CN112698109A - 一种用于设备舱内部设备测试的转发装置及测试方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于设备舱内部设备测试的转发装置，其由转发主机设备和外置设备组成，其中转发主机设备包括显示控制单元、卫星导航信号转发单元、安全监控信号转发单元、遥控测量信号转发单元、电源单元、60米电缆和30米电缆；外置设备2包括外置功放单元和天线组成；本发明体积小、重量轻，解决了分立转发设备无法快速测试设备舱内部设备的困难，实现了对设备舱设备便携式随机测试；实现了对转发信号实时检测和控制，满足了维修控制人员的监测需求，解决传统分立转发设备尺寸大无法实时监测的困难。

Description

一种用于设备舱内部设备测试的转发装置及测试方法

技术领域

本发明属于信号测试硬件技术领域，具体涉及一种用于设备舱内部设备测试的转发装置及测试方法。

背景技术

现代飞机、火箭、舰船上面装备有各种导航设备、安全监控设备和或遥控测量设备，这些精密设备因为对使用环境要求很高，所以大多密闭安装在各种设备舱内，通过各种接口与外部连接。测试设备时需要拆装设备和设备舱，因为设备生产厂家众多，设备和设备舱的固定连接方式也很多，标准不一，有的设备安装至设备舱工序很繁琐，频繁的测试拆装很容易造成设备或者设备舱的损坏，所以现在很多情况下人们是不拆设备，而是将设备舱取出，设备就放在设备舱中，通过设备舱的接口，直接对设备舱内部的设备进行测试，因为飞机或者火箭上的设备舱一般都是由飞机、火箭厂家一并生产和安装的，所以这种拆卸方法很可靠。但是该测试方法也存在一些问题，比如只能测试方便移动或者质量较轻的设备舱，例如飞机下部各种小型的设备舱，而像火箭外壳整体即为设备舱或者舰船桅杆上的设备舱就很不方便测试，甚至难以完成测试。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种用于设备舱内部设备测试的转发装置，该转发装置由转发主机设备和外置设备组成，其中转发主机设备包括显示控制单元、卫星导航信号转发单元、安全监控信号转发单元、遥控测量信号转发单元、电源单元、60米电缆和30米电缆；外置设备2包括外置功放单元和天线组成；其中显示控制单元、卫星导航信号转发单元、安全监控信号转发单元、遥控测量信号转发单元、电源单元位于转发主机设备内部；显示控制单元控制卫星导航信号转发单元、安全监控信号转发单元和遥控测量信号转发单元输出功率；电源单元提供其它单元工作电压；转发主机设备通过米电缆与设备舱连接；外置设备与转发主机设备通过60米电缆连接。

进一步的，显示控制单元接收来自卫星导航信号转发单元、安全监控信号转发单元、遥控测量信号转发单元的检波输出信号，经过AD采样后计算并显示上述单元的输出信号功率；显示控制单元通过转发主机设备面板上的衰减旋钮控制上述单元放大系数；卫星导航信号转发单元通过60米电缆接收外部的卫星导航信号，并在显示控制单元的控制下放大输入的卫星导航信号，放大后的信号分两路输出，并通过两路30米电缆输出至设备舱内的卫星导航接收机；安全监控信号转发单元通过60米电缆接收外部的安全监控信号，并在显示控制单元的控制下放大输入的安全监控信号，放大后的信号分两路输出，并通过两路30米电缆输出至设备舱内的安全监控接收机；设备舱内的遥控测量发射机输出两路遥控测量信号至设备舱上的接口，经两根30米电缆输出至遥控测量信号转发单元，遥控测量信号转发单元将两路遥控测量信号合成为1路遥控测量信号信号后放大，并通过60米电缆送至外置功放单元，外置功放单元对输入信号功率放大处理后送至天线，天线将处理后的信号发射至测量设备；电源单元输入为交流220V或者直流28V。

进一步的，显示控制单元包括CPU模块、面板旋钮模块、显示模块，CPU模块输入为卫星导航信号转发单元、安全监控信号转发单元、遥控测量信号转发单元的检波输出信号，CPU模块输出衰减控制信号1和衰减控制信号2至卫星导航信号转发单元、输出衰减控制信号3和衰减控制信号4至安全监控信号转发单元、输出衰减控制信号5至遥控测量信号转发单元，CPU模块输出显示结果至显示模块，面板旋钮模块将选择代码输入至CPU模块，电源单元提供CPU模块工作电压；显示控制单元中面板旋钮模块包括第1编码器、第2编码器、第3编码器、第4编码器、第5编码器、第1衰减旋钮、第2衰减旋钮、第3衰减旋钮、第4衰减旋钮、第5衰减旋钮；显示模块包括第1LED点阵、第2LED点阵、第3LED点阵、第1电流数显表、第2电流数显表、第3电流数显表；衰减旋钮固定在编码器的轴套上，旋转衰减旋钮时，编码器的编码值随之相应变化；第1电流数显表输入为电源单元输出的+5V直流电，输出连接卫星导航信号转发单元的电源输入端；第2电流数显表输入为电源单元输出的+5V直流电，输出连接安全监控信号转发单元的电源输入端；第3电流数显表输入为电源单元输出的+5V直流电，输出连接遥控测量信号转发单元的电源输入端；编码器采用4bit编码器，输出为二进制编码0000～1111共16种状态；第1衰减旋钮与第1编码器输出衰减编码至CPU模块，形成卫星导航信号转发单元第1路信号衰减控制码；第2衰减旋钮与第2编码器输出衰减编码至CPU模块，形成卫星导航信号转发单元第2路信号衰减控制码；第3衰减旋钮与第3编码器输出衰减编码至CPU模块，形成安全监控信号转发单元第1路信号衰减控制码；第4衰减旋钮与第4编码器输出衰减编码至CPU模块，形成安全监控信号信号转发单元第2路信号衰减控制码；第5衰减旋钮与第5编码器输出衰减编码至CPU模块，形成遥控测量信号转发单元输出信号衰减控制码；CPU模块输出卫星导航信号转发单元输出功率数据至第1LED点阵；CPU模块输出安全监控信号转发单元输出功率数据至第2LED点阵；CPU模块输出遥控测量信号转发单元输出功率数据至第3LED点阵；CPU模块输出衰减控制信号1、衰减控制信号2至卫星导航信号转发单元；CPU模块输出衰减控制信号3、衰减控制信号4至安全监控信号转发单元；CPU模块输出衰减控制信号5至遥控测量信号转发单元；电流数显表显示卫星导航信号转发单元供电电流，电流数显表显示安全监控信号转发单元供电电流，电流数显表显示遥控测量信号转发单元供电电流。

