CN109733643A - 一种飞机航姿设备测试系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞机航姿设备测试系统，属于飞机航姿技术领域，该飞机航姿设备测试系统包括控制系统、电源控制单元、信号调制单元和显示器，控制系统包括工控机和功能板卡组，显示器通过VGA线与所述工控机连接，工控机通过功能板卡组分别与信号调制单元和被测航姿系统连接，信号调制单元与被测航姿系统连接，完成对角度量和离散量信号的处理，实现对角度量和离散量信号的输入和输出；电源控制单元与被测航姿系统连接，用于对所述被测航姿系统提供电能、相序检测和提供电源保护。该飞机航姿设备测试系统结构简单、设计紧凑、测试精度高、测试内容全面。

Description

一种飞机航姿设备测试系统

技术领域

本发明涉及飞机航姿技术领域，尤其是涉及一种飞机航姿设备测试系统。

背景技术

航姿系统是现代飞机的重要机载电子设备， 主要用于测量和显示飞机飞行过程中的航向和姿态角，并以数字量、模拟量、离散量的形式,传送到其它机载电子设备。典型的航姿系统一般包括：陀螺传感器、磁传感器、航姿计算机、航姿控制盒等。 其性能的好坏直接影响飞机的飞行安全，因此需要对航姿系统进行性能测试和故障定位。

公开号为CN108657450 A的文献公开了一种飞机光纤航姿系统改装方法，用HJL-31/31A光纤航姿系统对HZX-1/1M型航姿系统进行原位替换；采用光纤陀螺替代原机电陀螺、采用液晶显示器替代原机电式仪表显示；并HJL-31/31A光纤航姿系统的供电方式重新设计，左右系统独立供电 ，解决因电源故障导 致左右系统同时失效的可能，但该文献没有指出如何有效地对航姿系统进行性能测试和定位。

公告号为CN 102322859 B的文献提供一种航空惯性导航测量系统包括机控导航单元、定位定向单元、姿态校正模块、航空摄影仪。机控导航单元选取飞行航线发送至姿态校正模块。 定位定向单元获取位置参数和姿态参数发送至姿态校正模块。 航空摄影仪拍摄获取航射像片发送至姿态校正模块。 姿态校正模块根据飞行航线、位置参数和姿态参数计算外方位元素 ；并利用外方位元素对航射像片进行几何校正。但该文献适用范围比较窄，有待进一步提高。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的是针对现有技术的不足，提供一种结构简单、设计紧凑、测试精度高、测试内容全面的飞机航姿设备测试系统。

为达到上述目的，本发明采用以下技术方案：

一种飞机航姿设备测试系统，包括控制系统、电源控制单元、信号调制单元和显示器，所述控制系统包括工控机和嵌入工控机主板上的功能板卡组，所述显示器通过VGA线与所述工控机连接，所述工控机通过所述功能板卡组分别与所述信号调制单元和装置外部待测试的被测航姿系统连接，所述信号调制单元与所述被测航姿系统连接，完成对角度量和离散量信号的处理，实现对角度量和离散量信号的输入和输出；所述电源控制单元与所述被测航姿系统连接，用于对所述被测航姿系统提供电能、相序检测和提供电源保护。

进一步的，所述信号调制单元包括角度量信号输入模块、角度量信号输出模块、离散量输入模块和离散量输出模块。

进一步的，所述功能板卡组包括数字 I/O 卡、模拟量输出卡、通信接口卡和总线通信卡，所述工控机通过所述数字 I/O 卡分别与所述角度量信号输入模块、所述角度量信号输出模块、所述离散量输入模块和所述离散量输出模块连接。

进一步的，所述工控机分别通过所述模拟量输出卡、所述通信接口卡和所述总线通信卡与所述被测航姿系统连接。

进一步的，所述电源控制单元内设有相序检测模块和电源监控模块，所述相序检测模块由交流相序检测电路组成，对飞机航姿设备测试系统外部的三相交流电进行相序检测，所述电源监控模块由监控电路组成，对飞机航姿设备测试系统外部的电源进行监测。

