CN102508814A - 一种通用航空电子系统的可扩展内核系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，属于综合化航空电子系统的设计领域，包括综合处理单元、显示单元、音频选择控制单元、发动机参数接口单元；各部分均预留接口，其中综合处理单元包括综合处理单元A和综合处理单元B，互相传递决策信号，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，以综合处理单元A为主，以综合处理单元B为辅，来实现两个综合处理单元中相同数据的仲裁和处理；显示单元包括显示单元A和显示单元B。本发明提出的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，采用综合化系统架构，针对通用航空电子系统，在基于统一的内核系统的支撑下，根据不同应用需求进行扩展和剪裁。

Description

一种通用航空电子系统的可扩展内核系统

技术领域

本发明属于综合化航空电子系统的设计领域，涉及一种通用航空电子系统的可扩展内核系统。

背景技术

近年来，随着中国航空领域的持续、快速发展，市场化进程的逐步推进，通用航空市场结构发生了较大的变化。市场需求由政府部门或国有企业逐步扩展为企、事业单位及个人购置自用公务机(含直升机)，其用途涵盖：直升机摆渡乘客、直升机医疗救护以及小型客运飞机等通用航空领域。国民经济发展到一定水平后，通用航空的市场将越来越大。随着通用航空市场需求牵引和航空电子技术推进，未来通用飞机航空电子系统的发展面临下述几个特点：

(1)面向通用航空的特点，航空电子系统产品应针对整个通用飞机市场的多样性要求，具有对不同通用飞机的适应能力。

(2)由于系统的实现技术和要求的不同，综合化航空电子系统的研制依据其航空电子系统本身技术的发展和需求而发展的，或者相对于飞机按照其自身的规律超前发展，这样就可以为新机航空电子系统提供所需的技术、产品和保障支持。

(3)综合化航空电子系统所采用技术具有其自身特点和先进性。

但目前国内通用航空电子系统具有下述的不足：

1)尚无通用飞机综合化航空电子设备与系统货架产品；

2)目前适用于通用航空领域的国产飞机的航空电子系统基本上是由分立式设备组成的，系统的综合化能力较低；缺乏通用性要求，基本上是一个适合单一型号的专用航空电子系统，没有一个真正意义上的通用平台系统。

3)系统功能不具有可扩展性的能力，不能根据用户需求进行扩充和裁剪，缺少良好的灵活性；

总之，国内并没有真正地掌握通用飞机综合化航空电子系统核心技术，特别是没有面向实际系统需求的一个真正意义上的通用内核系统，并基于此构建通用飞机综合化航空电子系统。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提出一种通用航空电子系统的可扩展内核系统，采用综合化系统架构，针对通用航空电子系统，在基于统一的内核系统的支撑下，根据不同应用需求进行扩展和剪裁，本发明提出一种低成本、面向用户的综合化航空电子系统内核的组成和系统结构。本发明提出的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统满足了基本使用需求，适于低成本的通用飞机平台，同时用户能灵活地对通用平台系统进行适应性设计和更改。该可扩展内核系统的关键是综合化航空电子系统的基本内核，通过对内核的扩展来满足不同类型和不同用途飞机对航空电子系统的要求。

综合化航空电子系统是由内核系统和外围系统组成。内核系统是实现接收来自外围系统的数据，并将其进行处理、显示以及控制；内核系统各部分均预留接口，根据用户对内核系统各部分不同程度的需求进行扩展设置。

本发明提出的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，包括综合处理单元、显示单元、音频选择控制单元、发动机参数接口单元。

所述的综合处理单元包括综合处理单元A和综合处理单元B，综合处理单元A和综合处理单元B的结构相同，实现的功能相同，分别包括十六个功能模块：硬件自检-状态检测与自恢复模块、冗余和主从管理模块、模拟信号接口模块、数字信号接口模块、开关信号接口模块、外围系统输出以及预留接口模块、音频控制输入以及预留接口模块、发动机参数输入以及预留接口模块、显示控制接口以及预留接口模块、模拟信号处理模块、数字信号处理模块、开关信号处理模块、音频控制信号处理模块、发动机参数处理模块、显示控制信息处理模块以及数据综合处理模块。

所述的数据综合处理模块接收来自七个方向的数据，分别为：由模拟信号处理模块对从模拟信号接口模块接收的模拟信号进行模数转换后的数字信号；由数字信号处理模块从数字信号接口模块接收并进行处理后的数字信号；由开关信号处理模块对从开关信号接口模块接收的开关信号进行处理后的数字信号；由显示控制信息处理模块从显示控制接口以及预留接口模块接收并进行处理后的显控信息，该显控信息为显示控制接口以及预留接口模块通过主数据通道A、主数据通道B或从数据通道A、从数据通道B从显示单元A和显示单元B接收到的显控信息，其中当综合处理单元A工作时，通过主数据通道A将接收显示单元A的显控信息，通过主数据通道B接收显示单元B的显控信息；当综合处理单元B工作时，通过从数据通道A接收显示单元A的显控信息，通过从数据通道B接收显示单元B的显控信息；由音频控制信号处理模块对从音频控制输入以及预留接口模块接收并进行处理后的音控信息，该音控信息为机组人员的手动按钮驱动音频选择控制单元所产生的音频控制信息经音频控制信号处理模块处理后的音控信息；由发动机参数处理模块从发动机参数输入以及预留接口模块接收并进行处理后的发动机参数接口单元的发动机内部信息；由冗余和主从管理模块接收的从另一综合处理单元的冗余和主从管理模块发出的决策信号；数据综合处理模块将接收的来自七个方向的数据经处理后得到飞行控制信息、决策反馈信号和显示信息；其中飞行控制信息经由外围系统输出以及预留接口模块传送给外围系统；决策反馈信号经由冗余和主从管理模块反馈给另一个综合处理单元的冗余和主从管理模块，进而决定另一综合处理单元是否正常工作或处于备份状态；将显示信息和决策反馈信号经由显示控制信息处理模块传送至显示控制接口以及预留接口模块，再通过主数据通道A、主数据通道B或从数据通道A、从数据通道B传送给显示单元A和显示单元B；其中当综合处理单元A工作时，通过主数据通道A将显示信息和决策反馈信号发送给显示单元A，通过主数据通道B显示信息和决策反馈信号发送给显示单元B；当综合处理单元B工作时，通过从数据通道A将显示信息和决策反馈信号发送给显示单元A，通过从数据通道B将显示信息和决策反馈信号发送给显示单元B。

