设置，显控设置所产生的机械操作经由按钮/旋钮驱动模块产生显控输入信号，显控输入信号传送至处理/控制模块被处理生成相应的显示控制信息，显示控制信息通过背板总线模块传送至ARINC429通信模块A和ARINC429通信模块B, 再分别传送至显示单元A和显示单元B。所述的ARINC429通信模块A、ARINC429通信模块B、处理/控制模块、按钮/旋钮驱动模块、按钮/旋钮组件模块所需要的电源由第二电源模块对机上电源进行转换后提供的。 

构建本发明一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统的方法，有以下步骤： 

步骤一、对系统进行定义和需求分析产生功能需求结果；以描述了目标系统任务的任务书为起点对目标系统进行系统定义，定义外部系统、内部系统及其关系，并对需求进行细化、分类，产生主要需求结果，包括功能需求及接口需求；

其中，功能需求包括：a.参数数据采集功能：主要采集包括发动机系统、辅助动力系统、环控系统、操纵系统、燃油系统和液压系统的参数；b. 完成发动机历程参数的计算、存储和输出；c.冗余处理功能：两个数据采集处理单元互为备份，每个数据采集处理单元同时驱动两个显示单元；d.显示功能：显示交联系统实时参数及空勤告警信息，并能根据驾驶员的操作进行画面切换，其中主显示单元正常情况下显示发动机关键参数和主告警信息，当辅显示单元故障时以页面方式显示辅助信息和空勤详细告警信息；辅显示单元正常情况下以页面方式显示发动机次要参数、各种空勤信息和详细告警信息以及设备维护和历程信息，当主显示单元故障时备份主显示单元功能；e.自测试功能：管理系统自检测和监控各设备工作状态，自检功能包括加电自检测、周期自检测和维护自检测；f.告警功能：分级提供各类告警信息，包括驾驶员故障清单和危险级故障的应急处理措施；g.数据输出功能：通过ARINC429总线向飞行参数记录器输出发动机参数和空勤信息；

接口需求为：主要需要采集发动机系统、辅助动力系统、环控系统、操纵系统、燃油系统和液压系统的参数组，向飞行数据记录系统输出飞行数据和维护数据；

步骤二、将目标系统的任务按照数据流方法和重要等级程度进行划分；按照数据流方法将任务划分为4类任务：采集、传输、处理和显示；按照重要等级程度将任务划分为3类任务：普通、重要和关键；

步骤三、构建体系架构；

本步骤包括两个方面，第一：确定采用何种构型方式，是紧凑式还是灵敏SMART式；将步骤一中所述的功能需求：a. 参数数据采集功能；b. 完成发动机历程参数的计算、存储和输出；c.冗余处理功能；e.自测试功能；g.数据输出功能，这几个功能需求划分在一起采用数据采集处理单元实现；将步骤一中所述的功能需求：d.显示功能；e.自测试功能；f.告警功能；这三个功能划分在一起采用显示单元实现；所述的飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统的实现结构为包括数据采集处理单元和显示单元的SMART式；

在选择SMART式的结构时，引入一个显控面板单元，用于提供能进行操纵的人机界面，对显示单元的显示状态进行控制，当显示单元发生故障时，通过显控面板单元进行显示单元之间的信息转换；

第二：采用适合的冗余策略；构建所述的飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统采用两个数据采集处理单元以及两个显示单元；

步骤四、综合判断各项指标是否满足要求，若满足各指标要求，则该系统的架构构建完成，否则转入步骤三，调整相应的架构；

所述各项指标主要包括可靠性、实时性、接口能力和成本，由用户自己定义；

在构建所述的飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统中，连接步骤三中的数据采集处理单元和显示单元之间的通道采用双冗余策略，采用两个主数据通道，并互为热备份, 采用两个从数据通道，并互为热备份。

本发明一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统及其架构构建方法，其优点及功效在于： 

（1）系统架构构建方法以系统定义和需求分析为基础，以模型建立与分析为手段，以多指标评价为目标，步骤实用易行，具有较好的通用性。

（2）本发明采用综合化架构，具有以下优点：a.采用时分制，一表多功能，大大缓解仪表板拥挤的矛盾；b.显示形式灵活多样、适应多任务需要；c.任务过程动态和连续的显示；d.采用主辅热备份，大大提高可靠性；e.系统单元数大大减少，降低了维护成本；f.减轻驾驶员的长时间飞行的工作负担和缩短维护时间、提高飞机的生存能力。 

附图说明

图1是本发明的综合显示系统的总体组成框架示意图； 

图2是本发明的综合显示系统中的数据采集处理单元的功能模块示意图；

图3是本发明的综合显示系统中的显示单元的功能模块示意图；

图4是本发明综合显示系统的构建方法的步骤流程图；

图5是本发明的综合显示系统与外部的交联系统连接的框架示意图；

图6是本发明综合显示系统的构建方法中的系统构型方式示意图；

图7a是采用单边模式构建系统可靠性结构模型的示意图；

图7b是采用双冗余模式构建系统可靠性结构模型的示意图；

图8是应用本发明的综合显示系统的实施例中数据采集处理单元的物理结构示意图；

图9是应用本发明的综合显示系统的实施例中显示单元的物理结构示意图；

图10 是应用本发明的综合显示系统的实施例中显控面板单元的物理结构示意图；

图11 是应用本发明的综合显示系统的实施例中显控面板单元的显控布局图。

图中： 

1. 数据采集处理单元A  2.数据采集处理单元B  3.显示单元A  4.显示单元B

5.显控面板单元  6.数据输出通道A  7.数据输出通道B  8.交联系统输入通道

10.主数据通道A  11.从数据通道B  12.主数据通道B  13.从数据通道A 

101. 第一硬件自检/状态检测与自恢复模块  102. 冗余管理和主从管理模块  

103.信号处理与记录输出控制模块  104.显示指令生成模块  105报警控制模块

106.数据源接口模块  107.控制面板输入信号接口模块  108.报警输出接口模块

109.数据记录输出接口模块  110.显示指令输出接口模块  204.显示控制模块  

201.第二硬件自检/状态检测与自恢复模块  202.同步管理模块  203.显示指令接收模块      

21.第一主计算机模块  22.第一HDLC模块A  23.第一HDLC模块B  

24. ARINC429模块A  25. ARINC429模块B  26.开关量接口模块 

27.模拟量接口模块  28.电源转换模块  29.第一背板总线模块 31.ARINC429通信模块  32.第二HDLC模块A  33.第二HDLC模块B  34.第二主计算机模块

