CN117550080B - 基于北斗短报文传输的航行情报显示系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了基于北斗短报文传输的航行情报显示系统，涉及飞行器通信技术领域。本发明包括信息采集模块、信息校验模块。辅助调节模块和情报显示器，信息采集模块在飞机外部采集飞机的实时飞行情报，信息校验模块在飞机内部采集内部情报信息。本发明通过在以北斗短报文进行信息传输的飞行情报显示系统中设置信息采集模块、信息校验模块和辅助调节模块，分别对飞机飞行过程中的两侧机翼受压情况和飞机飞行姿态信息进行收集与整理，并整合出飞机的真实飞行状态情报，提高了情报信息的准确性和详细程度；而后通过辅助调节模块直接作用于飞机襟翼滑轨的调节驱动装置，对飞行姿态主动地精准辅助调整，提高飞行安全性，规避飞机驾驶员的操作误差。

Description

基于北斗短报文传输的航行情报显示系统

技术领域

本发明属于飞行器通信技术领域，特别是涉及基于北斗短报文传输的航行情报显示系统。

背景技术

北斗短报文是在我国自主研发的北斗卫星通信技术框架下的一种加密通信方式，相较于传统的定位信息传递方式而言具有更加精准和详细描述的特点，目前已经应用在多个领域，尤其是航空航天安全通信方面；现有的民航客机飞行情报，通常也是基于北斗短报文的加密通信方式进行传输和通信的；然而，现有技术的民航客机或其他飞行器的中控操作系统中，往往缺少更加先进和精准的飞行情报显示系统，因此，我们在现有技术的基础上，结合特定的北斗短报文通信方式，设计了一种基于北斗短报文传输的航行情报显示系统。

发明内容

本发明的目的在于提供基于北斗短报文传输的航行情报显示系统，解决现有的飞行器缺少更加精准和详细的情报信息显示方式的问题。

为解决上述技术问题，本发明是通过以下技术方案实现的：

本发明为基于北斗短报文传输的航行情报显示系统，包括信息采集模块、信息校验模块、辅助调节模块、中央控制器、情报显示器、控制器和数据传输模块，所述数据传输模块包括短报文发射器和短报文接收器，且数据传输模块同时设置于信息采集模块、中央控制器和情报显示器内部；所述信息采集模块设置于飞机外部，辅助调节模块、信息校验模块和情报显示器均设置于飞机内部，其中信息采集模块安装在飞机外部，主要为飞机的两侧机翼，采集飞机的实时飞行情报，而后利用短报文发射器通过北斗短报文将情报信息上传至北斗卫星，北斗卫星将情报信息通过短报文同时传输至中央控制器和地面塔台；所述信息校验模块在飞机内部采集内部情报信息，并通过电信号将采集到的内部情报信息传输至中央控制器；在飞机运行过程中，信息采集模块和信息校验模块均用于收集飞行情报信息，结合具体的结构，信息采集模块采集的是飞机两侧机翼的受力或受压情况，信息校验模块采集飞机飞行过程中的倾斜角度或飞行姿态数据，而后两者的数据相结合和对比，从而相互校验对照，反映飞机飞行过程中的真实飞行情报信息；中央控制器将信息采集模块采集的情报信息与情报校验模块传输的信息进行汇总和比较，并将整理后的情报信息通过电信号在情报显示器上显示；其中情报显示器能够实时显示出飞机飞行过程中的飞行姿态和两侧机翼受压数据，并能够实时接收来自塔台和北斗卫星的短报文信息；所述中央控制器同时将整理后的情报信息通过电信号传输至辅助调节模块，对飞机飞行过程进行辅助调节和控制；其中辅助调节模块能够根据对照后的数据信息，辅助飞机驾驶员对飞行姿态进行调节和修正；

