CN207317818U - 一种便携式飞机导航系统检测装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公布了一种便携式飞机导航系统检测装置，包括相互扣合而形成的中空本体，所述本体腔体内设置有射频组件、控制组件、电源组件，表面设置有显示器，且所述射频组件、控制组件、电源组件、显示器之间电连接；所述本体的一侧面设置有导线腔；另一侧面设置有天线腔；所述天线腔为矩形中空腔体，天线腔内部相对设置有天线座，天线座端表面设置有具有弹性的C型槽。本实用新型的目的是，提供一种便携式飞机导航系统检测装置，便携方便、可以实现外场自主检测，用于对飞机导航系统起飞前原机位检测和维修单位飞机导航系统原机位出厂检测；同时，解决检测时多型号天线携带的问题。

Description

一种便携式飞机导航系统检测装置

技术领域

本实用新型属于检测装置，具体为一种便携式飞机导航系统检测装置, 用于民航飞机，通航飞机，军用飞机导航系统起飞前原机位检测和维修单位飞机导航系统原机位出厂检测。

背景技术

导航信号模拟器包含四个模式，即：（航向）LOC模式，（下滑）GS模式，（全向信标）VOR模式，（指点信标）MKR模式，可以完全模拟机场的仪表着陆系统（Instrument LandingSystem， ILS ）是目前最广泛使用的飞机精密进近指引系统。它的作用是以无线电信号建立一条由跑道指向空中的狭窄“隧道”，飞机通过机载ILS接收设备，确定自身与“隧道”的相对位置，只要飞机保持在“隧道”中央飞行，就可沿正确方向飞近跑道、平稳地下降高度，最终飞进跑道并着陆。

（航向）LOC模式：即Localizer，缩写LOC 它提供与跑道中心线左右对准的信号。发射机安装在跑道的远端，发出的无线电信号是高指向性的，由跑道远端开始，呈扇形指向跑道入口（近端）方向，并向飞机的来向扩展。离跑道越远，扇形所履盖的范围越大。信号在跑道入口处的典型宽度是 700 英尺（213米），在离跑道入口4-7 海里处，信号履盖范围扩展到2000-3000英尺。通常，飞机位于跑道延长线偏角35度的范围内（即扇形中心角70度）时，才能接收到有效的LOC信号（座舱中的LOC仪表指针在满偏范围以内）。

（下滑）GS模式：即Glide Slope，缩写GS 它在垂直方向定义飞机下降高度的路线。发射天线安装在跑道旁边，离跑道入口（近端）约1000英尺（305米）。信号中心线与跑道平面所成的倾角一般为3度，GS信号范围是有一定“厚度”的，GS信号在垂直方向上的扇形中心角约为1.4度。离天线1英里（约1.6公里）处，GS信号约厚140英尺。也就是说，飞到离天线1英里时，如果飞机高度与信号中心线偏差大于70英尺，就收不到有效的GS信号了（座舱中的GS指针在满偏范围以外）。

（指点信标）MKR模式：即marker beacons。在飞机来向的跑道延长线上相隔一定距离安装有三个垂直向上发射信号的低功率信标电台，当飞机在信标上空通过时，就接收到信号，座舱中的信标灯就点亮，并伴有摩尔斯电码的音频信号。飞行员可据此判断飞机与跑道的大致相对位置。但有的ILS仅配备两个信标，即OM和MM 远距信标：outer marker，缩写OM，也称远台或外指。通过OM上空时，座舱中的OM信号灯（蓝色）点亮，摩尔斯电码声音为“长，长，长”。 OM通常是飞机切入电子下滑道GS的位置，通过OM上空时，座舱中的GS指针应在中央位置。典型情况下，此时飞机高度大约为2500-4000英尺AGL，OM距离跑道入口大约7-10海里。中距信标，即middle marker ,缩写MM，也称中台或中指。通过MM上空时，座舱中的MM信号灯（琥珀色）点亮，摩尔斯电码声音为“短，长，短，长”。 MM建在离跑道入口3500英尺（1067米）处，由于GS一般都是3度的，可以计算出，此时飞机与跑道接地区的相对高度差为200英尺（61米）近距信标，即inner marker ，缩写IM，也称近台或内指。通过IM上空时，座舱中的IM信号灯（白色）点亮，摩尔斯电码声音为“短，短，短，短”。

（全向信标）VOR模式：甚高频全向信标 (VHF Omni-directional Range, 以下简称VOR), 是一种用于航空的无线电导航系统，VOR发射机发送的信号有两个：一个是相位固定的基准信号；另一个信号的相位随着围绕信标台的圆周角度是连续变化的，也就是说各个角度发射的信号的相位都是不同的。向360度(指向磁北极)发射的与基准信号是同相的（相位差为0），而向180度(指向磁南极)发射的信号与基准信号相位差180度。飞机上的VOR接收机根据所收到的两个信号的相位差就可以计算出自身处于信标台向哪一个角度发射的信号上，也就是说VOR系统就确定飞机在空中方位，其确定方位VOR通常与测距仪(Distance Measuring Equipment,DME)同址安装，在提供给飞行器方向信息的同时，还能提供飞行器到导航台的距离信息，这样飞机的方位就可以唯一的被确定下来。