35.图形生成模块  36.AMLCD组件  37. 第一电源模块  38.第二背板总线模块  51.ARINC429通信模块A  52.ARINC429通信模块B  53.处理/控制模块  

54.按钮/旋钮驱动模块  55.按钮/旋钮组件  56.第二电源模块  57.第三背板总线模块。

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。 

本发明针对飞行器发动机参数和空勤信息数据类型多样性、数量大的特点，从信息流的各个阶段进行综合：采集阶段综合（按照数字量、模拟量、离散量的不同数据类型分类采集），传输阶段综合（采用ARINC429总线、HDLC等数字通信标准实现系统内/外数据交互），处理阶段综合（完成历程参数的计算、存储和输出；冗余处理功能；自测试功能），和显示阶段综合（显示内容按照参数重要程度进行普通、重要、关键等级划分并告警显示）。 

本发明一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，如图1所示，包括数据采集处理单元A1、数据采集处理单元B2、显示单元A3、显示单元B4以及显控面板单元5。 

其中，数据采集处理单元A1同数据采集处理单元B2完全相同，为主辅热备份，两者都正常工作时，经由数据采集处理单元A1与数据采集处理单元B2之间互相传递的采集处理决策信号，来实现两个数据采集处理单元中相同数据的仲裁和处理。数据采集处理单元A1通过数据输出通道A6将自身从外部的交联系统采集处理后的重要数据，包括发动机转速、燃油温度、滑油温度等发动机参数和空勤信息数据，输出至飞行数据记录系统，数据采集处理单元A1经由交联系统输入通道8同外部交联系统连接。数据采集处理单元A1还经由主数据通道A10将处理后的数据输送给显示单元A3，经由主数据通道B12将处理后的数据输送给显示单元B4。 

数据采集处理单元B2经由交联系统输入通道8接收的外部交联系统的数据，将处理后的发动机参数和空勤信息数据经由数据输出通道B7输出给飞行数据记录系统，经由从数据通道A13将处理后的数据输出给显示单元A3，经由从数据通道B11将处理后的数据输出给显示单元B4。 

显示单元A3显示单元B4完全相同，为主辅热备份。显示单元A3同显示单元B4之间互相传递有同步握手信号，所述同步握手信号实现显示单元A3和显示单元B4中数据的选择和显示，在两个显示单元都正常工作时，显示单元A3为主，选择和显示关键程度的参数，显示单元B4为辅，选择和显示普通程度和重要程度的参数。 

显示单元A3经由主数据通道A10将自身单元状态信息和来自显控面板单元5的显示控制信息输出给数据采集处理单元A1，经由从数据通道A13将自身单元状态信息和来自显控面板单元5的显示控制信息输出给数据采集处理单元B2。 

显示单元B4经由主数据通道B12将自身单元状态信息和来自显控面板单元5的显示控制信息输出给数据采集处理单元A1，经由从数据通道B11将自身单元状态信息和来自显控面板单元5的显示控制信息输出给数据采集处理单元B2。 

本发明的显控面板单元5为驾驶员提供对本发明的综合显示系统进行操纵的人机交互界面，驾驶员可通过显控面板单元5进行显控设置，显控面板单元5发送显示控制信息到显示单元A3和显示单元B4，来对显示单元A3和显示单元B4的显示状态进行控制，当某一显示单元发生故障时，可通过显控面板单元5进行显示单元之间的信息切换。 

本发明的主数据通道A10、主数据通道B12、从数据通道B11、从数据通道A13采用高级数据链路控制层协议（HDLC），物理层传输速率为10Mbps。 

本发明的数据采集处理单元A1与数据采集处理单元B2都可实时采集处理经由交联系统输入通道8传来的交联系统的数据，主要采集发动机系统、辅助动力系统、环控系统、操纵系统、燃油系统和液压系统的数据，这些数据包括数字信号参数、模拟量参数以及离散量（包含开关量）参数。数据采集处理单元A1对这些数据进行综合采集处理，具体是：对这些数据首先按照数字信号、模拟信号和离散信号三种类型分别进行采集，并根据这些数据的重要程度进行划分处理，所述数据的重要程度分为普通、重要和关键三种，然后对相关联的数据进行综合，最后将处理后的数据经由主数据通道A10传送至显示单元A3，并经由主数据通道B12传送至显示单元B4。 

数据采集处理单元A1或数据采集处理单元B2实现功能如下：a) 参数数据采集功能：采集发动机系统、辅助动力系统（APU）、环控系统（ECS）、操纵系统、燃油系统、液压系统和其它系统参数，其中数字信号参数可支持上限50个，模拟量参数上限80个，离散量（包含开关量）参数上限60个; b) 完成发动机等历程参数的计算、存储和输出；c) 冗余处理功能：两个数据采集处理单元互为备份，每个数据采集处理单元可同时驱动两个显示单元；d) 自测试功能：对数据采集处理单元A1或数据采集处理单元B2本身的各个模块进行加电自测试、周期自测试和维护自测试；e) 数据输出功能：以ARINC429总线数据形式向飞行数据记录系统输出发动机参数和其它空勤信息。 

