CN203492011U - 航空用应急定位搜救系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型提出一种航空用应急定位搜救系统，发射机射频模块（2）与中央处理机组合模块通过印制板上的矩形连接器相互连接，发射机工作时向外发射121.5/243MHz，406.028MHz三个频段的信号，其中406.028MHz频点上发射的信号按COSPAS-SARSATC/ST.001标准中规定的消息格式，将固定的飞机编号，连同ARINC429总线上接收到的位置信息，填入中央处理机组合模块（3）内置CPU缓存区的预设消息格式中，CPU将该消息通过串行外设接口发送给控制射频模块内置的DDS，进行二进制相位L调制，将相位调制好的基带信号再次调制到406.028MHz频点上，产生国际海事卫星搜救定位信号，DDS产生音频扫频幅度调制信号，并调制到121.5/243MHz频点上，产生现场人员搜救信号。

Description

航空用应急定位搜救系统

技术领域

本实用新型涉及一种符合RTCA适航专业标准DO-204A和环境标准DO-160F的航空用应急定位搜救系统，是一种在应急状况下可自我定位的发射设备，主要用于航空器的卫星定位和现场人员搜救。

背景技术

飞机遇险失事后的定位和搜救，是航空工业需要解决的重大课题，近年来，国际和国内多次发生飞机遇险失事，都无法进行有效的定位和快速地进行救援，给人员和财产造成重大损失。2009年,法航AF447航班在大西洋上空罹难，法航为寻找黑匣子花费大量经费和时间，前三次搜索共耗费1700万英镑，而最终一次找黑匣子花费760万英镑，总耗时近2年，因此飞机遇险失事后对飞机失事地点的精确定位具有重要意义。

随着卫星定位的民用化，基于各种卫星定位系统的终端设备逐步进入市场，并广泛应用于海事、航空、航天等工业领域。在航空领域方面，民用航空中，根据中国民航CCAR91.435R2的要求，在2008年7月1日以后，任何批准载客19人以上的所有飞机必须至少装备一台自动应急定位发射机或两台任何类型的应急定位发射机，根据CCAR121，如果执行跨水任务的航班必须安装救生型急定位发射设备。

ELT（Emergency Locator Transmitters），航空用应急定位发射设备，与其类似的还有船用应急示位标（ERIPBs）和个人定位信标（PLB）都是用于在预警状态下，向外发射专用应急搜救频率信号的发射设备，并可同时发送带经纬度的数据信息，通过海事卫星进行定位和转发，向地面控制中心报告当前的坐标、遇险对象编号、启动方式、是否带应急搜救频率信标等等信息。

根据《RTCA/DO-204A 406MHz应急定位发射设备 最低性能规范》中的描述，应急定位发射设备按使用类型可分为四类。

固定式（AF，Automatic Fixed）

该类ELT永久性的固定安装在飞行器内，在飞行坠毁发生期间和发生后向外部发射位置信号和现场人员搜救信号。

便携式（AP，Automatic Portable）

该类ELT在飞机坠毁前被牢固的固定在飞行器内，一般有独立的天线，在飞行器的损毁后仍然可以继续使用，并且发生坠毁后能够很容易取下，一般固定在救生筏上。若满足幸存式（S）类ELT的需求，则一般被标记为（S）类ELT。

幸存式（S，Survival），幸存式（S）等级A（有浮力），该类ELT被设计为能在淡水或海水中漂浮，并且在平静的条件下能够让天线保持正确的位置，并很快进入激活发射工作方式。

幸存式（S）等级B（无浮力），该类ELT在水中没有浮力，但是必须有手动激活和水激活两种激活方式。

自动部署式（AD，Deployable），该类ELT在飞机坠毁前被牢固的固定在飞行器内，发生坠毁时将会通过力传感器检测到坠毁的发生，并且自动展开。该类ELT能够在水中漂浮，并向外发射位置信息和搜救信号。在国际上，该类ELT军用的名称为CPL（Crash Position Locator/失事位置定位器），在其自动展开前无法进行远程控制，如果有条件，该类ELT可以向驾驶室人员提供ELT的工作状态，对于误报警，可以允许复位该ELT，但在远程开关的设计上，不允许有将其完全关闭的功能。