所述情报显示器与控制器均设置于飞机驾驶舱内部，且两者电性连接，其中情报显示器包括PCB板、液晶显示屏、特性显示芯片和数模转换器，所述PCB板一表面与液晶显示屏扣接固定，特性显示芯片和数模转换器均设置于液晶显示屏与PCB板之间；其中，所述PCB板和特性显示芯片的表面均设置有集成电路，且两者电性连接；所述特性显示芯片包括两组，分别设置于情报显示器内部相对两侧，且特性显示芯片与信息校验模块电性连接；其中特性显示芯片能够与PCB板结合液晶显示屏分别显示两侧机翼的实时受压信息数据；所述控制器包括两组操作柄、两个调节缸和输出控制盒，其中所述操作柄下端焊接有传动杆，且两所述传动杆之间相互铰接；所述调节缸包括输入端和输出端，其中输入端嵌套有输入传杆，且输入传杆一端与传动杆铰接；所述调节缸的输出端与输出控制盒焊接，其中调节缸的输出端内部安装有压电传感器，输出控制盒与飞机襟翼滑轨调节控制电机电性连接；

所述辅助调节模块包括调节缸和输出控制盒，其中调节缸为电动液压缸，且调节缸与数模转换器电性连接；所述传动杆、输入传杆和操作柄共同构成杠杆传动结构；在实际工作过程中，飞机驾驶员通过推拉操作柄，利用杠杆结构带动输入传杆滑动，从而改变调节缸内部的压力，并通过压电传感器转换成电信号输出至输出控制盒，而后输出控制盒通过控制飞机襟翼滑轨调节控制电机启动，调整襟翼的角度，改变飞行姿态和机翼表面受压情况。

所述信息校验模块包括校验箱、限位安装杆和校验盒，其中校验箱焊接固定于飞机骨架内部的中轴线部位，且校验箱内部为真空环境；两所述限位安装杆分别焊接于校验箱内部的相对两侧面，且校验盒焊接固定于两限位安装杆之间；所述校验盒内部嵌套有校验轴，校验轴相对两端均焊接有磁栓，且磁栓设置于校验盒的外部；所述限位安装杆中部焊接有磁套，其中磁套与磁栓嵌套旋转配合，且磁套和磁栓磁性相斥；在上述结构中，由于磁套和磁栓相互排斥的效果，使得校验轴与校验盒之间构成了磁悬浮状态，在实际工作环境中，由于校验轴受力平衡，其为固定状态，而校验盒通过限位安装杆和校验箱与飞机骨架整体连接为一体，因此能够根据飞机的实时飞行姿态，以校验轴为轴心旋转；

所述校验轴中部焊接有悬杆，其中悬杆为伸缩杆结构；所述校验箱内部顶端焊接有吊杆，且吊杆与悬杆之间通过安装万向节连接；结合前述结构，在飞机飞行姿态出现改变时，由于伸缩杆结构的悬杆和万向节共同作用，校验盒的位置不受吊杆的倾斜影响；所述校验轴相对两侧面均焊接有校验笔，校验盒相对两内侧面均焊接有限位舱，校验笔为激光笔，且其激光发射端延伸至限位舱内部；所述校验笔与限位舱滑动卡合，所述限位舱内部开设有一个基准槽和若干感光槽，基准槽与感光槽沿限位舱内壁弧线阵列，且基准槽设置于阵列区中心；初始状态下，所述基准槽与校验笔的激光发射端正相对，且基准槽与感光槽的孔径相同，深度存在差异；所述感光槽内部设置有感光芯片，且与数模转换器和中央控制器均电性连接；结合上述结构，在飞机飞行姿态出现倾斜时，校验轴和校验笔整体保持静止，校验盒随飞机倾斜而旋转，使得校验笔的激光发射端由基准槽移动至对应位置的感光槽，对应位置的感光芯片指示出对应的点位变化，进而反映出实际飞行姿态或倾斜角度。

进一步地，所述信息采集模块的数量包括若干组，且均匀分布于飞机两侧机翼处；其中，所述信息采集模块包括安装板、空速管和空速仪表，所述安装板为飞机机翼骨架的一部分，且其表面焊接有分压块，空速管用于测试飞机的实时空速。