进一步的，卫星导航信号转发单元包括第1低噪放、第1隔离匹配电路、第2低噪放、第2隔离匹配电路、腔体双工器、第3隔离匹配电路、第1RF放大器、第4隔离匹配电路、第2RF放大器、第1功率分配器、第1检波器、第5隔离匹配电路、第3RF放大器、第6隔离匹配电路、第4RF放大器、第2功率分配器、第2检波器、第1功率合成器、第1数控衰减器、第5RF放大器、第2数控衰减器、第6RF放大器；其中其中外部来的卫星导航信号经第1低噪放、第1隔离匹配电路、第2低噪放、第2隔离匹配电路放大后，送入腔体双工器进行预选滤波并分两路输出，一路顺次经过第3隔离匹配电路、第1RF放大器、第4隔离匹配电路、第2RF放大器送至第1功率分配器，另一路顺次经过第5隔离匹配电路、第3RF放大器、第6隔离匹配电路、第4RF放大器送至第2功率分配器，第1功率分配器分出两路信号，一路送给第1检波器输出一路检波信号1输出送至显示控制单元，另一路送至功率合成器；第2功率分配器分出两路信号，一路送给第2检波器输出一路检波信号2输出送至显示控制单元，另一路送至功率合成器；功率合成器先将两路信号合成为一路，然后再将合成信号分配为两路信号，一路输出至第1数控衰减器，第1数控衰减器输出至第5RF放大器，第5RF放大器通过30米电缆输出至设备舱上卫星导航接收机1的接口；另一路输出至第2数控衰减器，第2数控衰减器输出至第6RF放大器，第6RF放大器通过至30米电缆输出至设备舱上卫星导航接收机2的接口；其中第1数控衰减器输入控制信号为显示控制单元输出的卫导衰减控制信号1；第2数控衰减器输入控制信号为显示控制单元输出的卫导衰减控制信号2。

进一步的，安全监控信号转发单元包括第3低噪放、第7隔离匹配电路、第4低噪放、第8隔离匹配电路、第1腔体滤波器、第9隔离匹配电路、第7RF放大器、第10隔离匹配电路、第8RF放大器、第3功率分配器、第3检波器、第4功率分配器、第3数控衰减器、第9RF放大器、第4数控衰减器、第10RF放大器；其中，外部来的安全监控信号经第3低噪放、第7隔离匹配电路、第4低噪放、第8隔离匹配电路放大后，送入第1腔体滤波器进行预选滤波后输出，顺次经过第9隔离匹配电路、第7RF放大器、第10隔离匹配电路、第8RF放大器送至第3功率分配器，第3功率分配器分出两路信号，一路送给第3检波器输出一路检波信号3输出送至显示控制单元，另一路送至第4功率分配器；第4功率分配器分出两路信号，一路输出至第3数控衰减器，第3数控衰减器输出至第9RF放大器，第9RF放大器通过30米电缆输出至设备舱上安全监控接收机1的接口；另一路输出至第4数控衰减器，第4数控衰减器输出至第10RF放大器，第10RF放大器通过30米电缆输出至设备舱上安全监控接收机2的接口；其中第3数控衰减器输入控制信号为显示控制单元输出的安全监控衰减控制信号3；第4数控衰减器输入控制信号为显示控制单元输出的安全监控衰减控制信号4。

进一步的，遥控测量信号转发单元包括第2功率合成器、第5数控衰减器、第11RF放大器、第11隔离匹配电路、第12RF放大器、第12隔离匹配电路、第13RF放大器、第6数控衰减器、第13隔离匹配电路、第14RF放大器、第14隔离匹配电路、第2腔体滤波器、第15隔离匹配电路、第15RF放大器、耦合器、第4检波器；其中由设备舱内遥控测量发射机输出的两路遥控测量信号经通过设备舱上接口送至30米电缆，然后通过30米电缆输入遥控测量信号转发单元的第2功率合成器，第2功率合成器将两路输入信号合成为一路信号，然后顺序输出至第5数控衰减器、第11RF放大器、第11隔离匹配电路、第12RF放大器、第12隔离匹配电路、第13RF放大器、第6数控衰减器、第13隔离匹配电路、第14RF放大器、第14隔离匹配电路、第2腔体滤波器、第15隔离匹配电路、第15RF放大器、耦合器后与28.5V直流电汇合成一路信号输出；耦合器耦合出的信号送给第4检波器，第4检波器输出至显示控制单元；第5数控衰减器和第6数控衰减器控制信号为显示控制单元输出的遥测衰减控制信号5。

进一步的，电源单元包括交直流变换模块、第1直流变压模块、第2直流变压模块，其中外部交流220V电压加至交直流变换模块输入端，交直流变换模块输出28.5V直流至第1直流变压模块和第2直流变压模块，第1直流变压模块输出5V直流至显示控制单元、卫星导航信号转发单元、安全监控信号转发单元、遥控测量信号转发单元，第2直流变压模块输出3.3V直流至显示控制单元，电源单元输出的28.5V送至遥控测量信号转发单元，与遥控测量信号转发单元输出的遥控测量放大信号一起通过60米电缆送到外置功放单元。

进一步的，外置功放单元包括第1带通滤波器、第7数控衰减器、第1RF驱动放大器、第16隔离匹配电路、第2RF驱动放大器、第17隔离匹配电路、末级放大器、第5检波器、第2带通滤波器、直流变压模块，其中来自遥控测量信号转发单元输出的RF信号分别经过第1带通滤波器、第7数控衰减器、第1RF驱动放大器、第16隔离匹配电路、第2RF驱动放大器、第17RF隔离匹配电路、末级放大器，末级放大器输出一路经第5检波器反馈控制第7数控衰减器，末级放大器输出另一路至第2带通滤波器，第2带通滤波器输出至天线，来自遥控测量信号转发单元的信号分离出28.5V电送到直流变压模块，转换为外置功放的内部工作电压+28V。

本发明还提供一种使用上述转发装置的信号输入型设备测试方法，包括：

步骤1：将测量激励信号输入转发装置；

步骤2：转发装置对信号调整并输出至设备舱；

步骤3：设备舱信号通过接口送至被测试设备；

步骤4：监测转发信号状态；

步骤5：获得测试结果。

本发明还提供一种使用上述转发装置的信号输出型设备测试方法，包括：

步骤1：被测试设备发射信号至设备舱接口；

步骤2：设备舱信号输出至转发主机设备；

步骤3：转发主机设备将信号输出至外置设备；

步骤4：获得测试结果。

本发明集安全监控、卫导、遥测三种信号的检测设备于一体，体积小、重量轻，方便各种大型设备或舰载设备的信号检测，也可用在工厂、修理厂和应用现场对被测试体的现场实时检测，大大减少人力物力财力；创造性的解决了分立转发设备无法快速测试设备舱内部设备的困难，实现了对设备舱设备便携式随机测试。