我国目前的民航机型上安装的ELT普遍采用进口设备，具已掌握的资料，国内目前没有完全参照RTCA适航标准研制的任何类型的ELT。

发明内容

本实用新型的任务是提供一种既可用于传统的固定翼飞机，也可用于直升航空器的应急定位发射系统，能够在应急状态下由驾驶人员手动启动或在加速度冲击情形下自启动的航空用应急定位搜救系统。

本实用新型解决其技术问题所采用的方案是：一种航空用应急定位搜救系统，包括，发射机、控制面板和天线，其特征在于，发射机射频模块2与带有自备电池包的中央处理机组合模块3通过印制板上的矩形连接器相互连接，向外发射121.5/243MHz，406.028MHz三个频段的信号，按COSPAS-SARSAT C/S T.001标准中规定的消息格式，将固定的飞机编号、国家编号，连同ARINC429总线接收器上接收到的位置信息，一起填入到中央处理机组合模块3内置CPU缓存区的预设消息格式中，CPU将该消息通过串行外设接口发送给控制射频模块2内置的DDS进行二进制相位L调制，将相位调制好的基带信号再次调制到406.028MHz频点上，产生国际海事卫星搜救定位信号，同时CPU控制DDS产生AM调制的121.5/243MHz的现场人员搜救信号，406.028MHz信号首先经过射频模块2的406MHz声表滤波器低通滤波，经过三级功率放大后进入射频模块2的合路器输出；121.5/243MHz音频扫频幅度调制的信号分别经过121MHz和243MHz的声表面波滤波器，然后经过两级功率放大后进入合路器输出，同时发射机通过圆形连接器输出离散量信号，向外部提供发射机的工作状态显示。

本实用新型具有如下有益效果。

本实用新型在飞机应急状态下，能够通过飞行员启动射频发射或通过感受外部加速度瞬间变化启动射频发射，并连续向外部发射121.5/243MHz现场人员搜救频段的音频扫频幅度信号，并每隔50s向外发射406MHz的国际海事卫星搜救定位信号，能够通过内部锂电池组供电的方式持续至少50h，并且发射机的结构为双层铝合金壳体，壳体间填充隔热材料，因此发射机具有较强的防坠毁性能。

本实用新型是应急定位搜救系统（AF，ELT），环境性能要求符合《RTCA DO-204A 406MHz应急定位发射机最低性能标准》和《RTCA DO-160F机载设备的环境条件和测试程序》，在坠毁发生时，可检测飞机飞行方向的加速度并自启动，发射121.5/243MHz现场人员搜救信号以及406MHz国际海事卫星搜救定位信号。能够在飞机断电后依靠自身的电池持续工作50小时以上，比如本实用新型供电为+28VDC，同时自备电池包，电池包容量为11Ah0.5A，而应急定位搜救发射机在发射状态的平均电流小于230mA，因此可在外部供电断开后支持121.5/243MHz现场人员搜救信号 50h发射时间和406MHz的国际海事卫星搜救定位信号24h的发射时间。

发射406MHz国际海事卫星搜救定位信号数据格式按照C/S T001-2008 《国际海事卫星组织：406 MHz 遇险示位标规范》，可通过COSPAS-SARSAT卫星系统转发经纬度、飞机编号、启动方式、是否有121MHz应急搜救信标等信息到地面站，从而定位发射机位置。

按DO-160F和DO-204A的环境鉴定试验项目及类别见表1。

表1 环境鉴定试验项目及类别（此表可以说明环境适应性。

 406MHz发送的数据信息格式帧按照C/S T001-2008 《国际海事卫星组织：406 MHz 遇险示位标规范》中的要求。

有较强的防火性能。在结构方面采用双层外壳隔热防火设计，内填隔热防护材料，经测试，发射机可保持在10L（1m²）航空用油外焰中灼烧15s后正常工作。符合DO-204A中2.3.7 火焰试验的要求。

