CN113994636A

CN113994636A - 电子模块组以及用于从该组模块构建飞行器飞行控制单元的方法

Info

Publication number: CN113994636A
Application number: CN202080043772.7A
Authority: CN
Inventors: E·拉乌尔; J-B·勒布伦; J-C·里安德; K·阿欧池彻
Original assignee: Safran Electronics and Defense SAS
Current assignee: Safran Electronics and Defense SAS
Priority date: 2019-06-14
Filing date: 2020-06-12
Publication date: 2022-01-28
Anticipated expiration: 2040-06-12
Also published as: FR3097402B1; EP3984173A1; FR3097402A1; WO2020249806A1; US20220411104A1; CN113994636B

Abstract

公开了用于制造用于具有不同规范的飞行器的电子控制单元(10)组，包括不同类型的电子模块，包括：航空电子平台模块(100)，至少包括相互隔离的电子监测电路和电子控制电路；用于保护航空电子平台模块(100)的第一保护模块(400)；第一扩展连接模块(200)；用于保护扩展连接模块(2)的第二保护模块(500)；每一类型的各模块彼此相同。

Description

电子模块组以及用于从该组模块构建飞行器飞行控制单元的方法

本发明涉及航空领域，且更具体地涉及包括直升机在内的飞行器机载电子装备的基本架构。

背景技术

这些电子电路被用于组成连接到飞行控制装置、发动机和传感器的电子控制单元，并且它们执行操作和驾驶飞行器所需的计算。

每一飞行器都装有电子控制单元，该电子控制单元针对飞行器要在其中操作的条件和飞行器的预期性能(民用或军用飞行、私人或商业用途、载客或载货，……)来适配。飞行器的飞行条件和性能由该飞行器的规范来限定，并且控制单元被专门地设计和制造来满足这些规范。

因此，电子控制单元的制造商需要提出一般因不同类型的飞行器而异的飞行控制单元。这导致了设计、制造、认证和存储方面的成本。

发明目的

本发明的一个特定目的是提出使得能够简化飞行器的电子飞行控制单元的构造的手段。

发明内容

为此，根据本发明，提供了一种用于构造具有不同规范的飞行器飞行控制单元的套件，该套件包括不同类型的电子模块，每一类型的模块彼此相同，并且包括：

航空电子平台模块，至少包括相互隔离的电子监测电路和电子控制电路；

用于保护航空电子平台模块的第一保护模块；

第一扩展连接模块；以及

用于保护扩展连接模块的第二保护模块。

因此，通过从套件中选择用于连接在一起的航空电子平台模块或多个模块，可以制造适用于多种类型的飞行器的电子单元。由于航空电子平台模块对于所有控制单元而言是公共的，因此有可能实现规模经济。同样，通过选择和组装必要的模块以满足飞行器的规范，可以使控制单元与所需规范非常接近地匹配。

本发明还提供了一种构造满足预定技术规范的飞行器飞行控制单元的方法，该方法包括以下步骤：

因变于预定技术规范选择制作所述控制单元所需的电子模块，所述控制单元包括至少一个航空电子平台模块；以及

将所选模块连接在一起以制作所述控制单元。

例如，可为以下四种不同类型的飞行器制作电子控制单元：

对于仅在目视飞行规则(VFR)条件下飞行的轻型飞行器，仅包括一个航空电子平台模块的电子控制单元；

对于在全天候条件下飞行的轻型或中型飞行器，包括连接至第一保护模块的两个航空电子平台模块的电子控制单元；

对于在全天候条件下飞行的中型运输飞行器，包括连接至第一雷击保护模块的两个航空电子平台模块以及两个扩展连接模块的电子控制单元，每一扩展连接模块连接至第一保护模块和第二保护模块；以及

对于在全天候条件下飞行的重型运输飞行器，包括连接到第一保护模块的两对航空电子平台模块以及两对扩展连接模块的电子控制单元，每一扩展连接模块连接到第一保护模块之一和第二保护模块，其中一对航空电子平台模块中的每一航空电子平台模块连接到另一对航空电子平台模块中的一个航空电子平台模块，并且其中一对扩展连接模块中的每一扩展连接模块连接到另一对扩展连接模块中的一个扩展连接模块。