进一步的，所述角度量输入模块由角度量/数字量转换电路组成，所述角度量/数字量转换电路包括微型变压器、高速数字 SIN/COS 乘法器、压控震荡器、可逆计数器和相敏解调器。

进一步的，所述角度量信号输出模块由数字量/角度量转换电路组成，所述数字量/角度量转换电路包括锁存器、参考变压器、正弦乘法器、余弦乘法器、象限选择开关、功率放大器和输出变压器。

进一步的，所述离散量输入模块为光电隔离型，离散量输入的路数为12路，每路均配有输出指示灯。

本发明的有益效果是：

1、本发明提供了一种飞机航姿设备测试系统，信号调制单元采用“角度量/数字量转换电路”和数字量/角度量转换电路分别对角度量进行输入和输出，采用28V/悬空”离散信号输入和光电隔离型的离散量输出实现对角度量和离散量信号的输入和输出，完成对角度量和离散量信号的处理，能够正确和高精度的读取航姿系统输出的航向、姿态信号。

2、本发明提供了一种飞机航姿设备测试系统，工控机作为整机控制中心和操作平台，选用研华的型号为610H 工业控制计算机，除标准配置外，其内部安装有数字 I/O 卡，模拟量输出卡， 通信接口卡和总线通信卡能够实现角度量信号、 离散量信号的输出和读取，接收被测航姿系统的航向角、姿态角信息，测试精度高、测试内容全面。

3、本发明提供了一种飞机航姿设备测试系统，电源控制单元能够实现三个功能一、控制被检设备的加电；二是对装置外部的36V/400HZ 三相交流电进行相序检测。防止因三相交流电因缺相或相位接反而损坏设备。 三是提供电源保护功能，监控测试装置外部的主要电源，一旦出现问题，则立即中断供电，功能性强。

附图说明

图1为本发明的测试装置的组成图；

图2为本发明的测试装置的系统硬件框图；

图3为本发明的角度量输入（S/D）模块原理图；

图4为本发明的角度量输出（D/S）模块原理图；

图5为本发明的地/悬空信号输入原理图；

图6为本发明的28V/悬空”信号输入原理图；

图7为本发明的“地/悬空”信号输出原理图；

图8为本发明的交流电相序检测电路。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例的附图，对本发明实施例的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于所描述的本发明的实施例，本领域普通技术人员所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

如图1、图2所示，一种飞机航姿设备测试系统，包括控制系统1、电源控制单元2、信号调制单元3和显示器4，电源控制单元2装在电源控制箱内，所述信号调制单元3装在信号调制箱内。

所述控制系统1包括工控机5和嵌入工控机主板上的功能板卡组，所述工控机上有VGA接口，所述显示器通过VGA接口内插入的VGA线与所述工控机1连接，所述工控机作为整机控制中心和操作平台，选用厂家为研华，型号为610H 工业控制计算机，所述工控机通过所述功能板卡组分别与所述信号调制单元和装置外部待测试的被测航姿系统连接。

工控机的主板上除标准配置外，所述功能板卡组包括数字 I/O 卡6、模拟量输出卡7、通信接口卡8和总线通信卡9。

其中：数字 I/O 卡6选用研华的型号为 PCL-722 型 144 位 DIO 卡， PCL-722是一款全长 PCI 板卡，带有 144 路分成六个主端口（CN0-CN5）的可编程数字 I/O 口。每个端口仿真一个 8255 可编程外设接口的模式 O 的操作，但能够提供比8255 更高的驱动能力。每个端口由三个 8 位子端口（A， B， C） 组成，它们均为 TTL 兼容并行接口，作为输入时提供三态缓冲器功能，作为输出时提供数据锁存功能，可以通过软件将这三个子端口分别设置成输入或输出端口。 PCL-722 数字 I/O 卡与信号调制单元的角度量输入（S/D）模块、角度量输出（D/S）模块、 离散量输入（DI）模块、 离散量输出（DO）模块交联，实现角度量信号、 离散量信号的输出和读取。