有较强的防坠毁性能。结构件材料选择可热处理强化的铝合金2A12，经固溶处理、人工时效后具有较高的强度，外形尖锐处采用弧形倒角设计，可更好的保护人员和飞机上设备。因2A12的耐腐蚀能力不强，表面处理采用硫酸阳极化进行保护，外表面喷涂橘红色桔形漆，抵抗高湿潮气和盐雾等造成的腐蚀。符合《RTCA/DO-204A 406MHz应急定位发射机最低性能标准 2.6.2 外形及颜色》以及《RTCA/DO-204A 406MHz应急定位发射机最低性能标准 2.3.4 冲击、撞击、挤压》的要求。

附图说明

图1是本实用新型应急定位搜救系统的发射机示意图。

图2是图1的电连接关系和保护板及隔热材料填充示意图。

图3是图1的电源组合模块的电路示意。

图4是图1的中央处理机组合模块的原理框图。

图5是图1的射频模块的电路示意图。

图6是控制面板功能框图。

图7 是控制面板示意图。

图中：1电池包，2射频模块，3中央处理机组合模块，4电源组合模块，5射频连接器，6圆形连接器，7外壳组合模块，8钮子开关。

具体实施方式

参阅图1、图2。在以下描述的航空用应急定位搜救系统实施例中，应急定位搜救系统由图1所示发射机、控制面板和天线，三个部分共同组成。发射机通过安装架悬挂安装在飞机设备舱内，能够快速安装和拆卸。控制面板通过安装架四周的安装孔安装在飞机驾驶舱内。控制面板用于飞行员在紧急状态下手动启动应急定位发射设备工作和复位，并提供该设备工作状态下的声、光告警。控制面板包括，开关、LED灯、蜂鸣器和控制电路。通过控制面板上的开关向发射机输入离散量，完成对发射机射频发射状态、正常工作状态、清除射频发射状态以及自检四个工作状态的控制。同时，控制面板接收发射机输出的离散量，通过蜂鸣器和小灯向驾驶员提供状态指示和声光报警。

发射机主要完成现场人员搜救频段121.5/243MHz信号以及406MHz国际海事卫星搜救定位信号的发射和加速度自启动。控制面板部分内含蜂鸣器和发光二极管小灯，通过电缆与发射机外部接口耦合，控制面板一般安装在驾驶室内，可完成对发射机的射频发射、正常工作、复位和自检四种工作状态的控制，并提供声光报警。天线采用外购订制方式，完成对三个频段的发射。

天线通过天线底部的自带射频连接器和安装孔固定在飞机机身靠后的外壳体顶部。发射机通过圆形连接器6和电缆与控制面板和飞机交联，通过射频连接器5和50Ω同轴线缆同天线射频连接器相连。经纬度信息由飞机ARINC429总线输入，发射机在发射工作状态时输出ELT-ON低电平有效信号到飞机集中告警系统。射频连接器5、圆形连接器6和钮子开关8同侧装配在外壳组合模块7的侧端，便于拆卸的电池包1固联在外壳组合模块7内侧两端。发射机通过壳体外部连接器外接电缆与飞机、控制面板交联，经射频连接器5外界同轴线与天线射频连接器连接，使各部分在功能上形成应急定位搜救系统。电池包1通过由电池组合模块内部引出的微型连接器连接到电源组合模块上，电源组合模块4和中央处理机组合模块3通过印制板上的接线连接在一起，射频模块2与中央处理机组合模块3通过印制板上的矩形连接器相互连接。电源组合模块4、中央处理机组合模块3、射频模块2都通过螺钉固定安装在那个底座上，电池组合模块1通过螺钉固定在安装块上。所述的发射机包含设置在外壳组合模块7底板上的电源组合模块4、射频模块2、电连接中央处理机组合模块3，位于中央处理机组合模块3上方。