本发明的数据采集处理单元A1与数据采集处理单元B2实现的功能相同。以数据采集处理单元A1为例说明，其具体包括十个功能模块：第一硬件自检/状态检测与自恢复模块101、冗余管理和主从管理模块102、信号处理与记录输出控制模块103、显示指令生成模块104、报警控制模块105、数据源接口模块106、控制面板输入信号接口模块107、报警输出接口模块108、数据记录输出接口模块109和显示指令输出接口模块110，这些模块相互之间的信息交换与控制关系如图2所示。 

模块按照功能分为三类：第一类是控制、处理类的模块，用于对信息的处理，包括报警控制模块105、信号处理与记录输出控制模块103和显示指令生成模块104；第二类是接口类的模块，用于相应的外围设备的通信，包括数据源接口模块106、控制面板输入信号接口模块107、报警输出接口模块108、数据记录输出接口模块109和显示指令输出接口模块110；第三类是其它模块，包括第一硬件自检/状态检测与自恢复模块101、冗余管理和主从管理模块102。 

报警控制模块105将来自第一硬件自检/状态检测与自恢复模块101的报错信息进行分类处理后，结合来自信号处理与记录输出控制模块103的报警控制信号或者报警抑制信号，若抑制，则不报警，否则通过报警输出接口模块108向外部交联系统中报警装置发送报警信号。 

信号处理与记录输出控制模块103首先接收数据源接口模块106采集的外部交联系统的数据，然后将这些数据进行处理，并有以下三个流向处理，1）将分析处理后的飞行数据通过数据记录输出接口模块109发送至飞行数据记录系统；2）将数据按照重要程度划分后，发送至显示指令生成模块104；3）将根据发动机参数、飞行数据等空勤信息数据由用户通过显控面板单元5的功能键CANC/RCL控制产生的报警控制信号或报警抑制信号发送给报警控制模块105。信号处理与记录输出控制模块103对数据处理的过程中完成发动机等历程参数的计算和存储。 

显示指令生成模块104，在收到由信号处理与记录输出控制模块103发送来的数据，收到由控制面板输入信号接口模块107发送的来自显控面板单元5的显示控制信息，该显示控制信息是由显控面板单元5产生经由显示单元转发过来的，收到由冗余管理和主从管理模块102产生的操作信号，这三方面信息后，共同生成显示指令，并通过显示指令输出接口模块110将显示指令发送至显示单元进行显示。 

第一硬件自检/状态检测与自恢复模块101通过发送测试信号给其它各个模块并通过相应的反馈信号来检测这些模块的工作状态，如图2中所示，黑色的箭头表示第一硬件自检/状态检测与自恢复模块101与其他模块间的信号交互。在某一模块发生错误的时候，第一硬件自检/状态检测与自恢复模块101可重新启动该模块，并向报警控制模块105发送相应的报错信息，报警控制模块105收到报错信息后，通过报警输出接口模块108向外部交联系统中报警装置发送报警信号。冗余管理和主从管理模块102通过检测两台数据采集处理单元和两台显示单元的状态信号，按照主辅原则决定每台数据采集处理单元对哪台显示单元进行输出，其中来自显示单元的状态信号为显示单元的同步管理模块202发出的显示单元状态反馈信号，来自数据采集处理单元为采集处理决策信号，数据采集处理单元A1正常工作时，由数据采集处理单元A1的冗余管理和主从管理模块102检测数据采集处理单元B2的采集处理决策信号；若数据采集处理单元A1故障，则由数据采集处理单元B2的冗余管理和主从管理模块102检测数据采集处理单元A1的采集处理决策信号。 

本发明的显示单元A3与显示单元B4可对由数据采集处理单元A1传送来的数据，或由数据采集处理单元B2传送来的数据，进行处理并显示，在出现参数超限、系统故障或其它报警信息的时候进行文字和声光报警，在驾驶员按压相应按键时显示危险级故障的应急处理措施。同时显示单元A3与显示单元B4还提供多种自测试能力，例如加电自测试、周期自测试及维护自测试，通过多种自测试方式的组合有效地将系统故障隔离到各现场可替换单元（Line Replacable Unit，缩写为LRU）。 

本发明的显示单元A3与显示单元B4的实现的功能相同，以显示单元A3为例来说明，其具体包括四个功能模块：第二硬件自检/状态检测与自恢复模块201、同步管理模块202、显示指令接收模块203和显示控制模块204，这些模块相互之间的信息交换与控制关系如图3所示。第二硬件自检/状态检测与自恢复模块201通过发送测试信号给其它各个模块并通过相应的反馈信号来检测这些模块的工作状态，如图中黑色实心箭头所示。同步管理模块202通过检测两台显示单元的同步握手信号，显示单元A3正常工作时，由显示单元A3的同步管理模块202检测显示单元B4的同步握手信号，若显示单元A3故障，则由显示单元B4的同步管理模块202检测显示单元A3的同步握手信号，同步管理模块202按照主辅原则实现显示单元一个级别的同步数据的管理，并向数据采集处理单元中的冗余管理和主从管理模块102发送显示单元状态反馈信号，同步管理模块202接收来自显控面板单元5的显示控制信息，并将显示控制信息发送至显示控制模块204，用于显示控制。显示指令接收模块203接收数据采集处理单元中的显示指令输出接口模块110发送的显示指令，并将显示指令发送至显示控制模块204，显示控制模块204对显示指令进行解析后生成显示数据，进而驱动AMLCD显示。 

本发明的一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统的构建方法，如图4所示，具体步骤的流程如下。 

步骤一：系统定义和需求分析产生功能需求结果；以描述了目标系统任务的任务书为起点对目标系统进行系统定义，定义外部系统、内部系统及其关系，并对需求进行细化、分类，系统定义和需求分析共同产生以下的结果：功能需求、接口需求、可靠性需求、实时性需求以及其它需求。 