附图说明

图1为本发明工作原理示意图；

图2为本发明组成结构图；

图3为本发明立体结构图；

图4为本发明中显示控制单元工作示意图；

图5为本发明中显示控制单元结构框图；

图6为本发明中卫星导航信号转发单元组成结构图；

图7为本发明中安全监控信号转发单元组成结构图；

图8为本发明中遥控测量信号转发单元组成结构图；

图9为本发明中电源单元组成结构图；

图10为本发明中外置功放单元组成结构图。

附图标记说明：1、转发主机设备；2、外置设备；3、设备舱；4、被测试设备；11、显示控制单元；12、卫星导航信号转发单元；13、安全监控信号转发单元；14、遥控测量信号转发单元；15、电源单元；16、60米电缆；17、30米电缆；21、S波段外置功放单元；22、天线；111、CPU模块；112、面板旋钮模块；113、显示模块；1121、第1编码器；1122、第2编码器；1123、第3编码器；1124、第4编码器；1125、第5编码器；1126、第1衰减旋钮；1127、第2衰减旋钮；1128、第3衰减旋钮；1129、第4衰减旋钮；1130、第5衰减旋钮；1131、第1LED点阵；1132、第2LED点阵；1133、第3LED点阵；1134、第1电流数显表；1135、第2电流数显表；1136、第3电流数显表；1201、第1低噪放；1202、第1隔离匹配电路；1203、第2低噪放；1204、第2隔离匹配电路；1205、腔体双工器；1206、第3隔离匹配电路；1207、第1RF放大器；1208、第4隔离匹配电路；1209、第2RF放大器；1210、第1功率分配器；1211、第1检波器；1212、第5隔离匹配电路器；1213、第3RF放大器；1214、第6隔离匹配电路器；1215、第4RF放大器；1216、第2功率分配器；1217、第2检波器；1218、第1功率合成器；1219、第1数控衰减器；1220、第5RF放大器；1221、第2数控衰减器；1222、第6RF放大器；1301、第3低噪放；1302、第7隔离匹配电路器；1303、第4低噪放；1304、第8隔离匹配电路器；1305、第1腔体滤波器；1306、第9隔离匹配电路器；1307、第7RF放大器；1308、第10隔离匹配电路器；1309、第8RF放大器；1310、第3功率分配器；1311、第3检波器；1312、第4功率分配器；1313、第3数控衰减器；1314、第9RF放大器；1315、第4数控衰减器；1316、第10RF放大器；1401、第2功率合成器；1402、第5数控衰减器；1403、第11RF放大器；1404、第11隔离匹配电路器；1405、第12RF放大器；1406、第12隔离匹配电路；1407、第13RF放大器；1408、第6数控衰减器；1409、第13隔离匹配电路；1410、第14RF放大器；1411、第14隔离匹配电路；1412、第2腔体滤波器；1413、第15隔离匹配电路；1414、第15RF放大器；1415、耦合器；1416、第4检波器；1501、交直流变换模块；1502、第1直流变压模块；1503、第2直流变压模块；2101、第1带通滤波器；2102、第7数控衰减器；2103、第1RF驱动放大器；2104、第16隔离匹配电路；2105、第2RF驱动放大器；2106、第17隔离匹配电路；2107、末级放大器；2108、第5检波器；2109、第2带通滤波器。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案以及优势更加明晰，下面结合附图和实施例对本发明的内容进行进一步详细说明。

如图1所示，本发明的主要工作原理是将转发装置放置于测量设备与设备舱之间，测量设备发射端输出的测量输入信号至转发装置，经转发装置调整、放大后输入设备舱内的被测试设备进行接收；被测设备的输出信号通过设备舱至转发装置，转发装置进行放大、调整后输出至测量设备接收端。

如图2所示，在本发明的一个具体实施例中，被测设备包括2部安全监控接收机、2部卫星导航接收机、1部遥控测量发射机。转发装置由转发主机设备1和外置设备2组成，其中转发主机设备1包括：显示控制单元11、卫星导航信号转发单元12、安全监控信号转发单元13、遥控测量信号转发单元14、电源单元15、60米电缆16和30米电缆17组成；外置设备2由外置功放单元21和天线22组成，其中卫星导航信号转发单元12、安全监控信号转发单元13、遥控测量信号转发单元14、电源单元15位于转发主机设备1内部，通过30米电缆17与设备舱连接；外置设备2与转发主机设备1通过60米电缆16连接。

显示控制单元11接收来自卫星导航信号转发单元12、安全监控信号转发单元13、遥控测量信号转发单元14的检波输出信号，经过AD采样后计算并显示上述单元的输出信号功率；显示控制单元11通过转发主机设备1面板上的衰减旋钮控制上述单元放大系数。

卫星导航信号转发单元12通过60米电缆16接收外部的卫星导航信号，并在显示控制单元11的控制下放大输入的卫星导航信号，放大后的信号分两路输出，并通过两路30米电缆17输出至设备舱3内的卫星导航接收机。

安全监控信号转发单元13通过60米电缆16接收外部的安全监控信号，并在显示控制单元11的控制下放大输入的安全监控信号，放大后的信号分两路输出，并通过两路30米电缆17输出至设备舱3内的安全监控接收机。

设备舱3内的遥控测量发射机输出两路遥控测量信号至设备舱3上的接口，经两根30米电缆17输出至遥控测量信号转发单元14，遥控测量信号转发单元14将两路遥控测量信号合成为1路遥控测量信号信号后放大，并通过60米电缆16送至外置功放单元21，外置功放单元21对输入信号功率放大处理后送至天线22，天线22将处理后的信号发射至测量设备。

电源单元15提供其它各单元工作所需要的电压，其输入为交流220V或者直流28V。

如图3所示，转发主机设备1外形为方箱式结构，外壳为工程塑料ABS，尺寸为：长570mm、宽410mm、高285mm，重量40kg，外置功放单元21外形为模块密封结构，外壳为工程塑料ABS，尺寸为：长210mm、宽200mm、高180mm。重量15kg，天线22为立式结构，尺寸为：直径50mm、高286mm。

如图4所示，显示控制单元11包括CPU模块111、面板旋钮模块112、显示模块113，CPU模块111输入为卫星导航信号转发单元12、安全监控信号转发单元13、遥控测量信号转发单元14的检波输出信号，CPU模块111输出衰减控制信号1和衰减控制信号2至卫星导航信号转发单元12、输出衰减控制信号3和衰减控制信号4至安全监控信号转发单元13、输出衰减控制信号5至遥控测量信号转发单元14，CPU模块111输出显示结果至显示模块113，面板旋钮模块112将选择代码输入至CPU模块111，电源单元15提供CPU模块111工作电压。