硬件自检-状态检测与自恢复模块通过发送测试信号给自身综合处理单元的其它十五个模块，并通过相应的反馈信号来检测其他十五个模块的工作状态，当其中某一模块发生错误的时候，硬件自检-状态检测与自恢复模块重新启动该模块，并向数据综合处理模块发送相应的报错信息，数据综合处理模块收到报错信息后，通过外围系统输出以及预留接口模块向外围系统的报警装置发送报警信号，并向显示单元B发送告警信息；冗余和主从管理模块通过检测另外一台综合处理单元的决策信号，按照主辅原则得到决策反馈信号，决定选择其中一台综合处理单元工作，对两台显示单元进行输出；当综合处理单元A正常工作时，由综合处理单元A的冗余和主从管理模块检测综合处理单元B的决策信号，得到决策反馈信号；若综合处理单元A故障，综合处理单元B的冗余和主从管理模块检测综合处理单元A的决策信号，得到决策反馈信号。

所述的显示单元包括显示单元A和显示单元B；每个显示单元均包括八个功能模块：硬件自检与自恢复模块、数据源接口模块、同步管理模块、扩展单元预留接口、信号处理模块、显示指令接收模块、显示控制模块和外围键控制模块。

所述的数据源接口模块接收综合处理单元A或综合处理单元B发送的显示信息，并将显示信息发送至信号处理模块，信号处理模块对显示信息进行解析后生成显示指令；信号处理模块还将接收由外围键控制模块发送过来的按钮信息，对显示信息进行调整和处理，生成显控信息和新的显示指令，显示指令接收模块将接收到的新的显示指令发送给显示控制模块，显示控制模块对新的显示指令进行解析后生成显示数据，进而驱动显示组件显示；生成的显控信息经过数据源接口模块发送给综合处理单元A或综合处理单元B；硬件自检与自恢复模块发送测试信号给其它七个功能模块，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。

同步管理模块接收来自综合处理单元的决策反馈信号，发送至信号处理模块，用来将综合处理单元的状态信息显示在显示组件上。

音频选择控制单元具有能够操纵的人机界面，机组人员的手动按钮驱动音频选择控制单元产生的音频控制信息，依次经过音频控制输入以及预留接口模块和音频控制信号处理模块发送至数据综合处理模块进行处理。

发动机参数接口单元实现接收发动机系统信号并传送给综合处理单元A或综合处理单元B进行分类处理，进而发送到显示单元进行显示。

本发明的优点在于：

1、本发明提出的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，具有综合化航空电子系统通用平台的标准体系结构。

2、本发明提出的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，具有通用性。该可扩展内核系统提供统一的内核去应用于不同类型和功能的飞机。

3、本发明提出的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，具有面向用户性。让用户自己来根据不同应用进行扩展和剪裁，完成飞机的航空电子系统适应性设计和调整工作，同时也可以方便地对系统进行修改，以达到使系统和飞机最佳地配合应用。

4、本发明提出的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，具有低成本的性能；采用已有成熟商业标准、技术降低了研制和生产的成本，采用低价格、低使用成本的产品，应用低成本商用货架产品(COTS)技术，降低了整个航电系统的使用成本，适于低成本的通用飞机平台。

5、本发明提出的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，具有可提高通用航空电子系统综合化程度的能力；显示更集中；数据处理均在综合处理单元上集中式操作，具有信息的综合处理与管理调度能力；

6、本发明提出的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，具有提高可靠性的能力；主-备系统结构和容错技术来提高系统的可靠性。

附图说明

图1：本发明提出的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统的结构示意图；

图2：本发明中综合处理单元的功能模块结构示意图；

图3：本发明中综合处理单元的物理结构示意图；

图4：本发明中显示单元的功能模块结构示意图；

图5：本发明中显示单元的物理结构示意图；

图6：本发明中音频选择控制单元的结构示意图；

图7：本发明中音频选择控制单元的面板布局示意图；

图8：本发明中内核系统与外围系统的交联示意图；

图9：小型运输机系列航空电子系统配置设计；

图中：

具体实施方式

下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。

本发明提出的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，如图1所示，包括综合处理单元(SCU)、显示单元(DU)、音频选择控制单元5(ASCU)、发动机参数接口单元6(EIU)。

所述的综合处理单元包括两台综合处理单元，分别为综合处理单元A1和综合处理单元B2。综合处理单元A1和综合处理单元B2的功能为：1)数据接口：实现数据的采集和传输，飞行参数的获取与处理能力；2)数据处理功能：对从外围系统和内核系统接收到的数据进行综合处理：模数转换，开关量转化为数字量，以及最后对数据的综合分类及处理；3)冗余处理功能：两个综合处理单元互为备份，每个处理单元可同时驱动两个显示单元，当其中一个综合处理单元正常工作时，另一个综合处理单元备份不工作；4)自测试功能：对综合处理单元A1或综合处理单元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；5)预留接口：对内核系统的显示单元、音频选择控制单元5以及发动机参数接口单元6均预留接口，以便进行扩展时使用。综合处理单元A1和综合处理单元B2实现接收来自外围各传感器单元的大气数据、飞行姿态、雷达信号、频率选择以及告警与故障信号等，来自显示单元A3和显示单元B4的显示控制信息，发动机参数接口单元6传送的发动机内部信息以及音频选择控制单元5的音频管理信息，将这些信号处理后分别反馈给不同的功能传感器和显示单元。