进一步地，所述分压块的上下两端分别延伸至安装板的上方和下方，且分压块的上端与空速管焊接固定；所述空速管内部设置有静压区和全压区，分压块内部开设有分压腔道，且分压腔道的相对两端分别与全压区和静压区连通。

进一步地，所述分压腔道呈矩形环绕设置，其相对两段内部安装有测压指示板；所述测压指示板与空速仪表电性连接；其中两侧测压指示板分别检测空速管内部的静压和全压，而后通过空速仪表显示出真实空速。

进一步地，所述安装板上表面开设有若干测压槽，若干测压槽均匀设置于空速管的相对两侧，所述测压槽内部安装有压电板，且压电板和测压槽覆盖于飞机机翼蒙皮下方；在飞机飞行过程中，由于伯努利原理，机翼蒙皮受到流体带来的压力变化，通过压电板实时检测；所述压电板下端焊接有启动板，启动板下表面与测压槽粘连。

进一步地，所述安装板与分压块之间焊接有若干通压管，且测压槽与分压腔道之间通过通压管连通；所述启动板下表面通过弹簧粘连有从动板，且从动板设置于通压管内部，并与通压管构成活塞结构；其中启动板为电磁铁，从动板为永磁铁，且在启动板通电后与从动板磁性相斥；结合前述结构，压电板受压后发生电位变化，并为启动板充电，而后利用电磁原理推动从动板下滑。

进一步地，所述分压块底端开设有排压槽道，排压槽道上端与分压腔道连通，下端连通至分压块的外部；所述排压槽道内部滑动卡合有排压阀管，两者构成单向阀结构；所述排压阀管上端焊接有压电传感器，且压电传感器与中央控制器电性连接；同时所述压电板与压电传感器结构相同，且同样与中央控制器电性连接；结合前述结构，排压槽道同时与分压腔道和通压管连通，在实际运行过程中，单向阀结构存在压力阈值，且在受到的总压超出阈值后，单向阀结构打开，使分压块卸压；在卸压前，分压块内部所有的测量结果均已进行收集，从而不影响实际测压工作。

本发明具有以下有益效果：

本发明通过在以北斗短报文进行信息传输的飞行情报显示系统中设置信息采集模块、信息校验模块和辅助调节模块，分别对飞机飞行过程中的两侧机翼受压情况和飞机飞行姿态信息进行收集与整理，并整合出飞机的真实飞行状态情报，实时显示，提高了情报信息的准确性和详细程度；而后通过辅助调节模块直接作用于飞机襟翼滑轨的调节驱动装置方面，能够对飞行姿态主动地精准辅助调整，提高了飞行安全性，并能规避飞机驾驶员的操作误差。

当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的情报显示器与辅助调节模块的连接结构图；

图2为图1的主视图；

图3为图2中剖面A-A的结构示意图；

图4为图3中剖面B-B的结构示意图；

图5为信息校验模块的组装结构图；

图6为信息校验模块的内部结构图；

图7为图6中剖面C-C的结构示意图；

图8为图6中剖面D-D的结构示意图；

图9为图8中E部分的局部展示图；

图10为图8中F部分的局部展示图；

图11为图8中剖面G-G的结构示意图；

图12为图11中H部分的局部展示图；

图13为信息采集模块的组装结构图；

图14为信息采集模块的俯视图；

图15为图14中剖面I-I的结构示意图；

图16为图15中J部分的局部展示图；

图17为图15中剖面K-K的结构示意图；

图18为图17中L部分的局部展示图；

图19为图17中M部分的局部展示图。

附图中，各标号所代表的部件列表如下：

1、PCB板；2、液晶显示屏；3、特性显示芯片；4、数模转换器；5、操作柄；6、调节缸；7、输出控制盒；8、传动杆；9、输入传杆；10、校验箱；11、限位安装杆；12、校验盒；13、校验轴；14、磁栓；15、磁套；16、悬杆；17、吊杆；18、校验笔；19、限位舱；20、基准槽；21、感光槽；22、安装板；23、空速管；24、空速仪表；25、分压块；26、静压区；27、全压区；28、分压腔道；29、测压指示板；30、测压槽；31、压电板；32、启动板；33、从动板；34、排压槽道；35、排压阀管；36、通压管。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“中”、“外”、“内”等指示方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的组件或元件必须具有特定的方位，以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