如图5所示，显示控制单元11中面板旋钮模块112包括第1编码器1121、第2编码器1122、第3编码器1123、第4编码器1124、第5编码器1125、第1衰减旋钮1126、第2衰减旋钮1127、第3衰减旋钮1128、第4衰减旋钮1129、第5衰减旋钮1130；显示模块113包括第1LED点阵1131、第2LED点阵1132、第3LED点阵1133、第1电流数显表1134、第2电流数显表1135、第3电流数显表1136；衰减旋钮固定在编码器的轴套上，旋转衰减旋钮时，编码器的编码值随之相应变化。第1电流数显表1134输入为电源单元15输出的+5V直流电，输出连接卫星导航信号转发单元12的电源输入端；第2电流数显表1135输入为电源单元15输出的+5V直流电，输出连接安全监控信号转发单元13的电源输入端；第3电流数显表1136输入为电源单元15输出的+5V直流电，输出连接遥控测量信号转发单元14的电源输入端；编码器均采用4bit编码器，输出为二进制编码0000～1111共16种状态；第1衰减旋钮1126与第1编码器1121输出衰减编码至CPU模块111，形成卫星导航信号转发单元12第1路信号衰减控制码；第2衰减旋钮1127与第2编码器1122输出衰减编码至CPU模块111，形成卫星导航信号转发单元12第2路信号衰减控制码；第3衰减旋钮1128与第3编码器1123输出衰减编码至CPU模块111，形成安全监控信号转发单元13第1路信号衰减控制码；第4衰减旋钮1129与第4编码器1124输出衰减编码至CPU模块111，形成安全监控信号信号转发单元13第2路信号衰减控制码；第5衰减旋钮1130与第5编码器1125输出衰减编码至CPU模块111，形成遥控测量信号转发单元14输出信号衰减控制码；CPU模块111输出卫星导航信号转发单元12输出功率数据至第1LED点阵1131；CPU模块111输出安全监控信号转发单元13输出功率数据至第2LED点阵1132；CPU模块111输出遥控测量信号转发单元14输出功率数据至第3LED点阵1133；CPU模块111输出衰减控制信号1、衰减控制信号2至卫星导航信号转发单元12；CPU模块111输出衰减控制信号3、衰减控制信号4至安全监控信号转发单元13；CPU模块111输出衰减控制信号5至遥控测量信号转发单元14；电流数显表1134显示卫星导航信号转发单元12供电电流，电流数显表1135显示安全监控信号转发单元13供电电流，电流数显表1136显示遥控测量信号转发单元14供电电流。

在本发明的一个具体实施例中，第1编码器1121、第2编码器1122、第3编码器1123、第4编码器1124、第5编码器1125和第1衰减旋钮1126、第2衰减旋钮1127、第3衰减旋钮1128、第4衰减旋钮1129、第5衰减旋钮1130均采用NDS01J；第1LED点阵1131、第2LED点阵1132、第3LED点阵1133均采用LED-054S；第1电流数显表1134、第2电流数显表1135、第3电流数显表1136均采用BY456A；CPU模块111采用STM32F103VET6。

显示控制单元11外形为插板式结构，固定在转发主机设备1内部底板上，尺寸为：长320mm、宽50mm、高155mm。

如图6所示，卫星导航信号转发单元12包括第1低噪放1201、第1隔离匹配电路1202、第2低噪放1203、第2隔离匹配电路1204、腔体双工器1205、第3隔离匹配电路1206、第1RF放大器1207、第4隔离匹配电路1208、第2RF放大器1209、第1功率分配器1210、第1检波器1211、第5隔离匹配电路1212、第3RF放大器1213、第6隔离匹配电路1214、第4RF放大器1215、第2功率分配器1216、第2检波器1217、第1功率合成器1218、第1数控衰减器1219、第5RF放大器1220、第2数控衰减器1221、第6RF放大器1222。

其中外部来的卫星导航信号经第1低噪放1201、第1隔离匹配电路1202、第2低噪放1203、第2隔离匹配电路1204放大后，送入腔体双工器1205进行预选滤波并分两路输出，一路顺次经过第3隔离匹配电路1206、第1RF放大器1207、第4隔离匹配电路1208、第2RF放大器1209送至第1功率分配器1210，另一路顺次经过第5隔离匹配电路1212、第3RF放大器1213、第6隔离匹配电路1214、第4RF放大器1215送至第2功率分配器1216，第1功率分配器1210分出两路信号，一路送给第1检波器1211输出一路检波信号1输出送至显示控制单元11，另一路送至功率合成器1218；第2功率分配器1216分出两路信号，一路送给第2检波器1217输出一路检波信号2输出送至显示控制单元11，另一路送至功率合成器1218；功率合成器1218先将两路信号合成为一路，然后再将合成信号分配为两路信号，一路输出至第1数控衰减器1219，第1数控衰减器1219输出至第5RF放大器1220，第5RF放大器1220通过30米电缆17输出至设备舱上卫星导航接收机1的接口；另一路输出至第2数控衰减器1221，第2数控衰减器1221输出至第6RF放大器1222，第6RF放大器1222通过至30米电缆17输出至设备舱上卫星导航接收机2的接口；其中第1数控衰减器1219输入控制信号为显示控制单元11输出的卫导衰减控制信号1；第2数控衰减器1221输入控制信号为显示控制单元11输出的卫导衰减控制信号2。

在本发明的一个具体实施例中，第1低噪放1201采用BLB03，第2低噪放1203采用BL011，使用上述超低噪声放大器使噪声系数仅为0.38dB；第1隔离匹配电路1202、第2隔离匹配电路1204、第3隔离匹配电路1206、第4隔离匹配电路1208、第5隔离匹配电路1212、第6隔离匹配电路1214均采用PAT1220-C-3DB-T；腔体双工器1205采用DUP-1260-1620，使得带内平坦度高，实测带内平坦度＜±0.1dB，同时带外抑制高，实测带外抑制＞70dB；第1RF放大器1207、第2RF放大器1209、第3RF放大器1213、第4RF放大器1215、第5RF放大器1220、第6RF放大器1222均采用BL011；第1功率分配器1210、第2功率分配器1216、第1功率合成器1218均采用BP2P1+；第1检波器1211、第2检波器1217均采用AD8313；第1数控衰减器1219、第2数控衰减器1221均采用HMC307。

卫星导航信号转发单元12外形为长方形结构，固定在转发主机设备1内部底板上，尺寸为：长420mm、宽85mm、高285mm。

如图7所示，安全监控信号转发单元13包括第3低噪放1301、第7隔离匹配电路1302、第4低噪放1303、第8隔离匹配电路1304、第1腔体滤波器1305、第9隔离匹配电路1306、第7RF放大器1307、第10隔离匹配电路1308、第8RF放大器1309、第3功率分配器1310、第3检波器1311、第4功率分配器1312、第3数控衰减器1313、第9RF放大器1314、第4数控衰减器1315、第10RF放大器1316。

其中，外部来的安全监控信号经第3低噪放1301、第7隔离匹配电路1302、第4低噪放1303、第8隔离匹配电路1304放大后，送入第1腔体滤波器1205进行预选滤波后输出，顺次经过第9隔离匹配电路1306、第7RF放大器1307、第10隔离匹配电路1308、第8RF放大器1309送至第3功率分配器1310，第3功率分配器1310分出两路信号，一路送给第3检波器1311输出一路检波信号3输出送至显示控制单元11，另一路送至第4功率分配器1312；第4功率分配器1312分出两路信号，一路输出至第3数控衰减器1313，第3数控衰减器1313输出至第9RF放大器1314，第9RF放大器1314通过30米电缆17输出至设备舱上安全监控接收机1的接口；另一路输出至第4数控衰减器1315，第4数控衰减器1315输出至第10RF放大器1316，第10RF放大器1316通过30米电缆17输出至设备舱上安全监控接收机2的接口；其中第3数控衰减器1313输入控制信号为显示控制单元11输出的安全监控衰减控制信号3；第4数控衰减器1315输入控制信号为显示控制单元11输出的安全监控衰减控制信号4。