模拟量输出卡7选用研华的型号为 PCL-728 型 D/A 卡， PCL-728 是一款双通道的模拟量输出卡，输出范围可选，分别为： 0～+5V,0～+10V,±5V,±10V。本D/A 转换卡主要用于输出 0～+10V 直流电压， 用于模拟陀螺传感器同步器定子信号。

通信接口卡8选用研华的型号为PCI-1601A 型总线通信卡， 接收来自航姿计算机以 RS422 格式输出的航向角、姿态角信息。

总线通信卡9采用西安方元明科技有限公司的 RINC42-PCI-21型 429 总线卡。该卡是一款基于 PCI 接口形式，具有标准 ARINC429 数据接口的数据处理卡。接收来自航姿计算机以 ARINC429 通信协议输出所解算出来的航向角、姿态角信息。

所述信号调制单元与所述被测航姿系统10连接，完成对角度量和离散量信号的处理，实现对角度量和离散量信号的输入和输出；所述电源控制单元与所述被测航姿系统连接，用于对所述被测航姿系统提供电能、相序检测和提供电源保护。

所述信号调制单元包括角度量信号输入模块11、角度量信号输出模块12、离散量输入模块13和离散量输出模块14。

其中：所述工控机5通过所述数字 I/O 卡6分别与所述角度量信号输入模块11、所述角度量信号输出模块12、所述离散量输入模块13和所述离散量输出模块14连接。所述工控机分别通过所述模拟量输出卡7、所述通信接口卡8和所述总线通信卡9与所述被测航姿系统10连接。

所述角度量信号输入模块（S/D）11为了正确和高精度的读取航姿系统输出的航向、姿态信号，需要将同步器输出的角度信号转换成数字信号，采用“角度量/数字量转换电路”来实现，该转换电路主要由微型变压器，高速数字 SIN/COS 乘法器、误差放大器、可逆计数器、压控震荡器和相敏解调器等组成，它采用二阶伺服系统，输出与 TTL 电平兼容的并4行自然二进制码,所述微型变压器的输入端与所述被测航姿系统10连接，所述微型变压器的输出端和所述高速数字 SIN/COS 乘法器的输入端连接，所述高速数字 SIN/COS 乘法器的输出端与所述误差放大器的输入端连接，所述误差放大器的输出端与所述相敏调节器的输入端连接，所述相敏调节器的输出端与所述积分器输入连接，所述积分器的输出端与所述压控振荡器的输入端连接，所述压控振荡器的输出端与可逆计数器的输入端连接，所述可逆计数器的输出端与所述高速数字 SIN/COS 乘法器的输入端连接。

如图3所示，角度量信号输入模块（S/D）11是一个逐次比较式的 S/D 转换器。由S1、 S2、 S3（及 S4）输入的角度 Θ 信号，经过 S/D 内的斯哥特变压器变换成 sinΘ 和cosΘ，再经过正余弦乘法器得到 sinΘcosΦ 和 cosΘsinΦ，并求二者之差。

即：将此差值 Δ 送到误差放大器中进行放大，最后将放大的误差电压进行相敏整流和滤波，变成与 Δ 的相位有关的直流电压信号来控制压控振荡器，振荡器输出与其输入电压成正比的频率信号送给可逆计数器，计数器按照 Δ 的相位进行加计数或减计数，计数器的输出（即 Φ 的数字量值）一方面去设置 cosΦ 和 sinΦ， 另一方面向外输出 Φ 的数字量。通过转换系统不断的检测 Δ 和调整 Φ 的数字量，直到 Δ=sin（Θ-Φ） =0 为止，这时计数器输出的数字量 Φ 就是输入信号所代表角度的数字量。其中：D为度数。

角度的计算关系式为：

如图4所示，所述角度量信号输出模块（D/S）12由数字量/角度量转换电路组成，所述数字量/角度量转换电路包括锁存器、参考变压器、正弦乘法器、余弦乘法器、象限选择开关、功率放大器和输出变压器，其中：所述参考变压器的输入端与被测航姿系统连接，所述参考变压器的输出端分别与所述正弦乘法器和所述余弦乘法器的输入端连接，所述正弦乘法器和所述余弦乘法器的输出端分别与所述象限选择开关的输入端连接，所述象限选择开关的输出端与所述功率放大器的输入端连接，所述功率放大器的输出端与所述输出变压器的输入端连接，所述输出变压器的输出端与被测航姿系统连接。所述锁存器的输入端与所述数字 I/O 卡6连接，所述锁存器的输出端分别与所述余弦乘法器的输入端和所述象限选择开关的输入端连接，所述余弦乘法器的输出端与所述正弦乘法器输入端连接。