综合处理单元A1与综合处理单元B2之间互相传递决策信号，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，以综合处理单元A1为主，以综合处理单元B2为辅，来实现两个综合处理单元工作情况的仲裁和处理。

综合处理单元A1和综合处理单元B2的结构相同，实现的功能相同，如图2所示，具体分别包括十六个功能模块：分别为硬件自检-状态检测与自恢复模块7、冗余和主从管理模块8、模拟信号接口模块9、数字信号接口模块10、开关信号接口模块11、外围系统输出以及预留接口模块12、音频控制输入以及预留接口模块13、发动机参数输入以及预留接口模块14、显示控制接口以及预留接口模块15、模拟信号处理模块16、数字信号处理模块17、开关信号处理模块18、音频控制信号处理模块19、发动机参数处理模块20、显示控制信息处理模块21以及数据综合处理模块22；

综合处理单元A1和综合处理单元B2的各个模块按照功能分为三类：第一类是数据接口模块，用于对相应的外部设备的通信，包括模拟信号接口模块9、数字信号接口模块10、开关信号接口模块11、外围系统输出以及预留接口模块12、音频控制输入以及预留接口模块13、发动机参数输入以及预留接口模块14、显示控制接口以及预留接口模块15；第二类是数据处理类的模块，包括模拟信号处理模块16、数字信号处理模块17、开关信号处理模块18、音频控制信号处理模块19、发动机参数处理模块20、显示控制信息处理模块21以及数据综合处理模块22；第三类是冗余管理模块，包括冗余和主从管理模块8；第四类是自测和故障检测模块，包括硬件自检-状态检测与自恢复模块7。

所述的数据综合处理模块22接收来自七个方向的数据，分别为：由模拟信号处理模块16对从模拟信号接口模块9接收的模拟信号进行模数转换后的数字信号，由数字信号处理模块17从数字信号接口模块10接收并进行处理后的数字信号，由开关信号处理模块18对从开关信号接口模块11接收的开关信号进行处理后的数字信号，由显示控制信息处理模块21从显示控制接口以及预留接口模块15接收并进行处理后的显控信息，该显控信息为显示控制接口以及预留接口模块15通过主数据通道A、主数据通道B或从数据通道A、从数据通道B从显示单元A和显示单元B接收到的显控信息，其中当综合处理单元A1工作时，通过主数据通道A将接收显示单元A的显控信息，通过主数据通道B接收显示单元B的显控信息；当综合处理单元B2工作时，通过从数据通道A接收显示单元A的显控信息，通过从数据通道B接收显示单元B的显控信息；由音频控制信号处理模块19对从音频控制输入以及预留接口模块13接收并进行处理后的音控信息，该音控信息为机组人员的手动按钮驱动音频选择控制单元5所产生的音频控制信息经音频控制信号处理模块19处理后的音控信息；由发动机参数处理模块20从发动机参数输入以及预留接口模块14接收并进行处理后的发动机参数接口单元6的发动机内部信息；由冗余和主从管理模块8接收的从另一综合处理单元(综合处理单元A1或综合处理单元B2)的冗余和主从管理模块8发出的决策信号。数据综合处理模块22将接收的来自七个方向的数据经处理后得到飞行控制信息、决策反馈信号和显示信息；其中飞行控制信息经由外围系统输出以及预留接口模块12传送给外围系统，决策反馈信号反馈给另一个综合处理单元的冗余和主从管理模块8，进而决定另一综合处理单元是否正常工作或处于备份状态，将显示信息和决策反馈信号通过主数据通道A和主数据通道B(或从数据通道A和从数据通道B)，经由显示控制接口以及预留接口模块15传送给显示单元A3和显示单元B4；其中当综合处理单元A1工作时，通过主数据通道A将显示信息和决策反馈信号发送给显示单元A，通过主数据通道B显示信息和决策反馈信号发送给显示单元B；当综合处理单元B2工作时，通过从数据通道A将显示信息和决策反馈信号发送给显示单元A，通过从数据通道B将显示信息和决策反馈信号发送给显示单元B。

模拟信号接口模块9、数字信号接口模块10以及开关信号接口模块11分别从外围系统接收模拟信号、数字信号和开关信号，再分别将其传送给模拟信号处理模块16、数字信号处理模块17以及开关信号处理模块18，并分别进行模数转换，数字信号解调，以及开关信号转化为响应的数字信号。

硬件自检-状态检测与自恢复模块7通过发送测试信号给自身综合处理单元的其它十五个模块，并通过相应的反馈信号来检测其他十五个模块的工作状态，如图3中所示，黑色的箭头表示硬件自检-状态检测与自恢复模块7与其他模块间的信号交互。当其中某一模块发生错误的时候，硬件自检-状态检测与自恢复模块7可重新启动该模块，并向综合数据处理模块发送相应的报错信息，综合数据处理模块收到报错信息后，通过外围系统输出以及预留接口模块12向外围系统的报警装置发送报警信号，并向显示单元B4发送告警信息，以便告知机组人员设备故障信息。

冗余和主从管理模块8通过检测另外一台综合处理单元(综合处理单元A1或综合处理单元B2)的决策信号，按照主辅原则得到决策反馈信号，决定选择其中一台综合处理单元工作，对两台显示单元进行输出。当综合处理单元A1正常工作时，由综合处理单元A1的冗余和主从管理模块8检测综合处理单元B2的决策信号，得到决策反馈信号；若综合处理单元A1故障，综合处理单元B2的冗余和主从管理模块8检测综合处理单元A1的决策信号，得到决策反馈信号。