结合本发明的一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，系统定义和需求分析产生的功能需求如下：a.参数数据采集功能：采集发动机系统、辅助动力系统（APU）、环控系统（ECS）、操纵系统、燃油系统和液压系统参数；b.完成发动机等历程参数的计算、存储和输出；c.冗余处理功能：两个数据采集处理单元互为备份，每个数据采集处理单元可同时驱动两个显示单元；d.显示功能：显示交联系统实时参数及空勤告警信息，并能根据驾驶员的操作进行画面切换，其中，主显示单元（正常情况下为显示单元A3）显示发动机关键参数和主告警信息，当辅显示单元（正常情况下为显示单元B4）故障时可以页面方式显示其它辅助信息和空勤详细告警信息；辅显示单元正常情况下以页面方式显示发动机次要参数、各种空勤信息和详细告警信息以及设备维护和历程信息，当主显示单元故障时备份主显示单元功能；e.自测试功能（BIT）：管理系统自检测和监控各设备工作状态，自检功能包括加电自检测、周期自检测和维护自检测；f.告警功能：分级提供各类告警信息，包括驾驶员故障清单和危险级故障的应急处理措施；g.数据输出功能：通过ARINC429总线向飞行数据记录系统输出发动机参数和其它空勤信息。 

结合本发明的一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，接口需求结果如下：从飞行器整体大系统来看，本发明的显示系统属于飞行管理系统的范畴，本系统作为一个分系统必然与飞行管理系统和其他系统存在各种各样的交联，本发明的显示系统与外部系统的交联关系如图5所示，本发明的显示系统需要采集发动机系统、辅助动力系统、环控系统、操纵系统、燃油系统、液压系统和其它系统的参数组，向飞行数据记录系统输出飞行数据和维护数据。 

步骤二：将目标系统的任务按照数据流方法和重要等级程度进行划分。 

按照数据流方法将任务划分为4类任务：采集、传输、处理和显示。 

按照重要等级程度将任务划分为3类任务：普通、重要和关键。关键参数具有严格实时，高可靠性等要求。 

从信息论的角度来看，本发明的显示系统是一个信息采集、信息传输、信息处理和信息显示的信息系统，如图6所示。 

步骤三：构建体系架构。 

本步骤包括两个方面，第一：确定采用何种构型方式，是紧凑式还是灵敏SMART式，所述紧凑式指采集、传输、处理和显示均在一个单元内实现，所述SMART式指采集和传输、处理和显示分别在两个单元内实现，且显示单元有处理和显示功能，如图6所示；第二：采用适合的冗余策略。 

系统的实现结构按照不同的特点和要求分为两种形式：紧凑式和SMART式。紧凑式的实现结构，将整个系统用一个完整的计算机体系结构来实现， 信息的采集、传输、处理和显示集成在一起，这样的方式整体结构上比较复杂、处理能力的要求较高、信号源的距离受到一定的限制。SMART式实现结构将信号采集独立出来，信号采集的功能由数据采集单元实现，这样就克服了信号源的距离限制，并降低了处理能力的要求。 

结合步骤一中的功能需求结果，将所有功能（参数数据采集功能，完成发动机等历程参数的计算、存储和输出，冗余处理功能，显示功能，自测试功能，告警功能和数据输出功能）全部用一个完整的计算机系统（紧凑型）实现，势必对该计算机系统的处理能力、实时性能、可靠性能等各方面指标提出很高要求。 

通过将功能分类划分，将与外部交联系统和飞行数据记录系统距离较近的相关功能划分在一起由数据采集处理单元实现。这些功能需求包括：a. 参数数据采集功能：采集发动机系统、辅助动力系统（APU）、环控系统（ECS）、操纵系统、燃油系统、液压系统和其它系统参数数据。 b. 完成发动机等历程参数的计算、存储和输出。c.冗余处理功能。e.自测试功能。g.数据输出功能：以总线数据形式向飞行数据记录系统输出发动机参数和其它空勤信息。 

将功能需求：d.显示功能；e.自测试功能；f.告警功能划分在一起由显示单元实现。系统的实现结构为包括数据采集处理单元和显示单元的SMART式。 

由表1可以看出，针对本发明的构建的飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，SMART式相对紧凑式，具有系统集成度要求低、处理能力要求相对低、信号源距离长、模块化程度高等优点，所以选择SMART式的结构作为系统的实现结构。 

表1两种实现结构的特点 

	紧凑式	SMART式
			系统集成度	高	一般
计算机体系结构	单节点	多节点
			处理能力要求	较高	高
信号源距离	短	长
			结构复杂度	高	中等
系统可维护性	一般	中等
			模块化程度	低	高
模块数目	少	中等

结合本发明的所要构建的飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，在选择SMART式的结构时，还必须要考虑引入人机交互的操作单元-显控面板单元5。显控面板单元5提供驾驶员对整个系统进行操纵的人机界面，对显示单元显示状态进行控制，当显示单元发生故障时，可通过显控面板单元5进行显示单元之间的信息转换。

从而，本发明的飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统由采集处理单元、显示单元和显控面板单元5这三种单元构成。 

针对冗余策略，本发明中为满足系统高可靠性要求，采用双冗余主辅热备份的冗余策略。针对本发明的综合显示系统，采用了两个数据采集处理单元，两个显示单元。 

步骤四：综合考虑可靠性、实时性、接口能力、成本等各项指标是否满足要求。 

依次针对可靠性要求、实时性要求、接口能力要求、成本要求以及其他要求进行建模分析考查，若满足各指标要求，则该系统的架构构建完成。否则转入步骤三，调整相应的架构。 

所述的可靠性要求、实时性要求、接口能力要求、成本要求以及其他要求的指标具体由用户设定。 

下面以针对可靠性指标建模分析如下。 

作为发动机指示仪表，本发明的综合显示系统是飞机最重要的飞行指示器，工作正常与否直接影响飞机出勤率和飞机安全性，这些对其工作可靠性提出很高的要求。因此可靠性设计是本发明的显示系统设计阶段需要考虑的重要内容之一。针对系统、部件和软件等方面的可靠性设计，可以采用诸如系统容错和余度设计，软件模块化设计及第三方测评，硬件的优化设计从元器件选择、老化筛选到合理的降额使用等手段，保证本发明的显示系统较高的工作可靠性。 