请参阅图1-图19所示，本发明为基于北斗短报文传输的航行情报显示系统，包括信息采集模块、信息校验模块、辅助调节模块、中央控制器、情报显示器、控制器和数据传输模块，数据传输模块包括短报文发射器和短报文接收器，且数据传输模块同时设置于信息采集模块、中央控制器和情报显示器内部；信息采集模块设置于飞机外部，辅助调节模块、信息校验模块和情报显示器均设置于飞机内部，其中信息采集模块安装在飞机外部，主要为飞机的两侧机翼，采集飞机的实时飞行情报，而后利用短报文发射器通过北斗短报文将情报信息上传至北斗卫星，北斗卫星将情报信息通过短报文同时传输至中央控制器和地面塔台；信息校验模块在飞机内部采集内部情报信息，并通过电信号将采集到的内部情报信息传输至中央控制器；在飞机运行过程中，信息采集模块和信息校验模块均用于收集飞行情报信息，结合具体的结构，信息采集模块采集的是飞机两侧机翼的受力或受压情况，信息校验模块采集飞机飞行过程中的倾斜角度或飞行姿态数据，而后两者的数据相结合和对比，从而相互校验对照，反映飞机飞行过程中的真实飞行情报信息；中央控制器将信息采集模块采集的情报信息与情报校验模块传输的信息进行汇总和比较，并将整理后的情报信息通过电信号在情报显示器上显示；其中情报显示器能够实时显示出飞机飞行过程中的飞行姿态和两侧机翼受压数据，并能够实时接收来自塔台和北斗卫星的短报文信息；中央控制器同时将整理后的情报信息通过电信号传输至辅助调节模块，对飞机飞行过程进行辅助调节和控制；其中辅助调节模块能够根据对照后的数据信息，辅助飞机驾驶员对飞行姿态进行调节和修正；

情报显示器与控制器均设置于飞机驾驶舱内部，且两者电性连接，其中情报显示器包括PCB板1、液晶显示屏2、特性显示芯片3和数模转换器4，PCB板1一表面与液晶显示屏2扣接固定，特性显示芯片3和数模转换器4均设置于液晶显示屏2与PCB板1之间；其中，PCB板1和特性显示芯片3的表面均设置有集成电路，且两者电性连接；特性显示芯片3包括两组，分别设置于情报显示器内部相对两侧，且特性显示芯片3与信息校验模块电性连接；其中特性显示芯片3能够与PCB板1结合液晶显示屏2分别显示两侧机翼的实时受压信息数据；控制器包括两组操作柄5、两个调节缸6和输出控制盒7，其中操作柄5下端焊接有传动杆8，且两传动杆8之间相互铰接；调节缸6包括输入端和输出端，其中输入端嵌套有输入传杆9，且输入传杆9一端与传动杆8铰接；调节缸6的输出端与输出控制盒7焊接，其中调节缸6的输出端内部安装有压电传感器，输出控制盒7与飞机襟翼滑轨调节控制电机电性连接；

辅助调节模块包括调节缸6和输出控制盒7，其中调节缸6为电动液压缸，且调节缸6与数模转换器4电性连接；传动杆8、输入传杆9和操作柄5共同构成杠杆传动结构；在实际工作过程中，飞机驾驶员通过推拉操作柄5，利用杠杆结构带动输入传杆9滑动，从而改变调节缸6内部的压力，并通过压电传感器转换成电信号输出至输出控制盒7，而后输出控制盒7通过控制飞机襟翼滑轨调节控制电机启动，调整襟翼的角度，改变飞行姿态和机翼表面受压情况。