发射机中央处理机组合模块3内置CPU电连接控制射频模块2的内置DDS，按COSPAS-SARSAT  C/S T.001标准中规定的消息格式，将固定的飞机编号、国家编号等信息，连同ARINC429总线上接收到的位置信息，一起填入到CPU缓存区的预设好的消息格式中，其中长消息共包含144bit，短消息包含112bit，CPU将该消息通过串行外设接口发送给DDS，并由DDS进行二进制相位L调制，在一个周期中，相位由+1.1rads变化到-1.1rads表示bit“1”,由-1.1rads变化到+1.1rads表示bit“0”，DDS将相位调制好的基带信号再次调制到406.028MHz频点上，产生国际海事卫星搜救定位信号，同时CPU控制DDS产生AM调制的121.5/243MHz的现场人员搜救信号，406.028MHz信号首先经过射频模块（2）的406MHz声表滤波器低通滤波，经过三级功率放大后进入射频模块（2）的合路器输出；406.028MHz的国际海事卫星搜救定位信号的发射周期为50s±5%，发射一次520ms±1%长信息，其中前160ms±1%为卫星同步用的未调制载波， 121.5/243MHz音频扫频幅度调制的信号分别经过121MHz和243MHz的声表面波滤波器，然后经过两级功率放大后进入合路器输出；同时在射频发射工作方式下，输出离散量信号，向外部提供发射机的工作状态显示。

发射机在射频发射工作方式向外发射121.5/243MHz，406.028MHz三个频段的信号。其中406.028 MHz 用于向国际海事卫星发射飞机遇险时位置数据，121.5 /243 MHz 用于现场人员搜救导航定位。发射机启动由人工启动和加速度启动两种方式，平时射频模块处于关断状态，传感器检测到与飞机飞行方向的加速度大于等于2.3G±0.2时，或者瞬时加速度大于等于12G时，CPU经过算法判定，启动发射应急定位信号。中央处理机组合模块中有ARINC429接收芯片，接收飞机的经纬度位置数据（标号位分别为311和310），同时发射机可通过RS232串口进行维护。

手动激活：发射机通过一根电缆与控制面板进行连接，控制面板一般安装在飞行员驾驶舱内，控制面板上的船型开关有两个位置分别为“ARM”和“ON”，在正常飞行状态下，船型开关被拨到“ARM”位置，当出现应急情况时，通过拨动控制面板上的船型开关到“ON”位置，可手动激活发射机进行射频发射。

加速度激活：发射机内部的中央处理机组合模块3中安装有加速度传感器，在飞行过程中，CPU通过接收加速度传感器采集到的加速度量值，感受飞机外部加速度，当检测到飞机飞行方向上出现很大的加速度变化，则CPU控制射频模块进行射频发射。

射频发射时，中央处理机组合模块3中CPU通过输出离散量信号，控制位于驾驶室内的控制面板中的蜂鸣器和小灯，提供声光报警。

发射机处于射频发射时，飞行员可以通过将控制面板的船型开关拨到“ON”再拨回“ARM”，以此向中央处理机组合模块3输入离散量信号，关闭射频发射。

若发射机处于上电但不发射的正常工作状态时，飞行员可以通过将控制面板的船型开关拨到“ON”再拨回“ARM”，以此向中央处理机组合模块3输入离散量信号，使发射机进行自检。

射频发射时，CPU射频模块工作在射频输出状态，图1发射机中中央处理机组合模块3的CPU控制射频模块2的DDS，将通过ARINC429总线接收到的位置信息和飞机号等信息按照图13进行编码，输送给DDS，产生BI-PHASE L调制的406.028MHz的国际海事卫星搜救定位信号，同时产生AM调制的121.5/243MHz的现场人员搜救信号。406.028MHz的信号要求频率精度为406.028MHz±1kHz，传输周期为50s±5%内发射一次520ms±1%长信息，前160ms±1%为未调制载波。短消息格式和长消息格式按下述表格中的格式进行编码。