本发明的显示系统采用双冗余策略来提高系统的可靠性。数据采集处理单元A1和数据采集处理单元B2互为热备份，显示单元A3和显示单元B4互为热备份；同时，连接数据采集处理单元和显示单元之间的互连也采用主数据通道A10和主数据通道B12互为热备份, 采用从数据通道A13和从数据通道B11互为热备份。下面通过建立本发明的显示系统上述的单边模式和双冗余模式可靠性模型，分析后者在可靠性性能指标上的提高。 

所建立的本发明显示系统的单边模式的可靠性模型，包括1个数据采集处理单元，1个显示单元，和1个显控面板单元5，如图7a的单边模式所示。所建立的本发明显示系统的双冗余模式可靠性模型，包括2个数据采集处理单元、2个显示单元，和1个显控面板单元，如图7b的双冗余模式所示。 

假设，数据采集处理单元的可靠性指标为R ₁(t)；显示单元的可靠性指标为R ₂(t)；显控面板单元5的可靠性指标为R ₃(t)。则单边模式下本发明显示系统的可靠性指标R _单(t)为： 

（1）

则双冗余模式下本发明显示系统的可靠性指标R _双(t)为：

（2）

以R ₁= R ₂= R ₃=0.9为例，在单边模式下的系统可靠性指标为0.729；而在双冗余模式下的系统可靠性指标为0.8829，比前者可靠性指标提高了21%。由此，可通过提高每个单元的可靠性指标或者通过采用不同的冗余策略来满足系统对可靠性指标的要求。

通过以上步骤，本发明的飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统总共包括：两个数据采集处理单元，两个显示单元，和一个显控面板单元。其中，两个数据采集处理单元、两个显示单元均采用主辐热备份，两个数据采集处理单元和两个显示单元之间采用四个通道（主数据通道2个，从数据通道2个），两个数据采集处理单元分别与外部交联系统相连，两个数据采集处理单元分别通过各自数据输出通道与飞行数据记录系统相连，此外，两个数据采集处理单元经由采集处理决策信号实现数据的仲裁和处理。其中，两个显示单元通过显示控制信息与显控面板单元相连，两个显示单元经由同步握手信号实现两者中数据的选择和显示。 

下面为采用本发明的构建方法所构建的综合显示系统的一个实际应用装置的实施例。 

数据采集处理单元A1与数据采集处理单元B2完全相同，以数据采集处理单元B2为例来说明其组成，如图8所示，数据采集处理单元B2由九个物理模块组成：(1) 第一主计算机模块21；(2)第一HDLC模块A22；(3) 第一HDLC模块B23；(4)ARINC429模块A24；(5) ARINC429模块B25；(6)开关量接口模块26；(7)模拟量接口模块27；(8)电源转换模块28；(9) 第一背板总线模块29。 

ARINC429模块A24用于实现数据记录输出接口模块109的功能；ARINC429模块B25、开关量接口模块26与模拟量接口模块27用于实现数据源接口模块106的功能；第一HDLC模块A22与第一HDLC模块B23用于实现显示指令输出接口模块110的功能；第一主计算机模块21用于实现硬件自检/状态检测与自恢复模块101、冗余管理和主从管理模块102、信号处理与记录输出控制模块103、显示指令生成模块104、报警控制模块105、控制面板输入信号接口模块107以及报警输出接口模块108的功能。下面具体对各物理模块进行说明。 

ARINC429模块A24经数据输出通道B7输出1路下行数据供外部飞行数据记录系统使用；ARINC429模块B25接收通过交联系统输入通道8传送的来自交联系统的ARINC429信号参数，开关量接口模块26采集通过交联系统输入通道8传送的交联系统中的开关输入信号，模拟量接口模块27采集通过交联系统输入通道8传送的交联系统中的模拟输入信号；电源转换模块28将外部的飞行器上28VDC直流电源转换为数据采集处理单元B2中各物理模块所需要的电源，如图8中黑色箭头所示；第一主计算机模块21经由采集处理决策信号完成数据采集处理单元A1与数据采集处理单元B2之间的决策管理，数据采集处理单元 A1和数据采集处理单元B2通过采集决策信号互相通信确定双方是否正常工作，在正常工作时，默认数据采集处理单元A1为主，数据采集处理单元B2为辅。第一主计算机模块21对第一HDLC模块A22、第一HDLC模块B23、ARINC429模块A24、ARINC429模块B25、开关量接口模块26以及模拟量接口模块27通过第一背板总线模块29进行监控，完成接口交联、BIT、数据传输等任务。第一HDLC模块A22通过从数据通道A13完成显示单元A3与第一主计算机模块21之间的数据传输与交互。第一HDLC模块B23通过从数据通道B11完成显示单元B4与第一主计算机模块21之间的数据传输与交互。 

本发明的显示单元A3与显示单元B4组成完全相同，下面以显示单元A3为例来说明其组成，如图9所示，显示单元A3由八个物理模块组成：(1)ARINC429模块31；(2)第二HDLC模块A32；(3)第二HDLC模块B33；(4)第二主计算机模块34；(5)图形生成模块35；(6)AMLCD组件模块36；(7)第一电源模块37；(8)第二背板总线模块38。各子模块功能说明如下。 