在本发明的一个具体实施例中，第3低噪放1301采用BLB03，第4低噪放1303采用BL011，使用上述超低噪声放大器使噪声系数仅为0.38dB；第7隔离匹配电路1302、第8隔离匹配电路1304、第9隔离匹配电路1306、第10隔离匹配电路1308均采用PAT1220-C-3DB-T；第1腔体滤波器1305采用LBPF-1753-1778，带内平坦度高，实测带内平坦度＜±0.1dB，同时带外抑制高，实测带外抑制＞70dB；第7RF放大器1307、第8RF放大器1309、第9RF放大器1314、第10RF放大器1316均采用BL011；第3功率分配器1310、第4功率分配器1312均采用BP2P1+；第3检波器1311采用AD8313；第3数控衰减器1313、第4数控衰减器1315均采用HMC307。

安全监控信号转发单元13外形为长方形结构，固定在转发主机设备1内部底板上，尺寸为：长320mm、宽80mm、高280mm。

如图8所示，遥控测量信号转发单元14包括第2功率合成器1401、第5数控衰减器1402、第11RF放大器1403、第11隔离匹配电路1404、第12RF放大器1405、第12隔离匹配电路1406、第13RF放大器1407、第6数控衰减器1408、第13隔离匹配电路1409、第14RF放大器1410、第14隔离匹配电路1411、第2腔体滤波器1412、第15隔离匹配电路1413、第15RF放大器1414、耦合器1415、第4检波器1416。

其中由设备舱3内遥控测量发射机输出的两路遥控测量信号经通过设备舱上接口送至30米电缆17，然后通过30米电缆17输入遥控测量信号转发单元14的第2功率合成器1401，第2功率合成器1401将两路输入信号合成为一路信号，然后顺序输出至第5数控衰减器1402、第11RF放大器1403、第11隔离匹配电路1404、第12RF放大器1405、第12隔离匹配电路1406、第13RF放大器1407、第6数控衰减器1408、第13隔离匹配电路1409、第14RF放大器1410、第14隔离匹配电路1411、第2腔体滤波器1412、第15隔离匹配电路1413、第15RF放大器1414、耦合器1415后与28.5V直流电汇合成一路信号输出；耦合器1415耦合出的信号送给第4检波器1416，第4检波器1416输出至显示控制单元11；第5数控衰减器1402和第6数控衰减器1408控制信号为显示控制单元11输出的遥测衰减控制信号5。

在本发明的一个具体实施例中，第2功率合成器1401采用BP2P1+；第5数控衰减器1402、第6数控衰减器1408均采用HMC307；第11RF放大器1403、第12RF放大器1405、第13RF放大器1407、第14RF放大器1410均采用BL011；第15RF放大器1414采用TQP7M9102；第11隔离匹配电路1404、第12隔离匹配电路1406、第13隔离匹配电路1409、第14隔离匹配电路1411、第15隔离匹配电路1413均采用PAT1220-C-3DB-T；第2腔体滤波器1412采用SBPF-2200-2300-1，带内平坦度高，实测带内平坦度＜±0.1dB，同时带外抑制高，实测带外抑制＞70dB；第4检波器1416采用AD8313，实现大范围AGC控制，控制两级大动态数控衰减器，实测衰减范围0～62dB。

遥控测量信号转发单元14将输入的遥控测量信号进行功率放大后送给功放单元，经过功放单元功率放大后，大功率经过天线辐射给测量设备。

遥控测量信号转发单元14外形为箱式结构，固定在转发主机设备1内部底板上，尺寸为：长320mm、宽85mm、高280mm。

如图9所示，电源单元15包括交直流变换模块1501、第1直流变压模块1502、第2直流变压模块1503，其中外部交流220V电压加至交直流变换模块1501输入端，交直流变换模块1501输出28.5V直流至第1直流变压模块1502和第2直流变压模块1503，第1直流变压模块1502输出5V直流至显示控制单元11、卫星导航信号转发单元12、安全监控信号转发单元13、遥控测量信号转发单元14，第2直流变压模块1503输出3.3V直流至显示控制单元11，电源单元15输出的28.5V送至遥控测量单元14，与遥控测量单元14输出的遥控测量放大信号一起通过60米电缆16送到外置功放单元21。

当交流220V没有输入时，可以将外部输入的直流28.5V电压通过电源接口输至第1直流变压模块1502和第2直流变压模块1503产生工作电压。

在本发明的一个具体实施例中，交直流变换模块1501采用NTA100-220S28-N、第1直流变压模块1502选用HZD30D-24S05、第2直流变压模块1503选用LM1117-3.3。

电源单元15外形为长方形结构，固定在转发主机设备1内部底板上，尺寸为：长220mm、宽100mm、高180mm。

如图10所示，外置功放单元21包括第1带通滤波器2101、第7数控衰减器2102、第1RF驱动放大器2103、第16隔离匹配电路2104、第2RF驱动放大器2105、第17隔离匹配电路2106、末级放大器2107、第5检波器2108、第2带通滤波器2109、直流变压模块2110，其中来自遥控测量信号转发单元输出的RF信号分别经过第1带通滤波器2101、第7数控衰减器2102、第1RF驱动放大器2103、第16隔离匹配电路2104、第2RF驱动放大器2105、第17RF隔离匹配电路2106、末级放大器2017，末级放大器2017输出一路经第5检波器2108反馈控制第7数控衰减器2102，末级放大器2017输出另一路至第2带通滤波器2109，第2带通滤波器2109输出至天线，来自遥控测量信号转发单元14的信号分离出28.5V电送到直流变压模块2110，转换为外置功放21的内部工作电压+28V。

在本发明的一个具体实施例中，第1带通滤波器2101、第2带通滤波器2109均采用SBPF-2200-2300-2；第7数控衰减器2102采用HMC307；第1RF驱动放大器2103、第2RF驱动放大器2105均采用NPTB00004A；第16隔离匹配电路2104、、第17隔离匹配电路2106均采用PAT1220-C-3DB-T；末级放大器2107采用NPTB00025；第5检波器2108采用AD8561，具有10dB大动态范围的功率放大功能，实测衰减范围0～31dB；直流变压模块2110采用LM2676。

外置功放单元21完成输入遥控测量信号的功率放大。

外置功放单元21外形为箱式结构，尺寸为：长210mm、宽200mm、高180mm。

天线22为采用直立天线，工作在S波段，增益2dB，尺寸为：直径50mm、高286mm。

本发明还包括一种使用上述转发装置的信号输入型设备测试方法，信号输入型设备如卫星导航接收机或者安全监控接收机，即提供转发的输入激励信号，完成被测设备参数的测试验证。具体步骤如下：

步骤1：将测量激励信号输入转发装置

即在显示控制单元11控制下，通过60米电缆16，将外部卫星导航信号接入转发装置的卫星导航信号转发单元12，放大输入的卫星导航信号，显示控制单元11的显示模块113显示卫星导航信号转发单元12输出信号功率和静态电流；在显示控制单元11控制下，通过60米电缆16，将外部安全监控信号接入转发装置的安全监控信号转发单元13，放大输入的安全监控信号，显示控制单元11的显示模块113显示安全监控信号转发单元13输出信号功率和静态电流。

