CN117110766B - 一种用于检测航空电子操纵装置的检测系统及方法 - Google Patents
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Abstract
该一种用于检测航空电子操纵装置的检测系统及方法，本发明专利涉及航空电子检测技术领域，电子操纵装置的检测系统包括电源模块，电源模块分别供电并连接有信号采集模块、控制接口模块、状态指示模块和中央处理模块，中央处理模块分别接收信号采集模块、控制接口模块和状态指示模块的信号并进行处理反馈，中央处理模块负责接收来自信号采集模块、控制接口模块及状态指示模块的信号，经其处理、放大、调理后，输出给状态指示模块用于显示，通过控制接口模块提供给被检测部件，内部模块操作简单，检测效率高，且自动化程度大大提高，提升航空电子操纵装置的检测效率。
Description
技术领域
本发明专利涉及航空电子检测技术领域，特别是涉及一种用于检测航空电子操纵装置的检测系统及方法。
背景技术
现有航空电子操纵装置检测设备是由多个分立设备组成，通过多个设备相互配合完成测试。电源由外部直流稳压电源提供，通过开关切换给测试接口，测试接口接收到信号后，输出的所有电压信号都需要使用数字万用表进行检测。
现有技术中缺点1：相互配合的设备较多，互相切换，操作繁琐；缺点2：所有数据均通过数字万用表进行检测；缺点3：自动化程度低，体积大，在进行航空电子操纵装置时增加人力物力，降低检测效率。
因此，针对现有技术不足，提供一种用于检测航空电子操纵装置的检测系统及方法以解决现有技术不足甚为必要。
发明内容
针对现有技术存在的问题，提供一种用于检测航空电子操纵装置的检测系统及方法，电子操纵装置的检测系统安装在航空操纵台实验器上，电子操纵装置的检测系统包括电源模块，电源模块分别供电并连接有信号采集模块、控制接口模块、状态指示模块和中央处理模块，中央处理模块分别接收信号采集模块、控制接口模块和状态指示模块的信号并进行处理反馈；
信号采集模块连接有按键开关键入模块，信号采集模块经由电源模块进行供电，控制按键开关键入模块进行信号采集，采集后按键开关键入模块的开关量由信号采集模块传送至中央处理模块中处理、放大和调理；
状态指示模块经过电源模块进行供电，状态指示模块信号经过中央处理模块进行信号调试后用于信号采集模块信号的显示；
控制接口模块由电源模块进行供电，与中央处理模块进行信号交互后通过控制接口模块提供至被检测部件。
具体而言的，按键开关键入模块包括U14芯片，U14芯片的引脚1-8分别连接电阻R00-R07,引脚9接地连接，引脚11-18分别连接继电器K9A-K1A的输入端，继电器K9A-K1A的输出端和引脚10均连接至VCC端；
按键开关键入模块包括U9芯片和P1芯片，U9芯片的引脚1-8分别通过电阻R29-R36连接至P1芯片引脚1-8上，U9芯片上引脚9、11、13和15分别连接二极管D11-D14，U9芯片上引脚10、12、14和16分别连接电阻R37-40一端，电阻R37-40另一端接地连接。
具体而言的，状态指示模块中包括芯片U10，芯片U10引脚2、4、6和8连接电位计RP1一端，电位计RP1另一端分别连接有二极管D01-D04，芯片U10引脚1、3、5和7均接地连接，芯片U10引脚9、11、13和15分别连接电位计RP2输入端，电位计RP2输出端连接芯片P3引脚2、4、6和8，芯片U10引脚10、12、14和16分别连接在芯片P3引脚1、3、5和7上，且进行接地连接。
具体而言的，电源模块包括芯片U11、芯片U12和芯片U13,芯片U11引脚1和引脚2连接有芯片P4输入端，芯片U11引脚2和引脚4通入电源且连接在芯片U12引脚1和引脚3上，芯片U12上引脚2连接至VCC端，芯片U12上引脚4进行接地；
芯片U13引脚2连接VCC端，引脚1和4进行接地，引脚3连接VEE端，且引脚3与引脚4之间连接有开关C31-C33。