第二HDLC模块A32与第二HDLC模块B33用于实现显示指令接收模块203的功能，第二主计算机模块34用于实现第二硬件自检/状态检测与自恢复模块201和同步管理模块202的功能；第二主计算机模块34还与图形生成模块35、AMLCD组件模块36实现显示控制模块204的功能。ARINC429通信模块31接收来自显控面板单元5的显示控制信息，并将该显示控制信息经由第二背板总线模块38传送至第二主计算机模块34，第二主计算机模块34对这些显示控制信息进行解码，并进行显示控制处理。第二HDLC模块A32经由主数据通道A10接收来自数据采集处理单元A1的显示指令，或第二HDLC模块B33经由从数据通道A13接收来自数据采集处理单元B2的显示指令，显示指令都通过第二背板总线模块38传送至第二主计算机模块34，第二主计算机模块34对显示指令进行处理并将需要显示的信息发送给图形生成模块35，图形生成模块35将这些需要显示的信息转换成图形、图像信号并发送给有源阵列液晶AMLCD组件模块36。第二主计算机模块34经由同步握手信号14完成显示单元A3与显示单元B4之间的同步管理。第一电源模块37对机上电源进行转换，并将转换后的电源提供给显示单元A3中其他物理模块。 

第一主计算机模块21与第二主计算机模块34可采用开发板PowerPC8260硬件架构实现。 

本发明的显控面板单元5的组成框图如图10所示，由七个物理模块组成：(1) ARINC429通信模块A51；(2) ARINC429通信模块B52；(3) 处理/控制模块53；(4)按钮/旋钮驱动模块54；(5) 按钮/旋钮组件模块55；(6)第二电源模块56；(7)第三背板总线模块57。现对各子模块功能说明如下。 

驾驶员通过按钮/旋钮组件模块55进行显控设置，显控设置所产生的机械操作（包括开关、旋转等）经由按钮/旋钮驱动模块54产生显控输入信号，显控输入信号传送至处理/控制模块53被处理生成相应的显示控制信息，并通过背板总线模块57传送至ARINC429通信模块A51和ARINC429通信模块B52，再分别传送至显示单元A3和显示单元B4。 

ARINC429通信模块A51、ARINC429通信模块B52、处理/控制模块53、按钮/旋钮驱动模块54、按钮/旋钮组件模块55所需要的电源由第二电源模块56对机上电源进行转换后提供的。 

本发明的显控面板单元5的面板布局如图11所示。对面板上各个功能键的描述如下： 

ENG：起动缺省时，只在显示单元A3上显示发动机关键参数页面，显示单元B4为空白，按压一次ENG按钮则在显示单元B4上显示普通和重要参数，再次按压该键则显示单元B4恢复空白；当显示单元A3和显示单元B4中的一台出现故障时，按压该键只能在发动机关键参数页面和发动机参数紧凑格式（重要和关键参数）页面间切换。

STATUS：显示单元A3和显示单元B4都正常时，按压该按钮则在显示单元B4上显示状态页面，当状态信息在一个页面内显示不下时按压该按钮可以在多个状态信息页面间轮换；当任一显示单元A3或显示单元B4出现故障时按压该按钮无效。 

FCTL、ELEC、HYD、APU、FUEL、ECS：切换显示对应分系统：操纵系统、发动机系统、液压系统、辅助动力系统、燃油系统、环控系统的实时信息； 

COURSE：显示设备维护和历程数据；

CANC/RCL：切换是否抑制注意信息、提示信息和状态信息报警；

TEST：触发维护自测试，该键只能在地面维护时使用。

Claims (10)

1.一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，其特征在于，包括：数据采集处理单元A、数据采集处理单元B、显示单元A、显示单元B和显控面板单元；数据采集处理单元A和数据采集处理单元B与所述的综合显示系统的外部关联系统连接，所述的外部关联系统包括：交联系统和飞行数据记录系统；

其中，所述的数据采集处理单元A，实时采集处理经由交联系统输入通道接收的交联系统的数据，并将处理后的发动机参数和空勤信息数据经由数据输出通道A输出至飞行数据记录系统，将生成的显示指令经由主数据通道A输出给显示单元A，经由主数据通道B输出给显示单元B；

所述的数据采集处理单元A同数据采集处理单元B为主辅热备份；数据采集处理单元B实时采集处理经由交联系统输入通道接收的交联系统的数据，并将处理后的发动机参数和空勤信息数据经由数据输出通道B输出给飞行数据记录系统，将生成的显示指令经由从数据通道A输出给显示单元A，经由从数据通道B输出给显示单元B；

所述的数据采集处理单元A与数据采集处理单元B实时采集处理数据具体是：按照数字信号、模拟信号和离散信号三种参数类型分别进行数据采集，并按照普通、重要和关键三种重要程度划分，最后对相关联的数据进行综合；数据采集处理单元A与数据采集处理单元B互相之间传递有采集处理决策信号，采集处理决策信号用于确定双方是否正常工作，在二者都正常工作时，数据采集处理单元A为主，数据采集处理单元B为辅；

所述的显示单元A和显示单元B为主辅热备份，显示单元A和显示单元B对显示指令进行处理并显示，从显控面板单元接收显示控制信息并返回确认信息，将显示控制信息发送给数据采集处理单元A与数据采集处理单元B；在显示单元出现故障时进行文字和声光报警，在用户按压相应按键时显示危险级故障的应急处理措施，显示单元提供加电自测试、周期自测试及维护自测试的自测试能力，通过多种自测试方式的组合将系统故障隔离到各现场可替换单元LRU；显示单元A和显示单元B之间互相传递有同步握手信号，所述同步握手信号实现显示单元A和显示单元B中数据的选择和显示，在显示单元A和显示单元B都正常工作时，显示单元A为主，选择和显示关键程度的参数，显示单元B为辅，选择和显示普通程度和重要程度的参数；

所述的显控面板单元提供了能够进行操纵的人机界面，用户通过显控面板单元设置生成显示控制信息，显控面板单元将该显示控制信息发送到显示单元A与显示单元B，来对显示单元A和显示单元B的显示状态进行控制，当某一显示单元发生故障时，通过显控面板单元进行显示单元之间的信息切换；