步骤2：转发装置对信号调整并输出至设备舱

即卫星导航信号转发单元12将卫星导航信号经低噪放大、隔离匹配放大后，送至超低波纹系数的腔体双工器1205进行预选、滤波；分两路输出功率变化非常平坦的信号分别送至RF放大器；经过第1RF放大器和第2RF放大器和第1功率分配器一路送给第1检波器1211输出送至显示控制单元11，另一路送至第1功率合成器1218；经过第3RF放大器和第4RF放大器和第2功率分配器一路送给第2检波器1211输出送至显示控制单元11，另一路送至第1功率合成器1218；第1功率合成器1218先将两路信号合成为一路，然后再将合成信号分配为两路符合测试指标的信号输出；安全监控信号转发单元13将安全监控信号经低噪放大、隔离匹配放大后，送至低波纹系数的第1腔体滤波器1305进行预选、滤波；将第3功率分配器1310分两路输出功率变化平坦的安全监控信号，一路送给第3检波器1311输出一路检波信号至显示控制单元11；另一路送至第4功率分配器1312，第4功率分配器1312输出两路信号，分别在第3数控衰减器1313和第4数控衰减器1315控制下输出符合测试指标的信号。

步骤3：设备舱信号通过接口送至被测试设备

即设备舱通过接口连接待测试设备，该接口可以为有线接口也可以为无线接口；当为有线接口时，被测设备直接连接位于设备舱内壁上的接口，接口与30米电缆17电连接；当为无线接口时，设备舱内部可以为耦合天线，耦合天线位于设备舱内壁，耦合天线接口与30米电缆17电连接，被测试设备通过无线方式接收耦合天线辐射的放大信号。

步骤4：监测转发信号状态

即显示控制单元11通过接收来自卫星导航信号转发单元12第1检波器1211输出的一路检波信号1，在第1数控衰减器1219和第2数控衰减器1221控制信号的共同作用下，获得转发卫星导航信号的功率幅度和静态电流，结果采用LED点阵方式显示，供测试人员分析使用，显示精度分别为0.1dB，0.1uA；显示控制单元11通过接收来自安全监控信号转发单元13第3检波器1311输出的一路检波信号3，在第3数控衰减器1313和第3数控衰减器1315控制信号作用下，获得转发安全监控信号的功率幅度和静态电流，结果采用LED点阵方式显示，供测试人员分析使用，显示精度分别0.1dB，0.1uA。

步骤5：获得测试结果

即显示控制单元11通过接收来自卫星导航信号转发单元12检波器和或安全监控信号转发单元13的检波信号，在数控衰减器作用下，得到转发主机设备1中卫星导航信号转发单元12检波器和或安全监控信号转发单元13的功率幅度和静态电流，结果采用LED点阵方式显示，供测试人员分析使用，显示精度0.1dB，0.1uA；同时，外部检测设备与设备舱设备对比获得测试结果。

本发明还包括一种使用上述转发装置的信号输出型设备测试方法，信号输出型设备为遥控测量发射机或者其它类型发射机，即将设备发射的信号进行提取转发至外部检测设备，完成被测设备信号的测试检验。具体步骤如下：

步骤1：被测试设备发射信号至设备舱接口

即设备舱内的被测设备辐射信号通过有线或无线接口输出至设备舱舱壁接口；当通过后有线方式输出时，接口与被测设备电连接；当通过无线方式输出时，被测设备辐射信号至设备舱内壁的耦合天线，耦合天线与30米电缆17电连接。

步骤2：设备舱信号输出至转发主机设备

设备舱内的被测设备发射信号通过两路30米电缆17送至转发主机设备1的遥控测量信号转发单元14的第2功率合成器1401，第2功率合成器1401将两路输入信号合成为一路信号，然后顺序输入输出至第5数控衰减器1402、匹配电路和低波纹系数的带通腔体滤波器1412后，经过第15RF放大器1414、耦合器1415后与28.5V直流电汇合成一路输出，输出功率不小于18dBm；耦合器1415耦合出的信号送给检波器1416，检波器1416输出至显示控制单元11。

步骤3：转发主机设备将信号输出至外置设备

即转发主机设备1通过60米电缆16将放大后的信号与28.5V直流电送至外置功放单元21；外置功放单元21对输入信号整合、功率放大处理后经天线22发射，发射功率不小于8W。外部检测设备。

步骤4：获得测试结果

即显示控制单元11通过接收来自遥控测量信号转发单元14检波器的检波信号，在第5数控衰减器1402和第6数控衰减器1408共同作用下，得到转发主机设备1中遥控测量信号转发单元14的功率幅度和静态电流，结果采用LED点阵方式显示，供测试人员分析使用，显示精度0.1dB，0.1uA；外部检测设备接收天线22发射信号并获得测试结果。

方法具体实施例1:

一种屏蔽暗室内飞机机载设备测试方法，设备为信号输入型设备，外部卫星导航信号和安全监控信号通过60米射频电缆16输送至转发主机设备1，转发主机设备1中卫星导航信号转发单元12和安全监控信号转发单元13分别对信号调整、放大、滤波变化后分别经两路30米射频线缆与屏蔽暗室墙壁的外接耦合天线连接，向屏蔽暗室内的飞机机载设备辐射转发信号，机载设备通过无线接口接收转发信号，检测机载设备参数是否正常。

具体实施例2：

一种屏蔽暗室内星载设备测试方法，设备为信号输出型设备。屏蔽暗室内放置的星载遥控测量发射机通过无线接口向外辐射信号，辐射信号被屏蔽暗室墙壁的外接耦合天线接收后，经两路30米射频线缆17与转发主机设备1的遥控测量信号转发单元14连接，遥控测量信号转发单元14对信号调整、放大、滤波后，在数控衰减器的控制下输出不小于18dBm遥测控制信号，并将该信号通过60米电缆馈送至外置功放21，经整合放大至功率不小于8W后，由天线22发射，检测设备接收后，完成对暗室内星载遥测设备的检测。

本发明通过集成设备舱卫星导航设备、安全监控设备和遥测设备三个频段的转发和线性放大、检测功能，实现了对设备舱设备便携式随机测试，解决了分立转发设备无法快速测试设备舱内部设备的困难；在卫星导航信号转发单元通过设计超低波纹系数，即小于±0.2dB的滤波器实现了对北斗系统信号稳定性控制，解决了设备舱卫导设备高平坦信号要求高的难题；通过开发自动增益控制和小尺寸的S波段外置功放技术，实现了对遥测转发信号的线性调整，满足不同级别信号测量需求；通过引入数字检测技术，实现了对转发信号实时检测和控制，满足了维修控制人员的监测需求，解决传统分立转发设备尺寸大无法实时监测的困难。

Claims (10)

1.一种用于设备舱内部设备测试的转发装置，其特征在于：所述转发装置由转发主机设备(1)和外置设备(2)组成，其中转发主机设备(1)包括显示控制单元(11)、卫星导航信号转发单元(12)、安全监控信号转发单元(13)、遥控测量信号转发单元(14)、电源单元(15)、60米电缆(16)和30米电缆(17)；外置设备(2)包括外置功放单元(21)和天线(22)组成；其中显示控制单元(11)、卫星导航信号转发单元(12)、安全监控信号转发单元(13)、遥控测量信号转发单元(14)、电源单元(15)位于转发主机设备(1)内部；显示控制单元(11)控制卫星导航信号转发单元(12)、安全监控信号转发单元(13)和遥控测量信号转发单元(14)输出功率；电源单元(15)提供其它单元工作电压；转发主机设备(1)通过30米电缆(17)与设备舱连接；外置设备(2)与转发主机设备(1)通过60米电缆(16)连接。