信息校验模块包括校验箱10、限位安装杆11和校验盒12，其中校验箱10焊接固定于飞机骨架内部的中轴线部位，且校验箱10内部为真空环境；两限位安装杆11分别焊接于校验箱10内部的相对两侧面，且校验盒12焊接固定于两限位安装杆11之间；校验盒12内部嵌套有校验轴13，校验轴13相对两端均焊接有磁栓14，且磁栓14设置于校验盒12的外部；限位安装杆11中部焊接有磁套15，其中磁套15与磁栓14嵌套旋转配合，且磁套15和磁栓14磁性相斥；在上述结构中，由于磁套15和磁栓14相互排斥的效果，使得校验轴13与校验盒12之间构成了磁悬浮状态，在实际工作环境中，由于校验轴13受力平衡，其为固定状态，而校验盒12通过限位安装杆11和校验箱10与飞机骨架整体连接为一体，因此能够根据飞机的实时飞行姿态，以校验轴13为轴心旋转；

校验轴13中部焊接有悬杆16，其中悬杆16为伸缩杆结构；校验箱10内部顶端焊接有吊杆17，且吊杆17与悬杆16之间通过安装万向节连接；结合前述结构，在飞机飞行姿态出现改变时，由于伸缩杆结构的悬杆16和万向节共同作用，校验盒12的位置不受吊杆17的倾斜影响；校验轴13相对两侧面均焊接有校验笔18，校验盒12相对两内侧面均焊接有限位舱19，校验笔18为激光笔，且其激光发射端延伸至限位舱19内部；校验笔18与限位舱19滑动卡合，限位舱19内部开设有一个基准槽20和若干感光槽21，基准槽20与感光槽21沿限位舱19内壁弧线阵列，且基准槽20设置于阵列区中心；初始状态下，基准槽20与校验笔18的激光发射端正相对，且基准槽20与感光槽21的孔径相同，深度存在差异；感光槽21内部设置有感光芯片，且与数模转换器4和中央控制器均电性连接；结合上述结构，在飞机飞行姿态出现倾斜时，校验轴13和校验笔18整体保持静止，校验盒12随飞机倾斜而旋转，使得校验笔18的激光发射端由基准槽20移动至对应位置的感光槽21，对应位置的感光芯片指示出对应的点位变化，进而反映出实际飞行姿态或倾斜角度。

优选地，信息采集模块的数量包括若干组，且均匀分布于飞机两侧机翼处；其中，信息采集模块包括安装板22、空速管23和空速仪表24，安装板22为飞机机翼骨架的一部分，且其表面焊接有分压块25，空速管23用于测试飞机的实时空速。

优选地，分压块25的上下两端分别延伸至安装板22的上方和下方，且分压块25的上端与空速管23焊接固定；空速管23内部设置有静压区26和全压区27，分压块25内部开设有分压腔道28，且分压腔道28的相对两端分别与全压区27和静压区26连通。

优选地，分压腔道28呈矩形环绕设置，其相对两段内部安装有测压指示板29；测压指示板29与空速仪表24电性连接；其中两侧测压指示板29分别检测空速管23内部的静压和全压，而后通过空速仪表24显示出真实空速。

优选地，安装板22上表面开设有若干测压槽30，若干测压槽30均匀设置于空速管23的相对两侧，测压槽30内部安装有压电板31，且压电板31和测压槽30覆盖于飞机机翼蒙皮下方；在飞机飞行过程中，由于伯努利原理，机翼蒙皮受到流体带来的压力变化，通过压电板31实时检测；压电板31下端焊接有启动板32，启动板32下表面与测压槽30粘连。