所述的主数据通道A、主数据通道B、从数据通道A以及从数据通道B采用高级数据链路控制HDLC，物理层传输速率为10Mbps。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，其特征在于，所述接收的交联系统的数据，主要是：采集的发动机系统、辅助动力系统、环控系统、操纵系统、燃油系统及液压系统的系统参数，其中，数字信号参数采集上限为50个，模拟信号参数采集上限为80个，离散信号参数上限为60个，离散信号参数包含开关量。

3.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，其特征在于，所述的显控面板单元，其控制显示单元A与显示单元B进行信息切换：正常情况下显示单元A显示发动机关键参数和主告警信息，并在显示单元B出现故障时，通过控制显控面板单元以页面方式显示辅助信息和空勤详细告警信息；显示单元B以页面方式显示发动机次要参数、空勤信息和空勤详细告警信息以及设备维护和历程信息，在显示单元A故障时，通过控制显控面板单元备份主显示单元功能。

4.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，其特征在于，所述数据采集处理单元A或数据采集处理单元B，具体包括十个功能模块：第一硬件自检/状态检测与自恢复模块、冗余管理和主从管理模块、信号处理与记录输出控制模块、显示指令生成模块、报警控制模块、数据源接口模块、控制面板输入信号接口模块、报警输出接口模块、数据记录输出接口模块和显示指令输出接口模块； 

数据源接口模块从交联系统中采集的数据传送给信号处理与记录输出控制模块，信号处理与记录输出控制模块将该数据处理后，有以下三个流向：1）通过数据记录输出接口模块发送至飞行数据记录系统；2）将数据按照重要程度划分后，发送至显示指令生成模块；3）根据发动机参数、空勤信息数据由用户通过显控面板单元发出报警控制信号或报警抑制信号给报警控制模块；

显示指令生成模块接收三方面数据信息共同生成显示指令，并通过显示指令输出接口模块将显示指令发送至显示单元进行显示，所述三方面数据信息为：由信号处理与记录输出控制模块发送来的数据；由控制面板输入信号接口模块从显示单元接收的显示控制信息；由冗余管理和主从管理模块产生的操作信号；

冗余管理和主从管理模块通过检测两台数据采集处理单元的采集处理决策信号和两台显示单元的显示单元状态反馈信号，按照主辅原则决定每台数据采集处理单元对其一显示单元进行输出，并输出相应的操作信号；

报警控制模块将来自第一硬件自检/状态检测与自恢复模块的报错信息进行分类处理后，结合来自信号处理与记录输出控制模块的报警控制信号或者报警抑制信号，若抑制，则不报警，否则通过报警输出接口模块向外部交联系统中报警装置发送报警信号；

第一硬件自检/状态检测与自恢复模块发送测试信号给数据采集处理单元中各功能模块，并通过相应的反馈信号来检测这些模块的工作状态，在某一模块发生错误的时候，第一硬件自检/状态检测与自恢复模块重新启动该模块，并向报警控制模块发送相应的报错信息。

5.根据权利要求4所述的一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，其特征在于，所述数据记录输出接口模块采用一个ARINC429模块A来实现；所述数据源接口模块采用ARINC429模块B、开关量接口模块与模拟量接口模块来实现；所述显示指令输出接口模块采用第一HDLC模块A与第一HDLC模块B来实现；所述的第一硬件自检/状态检测与自恢复模块、冗余管理和主从管理模块、信号处理与记录输出控制模块、显示指令生成模块、报警控制模块、控制面板输入信号接口模块以及报警输出接口模块的功能采用第一主计算机模块来实现；

所述第一主计算机模块通过第一背板总线模块对第一HDLC模块A、第一HDLC模块B、ARINC429模块A、ARINC429模块B、开关量接口模块以及模拟量接口模块进行监控；所述ARINC429模块B采集通过交联系统输入通道传送的交联系统的ARINC429信号参数；所述开关量接口模块采集通过交联系统输入通道传送的交联系统中的开关输入信号；所述模拟量接口模块采集通过交联系统输入通道传送的交联系统中的模拟输入信号；所述第一HDLC模块A通过从数据通道A完成显示单元A与第一主计算机模块之间的数据传输与交互；所述第一HDLC模块B通过从数据通道B完成显示单元B与第一主计算机模块之间的数据传输与交互；

所述第一主计算机模块、第一HDLC模块A、第一HDLC模块B、ARINC429模块A、ARINC429模块B、开关量接口模块以及模拟量接口模块所需要的电源由电源转换模块将外部28VDC直流电源转换后提供。

6.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，其特征在于，所述显示单元A或显示单元B，具体包括四个功能模块：第二硬件自检/状态检测与自恢复模块、同步管理模块、显示指令接收模块和显示控制模块； 

    显示指令接收模块接收数据采集处理单元发送的显示指令，并将显示指令发送至显示控制模块，显示控制模块对显示指令进行解析后生成显示数据，进而驱动有源阵列液晶AMLCD显示；

同步管理模块通过检测两台显示单元的同步握手信号，按照主辅原则实现显示单元一个级别的同步数据的管理，并向数据采集处理单元发送显示单元状态反馈信号；同步管理模块接收来自显控面板单元的显示控制信息，并将该显示控制信息发送至显示控制模块，用于显示控制；

第二硬件自检/状态检测与自恢复模块发送测试信号给其它三个功能模块，通过相应的反馈信号来检测这些模块的工作状态，正常工作时，反馈信号为正常，出现问题时，反馈信号为故障。

7.根据权利要求6所述的一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，其特征在于，所述的显示指令接收模块采用第二HDLC模块A与第二HDLC模块B来实现，所述的第二硬件自检/状态检测与自恢复模块、同步管理模块由第二主计算机模块实现，所述的显示控制模块由第二主计算机模块、图形生成模块与AMLCD组件模块实现；