2.如权利要求1所述的一种用于设备舱内部设备测试的转发装置，其特征在于：显示控制单元(11)接收来自卫星导航信号转发单元(12)、安全监控信号转发单元(13)、遥控测量信号转发单元(14)的检波输出信号，经过AD采样后计算并显示上述单元的输出信号功率；显示控制单元(11)通过转发主机设备(1)面板上的衰减旋钮控制上述单元放大系数；卫星导航信号转发单元(12)通过60米电缆(16)接收外部的卫星导航信号，并在显示控制单元(11)的控制下放大输入的卫星导航信号，放大后的信号分两路输出，并通过两路30米电缆(17)输出至设备舱(3)内的卫星导航接收机；安全监控信号转发单元(13)通过60米电缆(16)接收外部的安全监控信号，并在显示控制单元(11)的控制下放大输入的安全监控信号，放大后的信号分两路输出，并通过两路30米电缆(17)输出至设备舱(3)内的安全监控接收机；设备舱(3)内的遥控测量发射机输出两路遥控测量信号至设备舱(3)上的接口，经两根30米电缆(17)输出至遥控测量信号转发单元(14)，遥控测量信号转发单元(14)将两路遥控测量信号合成为1路遥控测量信号信号后放大，并通过60米电缆(16)送至外置功放单元(21)，外置功放单元(21)对输入信号功率放大处理后送至天线(22)，天线(22)将处理后的信号发射至测量设备；电源单元(15)输入为交流220V或者直流28V。

3.如权利要求2所述的一种用于设备舱内部设备测试的转发装置，其特征在于：显示控制单元(11)包括CPU模块(111)、面板旋钮模块(112)、显示模块(113)，CPU模块(111)输入为卫星导航信号转发单元(12)、安全监控信号转发单元(13)、遥控测量信号转发单元(14)的检波输出信号，CPU模块(111)输出衰减控制信号1和衰减控制信号2至卫星导航信号转发单元(12)、输出衰减控制信号3和衰减控制信号4至安全监控信号转发单元(13)、输出衰减控制信号5至遥控测量信号转发单元(14)，CPU模块(111)输出显示结果至显示模块(113)，面板旋钮模块(112)将选择代码输入至CPU模块(111)，电源单元(15)提供CPU模块(111)工作电压；显示控制单元(11)中面板旋钮模块(112)包括第1编码器(1121)、第2编码器(1122)、第3编码器(1123)、第4编码器(1124)、第5编码器(1125)、第1衰减旋钮(1126)、第2衰减旋钮(1127)、第3衰减旋钮(1128)、第4衰减旋钮(1129)、第5衰减旋钮(1130)；显示模块(113)包括第1LED点阵(1131)、第2LED点阵(1132)、第3LED点阵(1133)、第1电流数显表(1134)、第2电流数显表(1135)、第3电流数显表(1136)；衰减旋钮固定在编码器的轴套上，旋转衰减旋钮时，编码器的编码值随之相应变化；第1电流数显表(1134)输入为电源单元(15)输出的+5V直流电，输出连接卫星导航信号转发单元(12)的电源输入端；第2电流数显表(1135)输入为电源单元(15)输出的+5V直流电，输出连接安全监控信号转发单元(13)的电源输入端；第3电流数显表(1136)输入为电源单元(15)输出的+5V直流电，输出连接遥控测量信号转发单元(14)的电源输入端；编码器采用4bit编码器，输出为二进制编码0000～1111共16种状态；第1衰减旋钮(1126)与第1编码器(1121)输出衰减编码至CPU模块(111)，形成卫星导航信号转发单元(12)第1路信号衰减控制码；第2衰减旋钮(1127)与第2编码器(1122)输出衰减编码至CPU模块(111)，形成卫星导航信号转发单元(12)第2路信号衰减控制码；第3衰减旋钮(1128)与第3编码器(1123)输出衰减编码至CPU模块(111)，形成安全监控信号转发单元(13)第1路信号衰减控制码；第4衰减旋钮(1129)与第4编码器(1124)输出衰减编码至CPU模块(111)，形成安全监控信号信号转发单元(13)第2路信号衰减控制码；第5衰减旋钮(1130)与第5编码器(1125)输出衰减编码至CPU模块(111)，形成遥控测量信号转发单元(14)输出信号衰减控制码；CPU模块(111)输出卫星导航信号转发单元(12)输出功率数据至第1LED点阵(1131)；CPU模块(111)输出安全监控信号转发单元(13)输出功率数据至第2LED点阵(1132)；CPU模块(111)输出遥控测量信号转发单元(14)输出功率数据至第3LED点阵(1133)；CPU模块(111)输出衰减控制信号1、衰减控制信号2至卫星导航信号转发单元(12)；CPU模块(111)输出衰减控制信号3、衰减控制信号4至安全监控信号转发单元(13)；CPU模块(111)输出衰减控制信号5至遥控测量信号转发单元(14)；电流数显表(1134)显示卫星导航信号转发单元(12)供电电流，电流数显表(1135)显示安全监控信号转发单元(13)供电电流，电流数显表(1136)显示遥控测量信号转发单元(14)供电电流。

4.如权利要求2所述的一种用于设备舱内部设备测试的转发装置，其特征在于：卫星导航信号转发单元(12)包括第1低噪放(1201)、第1隔离匹配电路(1202)、第2低噪放(1203)、第2隔离匹配电路(1204)、腔体双工器(1205)、第3隔离匹配电路(1206)、第1RF放大器(1207)、第4隔离匹配电路(1208)、第2RF放大器(1209)、第1功率分配器(1210)、第1检波器(1211)、第5隔离匹配电路(1212)、第3RF放大器(1213)、第6隔离匹配电路(1214)、第4RF放大器(1215)、第2功率分配器(1216)、第2检波器(1217)、第1功率合成器(1218)、第1数控衰减器(1219)、第5RF放大器(1220)、第2数控衰减器(1221)、第6RF放大器(1222)；其中其中外部来的卫星导航信号经第1低噪放(1201)、第1隔离匹配电路(1202)、第2低噪放(1203)、第2隔离匹配电路(1204)放大后，送入腔体双工器(1205)进行预选滤波并分两路输出，一路顺次经过第3隔离匹配电路(1206)、第1RF放大器(1207)、第4隔离匹配电路(1208)、第2RF放大器(1209)送至第1功率分配器(1210)，另一路顺次经过第5隔离匹配电路(1212)、第3RF放大器(1213)、第6隔离匹配电路(1214)、第4RF放大器(1215)送至第2功率分配器(1216)，第1功率分配器(1210)分出两路信号，一路送给第1检波器(1211)输出一路检波信号1输出送至显示控制单元(11)，另一路送至功率合成器(1218)；第2功率分配器(1216)分出两路信号，一路送给第2检波器(1217)输出一路检波信号2输出送至显示控制单元(11)，另一路送至功率合成器(1218)；功率合成器(1218)先将两路信号合成为一路，然后再将合成信号分配为两路信号，一路输出至第1数控衰减器(1219)，第1数控衰减器(1219)输出至第5RF放大器(1220)，第5RF放大器(1220)通过30米电缆(17)输出至设备舱上卫星导航接收机(1)的接口；另一路输出至第2数控衰减器(1221)，第2数控衰减器(1221)输出至第6RF放大器(1222)，第6RF放大器(1222)通过至30米电缆(17)输出至设备舱上卫星导航接收机2的接口；其中第1数控衰减器(1219)输入控制信号为显示控制单元(11)输出的卫导衰减控制信号1；第2数控衰减器(1221)输入控制信号为显示控制单元(11)输出的卫导衰减控制信号2。