在阅读了以下对本发明的特定且非限制性实现的描述之后，本发明的其他特征及优点将变得显而易见。

附图说明

参考附图，在附图中：

图1是装有控制单元的飞行器的图解表示；

图2是本发明的套件的各种不同电子模块的图解表示；

图3是用于构成本发明的套件的控制单元的各种不同模块组装件的图解表示；

图4是可使用本发明的同一套件制作的各种不同控制单元的图解表示；

图5是航空电子平台模块及与其处于通信中的元件的图解表示；

图6是控制单元在其环境中的图解表示，突出显示了交换的信号；

图7是类似于图6的视图，示出了变型实施例中的控制单元；

图8是示出控制单元中的数据交换的图解表示；

图9是航空电子平台模块的内部架构的图解表示；

图10是图8的简化视图；

图11是本发明的诸模块在组装在一起时的透视图；

图12是包括模拟组件的飞行器控制单元的图解表示；以及

图13是仅包括数字组件的飞行器控制单元的图解表示。

具体实施方式

参考图1，飞行器(诸如直升机1)包括电子控制单元10，其连接到：飞行员接口20、惯性导航系统30、姿态和航向参考系统(AHRS)40、传感器50、配平(trim)设备60以及两件装备70(诸如发动机、起落架、……)。电子控制单元10与所有这些元件交换信息，以便在激活自动飞行控制系统(AFCS)时使直升机能够工作并被驾驶。

在此示例中，电子控制单元10包括通过以太网类型的网络连接到两对扩展连接模块200的两对航空电子平台模块100。航空电子平台模块100连接到飞行员接口20、惯性导航系统30、姿态和航向参考系统40以及传感器50。扩展连接模块200连接到配平设备60和各件装备70。

每一航空电子平台模块100被布置成：

接收来自惯性导航系统30、姿态和航向参考系统40、传感器50、配平设备60和以及各件装备70的数据信号；

接收来自飞行员接口20的控制信号；

通过准备要传送至配平设备60和各件装备70的控制信号来对接收到的信号作出响应；

监测其连接的各元件；以及

向飞行员接口20传送数据信号(具体来说是状态)。

每一扩展连接模块200包括单处理器电路，该单处理器电路连接到用于到航空电子平台模块的连接的连接器以及用于到诸元件的连接的各个连接器，这些元件将经由扩展连接模块连接到航空电子平台模块。处理器电路用于将模拟信号转换成数字信号以及相反。

为了制造电子控制单元10，这些模块从包括各种不同类型的模块的电子模块套件中选择，其中每一类型的模块彼此相同。这些模块包括：

航空电子平台模块100；

第一扩展连接模块200；

第二扩展连接模块200'；

视频采集模块300；

单第一基本保护模块400s；

双第一基本保护模块400d；

三第一基本保护模块400t；

第二基本保护模块500；

用于保护视频采集模块的第三基本保护模块600；

第一附加保护模块700(具体来说是700d，因为它们是双重的)；

第二附加保护模块800；

第三附加保护模块900；

配平模块1000；以及

致动器控制模块1100，用于对航空电子平台模块和模拟致动器之间交换的信号执行模拟/数字转换。

下面描述各种不同类型的模块的结构。

上面描述了第一扩展连接模块200。第二扩展连接模块200'执行与第一扩展连接模块200相同的功能，但是它们的结构不同于所述第一扩展连接模块的结构，使得它们不对相同的故障和干扰敏感。

每一视频采集模块300包括常规图像处理器电路。

每一基本保护模块400s、400d、400t、500和600包括电子保护电路，该电子保护电路被布置成保护该保护模块所连接的模块免受电压浪涌和电磁场(以及电磁兼容性(EMC)功能(包括避雷器功能)的影响。电子保护电路本身是已知的，包括耗散元件，诸如因变于保护模块所连接的模块的特性对其进行评级的瞬变吸收二极管(transorb)。此类评级对本领域技术人员来说并不困难。

每一单第一基本保护模块400s提出用于到航空电子平台模块的连接的单个连接器；每一双第一基本保护模块400d提出用于到航空电子平台模块的连接的两个连接器；并且每一三第一基本保护模块400t提出用于到航空电子平台模块的连接的三个连接器。

每一附加保护模块700、800、900包括电子保护电路，该电子保护电路被布置成连接到基本保护模块，以适应对复合结构的飞行器的保护。已知的是，在由复合材料制成的飞行器中，比金属制成的飞行器更难将雷击传导离开。本领域技术人员知道如何设计和评级保护电路。