具体而言的，中央处理模块包括芯片U15，芯片U15引脚1连接芯片X1的vcc端，芯片X1的EN端连接外部VDD端且连接开关后接地，芯片U15中引脚2-4、37-39、51、52和53均接入有电容PC,芯片U15中引脚8-11、14-17和23-27均连接有AIN元件，芯片U15中引脚31-36、55-62均连接有电容PB，芯片U15引脚5连接在芯片X1引脚3上，芯片X1引脚2接地连接，芯片U15引脚6与引脚7连接电阻R66、R67，其中电阻R67连接VDD端，芯片U15引脚12、18、31、60和63接地，引脚13、19、32和64连接VDD端，芯片U15引脚12和18上连接有DAO1和DAO2，芯片U15引脚40连接电阻R68，芯片U15引脚41-43连接有电流隔离件Mb1上，芯片U15引脚44和45连接在芯片P7引脚1和2上，芯片P7引脚3接地，芯片U15引脚46-48连接VDD电源端。
进一步的，该检测系统操作方法如下，
S1：电源模块为电子操纵装置的检测系统进行供电，使设备自检。
S2：设备自检成功后状态指示模块显示为0，设备自检显示为0后进行步骤S4。
S3：若设备自检不成功则状态指示模块分别显示1-4,1-4分别为电源模块故障、信号采集模块故障、中央处理模块故障和控制接口模块故障。
S4：部件测试，部件测试分别进行电源故障测试、俯仰通道测试和自测试。
S5：电源故障测试时打开设备电源开关，调节拨码开关预制为进行电源故障检测，检测状态由状态指示模块显示。
S6：俯仰通道故障测试时打开设备电源开关，调节拨码开关预制为，检测状态由状态指示模块显示。
S7：自测试时设置接口电路并控制自检开关，状态指示模块显示检测状态。
进一步的，步骤3中电源故障测试包括打开设备电源开关，设备自检，显示0，则自检成功，使用拨码开关预制为001，即相当于将开关B开关置上，开关X/Y置上，准备按钮开关接通，准备指示灯点亮，电源故障报警灯闪烁。
进一步的，步骤4中俯仰通道故障测试包括打开设备电源开关，设备自检，显示0，则自检成功，使用拨码开关预制为010，即相当于将开关B开关置上，开关J/K置上，准备按钮开关接通，准备指示灯点亮，俯仰通道故障报警灯闪烁。
进一步的，步骤5中自测试设置接口电路闭合开关100，表示闭合开关B,V/W，T/U，且安装有自检开关，自检开关按下，状态指示模块显示888，自测试合格。
本发明专利通过在生产过程中，该试验器主要由电源模块、信号采集模块、中央处理模块、控制接口模块、状态指示模块及按键开关键入模块组成，电源模块为除按键开关键入模块外的其他模块供电，信号采集模块主要用于按键开关键入模块信号的采集，采集后将开关量反馈给中央处理模块，中央处理模块负责接收来自信号采集模块、控制接口模块及状态指示模块的信号，经其处理、放大、调理后，输出给状态指示模块用于显示，通过控制接口模块提供给被检测部件，内部模块操作简单，检测效率高，且自动化程度大大提高，提升航空电子操纵装置的检测效率。
附图说明
利用附图对本发明专利作进一步的说明，但附图中的内容不构成对本发明专利的任何限制。
图1是本发明专利检测系统的操作流程图。
图2是本发明专利的结构示意图。
图3是本发明专利中按键开关键入模块中光耦晶体管端的电路图。
图4是本发明专利中按键开关键入模块中ULN2803LW晶体管端的电路图。
图5是本发明专利中状态指示电路图。
图6是本发明专利中电源模块的电路图。
图7是本发明专利中央处理模块的电路图。
图8是本发明专利中信号采集模块的电路图。
图9是本发明专利检测系统电源故障测试的操作流程图。
图10是本发明专利检测系统俯仰通道故障测试的操作流程图。
图11是本发明专利检测系统自测试的操作流程图。
具体实施方式
结合以下实施例对本发明专利作进一步描述。
实施例1
如图1-11所示，一种用于检测航空电子操纵装置的检测系统及方法，电子操纵装置的检测系统安装在航空操纵台实验器上，电子操纵装置的检测系统包括电源模块，电源模块分别供电并连接有信号采集模块、控制接口模块、状态指示模块和中央处理模块，中央处理模块分别接收信号采集模块、控制接口模块和状态指示模块的信号并进行处理反馈。