所述第二HDLC模块A经由主数据通道A接收来自数据采集处理单元A的显示指令；所述第二HDLC模块B经由从数据通道A接收来自数据采集处理单元B的显示指令；所述第二主计算机模块通过背板总线接收显示指令，对该指令进行处理并将需要显示的信息发送给图形生成模块，图形生成模块将这些需要显示的信息转换成图形、图像信号并发送给AMLCD组件模块；第二主计算机模块通过第二背板总线模块接收与由ARINC429通信模块接收来自显控面板单元的显示控制信息，对这些显示控制信息进行解码，并进行显示控制处理；

第二主计算机模块经由同步握手信号完成显示单元A与显示单元B之间的同步管理；

所述第二HDLC模块A、第二HDLC模块B、ARINC429通信模块、第二主计算机模块、图形生成模块与AMLCD组件模块所需要的电源由第一电源模块对机上电源进行转换后提供的。

8.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，其特征在于，所述显控面板单元，由七个物理模块组成：ARINC429通信模块A、ARINC429通信模块B、处理/控制模块、按钮/旋钮驱动模块、按钮/旋钮组件模块、第二电源模块以及第三背板总线模块；

所述按钮/旋钮组件模块用于进行显控设置，显控设置所产生的机械操作经由按钮/旋钮驱动模块产生显控输入信号，显控输入信号传送至处理/控制模块被处理生成相应的显示控制信息，显示控制信息通过第三背板总线模块传送至ARINC429通信模块A和ARINC429通信模块B, 再分别传送至显示单元A和显示单元B；

所述的ARINC429通信模块A、ARINC429通信模块B、处理/控制模块、按钮/旋钮驱动模块、按钮/旋钮组件模块所需要的电源由第二电源模块对机上电源进行转换后提供的。

9.根据权利要求1所述的一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统，其特征在于，所述显控面板单元，其提供的人机界面交互的面板上有11个功能键：

ENG：起动缺省时，只在显示单元A上显示发动机关键参数页面，显示单元B为空白，按压一次ENG按钮则在显示单元B上显示普通和重要参数，再次按压该键则显示单元B恢复空白；显示单元A和显示单元B中的一台出现故障时，按压该键只能在发动机关键参数页面和发动机重要和关键参数的页面间切换；

 STATUS：显示单元A和显示单元B都正常时，按压该按钮则在显示单元B上显示状态页面，当状态信息在一个页面内显示不下时按压该按钮在多个状态信息页面间轮换；当显示单元A或显示单元B失效时按压该按钮无效；

FCTL、ELEC、HYD、APU、FUEL、ECS：切换显示对应分系统：操纵系统、发动机系统、液压系统、辅助动力系统、燃油系统、环空系统的实时信息；

COURSE：显示设备维护和历程数据；

CANC/RCL：切换是否抑制注意信息、提示信息和状态信息报警；

TEST：触发维护自测试，该键只能在地面维护时使用。

10.构建权利要求1一种飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统的构建方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤一、对系统进行定义和需求分析产生功能需求结果；以描述了目标系统任务的任务书为起点对目标系统进行系统定义，定义外部系统、内部系统及其关系，并对需求进行细化、分类，产生主要需求结果，包括功能需求及接口需求；

其中，功能需求包括：a.参数数据采集功能：主要采集包括发动机系统、辅助动力系统、环控系统、操纵系统、燃油系统和液压系统的参数；b. 完成发动机历程参数的计算、存储和输出；c.冗余处理功能：两个数据采集处理单元互为备份，每个数据采集处理单元同时驱动两个显示单元；d.显示功能：显示交联系统实时参数及空勤告警信息，并能根据驾驶员的操作进行画面切换，其中主显示单元正常情况下显示发动机关键参数和主告警信息，当辅显示单元故障时以页面方式显示辅助信息和空勤详细告警信息；辅显示单元正常情况下以页面方式显示发动机次要参数、各种空勤信息和详细告警信息以及设备维护和历程信息，当主显示单元故障时备份主显示单元功能；e.自测试功能：管理系统自检测和监控各设备工作状态，自检功能包括加电自检测、周期自检测和维护自检测；f.告警功能：分级提供各类告警信息，包括驾驶员故障清单和危险级故障的应急处理措施；g.数据输出功能：通过ARINC429总线向飞行参数记录器输出发动机参数和空勤信息；

接口需求为：主要需要采集发动机系统、辅助动力系统、环控系统、操纵系统、燃油系统和液压系统的参数组，向飞行数据记录系统输出飞行数据和维护数据；

步骤二、将目标系统的任务按照数据流方法和重要等级程度进行划分；按照数据流方法将任务划分为4类任务：采集、传输、处理和显示；按照重要等级程度将任务划分为3类任务：普通、重要和关键；

步骤三、构建体系架构；

本步骤包括两个方面，第一：确定采用何种构型方式，是紧凑式还是灵敏SMART式；将步骤一中所述的功能需求：a. 参数数据采集功能；b. 完成发动机历程参数的计算、存储和输出；c.冗余处理功能；e.自测试功能；g.数据输出功能，这几个功能需求划分在一起采用数据采集处理单元实现；将步骤一中所述的功能需求：d.显示功能；e.自测试功能；f.告警功能；这三个功能划分在一起采用显示单元实现；所述的飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统的实现结构为包括数据采集处理单元和显示单元的SMART式；

在选择SMART式的结构时，引入一个显控面板单元，用于提供能进行操纵的人机界面，对显示单元的显示状态进行控制，当显示单元发生故障时，通过显控面板单元进行显示单元之间的信息转换；

第二：采用适合的冗余策略；构建所述的飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统采用两个数据采集处理单元以及两个显示单元；

步骤四、综合判断各项指标是否满足要求，若满足各指标要求，则该系统的架构构建完成，否则转入步骤三，调整相应的架构；

所述各项指标主要包括可靠性、实时性、接口能力和成本，由用户自己定义；

在构建所述的飞行器发动机参数和空勤信息综合显示系统中，连接步骤三中的数据采集处理单元和显示单元之间的通道采用双冗余策略，采用两个主数据通道，并互为热备份, 采用两个从数据通道，并互为热备份。

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