每一配平模块1000包括电子电路，该电子电路被布置成对航空电子平台模块100和模拟配平设备之间交换的信号进行模拟/数字转换。此类电路是本领域技术人员已知的。

每一致动器控制模块1100包括电子电路，该电子电路用于执行航空电子平台模块100和至少一个模拟致动器之间交换的信号的模拟/数字转换。此类电路是本领域技术人员已知的。

航空电子平台模块100的功能如上所述，并且其内部结构在下文中详细描述。

如图8所示，航空电子平台模块100和扩展连接模块通过以太网网络1200相互连接，以太网网络1200还连接有外部视觉设备。电子模块100和200包括以太网接口，该以太网接口优选地是高级以太网网络类型，以使其能够相互通信。每一模块100、200包含以太网交换机，该以太网交换机具有专用于该网络的配置的数据库，并提供有过滤和平滑流量的能力，以确保其完整性。作为示例，在“存储转发”类型的每秒1千兆比特(Gb/s)的以太网网络上，使用具有1518字节的以太网帧。在此示例中，模块100和200通过具有四环总线类型的拓扑的网络相互连接，在发生故障时无需重新配置。

参考图11，包括模块100、200和400在内的电子模块被包含在矩形盒形状的壳体101、201和401中，其侧面有延伸的紧固件凸耳102、202和402，使得能够借助穿过相面对的凸耳的螺栓将壳体相互紧固。

壳体101的侧面之一具有穿过其中的两个外部连接器。壳体401的诸侧面中的两个侧面具有穿过其中的两个外部连接器。壳体201的诸侧面中的两个侧面具有穿过其中的一个外部连接器。

本发明的制造方法包括以下步骤：

因变于预定技术规范从电子模块的套件中选择制作控制单元所需的电子模块，所述控制单元包括至少一个航空电子平台模块100；以及

将所选模块连接并紧固在一起以制作所述控制单元。

图3示出了相对基本的且可以通过本发明的方法制作的四个控制单元。

该附图示出：

用于仅在目视飞行规则(VFR)条件下飞行的轻型飞行器的电子控制单元10A；

用于在全天候条件下飞行的轻型飞行器的电子控制单元10B；

用于在全天候条件下飞行的中型运输飞行器的电子控制单元10C；以及

用于在全天候条件下飞行的重型运输飞行器的电子控制单元10D。

控制单元10A包括单个航空电子平台模块100，其用于到数字元件的连接，数字元件诸如惯性导航系统、飞行控制致动器和发动机控制致动器。

电子控制单元10B包括连接到双第一保护模块400d的两个航空电子平台模块100。航空电子平台模块100用于连接到数字元件，并且例如：直接连接到惯性导航系统，以及经由双第一保护模块400d连接到飞行控制致动器和发动机控制致动器。

电子控制单元10C包括连接到双第一保护模块400d的两个航空电子平台模块100以及两个扩展连接模块200，每一扩展连接模块200连接到第一保护模块400d和相应的第二保护模块500。每一扩展保护模块200经由第二保护模块500连接到模拟元件，诸如飞行控制致动器和/或发动机控制致动器。

电子控制单元10D包括两对航空电子平台模块10以及两对扩展连接模块200，每对航空电子平台模块连接到各自的双第一保护模块400d，每对扩展连接模块200连接到第一保护模块400b之一并连接到各自的第二保护模块500。各对中的一对中的每一航空电子平台模块10连接到各对中的另一对中的一个航空电子平台模块10，并且各对中的一对中的每一扩展连接模块200连接到另一对中的一个扩展连接模块200。可以理解，该电子控制单元10D提供适合于缓解故障的模块冗余。