在对航空电子操纵装置进行检测时首先将电子操纵装置安装在航空操纵台实验器上，电源模块为除按键开关键入模块外的其他模块供电，信号采集模块主要用于按键开关键入模块信号的采集，采集后将开关量反馈给中央处理模块，中央处理模块负责接收来自信号采集模块、控制接口模块及状态指示模块的信号，经其处理、放大、调理后，输出给状态指示模块用于显示，通过控制接口模块提供给被检测的航空电子部件。
信号采集模块连接有按键开关键入模块，信号采集模块经由电源模块进行供电后控制按键开关键入模块进行信号采集，采集后按键开关键入模块的开关量由信号采集模块传送至中央处理模块中处理、放大和调理。
状态指示模块经过电源模块进行供电，状态指示模块信号经过中央处理模块进行信号调试后用于信号采集模块信号的显示，在检测过程中若自检成功状态为否时状态指示模块中可显示电源模块故障、信号采集模块故障、中央处理模块故障和控制接口模块故障等四条报错指令，在自检成功时状态指示模块在自检成功后显示为0自检成功。
控制接口模块由是电源模块进行供电，中央处理模块进行信号交互后通过控制接口模块提供至被检测部件。
电子操纵装置的检测系统进行设备自检显示为0时自检合格可进行电源故障测试、自测试和俯仰通道故障测试，若自检成功状态为否故障判断中分别显示故障位置。
如图3-4所示，按键开关键入模块包括U14芯片，U14芯片的引脚1-8分别连接电阻R00-R07,引脚9接地连接，引脚11-18分别连接继电器K9A-K1A的输入端，继电器K9A-K1A的输出端和引脚10均连接至VCC端。
按键开关键入模块包括U9芯片和P1芯片，U9芯片的引脚1-8分别通过电阻R29-R36连接至P1芯片引脚1-8上，U9芯片上引脚9、11、13和15分别连接二极管D11-D14，U9芯片上引脚10、12、14和16分别连接电阻R37-40一端，电阻R37-40另一端接地连接。
如图5所示，状态指示模块中包括芯片U10，芯片U10引脚2、4、6和8连接电位计RP1一端，电位计RP1另一端分别连接有二极管D01-D04，芯片U10引脚1、3、5和7均接地连接，芯片U10引脚9、11、13和15分别连接电位计RP2输入端，电位计RP2输出端连接芯片P3引脚2、4、6和8，芯片U10引脚10、12、14和16分别连接在芯片P3引脚1、3、5和7上，且进行接地连接。
如图6所示，电源模块包括芯片U11、芯片U12和芯片U13,芯片U11引脚1和引脚2连接有芯片P4输入端，芯片U11引脚2和引脚4通入电源且连接在芯片U12引脚1和引脚3上，芯片U12上引脚2连接至VCC端，芯片U12上引脚4进行接地。
芯片U13引脚2连接VCC端，引脚1和4进行接地，引脚3连接VEE端，且引脚3与引脚4之间连接有开关C31-C33。
如图7所示，中央处理模块包括芯片U15，芯片U15引脚1连接芯片X1的vcc端，芯片X1的EN端连接外部VDD端且连接开关后接地，芯片U15中引脚2-4、37-39、51、52和53均接入有电容PC,芯片U15中引脚8-11、14-17和23-27均连接有AIN元件，芯片U15中引脚31-36、55-62均连接有电容PB，芯片U15引脚5连接在芯片X1引脚3上，芯片X1引脚2接地连接，芯片U15引脚6与引脚7连接电阻R66、R67，其中电阻R67连接VDD端，芯片U15引脚12、18、31、60和63接地，引脚13、19、32和64连接VDD端，芯片U15引脚20和21上连接有DAO1和DAO2，芯片U15引脚40连接电阻R68，芯片U15引脚41-43连接有电流隔离件Mb1上，芯片U15引脚44和45连接在芯片P7引脚1和2上，芯片P7引脚3接地，芯片U15引脚46-48连接VDD电源端。
其中拨码开关安装在控制接口模块，内部通过排线将面板开关对应连接到按键开关输入模块的RO0—RO4位置，且拨码开关预设4种拨码状态分别为000、001、010和100，分别对应在电源故障测试、俯仰通道故障测试和自测试中。
面板开关B、X/Y、J/K、V/W(3)和T/U 对应按键开关输入模块关系为：B对应RO0；X/Y对应RO1；J/K对应RO2；V/W对应RO3；T/U(6) 对应RO4，通过闭合面板开关，来控制进入按键开关输入模块信号的高低即可。