在现有技术中，对飞机导航系统信号的检测一般是采用内场检测，即在飞机需要在指定的场内进行检测，需要拆卸零件，再单独检测，过程繁琐，且无法完成自主检测。针对以上问题，提供一种便携式飞机导航系统检测装置，便携方便、可以实现外场自主检测，该装置可以在根据飞机类型，在机舱内或者机舱外检测；同时为了克服检测中，需要经常进行充电，电线收纳较为不便，配备了导线腔；且在模拟不同信号时，可能需要采用不同天线，该装置配备天线腔，解决检测时多型号天线携带的问题。

实用新型内容

本实用新型的目的是针对以上问题，提供一种便携式飞机导航系统检测装置，便携方便、可以实现外场自主检测，用于对飞机导航系统起飞前原机位检测和维修单位飞机导航系统原机位出厂检测；同时，解决检测时多型号天线携带的问题。

为实现以上目的，本实用新型采用的技术方案是：一种便携式飞机导航系统检测装置，包括相互扣合而形成的中空本体（1），所述本体（1）腔体内设置有射频组件、控制组件、电源组件，表面设置有显示器，且所述射频组件、控制组件、电源组件、显示器之间电连接；所述本体（1）的一侧面设置有导线腔（2）；另一侧面设置有天线腔（3）；所述天线腔（3）为矩形中空腔体，天线腔（3）内部相对设置有天线座（31），天线座（31）端表面设置有C型槽（32）。

进一步的，所述导线腔（2）为中空腔体，通过燕尾滑轨（201）与本体（1）连接；导线腔（2）下部设置有导轨（24），导轨中段设置有固定座（23），固定座（23）两侧设置有滑动座（22）；所述滑动座（22）上设置有线盒（21）；线盒（21）底部设置有滑槽（210），滑槽（210）内设置有与滑块（211）；滑块（211）上表面设置有绕线柱（212），下方设置有套筒（213）；所述滑动座（22）设置有与套筒（213）配合的凸台（221）。

进一步的，所述固定座（23）与滑动座（22）之间设置有弹性复位机构。

进一步的，所述弹性复位机构包括设置于固定座（23）与滑动座（22）之间的弹簧（25），滑动座（22）朝向固定座（23）一端面上设置有卡销（222），固定座（23）相应端面设置有销孔（232）；销孔（232）底部设置有弹性卡块（233），弹性卡块（233）下部设置有弹性件（234），上部设置有与外部贯通的锁孔（231）。

进一步的，线盒（21）底部设置有与锁孔（231）相配合的锁销（214）。

本实用新型的有益效果：

1、便携方便、可以实现外场自主检测，该装置可以在根据飞机类型，在机舱内或者机舱外检测；

2、设置有导线腔，方便充电线收纳；弹性复位机构使得收线快速方便

3、设置有天线腔，解决检测时多型号天线携带的问题。

附图说明

图1为本实用新型立体结构示意图。

图2为本实用新型线盒结构视示意图。

图3为本实用新型线盒俯视示意图。

图4为本实用新型线盒主视示意图。

图5为本实用新型固定座结构示意图。

图6为图2中B处结构示意图。

图中所述文字标注表示为：1、本体；2、导线腔；3、天线腔；31、天线座；32、C型槽；10、控制面板；11、天线；12、天线接口；201、燕尾滑轨；20、充电线；21、线盒；22、滑动座；23、固定座；24、导轨；25、弹簧；210、滑槽；211、滑块；212、绕线柱；213、套筒；221、凸台；222、卡销；231、锁孔；232、销孔；233、弹性卡块；234、弹性件。

具体实施方式

为了使本领域技术人员更好地理解本实用新型的技术方案，下面结合附图对本实用新型进行详细描述，本部分的描述仅是示范性和解释性，不应对本实用新型的保护范围有任何的限制作用。

如图1-图6所示，本实用新型的具体结构为：一种便携式飞机导航系统检测装置，包括相互扣合而形成的中空本体1，所述本体1腔体内设置有射频组件、控制组件、电源组件，表面设置有显示器，且所述射频组件、控制组件、电源组件、显示器之间电连接；所述本体1的一侧面设置有导线腔2；另一侧面设置有天线腔3；所述天线腔3为矩形中空腔体，天线腔3内部相对设置有天线座31，天线座31端表面设置有具有弹性的C型槽32；不同型号的天线11可以收纳于天线座31上。