连接到控制单元10A、10B、10C或10D的所有元件都是数字元件，使得不需要扩展连接模块200、配平模块1000和致动器控制模块1100。

在图4中，可以看到可借助本发明的套件制造的各种不同的控制单元，这些单元位于代表这些电子控制单元的预定规范的图形上，该图形绘制了：

沿横坐标轴，增加安全性和完整性要求；以及

在纵坐标轴上，电子控制单元执行的功能，性能，值，以及尺寸、重量和性能(SWaP)比。

指定电子控制单元所执行功能的首字母缩略词的含义总结如下：

EVS是增强视觉系统的缩写；

FMS是飞行管理系统的缩写；

VMS是载具监测系统的缩写；

FDR是飞行数据记录系统的缩写；

AHRS是姿态和航向参考系统的缩写；以及

AFCS是自动飞行控制系统的缩写。

本发明的模块套件和方法能够制作以下各项：

直升机的控制单元；

无人机(或“无人飞行载具(UAV)”)的控制单元；

轻型直升机的控制单元；以及

在市区使用的UAV或垂直起降(VTOL)载具的控制单元。

如可在图4中看到的，这些各种不同载具的电子控制单元的规范各不相同，并且确定了选择哪些电子模块。

在图4的电子控制单元中，未提及保护模块。

对于轻型直升机，电子控制单元10E包括航空电子平台模块100和扩展连接模块200。

对于UAV，使用如上所述的电子控制单元10A或包含两个航空电子平台模块100的电子控制单元10A'以提供冗余。

对于直升机，可能的是，使用图1的电子控制单元10；或电子控制单元10'，包括两组四个航空电子平台模块100和两组四个扩展连接模块200以提供冗余；或包括两对航空电子平台模块100以提供冗余的电子控制单元10F。

对于UAV或VTOL载具，电子控制单元10G包括两对航空电子平台模块100和扩展连接模块200；或者，电子控制单元10H包括两组四个航空电子平台模块100和一对视频采集模块300。

电子控制单元10I的示例在图12中示出：该电子单元10I用于安装在具有数字元件和模拟元件两者的直升机上。数字元件包括姿态和航向参考系统40、传感器50和致动器70。模拟元件包括传感器50'、配平致动器、旋转可变差动变压器(RVDT)型的配平传感器和致动器70'。

电子控制单元10包括通过以太网网络连接到两个扩展连接模块200的两个航空电子平台模块100。

航空电子平台模块100直接连接到数字元件，并且扩展连接模块200直接连接到模拟元件。

电子控制单元10J的另一示例在图13中示出：该电子单元10J用于安装到具有数字元件的直升机上，该数字元件包括姿态和航向参考系统40、传感器50、配平致动器、RVDT型配平传感器和致动器70。

电子控制单元10包括直接连接到数字元件的两个航空电子平台模块100。

下面详细描述航空电子平台模块10的结构。

在图5中，可以看到航空电子平台模块需要与之通信的所有元件。这些元件可包括：

另一航空电子平台模块100和扩展连接模块200；

以太网网络；

4G网络；

起落装置；

供电网络；

姿态和航向参考系统40；

空气检测系统50e(用于检测压力、速度、温度)；

姿态备份存储器50a；

无线电高度计50c；

磁力计50d；

接收器50b，用于接收来自全球导航卫星系统(GNSS)的信号；

惯性导航系统30；

FMS系统；

外部视觉系统；

致动器70，包括飞行控制表面致动器；

配平设备60；

模块的制造商；

飞行器的拥有者；

维护接口和维护团队；以及

飞行员接口20和飞行员。

图6和图7示出了两种不同飞行器配置的各种不同元件和航空电子平台模块100之间交换的信号。

在这两种配置中，航空电子平台模块100：

接收来自飞行员接口20的数据并将数据传送到飞行员接口20；

接收来自姿态备份存储器50a的数据并向其传送数据；

接收来自配平设备60的数据，并向配平设备60传送数据；以及

接收来自致动器70的数据并将数据传送到致动器70。

同样，在图6中，航空电子平台模块100：

接收来自姿态和航向参考系统40的数据；

接收来自卫星信号接收器50b的数据；以及

接收来自无线电高度计50c的数据。

同样，在图7中，航空电子平台模块100：

接收来自磁力计50d的数据；

接收来自空气检测系统50e的数据。

更具体地参考图9，每一航空电子平台100包括电子电路，该电子电路具有细分成用于形成控制电路的控制主板110和用于形成监测电路的监测主板120的主板。

控制主板110配备有控制现场可编程门阵列(FPGA)111和承载控制核112的夹层。夹层紧固在控制主板110的一个面上。控制FPGA 111连接到控制主板110和控制核112以交换数据。控制核112也连接到控制主板110。

监测主板120配备有监测FPGA 121和承载核122的夹层。夹层紧固在监测主板120的面上。监测FPGA 121连接到监测主板120、控制主板110和监测核122以交换数据。监测核122也连接到监测主板120和控制核112。