在状态指示模块外部面板上安装准备按钮开关、准备指示灯同时安装有电源故障报警灯，准备按钮开关用于控制状态指示模块的开启与关闭，同时控制准备指示灯的开启。
准备指示灯、电源故障报警灯内部通过线束与状态指示模块电路输出端DO1—DO4连接，当系统出现故障时，相应状态指示电路输出端DO1—DO4端口输出高电平，点亮相应故障的指示灯。
电源故障测试包括打开设备电源开关，设备自检，显示0，则自检成功，使用拨码开关预制为001，即相当于将开关B开关置上，开关X/Y置上，准备按钮开关接通，准备指示灯点亮，电源故障报警灯闪烁。
将拨码开关预制为000，即相当于开关X/Y置下，电源故障报警灯不点亮。
在进行电源故障测试时，将电源模块中安装的电源开关进行打开时，内部安装的中央处理模块控制拨码开关预制为001与000，控制开关X/Y置上与置下，实现开启与关闭，对电源故障进行测试，当状态指示模块中准备灯燃亮时表示准备完毕，红灯闪烁时便是故障的出现，并且正常启动内部安装的报警功能，在二者同时具备时则测试电源能够正常运转。
俯仰通道故障测试包括打开设备电源开关，设备自检，显示0，则自检成功，使用拨码开关预制为010，即相当于将开关B开关置上，开关J/K置上，准备按钮开关接通，准备指示灯点亮，俯仰通道故障报警灯应闪烁。
将拨码开关预制为000，即相当于开关J/K置下，俯仰通道故障报警灯不应点亮。
俯仰通道故障报警灯闪烁，同时测定闪烁周期为：0.5～2.5HZ。
电源开关打开后通过拨码开关预制为010与拨码开关预制为000的调节将开关J/K置上于置下调节，当状态指示模块中准备灯燃亮时表示准备完毕，红灯闪烁表示故障出现，并且正常启动内部安装的报警功能，俯仰通道故障报警灯输出频率显示在0.5-2.5HZ表示报警时间正常，三者同时具备时，则测试俯仰通道故障项目合适，可进行正常检测。
自测试设置接口电路闭合开关100，表示闭合开关B,V/W，T/U，且安装有自检开关，自检开关按下，状态指示模块显示888，自测试合格。
在生产过程中，该试验器主要由电源模块、信号采集模块、中央处理模块、控制接口模块、状态指示模块及按键开关键入模块组成，电源模块为除按键开关键入模块外的其他模块供电，信号采集模块主要用于按键开关键入模块信号的采集，采集后将开关量反馈给中央处理模块，中央处理模块负责接收来自信号采集模块、控制接口模块及状态指示模块的信号，经其处理、放大、调理后，输出给状态指示模块用于显示，通过控制接口模块提供给被检测部件，内部模块操作简单，检测效率高，且自动化程度大大提高，提升航空电子操纵装置的检测效率。
最后应当说明的是，以上实施例仅用以说明本发明专利的技术方案而非对本发明专利保护范围的限制，尽管参照较佳实施例对本发明专利作了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明专利的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本发明专利技术方案的实质和范围。
Claims (5)
1.一种用于检测航空电子操纵装置的检测系统，其特征在于：所述电子操纵装置的检测系统安装在航空操纵台实验器上，所述电子操纵装置的检测系统包括电源模块，所述电源模块分别供电并连接有信号采集模块、控制接口模块、状态指示模块和中央处理模块，所述中央处理模块分别接收所述信号采集模块、所述控制接口模块和所述状态指示模块的信号并进行处理反馈；
所述信号采集模块连接有按键开关键入模块，所述信号采集模块经由电源模块进行供电，控制所述按键开关键入模块进行信号采集，采集后所述按键开关键入模块的开关量由所述信号采集模块传送至所述中央处理模块中处理、放大和调理；
所述状态指示模块经过电源模块进行供电，所述状态指示模块信号经过所述中央处理模块进行信号调试后用于所述信号采集模块信号的显示；
所述控制接口模块由所述电源模块进行供电，所述中央处理模块进行信号交互后通过控制接口模块提供至被检测部件；
所述按键开关键入模块包括U14芯片，U14芯片的引脚1-8分别连接电阻R00-R07,引脚9接地连接，引脚11-18分别连接继电器K9A-K1A的输入端，继电器K9A-K1A的输出端和引脚10均连接至VCC端；