由工控机的数字 I/O 卡， 输出 14 位数字量通过锁存器输出到 D/S 模块，其中低12 位（即角度的 0～90 度，用θ表示）送给正、余弦乘法器，由乘法器输出 θ 正、余弦的正、负值，高两位到象限选择器进行象限选择，通过选择得到角 Θ 的正、余弦信号，这两个信号经功率放大，通过斯哥特变压器输出差动同位器信号，象限选择关系如下：

D/S 模板输出的是同位器角度信号，其输出角度的三相输出端的电压 与其输入的数字量之间的关系为：

式中， D为数字量输入， A 等于 22V， 分辨率为 0.0220 度/BIT，输出电压的单位为伏。该模块根据数字/角度转换原理设计，是检测仪信号输入源，产生航向模拟信号。数字/轴角转换电路是模块的核心器件，给定的数字信号经此电路转换为三相同步机（S1、 S2、S3）和旋变（S1、 S2、 S3、 S4）模拟信号，该信号送给被测设备作为角度激励信号。

如图5、图6所示，离散量输入模块为光电隔离型的离散量输入，可以实现 12 路离散量输入且每一路配有输出指示灯。当被测设备输出的离散量信号加给模块的输入端时，光耦的发光管发光，从而使得光耦输出端的光敏管导通。此时 PCL-722 板卡通过读取相应端口的电平，就可以接收到输入的离散信号。

如图7所示，离散量输出模块设计为光电隔离型的离散量输出，可以实现 12 路离散量功放输出且每一路配有输出指示灯。由于使用光电隔离技术，可实现计算机总线与被测设备之间的电隔离，消除公共地线和电源的干扰，从而提高系统的可靠性。此外离散量输出模块还具有较强的驱动能力和电平转换功能。该模块的工作原理为：计算机通过 PCL-722 板卡的 CN2 端口把控制逻辑送光电隔离器的输入端，来驱动发光管，发光管的输出端输出与输入端相对应的电平逻辑，再经过集电极开路的达林顿反相驱动器 ULN2803A,可直接驱动继电器。当输出数据为 0 时，光耦导通，输出指示灯亮,继电器工作，输出“地”信号；输出数据为 1 时，光耦不导通，输出指示灯灭，继电器不工作，输出“悬空”信号。

所述电源控制单元内设有相序检测模块15和电源监控模块16，所述相序检测模块15由交流相序检测电路组成，对飞机航姿设备测试系统外部的三相交流电进行相序检测，所述电源监控模块16由监控电路组成，对飞机航姿设备测试系统外部的电源进行监测。

所述电源控制单元的主要功用也有三个：一是控制飞机航姿设备测试系统的加电；二是对 36V/400HZ 三相交流电进行相序检测。其目的是防止因三相交流电因缺相或相位接反而损坏设备。 三是提供电源保护功能，由专用的监控电路实时监控几个主要电源，如 220V/50Hz、 28V 等，一旦出现问题，则立即中断供电。

如图8所示，本测试装置中，设计了一种交流相序检测电路，当检测到相序不正确时自动换相，A、 B、 C 三相分别连接至晶闸管 A、 G、 K 极，晶闸管 SCR 将在单相半个周期内导通，发光二极管发出正常亮光。 此时光耦导通，三极管截止，继电器 K1 不工作，所加三相电正常接入。 当连接 A、 B 、 C 三相的相序不正确时，晶闸管 SCR 的导通时间将会变短，平均电流随之减小， LED 亮度也就大为降低。 此时，光耦不导通，三极管导通，继电器 K1 工作，进而继电器 K2 工作使 B、 C 两相交换，实现三相交流电自动换相。