短消息格式

长消息格式（下表为107-144bit，1-106bit同短消息格式对应内容相同）

注：

（1）比特同步部分，15个“1”bits；

（2）帧同步部分，000101111，自检模式下为011010000；

（3）格式标志，“0”bit表示短消息，“1”bit表示长消息。

406.028MHz首先经过406MHz声表滤波器低通滤波，经过三级放大后进入合路器，最终输出功率为36.5dBm。在不发射的时间周期内，关闭406.028MHz信号发射及406MHz信道的功放供电。发射24h后，关闭406.028MHz国际海事卫星搜救定位信号。121.5/243MHz的信号要求频率精度为121.5/243MHz±0.005%，传输周期为连续发750ms，停1.5s，121.5/243MHz音频扫频幅度调制的信号分别经过121MHz和243MHz的声表面波滤波器，然后经过两级放大后进入合路器，最终的输出功率为19dBm。在不发射的时间周期内，关闭121.5/243MHz信号发射及121.5/243MHz信道的功放供电。同时在射频发射工作方式下，输出离散量信号，向外部提供发射机的工作状态显示。在使用电池包1累积发射1h以上，则需更换电池包，因此累积计算的发射次数为超过80次时，在自检时闪烁图2控制面板的指示灯。

自检时，发射机指示灯和图2控制面板指示灯和灯闪烁的规则如下：

当自检测通过时：使控制面板的工作状态灯和发射机前面板的指示灯分别长闪烁一次，表示自检测通过；406MHz信道发送144位的自检信息，信息格式和内容按COSPAS-SARSAT C/S T.001的规定（经度和纬度均为*，带自检标志）。121.5/243MHz按正常发送现场人员搜救信号。

当自检测没有通过时：429接收芯片故障（包括通道有效性）：使控制面板和发射机前面板的指示灯闪烁一次，以表示429接收芯片故障。

射频模块故障（包括通道有效性）：使控制面板和发射机前面板的工指示灯闪烁三次，以表示射频模块（或通道有效性）故障。

加速度传感器故障（包括通道有效性）：使控制面板的指示灯闪烁五次，以表示加速度传感器（或通道有效性）故障。

电池电量低：使控制面板的指示灯闪烁七次，以表示累积发射时间超过1h，需要更换电池包。406MHz信道和121.5/243MHz均不发送信号。

在外部接口方面，CPU的JTAG接口、UART接口通过图1发射机6圆形连接器外接，可通过专用升级维护电缆连接到测试设备，软件升级方式可采用重新下载程序，维护工作可通过UART接口，无需拆开设备外壳，使系统的升级和控制变得十分自由。

电源组合模块4对+28VDC的尖峰、浪涌电压进行瞬态抑制，然后完成与电池电压的供电切换，切换的电压输入到DC-DC芯片中转换成7.2V，供给射频模块2和中央处理机组合模块3，中央处理机组合模块3完成对加速度传感器的检测和阈值的计算，并选择性的接收飞机ARINC429总线上飞机的位置数据信息，将该经纬度信息按C/S T001-2008标准中数据信息格式编码后，发送给射频模块2中的DDS，射频模块2中的高频率稳定度晶振输入DDS后进行倍频，生成 406MHz频率载波，同经过编码的数据信息完成Bi-Phase L调制并发射。121.5/243MHz的音频扫频幅度信号同样由中央处理机组合模块3控制射频模块2的DDS产生。

121.5/243MHz、406.028MHz三路射频信号末端的合路器利用带通滤波器的带外阻带抑制性能来实现这三路信号的输出频率和功率的合成。

发射机正常工作时，首先电源组合模块(4)进行过压保护、EMC、欠压保护、与电池供电切换、DC/DC变换、二次滤波等电路变换，为发射机整体供电。中央处理机组合模块3按优先级从高到低依次检测图1中钮子开关8状态、图7中船型开关1状态和发射机加速度传感器检测值。当图1中钮子开关8状态为“ON”，发射机进入射频发射工作状态，通过图1中圆形连接器6控制图2控制面板的蜂鸣器和指示灯2，进行鸣响和闪烁。当图1中钮子开关(8)状态为“OFF”时，则检测图2中控制面板船型开关(1)是否处于“ON”状态，若处于“ON”状态，图1发射机进入射频发射工作状态；若图2中控制面板船型开关(1)处于“ARM”，则检测图1发射机中的加速度传感器采样值，若采样值大于等于2.3G±0.2时，或者瞬时加速度大于等于12G时，则图1发射机进入射频发射工作状态。若采样值没有超2.3G±0.2时，或者瞬时加速度小于12G时，则图1发射机继续正常工作，实时接收飞机ARINC429总线上的经纬度位置信息数据。