所述的综合处理单元A1与综合处理单元B2功能模块的结构组成完全相同，因此综合处理单元A1和综合处理单元B2的物理结构实现方法相同，均是由11个硬件模块来实现的，其物理结构模块组成如图3所示，具体包括：主计算机模块、HDLC模块A、HDLC模块B、ARINC429模块A、ARINC429模块B、ARINC429模块C、开关量接口模块、模拟量接口模块、数字量接口模块、电源转换模块和背板总线模块A。其中主计算机模块用于实现冗余和主从管理模块8、硬件自检-状态检测与自恢复模块7、模拟信号处理模块16、数字信号处理模块17、开关信号处理模块18、音频控制信号处理模块19、发动机参数处理模块20、显示控制信息处理模块21以及数据综合处理模块22的功能；HDLC模块A和HDLC模块B用于实现显示控制接口以及预留接口模块15的功能；ARINC429模块A用于实现音频控制输入以及预留接口模块13的功能；ARINC429模块B用于实现发动机参数输入以及预留接口模块14的功能；ARINC429模块C用于实现外围系统输出以及预留接口模块12的功能；模拟量接口模块、数字量接口模块、开关量接口模块分别用于实现模拟信号接口模块9、数字信号接口模块10和开关信号接口模块11的功能。背板总线模块A用来实现综合处理单元各物理模块之间的数据传输。

综合处理单元A1或综合处理单元B2分别经过HDLC模块A、HDLC模块B接收来自显示单元A3、显示单元B4由操纵外围键产生的显示控制信息，然后经过背板总线模块A发送给主计算机模块进行处理；综合处理单元A1或综合处理单元B2经过HDLC模块A向显示单元A3发送经过主计算机模块处理后的空速、姿态、高度表、垂直速度、水平状态和转弯协调等显示信息以及另外一个综合处理单元的决策反馈信号；综合处理单元A1或综合处理单元B2分别经过HDLC模块B向显示单元B4发送飞机垂直状态、水平状态、危险告警、状态自检、飞行控制数据和发动机参数管理等显示信息。综合处理单元A1或综合处理单元B2经过ARINC429模块A接收来自音频选择控制单元5的音控信息，然后经过背板总线模块A发送给主计算机模块进行处理；综合处理单元A1或综合处理单元B2经过ARINC429模块B接收来自发动机参数接口单元6的发动机内部参数信息，然后经过背板总线模块A发送给主计算机模块进行处理；综合处理单元A1或综合处理单元B2经过ARINC429模块C向外围系统输出经过主计算机模块处理后飞行控制信息，并分别通过模拟量接口模块、数字量接口模块、开关量接口模块从外围系统分别接收模拟信号、数字信号、开关信号并经过背板总线模块A发送给主计算机模块进行处理。电源转换模块实现从背板总线模块A上获得标准的直流电压源，并将其转换成为综合处理单元A1或综合处理单元B2物理结构中各模块内所需的特定电源。

所述的显示单元共有两台显示单元，分别为显示单元A3、显示单元B4。如图4所示，每个显示单元包括八个功能模块：硬件自检与自恢复模块23、数据源接口模块24、同步管理模块25、扩展单元预留接口26、信号处理模块27、显示指令接收模块28、显示控制模块29和外围键控制模块30。

显示单元A3和显示单元B4从处于工作状态的综合处理单元(综合处理单元A1或综合处理单元B2)接收到显示信息，经过处理，驱动显示单元A3和显示单元B4进行显示信息。在显示单元A3和显示单元B4的图像显示出现故障时进行文字和声光报警，用户按压相应按键时显示危险级故障的应急处理措施，硬件自检与自恢复模块23提供加电自测试、周期自测试及维护自测试的自测试能力；显示单元A3和显示单元B4需要对扩展单元预留接口26。

本发明中显示单元A3为主飞行显示器PFD，处理并显示所有常规仪表包括空速指示仪表、姿态指示仪表、高速表、垂直速度指示仪表、水平状态指示仪表和转弯协调仪的所有信息；同时也显示通信和无线电导航信息、飞行计划数据、内置的移动地图、舱外空气温度、应答机的状态和时间。显示单元B4为多功能显示器MFD，处理并显示飞机垂直状态、水平状态、危险告警、状态自检、飞行控制数据和发动机参数管理等信息。

所述的数据源接口模块24接收综合处理单元A1或综合处理单元B2发送的显示信息，并将显示信息发送至信号处理模块27，信号处理模块27对显示信息进行解析后生成显示指令；信号处理模块27还将接收由外围键控制模块30发送过来的按钮信息，对显示信息进行调整和处理，生成显控信息和新的显示指令，显示指令接收模块28将接收到的新的显示指令发送给显示控制模块29，显示控制模块29对新的显示指令进行解析后生成显示数据，进而驱动有显示组件(显示器，源阵列液晶AMLCD)显示；生成的显控信息经过数据源接口模块24发送给综合处理单元A1或综合处理单元B2；硬件自检与自恢复模块23发送测试信号给其它七个功能模块，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。

同步管理模块25接收来自综合处理单元的决策反馈信号，发送至信号处理模块27，用来把综合处理单元的状态信息显示在显示组件上。信号处理模块27接收来自三个方面的信号输入：综合处理单元的显示信息，扩展单元的输入数据，同步管理模块25的决策反馈信号。

本发明中显示单元A3和显示单元B4的功能模块结构组成完全相同，显示单元A3和显示单元B4的物理结构实现方法相同，均是由10个硬件模块来实现的，其物理结构模块如图5所示，具体包括：显示主计算机模块、电源转换模块、HDLC模块A、HDLC模块B、扩展预留接口、外围键组件、外围键驱动模块、字符/图形生成模块、AMLCD组件和背板总线模块B。所述的HDLC模块A与HDLC模块B用于实现数据源接口模块24和同步管理模块25的功能；所述的显示主计算机模块用于实现硬件自检与自恢复模块23、信号处理模块27和显示指令接收模块28的功能；所述的显示主计算机模块还与字符/图形生成模块结合用于实现显示控制模块29的功能；所述的外围键组件和外围键驱动模块用于实现外围键控制模块30的功能；所述的扩展预留接口用于实现扩展单元预留接口26的功能。背板总线模块B用来实现显示单元内部各物理模块之间的数据传输。