最后说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，本领域普通技术人员对本发明的技术方案所做的其他修改或者等同替换，只要不脱离本发明技术方案的精神和范围，均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (10)

1.一种飞机航姿设备测试系统，其特征在于：包括控制系统、电源控制单元、信号调制单元和显示器，所述控制系统包括工控机和嵌入工控机主板上的功能板卡组，所述显示器通过VGA线与所述工控机连接，所述工控机通过所述功能板卡组分别与所述信号调制单元和装置外部待测试的被测航姿系统连接，所述信号调制单元与所述被测航姿系统连接，完成对角度量和离散量信号的处理，实现对角度量和离散量信号的输入和输出；所述电源控制单元与所述被测航姿系统连接，用于对所述被测航姿系统提供电能、相序检测和提供电源保护。

2.根据权利要求1所述的一种飞机航姿设备测试系统，其特征在于：所述信号调制单元包括角度量信号输入模块、角度量信号输出模块、离散量输入模块和离散量输出模块。

3.根据权利要求2所述的一种飞机航姿设备测试系统，其特征在于：所述功能板卡组包括数字 I/O 卡、模拟量输出卡、通信接口卡和总线通信卡，所述工控机通过所述数字 I/O卡分别与所述角度量信号输入模块、所述角度量信号输出模块、所述离散量输入模块和所述离散量输出模块连接。

4.根据权利要求3所述的一种飞机航姿设备测试系统，其特征在于：所述工控机分别通过所述模拟量输出卡、所述通信接口卡和所述总线通信卡与所述被测航姿系统连接。

5.根据权利要求1所述的一种飞机航姿设备测试系统，其特征在于：所述电源控制单元内设有相序检测模块和电源监控模块，所述相序检测模块由交流相序检测电路组成，对飞机航姿设备测试系统外部的三相交流电进行相序检测，所述电源监控模块由监控电路组成，对飞机航姿设备测试系统外部的电源进行监测。

6.根据权利要求2所述的一种飞机航姿设备测试系统，其特征在于：所述角度量输入模块由角度量/数字量转换电路组成，所述角度量/数字量转换电路包括微型变压器、高速数字 SIN/COS 乘法器、压控震荡器、可逆计数器和相敏解调器。

7.根据权利要求6所述的一种飞机航姿设备测试系统，其特征在于：所述微型变压器的输入端与所述被测航姿系统连接，所述微型变压器的输出端和所述高速数字 SIN/COS 乘法器的输入端连接，所述高速数字 SIN/COS 乘法器的输出端与所述误差放大器的输入端连接，所述误差放大器的输出端与所述相敏调节器的输入端连接，所述相敏调节器的输出端与所述积分器输入连接，所述积分器的输出端与所述压控振荡器的输入端连接，所述压控振荡器的输出端与可逆计数器的输入端连接，所述可逆计数器的输出端与所述高速数字SIN/COS 乘法器的输入端连接。

8.根据权利要求2所述的一种飞机航姿设备测试系统，其特征在于：所述角度量信号输出模块由数字量/角度量转换电路组成，所述数字量/角度量转换电路包括锁存器、参考变压器、正弦乘法器、余弦乘法器、象限选择开关、功率放大器和输出变压器。

9.根据权利要求8所述的一种飞机航姿设备测试系统，其特征在于：所述参考变压器的输入端与被测航姿系统连接，所述参考变压器的输出端分别与所述正弦乘法器和所述余弦乘法器的输入端连接，所述正弦乘法器和所述余弦乘法器的输出端分别与所述象限选择开关的输入端连接，所述象限选择开关的输出端与所述功率放大器的输入端连接，所述功率放大器的输出端与所述输出变压器的输入端连接，所述输出变压器的输出端与被测航姿系统连接，所述锁存器的输入端与所述数字 I/O 卡连接，所述锁存器的输出端分别与所述余弦乘法器的输入端和所述象限选择开关的输入端连接，所述余弦乘法器的输出端与所述正弦乘法器输入端连接。

10.根据权利要求2所述的一种飞机航姿设备测试系统，其特征在于：所述离散量输入模块为光电隔离型，离散量输入的路数为12路，每路均配有输出指示灯。