所述按键开关键入模块包括U9芯片和P1芯片，U9芯片的引脚1-8分别通过电阻R29-R36连接至P1芯片引脚1-8上，U9芯片上引脚9、11、13和15分别连接二极管D11-D14，U9芯片上引脚10、12、14和16分别连接电阻R37-40一端，电阻R37-40另一端接地连接；
所述状态指示模块中包括芯片U10，芯片U10引脚2、4、6和8连接电位计RP1一端，电位计RP1另一端分别连接有二极管D01-D04，芯片U10引脚1、3、5和7均接地连接，芯片U10引脚9、11、13和15分别连接电位计RP2输入端，电位计RP2输出端连接芯片P3引脚2、4、6和8，芯片U10引脚10、12、14和16分别连接在芯片P3引脚1、3、5和7上，且进行接地连接；
所述电源模块包括芯片U11、芯片U12和芯片U13,芯片U11引脚1和引脚2连接有芯片P4输入端，芯片U11引脚2和引脚4通入电源且连接在芯片U12引脚1和引脚3上，芯片U12上引脚2连接至VCC端，芯片U12上引脚4进行接地；
芯片U13引脚2连接VCC端，引脚1和4进行接地，引脚3连接VEE端，且引脚3与引脚4之间连接有开关C31-C33；
所述中央处理模块包括芯片U15，芯片U15引脚1连接芯片X1的vcc端，芯片X1的EN端连接外部VDD端且连接开关后接地，芯片U15中引脚2-4、37-39、51、52和53均接入有电容PC,芯片U15中引脚8-11、14-17和23-27均连接有AIN元件，芯片U15中引脚31-36、55-62均连接有电容PB，芯片U15引脚5连接在芯片X1引脚3上，芯片X1引脚2接地连接，芯片U15引脚6与引脚7连接电阻R66、R67，其中电阻R67连接VDD端，芯片U15引脚12、18、31、60和63接地，引脚13、19、32和64连接VDD端，芯片U15引脚12和18上连接有DAO1和DAO2，芯片U15引脚40连接电阻R68，芯片U15引脚41-43连接有电流隔离件Mb1上，芯片U15引脚44和45连接在芯片P7引脚1和2上，芯片P7引脚3接地，芯片U15引脚46-48连接VDD电源端。
2.一种用于检测航空电子操纵装置的检测方法，其特征在于：其应用于如权利要求1所述的一种用于检测航空电子操纵装置的检测系统，该检测系统操作方法如下，
S1：所述电源模块为所述电子操纵装置的检测系统进行供电，使设备自检；
S2：设备自检成功后所述状态指示模块显示为0，设备自检显示为0后进行步骤S4；
S3：若设备自检不成功则所述状态指示模块分别显示1-4,1-4分别为电源模块故障、信号采集模块故障、中央处理模块故障和控制接口模块故障；
S4：部件测试，部件测试分别进行电源故障测试、俯仰通道故障测试和自测试；
S5：电源故障测试时打开设备电源开关，调节拨码开关进行电源故障检测，检测状态由状态指示模块显示；
S6：俯仰通道故障测试时打开设备电源开关，调节拨码开关，检测状态由状态指示模块显示；
S7：自测试时设置接口电路并控制自检开关，状态指示模块显示检测状态。
3.根据权利要求2所述的一种用于检测航空电子操纵装置的检测方法，其特征在于：步骤S5中所述电源故障测试包括打开设备电源开关，设备自检，显示0，则自检成功，使用拨码开关预制为001，即相当于将开关B开关置上，开关X/Y置上，准备按钮开关接通，准备指示灯点亮，电源故障报警灯闪烁。
4.根据权利要求2所述的一种用于检测航空电子操纵装置的检测方法，其特征在于：步骤S6中所述俯仰通道故障测试包括打开设备电源开关，设备自检，显示0，则自检成功，使用拨码开关预制为010，即相当于将开关B开关置上，开关J/K置上，准备按钮开关接通，准备指示灯点亮，俯仰通道故障报警灯闪烁。
5.根据权利要求2所述的一种用于检测航空电子操纵装置的检测方法，其特征在于；步骤S7中所述自测试设置接口电路闭合开关100，表示闭合开关B,V/W，T/U，且安装有自检开关，所述自检开关按下，所述状态指示模块显示888，所述自测试合格。
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