显示单元A或显示单元B经过HDLC模块A经由主数据通道A或主数据通道B接收来自综合处理单元A1的显示信息和决策反馈信号，经由HDLC模块B经由从数据通道A或从数据通道B接收来自综合处理单元B2的显示信息和决策反馈信号，然后通过背板总线模块B传送至显示主计算机模块，显示主计算机模块对显示信息进行处理并将需要显示的信息发送至字符/图形生成模块，字符/图形生成模块将这些信息转换成字符或图像信号发送给AMLCD组件。若机组人员对外围键组件进行使用时，外围键组件将产生的字符信号传送至外围键驱动模块，外围键驱动模块将信号处理后生成显示控制信号，然后发送给字符/图形生成模块生成图像信息，进而驱动AMLCD组件进行显示。处理单元决策信号用于判断综合处理单元是否出现故障，若出现故障将由显示单元B显示出来，告知机组人员。

音频选择控制单元5提供了能够操纵的人机界面，目标是实现音频管理和无线电指位标接收音控信息，机组人员的手动按钮驱动音频选择控制单元5产生的音频控制信息，依次经过音频控制输入以及预留接口模块13和音频控制信号处理模块19发送至数据综合处理模块22。

发动机参数接口单元6是为了实现接收发动机系统中转速传感器输出的频率信号、排气温度传感器输出的电压信号、燃油测量系统输出的油量、耗量、燃油压力传感器、滑油压力传感器提供交流(直流)激励信号、气道调节系统调节板位置信号以及发动机的故障信息，并将这些信号传送给综合处理单元A1或综合处理单元B2进行分类处理，进而发送到显示单元进行显示，给机组人员明确的图示信息以便参考。发动机参数接口单元6在目前的航空电子系统中为一个独立的黑盒子接口设备，只有输入和输出接口用来中转信息。

所述的音频选择控制单元5如图6所示，由七个物理模块组成，分别为ARINC429通信模块A31、ARINC429通信模块B32、处理-控制模块33、按钮-旋钮驱动模块34、按钮-旋钮组件模块35、电源模块36和背板总线模块C37。所述的ARINC429通信模块A31用于实现音频选择控制单元5与综合处理单元A1之间的信息交互；ARINC429通信模块B32用于实现音频选择控制单元5与综合处理单元B2之间的信息交互；驾驶员通过按钮-旋钮组件模块35进行音频和功能选择控制设置，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34产生控制输入信号，控制输入信号被传送至处理-控制模块33后被处理生成相应的音频控制信息，并通过背板总线模块C37传送至ARINC429通信模块A31和ARINC429通信模块B32，再分别传送至综合处理单元A1或综合处理单元B2，经由综合处理单元A或综合处理单元B2将音频控制信息进行分类处理，并发送给外围系统和显示单元。所述的ARINC429通信模块A31、ARINC429通信模块B32、处理-控制模块33、按钮-旋钮驱动模块34和按钮-旋钮组件模块35所需要的电源由电源模块36对机上电源进行转换后提供的。

本发明中音频选择控制单元5的面板布局如图7所示，对面板上各个功能键的描述如下，其中VHF1 MIC、VHF2 MIC或VHF3 MIC键：选择使用的发射机。当按下VHF MIC键后，也会选择相应的接受无线电音频(VHF1、VHF2或VHF3键：无线电音频键)。为了防止按下其他VHF MIC键的时候误取消需要的接收无线电，在按下另一VHF MIC键之前，应按下需要的无线电音频键VHF1、VHF2或VHF3键。

DME键：测距机音频源选择按钮；ADF键：无线电高度表音频源选择按钮；NAV1键、NAV2键：航空器导航无线电音量选择按钮。选择并激活DME键、ADF键、NAV1键、NAV2键信号灯，所选的音频信号可以从耳机和扬声器听到，这四个键可以单独选择或一起选择。

PA键：乘客通讯；SPKR键：扬声器；HI/SENS键：增加对指点标信号的灵敏度；MKR键：在接收到指点标信号时信号灯亮并且可以听到音频信号。出现音频信号后，按下MKR键静音，但是灯光信号不受影响。在接收到下一个指点标信号时音频信号又会再次出现。

PILOT键和COPLT键：内话隔离按钮，具体使用方式如下：

按下PILOT键，飞行员被从内话系统中隔离。飞行员仅能在无线电发射期间听到无线电和侧音。副驾驶和乘客都能够听到内话和音乐，但不能听到飞机无线电接收的音频和飞行员发射的音频。

按下COPLT键，副驾驶被从内话系统中隔离。副驾驶仅能听到侧音。飞行员和乘客都能够听到内话、音乐和飞机无线电接收的音频以及飞行员发射的音频。

同时按下PILOT键和COPLT键时，飞行员和副驾驶均被从内话系统中隔离，两者均只能在无线电发射期间听到无线电和侧音。乘客能够听到内话和音乐。再次同时PILOT键和COPLT键时，飞行员和副驾驶撤出隔离，此时飞行员、副驾驶和乘客均能听到内话、音乐和飞机无线电接收的音频以及飞行员发射的音频。

MAN/SQ键：选择内话音频的人工静噪，同时信号灯亮。

VOL/SQ小旋钮：在音量和静噪之间转换调节，相应的VOL或SQ灯亮。

PLAY键：数字录音机重放；带回放功能的可清除式数码录音机；播放最近录制的存储区的内容，然后回到正常操作。在回放时按下PLAY暂停回放该存储区的内容，而回放前一存储区的内容。PLAY键可以用来搜索所有的存储区以回放需要的内容。在回放时按下MKR键暂停回放并回到正常操作。如果在回放时有通讯信号，回放就会停止并将新信号录制为最近的存储内容。

DISPLAY BACKUP键：恢复模式。

本发明提出的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，根据不同应用不同型号和用途的飞机可以在基本内核系统的基础上进行扩展，以实现满足需求。其扩展具体是指：对于显示单元A、显示单元B、音频选择控制单元以及发动机参数接口单元增加个数以实现特殊功能的需要，具体个数为显示单元A、显示单元B、音频选择控制单元和发动机参数接口单元的个数均为1～5个，其中各个显示单元A的组成和连接方法均相同，各个显示单元B的组成和连接方法均相同，各个音频选择控制单元的组成和连接方法均相同，各个发动机参数接口单元的组成和连接方法均相同。而对于综合处理单元的扩展可通过在对综合处理单元A和显示单元B预留相应的插卡位置来实现，通过插卡连接相应的扩展单元。