参阅图3。所述的电源组合模块4包括，电源滤波器、瞬态抑制、防反充电路、DC-DC电源芯片、光电耦合器。通过外部连接器6输入的电源正负极+28VDC，经过电源滤波、瞬态抑制和保护电池的防反充电路，进入DC-DC电源芯片进行电压转换。光电耦合器和DC-DC电源芯片受中央处理机组合模块3中的微控制器控制，光电耦合器输出离散量信号，进行前后级隔离，DC-DC电源芯片的使能引脚受微控制器控制，可完成保护持续开启和自我关闭的功能。

参阅图4。中央处理机组合模块3包括，微控制器、加速度传感器、ARINC429总线接收器，加速度传感器通过串行设备接口与微控制器进行通信，通过微控制器进行控制。ARINC429总线接收器接收外部连接器6输入的ARINC429信号，并通过判断其标识位，保留所需信息，通过串行设备接口转发给微控制器。加速度传感器感受外界的加速度量值，并通过串行设备接口转发给微控制器。

参阅图5。射频模块2包括，直接数字频率合成器DDS、温补晶振、滤波及射频增益链路、分立器件搭建的合路器，其中直接数字频率合成器DDS通过温补晶振的输入频率进行倍频，并受中央处理机组合模块3中的微控制器配置，产生音频扫频幅度信号，然后用直接数字频率合成器DDS产生的121.5/243MHz载波进行调制。直接数字频率合成器DDS通过串行设备接口与中央处理机组合模块3中微控制器通信，并接收需要调制的信息，信息进入直接数字频率合成器DDS后，调制到406MHz的载波上并完成二进制相位L调制。信号产生后，经滤波和射频增益链路放大，再经过合路器，最终通过射频连接器5输出。

参阅图6。控制面板作为发射机的配件，通过电缆与发射机外部连接器相连，一般安装在飞行员驾驶舱内，控制面板上的船型开关有两个位置分别“ARM”和“ON”，在正常飞行状态下，船型开关被拨到“ARM”位置，当出现应急情况时，飞行员通过拨动控制面板上的船型开关到“ON”位置，可手动激活发射机进行射频发射。

射频发射时，中央处理机组合模块3中CPU通过输出离散量信号，控制位于驾驶室内的控制面板中的蜂鸣器和小灯，提供声光报警。

发射机处于射频发射时，飞行员可以通过将控制面板的船型开关拨到“ON”再拨回“ARM”，以此向中央处理机组合模块3输入离散量信号，关闭射频发射。

若发射机处于上电但不发射的正常工作状态时，飞行员可以通过将控制面板的船型开关拨到“ON”再拨回“ARM”，以此向中央处理机组合模块3输入离散量信号，使发射机进行自检。

在应急情况下，可通过安装在驾驶室内并与发射机进行电连接的控制面板手动启动发射，或者通过发射机内置的加速度传感器检测飞机飞行方向上的加速度，当超出预设加速度阈值时自动启动发射，发射机工作时向外发射121.5/243MHz，406.028MHz三个频段的信号，其中406.028MHz频点上发射的信号是按COSPAS-SARSAT C/S T.001标准中规定的消息格式，将固定的飞机编号、国家编号，连同ARINC429总线上接收到的位置信息，一起填入到中央处理机组合模块3内置CPU缓存区的预设消息格式中，CPU将该消息通过串行外设接口发送给控制射频模块（2）内置的DDS并进行二进制相位L调制，将相位调制好的基带信号再次调制到406.028MHz频点上，产生国际海事卫星搜救定位信号，同时DDS产生音频扫频幅度调制信号，并调制到121.5/243MHz频点上，产生现场人员搜救信号。三个信号分别经过功率放大后进入合路器，最终通过射频接口输出射频信号，同时发射机通过圆形连接器输出离散量信号向飞机提供发射机的工作状态显示。

Claims (10)