优选地，安装板22与分压块25之间焊接有若干通压管36，且测压槽30与分压腔道28之间通过通压管36连通；启动板32下表面通过弹簧粘连有从动板33，且从动板33设置于通压管36内部，并与通压管36构成活塞结构；其中启动板32为电磁铁，从动板33为永磁铁，且在启动板32通电后与从动板33磁性相斥；结合前述结构，压电板31受压后发生电位变化，并为启动板32充电，而后利用电磁原理推动从动板33下滑。

优选地，分压块25底端开设有排压槽道34，排压槽道34上端与分压腔道28连通，下端连通至分压块25的外部；排压槽道34内部滑动卡合有排压阀管35，两者构成单向阀结构；排压阀管35上端焊接有压电传感器，且压电传感器与中央控制器电性连接；同时压电板31与压电传感器结构相同，且同样与中央控制器电性连接；结合前述结构，排压槽道34同时与分压腔道28和通压管36连通，在实际运行过程中，单向阀结构存在压力阈值，且在受到的总压超出阈值后，单向阀结构打开，使分压块25卸压；在卸压前，分压块25内部所有的测量结果均已进行收集，从而不影响实际测压工作。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“示例”、“具体示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

以上公开的本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。

Claims (1)

1.基于北斗短报文传输的航行情报显示系统，包括信息采集模块、信息校验模块、辅助调节模块、中央控制器、情报显示器、控制器和数据传输模块，其特征在于：所述数据传输模块包括短报文发射器和短报文接收器，且数据传输模块同时设置于信息采集模块、中央控制器和情报显示器内部；所述信息采集模块设置于飞机外部，辅助调节模块、信息校验模块和情报显示器均设置于飞机内部，其中信息采集模块在飞机外部采集飞机的实时飞行情报，而后利用短报文发射器通过北斗短报文将情报信息上传至北斗卫星，北斗卫星将情报信息通过短报文同时传输至中央控制器和地面塔台；所述信息校验模块在飞机内部采集内部情报信息，并通过电信号将采集到的内部情报信息传输至中央控制器；中央控制器将信息采集模块采集的情报信息与情报校验模块传输的信息进行汇总和比较，并将整理后的情报信息通过电信号在情报显示器上显示；所述中央控制器同时将整理后的情报信息通过电信号传输至辅助调节模块，对飞机飞行过程进行辅助调节和控制；

所述情报显示器与控制器均设置于飞机驾驶舱内部，且两者电性连接，其中情报显示器包括PCB板（1）、液晶显示屏（2）、特性显示芯片（3）和数模转换器（4），所述PCB板（1）一表面与液晶显示屏（2）扣接固定，特性显示芯片（3）和数模转换器（4）均设置于液晶显示屏（2）与PCB板（1）之间；其中，所述PCB板（1）和特性显示芯片（3）的表面均设置有集成电路，且两者电性连接；所述特性显示芯片（3）包括两组，分别设置于情报显示器内部相对两侧，且特性显示芯片（3）与信息校验模块电性连接；所述控制器包括两组操作柄（5）、两个调节缸（6）和输出控制盒（7），其中所述操作柄（5）下端焊接有传动杆（8），且两所述传动杆（8）之间相互铰接；所述调节缸（6）包括输入端和输出端，其中输入端嵌套有输入传杆（9），且输入传杆（9）一端与传动杆（8）铰接；所述调节缸（6）的输出端与输出控制盒（7）焊接，其中调节缸（6）的输出端内部安装有压电传感器，输出控制盒（7）与飞机襟翼滑轨调节控制电机电性连接；

所述辅助调节模块包括调节缸（6）和输出控制盒（7），其中调节缸（6）为电动液压缸，且调节缸（6）与数模转换器（4）电性连接；所述传动杆（8）、输入传杆（9）和操作柄（5）共同构成杠杆传动结构；