5.如权利要求2所述的一种用于设备舱内部设备测试的转发装置，其特征在于：安全监控信号转发单元(13)包括第3低噪放(1301)、第7隔离匹配电路(1302)、第4低噪放(1303)、第8隔离匹配电路(1304)、第1腔体滤波器(1305)、第9隔离匹配电路(1306)、第7RF放大器(1307)、第10隔离匹配电路(1308)、第8RF放大器(1309)、第3功率分配器(1310)、第3检波器(1311)、第4功率分配器(1312)、第3数控衰减器(1313)、第9RF放大器(1314)、第4数控衰减器(1315)、第10RF放大器(1316)；其中，外部来的安全监控信号经第3低噪放(1301)、第7隔离匹配电路(1302)、第4低噪放(1303)、第8隔离匹配电路(1304)放大后，送入第1腔体滤波器(1205)进行预选滤波后输出，顺次经过第9隔离匹配电路(1306)、第7RF放大器(1307)、第10隔离匹配电路(1308)、第8RF放大器(1309)送至第3功率分配器(1310)，第3功率分配器(1310)分出两路信号，一路送给第3检波器(1311)输出一路检波信号3输出送至显示控制单元(11)，另一路送至第4功率分配器(1312)；第4功率分配器(1312)分出两路信号，一路输出至第3数控衰减器(1313)，第3数控衰减器(1313)输出至第9RF放大器(1314)，第9RF放大器(1314)通过30米电缆(17)输出至设备舱上安全监控接收机1的接口；另一路输出至第4数控衰减器(1315)，第4数控衰减器(1315)输出至第10RF放大器(1316)，第10RF放大器(1316)通过30米电缆(17)输出至设备舱上安全监控接收机2的接口；其中第3数控衰减器(1313)输入控制信号为显示控制单元(11)输出的安全监控衰减控制信号3；第4数控衰减器(1315)输入控制信号为显示控制单元(11)输出的安全监控衰减控制信号4。

6.如权利要求2所述的一种用于设备舱内部设备测试的转发装置，其特征在于：遥控测量信号转发单元(14)包括第2功率合成器(1401)、第5数控衰减器(1402)、第11RF放大器(1403)、第11隔离匹配电路(1404)、第12RF放大器(1405)、第12隔离匹配电路(1406)、第13RF放大器(1407)、第6数控衰减器(1408)、第13隔离匹配电路(1409)、第14RF放大器(1410)、第14隔离匹配电路(1411)、第2腔体滤波器(1412)、第15隔离匹配电路(1413)、第15RF放大器(1414)、耦合器(1415)、第4检波器(1416)；其中由设备舱3内遥控测量发射机输出的两路遥控测量信号经通过设备舱上接口送至30米电缆(17)，然后通过30米电缆(17)输入遥控测量信号转发单元(14)的第2功率合成器(1401)，第2功率合成器(1401)将两路输入信号合成为一路信号，然后顺序输出至第5数控衰减器(1402)、第11RF放大器(1403)、第11隔离匹配电路(1404)、第12RF放大器(1405)、第12隔离匹配电路(1406)、第13RF放大器(1407)、第6数控衰减器(1408)、第13隔离匹配电路(1409)、第14RF放大器(1410)、第14隔离匹配电路(1411)、第2腔体滤波器(1412)、第15隔离匹配电路(1413)、第15RF放大器(1414)、耦合器(1415)后与28.5V直流电汇合成一路信号输出；耦合器(1415)耦合出的信号送给第4检波器(1416)，第4检波器(1416)输出至显示控制单元(11)；第5数控衰减器(1402)和第6数控衰减器(1408)控制信号为显示控制单元(11)输出的遥测衰减控制信号5。

7.如权利要求2所述的一种用于设备舱内部设备测试的转发装置，其特征在于：电源单元(15包括交直流变换模块(1501)、第1直流变压模块(1502)、第2直流变压模块(1503)，其中外部交流220V电压加至交直流变换模块(1501)输入端，交直流变换模块(1501)输出28.5V直流至第1直流变压模块(1502)和第2直流变压模块(1503)，第1直流变压模块(1502)输出5V直流至显示控制单元(11)、卫星导航信号转发单元(12)、安全监控信号转发单元(13)、遥控测量信号转发单元(14)，第2直流变压模块(1503)输出3.3V直流至显示控制单元(11)，电源单元(15)输出的28.5V送至遥控测量信号转发单元(14)，与遥控测量信号转发单元(14)输出的遥控测量放大信号一起通过60米电缆(16)送到外置功放单元(21)。

8.如权利要求2所述的一种用于设备舱内部设备测试的转发装置，其特征在于：外置功放单元(21)包括第1带通滤波器(2101)、第7数控衰减器(2102)、第1RF驱动放大器(210)、第16隔离匹配电路(2104)、第2RF驱动放大器(2105)、第17隔离匹配电路(2106)、末级放大器(2107)、第5检波器(2108)、第2带通滤波器(2109)、直流变压模块(2110)，其中来自遥控测量信号转发单元(14)输出的RF信号分别经过第1带通滤波器(2101)、第7数控衰减器(2102)、第1RF驱动放大器(2103)、第16隔离匹配电路(2104)、第2RF驱动放大器(2105)、第17RF隔离匹配电路(2106)、末级放大器(2017)，末级放大器(2017)输出一路经第5检波器(2108)反馈控制第7数控衰减器(2102)，末级放大器(2017)输出另一路至第2带通滤波器(2109)，第2带通滤波器(2109)输出至天线，来自遥控测量信号转发单元(14)的信号分离出28.5V电送到直流变压模块(2110)，转换为外置功放(21)的内部工作电压+28V。

9.一种使用上述转发装置的信号输入型设备测试方法，包括：

步骤1：将测量激励信号输入转发装置；

步骤2：转发装置对信号调整并输出至设备舱；

步骤3：设备舱信号通过接口送至被测试设备；

步骤4：监测转发信号状态；

步骤5：获得测试结果。

10.一种使用上述转发装置的信号输出型设备测试方法，包括：

步骤1：被测试设备发射信号至设备舱接口；

步骤2：设备舱信号输出至转发主机设备；

步骤3：转发主机设备将信号输出至外置设备；

步骤4：获得测试结果。

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