控制主板110和监测主板120连接到外部连接器130。

该电子电路还包括以太网交换机140，以太网交换机140连接到控制主板110、控制FPGA 111、核112、监测FPGA 121和核122以交换数据。

航空电子平台模块100还包括惯性测量单元150，惯性测量单元150连接到控制主板110和控制核112并由安装在主板110面上的夹层承载。该惯性测量单元150(例如，微机电系统(MEMS)类型)是有利的，因为它使航空电子平台模块100能够监测从惯性导航系统30以及从姿态和航向参考系统40到达它的数据。

每一航空电子平台模块100包括公共供电电路160和电子电路部分，每一电子电路部分包括连接到公共供电电路160的个体供电电路并且被布置成以与公共供电电路160所提供的电压不同的电压为该电路部分的组件供电。

在图10中，可以看到在航空电子平台模块100的电子电路的宏组件之间交换的各类型的信号。该附图示出：

控制电路COM和监测电路MON各自配备有符合ARINC 429标准的相应接口113、123，这些接口相互连接并连接到外部连接器；

控制核112发出的控制信号Command_COM在到达控制FPGA 111之前经由以太网交换机130传送；

控制核122发出的控制信号Command_MON在到达监测FPGA 121之前经由以太网交换机130传送；

控制信号经由接口113和123传送到外部；

监测信号Monitoring(监测)经由接口113和123在控制电路COM和监测电路MON之间交换；以及

核112和122通过信道Communication CPU(通信CPU)直接彼此交换数据。

控制电路和监测电路相互隔离，以避免故障从一者传播到另一者。

当制造航空电子平台模块100时，并且当航空电子平台模块100具有配备有多个夹层的主板时，确保承载最高电子组件的夹层布置在主板的公共侧。

应观察到，由于保护电路位于保护模块400、500、600、700、800和900内，这些模块与航空电子平台模块100和扩展连接模块200分开，因此很容易测试保护电路的正确工作。

本发明的方法因而包括如下步骤：在将保护模块400、500、600、700、800和900连接到航空电子平台模块100或扩展连接模块200或视频采集模块300之前，个体地测试它们。

自然地，本发明不限于所描述的实施例，而是涵盖了落入如由权利要求书限定的本发明范围内的任何变型。

具体而言，各模块可以具有不同于所描述的内部结构。作为示例，航空电子平台模块不必具有夹层。

航空电子平台模块100不必包括惯性测量单元。

电子模块的数量可能不同。所有或部分电子模块可以相互连接。

当需要实现与网络故障相关的重新配置机制时，可以因变于检测到的故障来创建用于加载的替代配置。在一变型中，模块100和200通过环型网络连接在一起。

在一变型中，该方法包括在航空电子平台模块100中添加组件以使其适应某一预定特定规范的步骤。该组件有利地安装在布置在航空电子平台模块100中的夹层上，优选地在主板上。

在如上所述的本发明的方法中，提供独立于其所保护的电路的保护电路尤其有利，但是它可以独立于该方法来实现。

尽管在本发明方法的上下文中，在将保护模块连接到航空电子平台模块或扩展连接模块之前个体地测试保护模块尤其有利，但该步骤是可选的。

Claims

1.一种用于制造具有不同规范的电子飞行器控制单元(10)的套件，所述单元包括不同类型的电子模块，包括：

航空电子平台模块(100)，至少包括相互隔离的电子监测电路和电子控制电路；

用于保护所述航空电子平台模块(100)的第一保护模块(400)；

第一扩展连接模块(200)；以及

用于保护所述扩展连接模块(200)的第二保护模块(500)；

每一类型的各模块彼此相同。

2.根据权利要求1所述的套件，其特征在于，每一航空电子平台模块(100)包含惯性测量单元(150)。

3.根据权利要求1或2所述的套件，其特征在于，每一航空电子平台模块(100)包含公共供电电路(160)。

4.根据权利要求3所述的套件，其特征在于，每一航空电子平台模块(100)包含电路部分，每一电路部分包括个体供电电路，所述个体供电电路连接到所述公共供电电路(160)且被布置成以与所述公共供电电路(160)所供应的电压不同的电压来为所述电路部分的至少一个组件供电。