综合处理单元和显示单元之间的数据通道均采用高级数据链路控制层协议(HDLC)，物理层传输速率为10Mbps；综合处理单元和发动机参数接口单元6、音频选择控制单元5外围设备之间的数据通道采用ARINC429总线；发动机参数接口单元6与发动机系统之间通过ARINC429总线进行数据传输。综合处理单元的主计算机模块与显示单元的显示主计算机模块可采用PowerPC8260硬件架构实现。

本发明的可扩展内核系统与外围系统的交联关系如图8所示，本发明的综合处理单元需要接受来自外围系统的大气数据计算机(ADC)、航行姿态参考系统(AHRS)、导航系统(GPS导航系统，仪表着陆系统(ILS)/甚高频全向信标(VOR)，测距机(DME))、辅助导航系统(无线电罗盘(ADF)、无线电高度表(RALT))、通讯系统(甚高频通讯系统(VHF)/短波电台(HF))、S/C模式应答机、气象雷达、告警系统(GPWS/EGPWS)、自动驾驶仪系统、以及其他机载设备的参数；并反馈给外围系统处理信息。本发明的发动机参数接口单元接收来自发动机系统的内部设备参数以及故障信息。

实施例：

本实施例中的提供的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，其中显示单元A3为一台主飞行显示器，显示单元B4为一台多功能显示器；综合处理单元A1和综合处理单元B2均为一台系统计算机(PowerPC8260硬件架构计算机)，音频选择控制单元5为音频选择控制面板实现；发动机参数接口单元6为一个发动机参数接口设备。

应用本实施例提供的可扩展内核系统的相应应用的飞机分别为小型运输机、小型公务机以及直升机系列，应用于小型运输机具体参数如下：

小型运输机系列：

(1)功能

①姿态、航向和导航参数以及大气数据参数显示；

②发动机及其座舱参数显示和警告；

③甚高频全向信标(VOR)/测距机(DME)标准区域导航系统和GPS接收机等组成导航系统；

④无线电罗盘(ADF)和无线电高度表(RALT)组成的辅助导航功能；

⑤ILS/Marker Beacon组成的满足2级着陆的标准仪表着陆系统；

⑥甚高频通讯系统(VHF)和短波电台(HF)的通信能力；

⑦飞行管理，飞行导引以及指令显示；

⑧自动驾驶仪，实现自动飞行能力；

⑨TCAS2空中交通和防撞系统；

⑩EGPWS增强型近地告警。

(2)系统配置

根据小型运输机飞机对航空电子系统的需求，需要提高一套功能完善和具有一定先进技术的系统。系统设计需考虑下述几点：

①2个主显示器PFD(对应于本发明的显示单元A)、3个多功能显示器MFD(对应于本发明的显示单元B)和两个系统计算机(即综合处理器A和综合处理器B)及2个音频选择控制单元为主，再加上合适的传感器组成的、满足有关适航指令要求的航空电子系统；

②标准的区域导航和飞行导引(FGS)功能；

③完善的安全功能，空中防撞系统(TCAS2)系统和增强型近地告警系统EGPWS；

④具有风切变探测能力和短波电台(HF)、甚高频通讯系统(VHF)通信能力；

⑤发动机及其座舱参数显示和告警功能。

(3)设备清单

根据所需航空电子系统的结构(包括外围系统和可扩展内核系统)，如图9，可扩展内核系统中的单元分别为：综合处理单元A、综合处理单元B、主飞行显示器、多功能显示器、发动机参数接口单元、音频选择控制单元。可扩展内核系统的扩展单元分别为：多功能显示器(2个)、主飞行显示器(1个)、音频选择控制单元(1个)。与内核系统交联的外围系统中的设备分别有：航向姿态参考系统(AHRS)、大气数据计算机(ADC)、无线电罗盘(ADF)、测距机(DME)、无线电高度表(RALT)、短波电台(HF)、空中防撞系统(TCAS2)、增强型近地告警系统(EGPWS)、气象雷达(Weather Radar)、GPS导航系统、仪表着陆系统(ILS)、甚高频全向信标(VOR)、甚高频通讯系统(VHF)、S模式应答机(Mode-sTransponder)。本实施例中设备选用清单如表1所示。

表1：小型运输机系列的航空电子系统设备组成图

Claims (10)

1.一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，其特征在于：包括综合处理单元、显示单元、音频选择控制单元、发动机参数接口单元；

所述的综合处理单元包括综合处理单元A和综合处理单元B，综合处理单元A和综合处理单元B的结构相同，实现的功能相同，分别包括十六个功能模块：硬件自检-状态检测与自恢复模块、冗余和主从管理模块、模拟信号接口模块、数字信号接口模块、开关信号接口模块、外围系统输出以及预留接口模块、音频控制输入以及预留接口模块、发动机参数输入以及预留接口模块、显示控制接口以及预留接口模块、模拟信号处理模块、数字信号处理模块、开关信号处理模块、音频控制信号处理模块、发动机参数处理模块、显示控制信息处理模块以及数据综合处理模块；