1.一种航空用应急定位搜救系统，包括，发射机、控制面板和天线，其特征在于，发射机射频模块（2）与带有自备电池包的中央处理机组合模块（3）通过印制板上的矩形连接器相互连接，向外发射121.5、243MHz和406.028MHz三个频段的信号，按COSPAS-SARSAT C/S T.001标准中规定的消息格式，将固定的飞机编号、国家编号，连同ARINC429总线接收器接收到的位置信息，一起填入到中央处理机组合模块（3）内置CPU缓存区的预设消息格式中，CPU将该消息通过串行外设接口发送给控制射频模块（2）内置的DDS进行二进制相位L调制，将相位调制好的基带信号再次调制到406.028MHz频点上，产生国际海事卫星搜救定位信号，同时CPU控制DDS产生AM调制的121.5/243MHz的现场人员搜救信号，406.028MHz信号首先经过射频模块（2）的406MHz声表滤波器低通滤波，经过三级功率放大后进入射频模块（2）的合路器输出；121.5/243MHz音频扫频幅度调制的信号分别经过121MHz和243MHz的声表面波滤波器，然后经过两级功率放大后进入合路器输出离散量信号，向外部提供发射机的工作状态显示。 

2.如权利要求1所述的航空用应急定位搜救系统，其特征在于，电池包（1）通过由电池组合模块内部引出的微型连接器连接到电源组合模块上，电源组合模块（4）和中央处理机组合模块（3）通过印制板上的接线连接在一起，射频模块（2）与中央处理机组合模块（3）通过印制板上的矩形连接器相互连接。 

3.如权利要求2所述的航空用应急定位搜救系统，其特征在于，电源组合模块（4）、中央处理机组合模块（3）、射频模块（2）都通过螺钉固定安装在底座上，电池组合模块（1）通过螺钉固定在安装块上。 

4.如权利要求2所述的航空用应急定位搜救系统，其特征在于，发射机内部的中央处理机组合模块（3）中安装有加速度传感器，在飞行过程中，CPU通过接收加速度传感器采集到的加速度量值，感受飞机外部加速度。 

5.如权利要求2所述的航空用应急定位搜救系统，其特征在于，电源组合模块（4）对+28VDC的尖峰、浪涌电压进行瞬态抑制，完成与电池电压的供电切换，切换的电压输入到DC-DC芯片中转换成7.2V，供给射频模块（2）和中央处理机组合模块（3），中央处理机组合模块（3）对加速度传感器的检测和阈值的计算，并选择性的接收飞机ARINC429总线上飞机的位置数据信息，发送给射频模块（2）中的DDS。 

6.如权利要求1所述的航空用应急定位搜救系统，其特征在于，射频模块（2）中的高频率稳定度晶振输入DDS后进行倍频，生成406MHz频率载波，同经过编码的数据信息完成Bi-Phase L调制并发射，121.5/243MHz的音频扫频幅度信号同样由中央处理机组合模块（3） 控制射频模块（2）的DDS产生。 

7.如权利要求1所述的航空用应急定位搜救系统，其特征在于，121.5、243MHz和406.028MHz三路射频信号末端的合路器利用带通滤波器的带外阻带抑制性能来实现这三路射频信号输出频率和功率的合成。 

8.如权利要求1所述的航空用应急定位搜救系统，其特征在于，中央处理机组合模块（3）包括，微控制器、加速度传感器和ARINC429总线接收器，其中，加速度传感器感受外界的加速度量值，通过串行设备接口转发给微控制器，与微控制器进行通信。 

9.如权利要求1所述的航空用应急定位搜救系统，其特征在于，ARINC429总线接收器接收外部连接器（6）输入的ARINC429信号，通过判断ARINC429信号标识位，保留所需信息，经串行设备接口转发给微控制器。 

10.如权利要求1所述的航空用应急定位搜救系统，其特征在于，射频模块（2）包括，直接数字频率合成器DDS、温补晶振、滤波及射频增益链路、分立器件搭建的合路器，其中直接数字频率合成器DDS通过温补晶振的输入频率进行倍频，并受中央处理机组合模块（3）中的微控制器配置，产生音频扫频幅度信号，然后用直接数字频率合成器（DDS）产生的121/243MHz载波进行调制。 

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