5.根据任一前述权利要求所述的套件，其特征在于，每一航空电子平台模块(100)包括主板(110，120)，所述主板提供有承载电子组件的至少一个夹层。

6.根据权利要求5所述的套件，其特征在于，每一航空电子平台模块(100)包括多个夹层，并且承载最高电子组件的夹层布置在所述主板(110，120)的公共侧上。

7.根据任一前述权利要求所述的套件，其特征在于，所述电子模块包括用于对所述航空电子平台模块(100)和模拟配平设备(60)之间交换的信号执行模拟/数字转换的配平模块(1000)。

8.根据任一前述权利要求所述的套件，其特征在于，所述电子模块包括用于对所述航空电子平台模块(100)和模拟致动器设备(70)之间交换的信号执行模拟/数字转换的致动器控制模块(1100)。

9.根据任一前述权利要求所述的套件，其特征在于，所述电子模块包括视频采集模块(300)和用于保护所述视频采集模块(300)的第三基本保护模块(600)。

10.根据任一前述权利要求所述的套件，其特征在于，所述电子模块包括双第一基本保护模块(400d)，每一者被布置成能够连接到两个航空电子平台模块(100)，以及单第一基本保护模块(400s)，每一者被布置成能够连接到航空电子平台模块(100)。

11.根据任一前述权利要求所述的套件，其特征在于，所述电子模块包括附加保护模块(700，800，900)，所述附加保护模块(700，800，900)用于连接到基本保护模块(400，500，600)以便使其适配复合结构的飞行器。

12.根据任一前述权利要求所述的套件，其特征在于，所述电子模块包括扩展第二连接模块(200')，所述扩展第二连接模块(200')的结构不同于所述第一扩展连接模块(200)。

13.根据任一前述权利要求所述的套件，其特征在于，所述电子模块中的一些包括以太网接口(130)，其优选地是高级以太网网络类型。

14.一种构造满足预定技术规范的飞行器飞行控制单元的方法，所述方法包括以下步骤：

因变于预定技术规范从根据任一前述权利要求的套件中选择制作所述控制单元所需的电子模块，所述控制单元包括至少一个航空电子平台模块(100)；以及

将所选模块连接在一起以制作所述控制单元(10)。

15.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，对于仅在VFR条件下飞行的轻型飞行器，所述电子控制单元(10a)仅包括一个航空电子平台模块(100)。

16.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，对于在全天候条件下飞行的轻型飞行器，所述电子控制单元(10b)包括连接到第一基本保护模块(400)的两个航空电子平台模块(100)。

17.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，对于在全天候条件下飞行的中型运输飞行器，所述电子控制单元(10b)包括连接到第一基本保护模块(400d)的两个航空电子平台模块(100)以及两个扩展连接模块(200)，每一扩展连接模块都连接到所述第一基本保护模块(400d)以及第二基本保护模块(500)。

18.根据权利要求14所述的方法，其特征在于，对于在全天候条件下飞行的重型运输飞行器，所述电子控制单元(10b)包括连接到第一基本保护模块(400d)的两对航空电子平台模块(100)以及两对扩展连接模块(200)，每一扩展连接模块连接到所述第一基本保护模块(400d)之一以及第二基本保护模块(500)。

19.根据权利要求18所述的方法，其特征在于，各对航空电子平台模块(100)中的一对中的每一航空电子平台模块(100)连接到各对航空电子平台模块(100)中的另一对中的一个航空电子平台模块(100)，并且各对扩展连接模块(200)中的一对中的每一扩展连接模块(200)连接到另一对扩展连接模块(200)的一个扩展连接模块(200)。

20.根据权利要求14至19中的任一项所述的方法，其特征在于，对于复合结构飞行器，每一基本保护模块(400，500，600)与附加保护模块(700，800，900)相关联。

21.根据权利要求14至20中的任一项所述的方法，其特征在于，包括如下步骤：在将保护模块(400，500，600，700，800，900)连接到所述航空电子平台模块(100)或所述扩展连接模块(200)或所述视频采集模块(300)之前个体地测试所述保护模块(400，500，600，700，800，900)。

22.根据权利要求14至21中的任一项所述的方法，其特征在于，包括如下步骤：在所述航空电子平台模块(100)中添加组件以使其适应某一预定特定规范。

23.根据权利要求22所述的方法，其特征在于，所述组件被安装在布置于所述航空电子平台模块(100)中的夹层上。