所述的数据综合处理模块接收来自七个方向的数据，分别为：由模拟信号处理模块对从模拟信号接口模块接收的模拟信号进行模数转换后的数字信号；由数字信号处理模块从数字信号接口模块接收并进行处理后的数字信号；由开关信号处理模块对从开关信号接口模块接收的开关信号进行处理后的数字信号；由显示控制信息处理模块从显示控制接口以及预留接口模块接收并进行处理后的显控信息，该显控信息为显示控制接口以及预留接口模块通过主数据通道A、主数据通道B或从数据通道A、从数据通道B从显示单元A和显示单元B接收到的显控信息，其中当综合处理单元A工作时，通过主数据通道A将接收显示单元A的显控信息，通过主数据通道B接收显示单元B的显控信息；当综合处理单元B工作时，通过从数据通道A接收显示单元A的显控信息，通过从数据通道B接收显示单元B的显控信息；由音频控制信号处理模块对从音频控制输入以及预留接口模块接收并进行处理后的音控信息，该音控信息为机组人员的手动按钮驱动音频选择控制单元所产生的音频控制信息经音频控制信号处理模块处理后的音控信息；由发动机参数处理模块从发动机参数输入以及预留接口模块接收并进行处理后的发动机参数接口单元的发动机内部信息；由冗余和主从管理模块接收的从另一综合处理单元的冗余和主从管理模块发出的决策信号；数据综合处理模块将接收的来自七个方向的数据经处理后得到飞行控制信息、决策反馈信号和显示信息；其中飞行控制信息经由外围系统输出以及预留接口模块传送给外围系统；决策反馈信号经由冗余和主从管理模块反馈给另一个综合处理单元的冗余和主从管理模块，进而决定另一综合处理单元是否正常工作或处于备份状态；将显示信息和决策反馈信号经由显示控制信息处理模块传送至显示控制接口以及预留接口模块，再通过主数据通道A、主数据通道B或从数据通道A、从数据通道B传送给显示单元A、和显示单元B；其中当综合处理单元A工作时，通过主数据通道A将显示信息和决策反馈信号发送给显示单元A，通过主数据通道B将显示信息和决策反馈信号发送给显示单元B；当综合处理单元B工作时，通过从数据通道A将显示信息和决策反馈信号发送给显示单元A，通过从数据通道B将显示信息和决策反馈信号发送给显示单元B；

硬件自检-状态检测与自恢复模块通过发送测试信号给自身综合处理单元的其它十五个模块，并通过相应的反馈信号来检测其他十五个模块的工作状态，当其中某一模块发生错误的时候，硬件自检-状态检测与自恢复模块重新启动该模块，并向综合数据处理模块发送相应的报错信息，综合数据处理模块收到报错信息后，通过外围系统输出以及预留接口模块向外围系统的报警装置发送报警信号，并向显示单元B发送告警信息；冗余和主从管理模块通过检测另外一台综合处理单元的决策信号，按照主辅原则得到决策反馈信号，决定选择其中一台综合处理单元工作，对两台显示单元进行输出；当综合处理单元A正常工作时，由综合处理单元A的冗余和主从管理模块检测综合处理单元B的决策信号，得到决策反馈信号；若综合处理单元A故障，综合处理单元B的冗余和主从管理模块检测综合处理单元A的决策信号，得到决策反馈信号；

所述的显示单元包括显示单元A和显示单元B；每个显示单元均包括八个功能模块：硬件自检与自恢复模块、数据源接口模块、同步管理模块、扩展单元预留接口、信号处理模块、显示指令接收模块、显示控制模块和外围键控制模块；

所述的数据源接口模块接收综合处理单元A或综合处理单元B发送的显示信息，并将显示信息发送至信号处理模块，信号处理模块对显示信息进行解析后生成显示指令；信号处理模块还将接收由外围键控制模块发送过来的按钮信息，对显示信息进行调整和处理，生成显控信息和新的显示指令，显示指令接收模块将接收到的新的显示指令发送给显示控制模块，显示控制模块对新的显示指令进行解析后生成显示数据，进而驱动显示组件显示；生成的显控信息经过数据源接口模块发送给综合处理单元A或综合处理单元B；硬件自检与自恢复模块发送测试信号给其它七个功能模块，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；

同步管理模块接收来自综合处理单元的决策反馈信号，发送至信号处理模块，用来将综合处理单元的状态信息显示在显示组件上；

音频选择控制单元具有能够操纵的人机界面，机组人员的手动按钮驱动音频选择控制单元产生的音频控制信息，依次经过音频控制输入以及预留接口模块和音频控制信号处理模块发送至数据综合处理模块；

发动机参数接口单元实现接收发动机系统信号并传送给综合处理单元A或综合处理单元B进行分类处理，进而发送到显示单元进行显示。

2.根据权利要求1所述的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，其特征在于：所述的综合处理单元A和综合处理单元B均是由11个硬件模块来实现的，具体包括：主计算机模块、HDLC模块A、HDLC模块B、ARINC429模块A、ARINC429模块B、ARINC429模块C、开关量接口模块、模拟量接口模块、数字量接口模块、电源转换模块和背板总线模块A；其中主计算机模块用于实现冗余和主从管理模块、硬件自检-状态检测与自恢复模块、模拟信号处理模块、数字信号处理模块、开关信号处理模块、音频控制信号处理模块、发动机参数处理模块、显示控制信息处理模块以及数据综合处理模块的功能；HDLC模块A和HDLC模块B用于实现显示控制接口以及预留接口模块的功能；ARINC429模块A用于实现音频控制输入以及预留接口模块的功能；ARINC429模块B用于实现发动机参数输入以及预留接口模块的功能；ARINC429模块C用于实现外围系统输出以及预留接口模块的功能；模拟量接口模块、数字量接口模块、开关量接口模块分别用于实现模拟信号接口模块、数字信号接口模块和开关信号接口模块的功能，背板总线模块A用来实现综合处理单元各物理模块之间的数据传输。