所述信息校验模块包括校验箱（10）、限位安装杆（11）和校验盒（12），其中校验箱（10）焊接固定于飞机骨架内部的中轴线部位，且校验箱（10）内部为真空环境；两所述限位安装杆（11）分别焊接于校验箱（10）内部的相对两侧面，且校验盒（12）焊接固定于两限位安装杆（11）之间；所述校验盒（12）内部嵌套有校验轴（13），校验轴（13）相对两端均焊接有磁栓（14），且磁栓（14）设置于校验盒（12）的外部；所述限位安装杆（11）中部焊接有磁套（15），其中磁套（15）与磁栓（14）嵌套旋转配合，且磁套（15）和磁栓（14）磁性相斥；

所述校验轴（13）中部焊接有悬杆（16），所述校验箱（10）内部顶端焊接有吊杆（17），且吊杆（17）与悬杆（16）之间通过安装万向节连接；所述校验轴（13）相对两侧面均焊接有校验笔（18），校验盒（12）相对两内侧面均焊接有限位舱（19），校验笔（18）为激光笔，且其激光发射端延伸至限位舱（19）内部；所述校验笔（18）与限位舱（19）滑动卡合，所述限位舱（19）内部开设有一个基准槽（20）和若干感光槽（21），基准槽（20）与感光槽（21）沿限位舱（19）内壁弧线阵列，且基准槽（20）设置于阵列区中心；初始状态下，所述基准槽（20）与校验笔（18）的激光发射端正相对，且基准槽（20）与感光槽（21）的孔径相同，深度存在差异；所述感光槽（21）内部设置有感光芯片，且与数模转换器（4）和中央控制器均电性连接；

所述信息采集模块的数量包括若干组，且均匀分布于飞机两侧机翼处；其中，所述信息采集模块包括安装板（22）、空速管（23）和空速仪表（24），所述安装板（22）为飞机机翼骨架的一部分，且其表面焊接有分压块（25）；

所述分压块（25）的上下两端分别延伸至安装板（22）的上方和下方，且分压块（25）的上端与空速管（23）焊接固定；所述空速管（23）内部设置有静压区（26）和全压区（27），分压块（25）内部开设有分压腔道（28），且分压腔道（28）的相对两端分别与全压区（27）和静压区（26）连通；

所述分压腔道（28）呈矩形环绕设置，其相对两段内部安装有测压指示板（29）；所述测压指示板（29）与空速仪表（24）电性连接，其中两侧测压指示板（29）分别检测空速管（23）内部的静压和全压，而后通过空速仪表（24）显示出真实空速；

所述安装板（22）上表面开设有若干测压槽（30），若干测压槽（30）均匀设置于空速管（23）的相对两侧，所述测压槽（30）内部安装有压电板（31），且压电板（31）和测压槽（30）覆盖于飞机机翼蒙皮下方；所述压电板（31）下端焊接有启动板（32），启动板（32）下表面与测压槽（30）粘连；

所述安装板（22）与分压块（25）之间焊接有若干通压管（36），且测压槽（30）与分压腔道（28）之间通过通压管（36）连通；所述启动板（32）下表面通过弹簧粘连有从动板（33），且从动板（33）设置于通压管（36）内部，并与通压管（36）构成活塞结构，其中启动板（32）为电磁铁，从动板（33）为永磁铁，且在启动板（32）通电后与从动板（33）磁性相斥；结合前述结构，压电板（31）受压后发生电位变化，并为启动板（32）充电，而后利用电磁原理推动从动板（33）下滑；

所述分压块（25）底端开设有排压槽道（34），排压槽道（34）上端与分压腔道（28）连通，下端连通至分压块（25）的外部；所述排压槽道（34）内部滑动卡合有排压阀管（35），两者构成单向阀结构；所述排压阀管（35）上端焊接有压电传感器，且压电传感器与中央控制器电性连接；同时所述压电板（31）与压电传感器结构相同，且同样与中央控制器电性连接，单向阀结构存在压力阈值，且在受到的总压超出阈值后，单向阀结构打开，使分压块（25）卸压；在卸压前，分压块（25）内部所有的测量结果均已进行收集。