3.根据权利要求2所述的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，其特征在于：综合处理单元A或综合处理单元B分别经过HDLC模块A、HDLC模块B接收来自显示单元A、显示单元B由操纵外围键产生的显示控制信息，然后经过背板总线模块A发送给主计算机模块进行处理；综合处理单元A或综合处理单元B经过HDLC模块A向显示单元A发送经过主计算机模块处理后的显示信息以及另一个综合处理单元的决策反馈信号；综合处理单元A或综合处理单元B分别经过HDLC模块B向显示单元B发送显示信息，综合处理单元A或综合处理单元B经过ARINC429模块A接收来自音频选择控制单元的音控信息，然后经过背板总线模块A发送给主计算机模块进行处理；综合处理单元A或综合处理单元B经过ARINC429模块B接收来自发动机参数接口单元的发动机内部参数信息，然后经过背板总线模块A发送给主计算机模块进行处理；综合处理单元A或综合处理单元B经过ARINC429模块C向外围系统输出经过主计算机模块处理后飞行控制信息，并分别通过模拟量接口模块、数字量接口模块、开关量接口模块从外围系统分别接收模拟信号、数字信号、开关信号并经过背板总线模块A发送给主计算机模块进行处理，电源转换模块实现从背板总线模块A上获得标准的直流电压源，并将其转换成为综合处理单元A或综合处理单元B物理结构中各模块内所需的特定电源。

4.根据权利要求1所述的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，其特征在于：所述的显示单元A和显示单元B均是由10个硬件模块来实现的，具体包括：显示主计算机模块、电源转换模块、HDLC模块A、HDLC模块B、扩展预留接口、外围键组件、外围键驱动模块、字符/图形生成模块、AMLCD组件和背板总线模块B；所述的HDLC模块A与HDLC模块B用于实现数据源接口模块和同步管理模块的功能；所述的显示主计算机模块用于实现硬件自检与自恢复模块、信号处理模块和显示指令接收模块的功能；所述的显示主计算机模块还与字符/图形生成模块结合用于实现显示控制模块的功能；所述的外围键组件和外围键驱动模块用于实现外围键控制模块的功能；所述的扩展预留接口用于实现扩展单元预留接口的功能，背板总线模块B用来实现显示单元内部各物理模块之间的数据传输。

5.根据权利要求4所述的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，其特征在于：显示单元A或显示单元B经过HDLC模块A经由主数据通道A或主数据通道B接收来自综合处理单元A的显示信息和决策反馈信号，经由HDLC模块B经由从数据通道A或从数据通道B接收来自综合处理单元B的显示信息和决策反馈信号，然后通过背板总线模块B传送至显示主计算机模块，显示主计算机模块对显示信息进行处理并将需要显示的信息发送至字符/图形生成模块，字符/图形生成模块将这些信息转换成字符或图像信号发送给AMLCD组件，若机组人员对外围键组件进行使用时，外围键组件将产生的字符信号传送至外围键驱动模块，外围键驱动模块将信号处理后生成显示控制信号，然后发送给字符/图形生成模块生成图像信息，进而驱动AMLCD组件进行显示，处理单元决策信号用于判断综合处理单元是否出现故障，若出现故障将由显示单元B显示出来。

6.根据权利要求1所述的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，其特征在于：所述的显示单元A为主飞行显示器PFD，处理并显示所有常规仪表包括空速指示仪表、姿态指示仪表、高速表、垂直速度指示仪表、水平状态指示仪表和转弯协调仪的所有信息；同时也显示通信和无线电导航信息、飞行计划数据、内置的移动地图、舱外空气温度、应答机的状态和时间；显示单元B为多功能显示器MFD，处理并显示飞机垂直状态、水平状态、危险告警、状态自检、飞行控制数据和发动机参数管理等信息。

7.根据权利要求1所述的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，其特征在于：所述的音频选择控制单元由七个物理模块组成，分别为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、电源模块和背板总线模块C；所述的ARINC429通信模块A用于实现音频选择控制单元与综合处理单元A之间的信息交互；ARINC429通信模块B用于实现音频选择控制单元与综合处理单元B之间的信息交互；驾驶员通过按钮-旋钮组件模块进行音频和功能选择控制设置，设置所产生的机械操作，经由按钮-旋钮驱动模块产生控制输入信号，控制输入信号被传送至处理-控制模块后被处理生成相应的音频控制信息，并通过背板总线模块C传送至ARINC429通信模块A和ARINC429通信模块B，再分别传送至综合处理单元A或综合处理单元B，经由综合处理单元A或综合处理单元B将信息进行分类处理，并发送给外围系统和显示单元；所述的ARINC429通信模块A、ARINC429通信模块B、处理-控制模块、按钮-旋钮驱动模块和按钮-旋钮组件模块所需要的电源由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所述的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，其特征在于：所述的音频选择控制单元的面板设置有：VHF1 MIC、VHF2 MIC或VHF3 MIC键：选择使用的发射机；当按下VHF MIC键后，会选择相应的接受无线电音频；无线电音频键VHF1、VHF2或VHF3键；DME键：测距机音频源选择按钮；ADF键：无线电高度表音频源选择按钮；NAV1键、NAV2键：航空器导航无线电音量选择按钮；PA键：乘客通讯；SPKR键：扬声器；HI/SENS键：增加对指点标信号的灵敏度；MKR键：在接收到指点标信号时信号灯亮并且可以听到音频信号；PILOT键和COPLT键：内话隔离按钮；MAN/SQ键：选择内话音频的人工静噪，同时信号灯亮；VOL/SQ小旋钮：在音量和静噪之间转换调节，相应的VOL或SQ灯亮；PLAY键：数字录音机重放；DISPLAY BACKUP键：恢复模式。

9.根据权利要求1所述的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，其特征在于：所述的综合处理单元和显示单元之间的数据通道均采用高级数据链路控制层协议，物理层传输速率为10Mbps；所述的综合处理单元和发动机参数接口单元、音频选择控制单元外围设备之间的数据通道采用ARINC429总线；所述的发动机参数接口单元与发动机系统之间通过ARINC429总线进行数据传输。

10.根据权利要求1～9中任意一项权利要求所述的一种通用航空综合化电子系统的可扩展内核系统，其特征在于：所述的显示单元A、显示单元B、音频选择控制单元和发动机参数接口单元的个数均为1～5个，其中各个显示单元A的组成和连接方法均相同，各个显示单元B的组成和连接方法均相同，各个音频选择控制单元的组成和连接方法均相同，各个发动机参数接口单元的组成和连接方法均相同；所述的综合处理单元A和显示单元B预留有插卡位置连接相应的扩展单元。

Images