优选的，天线腔3通过燕尾滑轨201与本体1的燕尾槽连接。

优选的，所述导线腔2为矩形中空腔体，通过燕尾滑轨201与本体1上的燕尾槽连接；导线腔2下部设置有导轨24，导轨中段设置有固定座23，固定座23两侧设置有滑动座22；所述滑动座22上设置有线盒21；线盒21底部设置有滑槽210，滑槽210内设置有与滑块211；滑块211上表面设置有绕线柱212，下方设置有套筒213；所述滑动座22设置有与套筒213配合的凸台221。

优选的，所述固定座23与滑动座22之间设置有弹性复位机构。

优选的，所述弹性复位机构包括设置于固定座23与滑动座22之间的弹簧25，滑动座22朝向固定座23一端面上设置有卡销222，固定座23相应端面设置有销孔232；销孔232底部设置有弹性卡块233，弹性卡块233下部设置有弹性件234，上部设置有与外部贯通的锁孔231。

优选的，线盒21底部设置有与锁孔231相配合的锁销214。

所述射频组件包括无线射频模块、天线其天线接口以及连接线路；所述控制组件包括控制电路板、控制面板10以及连接线路；电源组件包括蓄电池、充电接口、连接线路。

具体使用时，通过本体1表面的控制面板，可选择各种模拟导航信号通过射频组件的天线无线发射，当飞机接受到相应的模拟信号经过机载相应计算机处理后在相应的指示器，MFD或平显上进行显示，此设备不受天气原因和工作环境限制。

1.1航向接收机的测试原理

A.通过射频组件中的天线发射一组模拟信号来验证航向接收机的工作能力。主要模拟向左偏离、向右偏离及中心位置的信号，航向接收机接收这种经两种成分相加的音频信号调制的载波信号后，然后通过对比两种音频信号的分量来测出偏离跑道中心的角度，并在机上航向指示器、MFD或平显上进行显示；

B.通过天线发射缺少调制成分的信号来测试其告警功能，当航向接收机从信号中检出缺少至少一组音频信号的时候就会做出告警指示；

C.通过天线发射带识别音的调制信号来测试其识别功能，在接收到台站识别的音频信号后会输出一个导航识别信号给机上音响设备。

1.2航向接收机测试所需资源

A.90Hz、150Hz的两组音频信号，够改变两种信号的成分模拟不同的偏离信息，能够单独删除其中一种或两种信号模拟告警的条件；

B.108.10～111.95MHz的载波信号；

C.1020Hz可控的音频信号用来模拟识别信号。

2.1下滑接收机的测试原理

A.通过天线发射一组模拟信号来验证下滑接收机的工作能力。主要模拟向上偏离、向下偏离度，并在机上航向指示器、MFD或平显上进行显示；及中心位置的信号，航向接收机接收这种经两种成分相加的音频信号调制的载波信号后，然后通过对比两种音频信号的分量来测出与下滑道中心的角；

B.通过天线发射缺少调制成分的信号来测试其告警功能，当下滑接收机从信号中检出缺少至少一组音频信号的时候就会做出告警指示。

2.2下滑接收机测试所需资源

A.90Hz、150Hz的两组音频信号，够改变两种信号的成分模拟不同的下滑信息，能够单独删除其中一种或两种信号模拟告警的条件；

B.329.15～335.00MHz的载波信号。

3.1伏尔接收机的测试原

A.通过天线发射一组模拟信号来验证伏尔接收机的工作能力。主要模拟可变相，基准相，副载波的信号。伏尔接收机接收这种经过方位信号调制过的载波信号后，通过基准相与可变相的比较来测出方位误差，并在机上航向指示器、MFD或平显上进行显示

B.通过天线发射缺少调制成分的信号来测试其告警功能，当伏尔接收机从信号中检出缺少至少一组信号的时候就会做出告警指示；

C.通过天线发射带识别音的调制信号来测试其识别功能，在接收到台站识别的音频信号后会输出一个导航识别信号给机上音响设备。

3.2伏尔接收机测试所需资源

A.108.00～117.95MHz的载波信号；

B.30Hz可变相、基准相、9960Hz用作副载波的音频信号；

C.1020Hz可控的音频信号用来模拟识别信号。

4.1信标接收机的测试原理

A.通过天线发射一组模拟信号来验证信标接收机的工作能力。主要模拟远台、中台、近台的信号，信标接收机接收到经过音频信号调制的载波信号后，会发出信号来点亮相应的远、中、近台指示灯，并会有对应的音频提示。

4.2信标接收机测试所需资源

A.75.0MHz的载波频率；

B.400Hz远台、1300Hz中台、3000Hz近台可控的音频信号。

导线腔的使用，如图3所示，充电线20成S型绕过绕线柱212，头部和尾部分别穿出线盒21两端，使用时，将线盒21取出，分别拉动充电线20两端即可使充电线伸长，拉动时，图3所示，充电线20拉动绕线柱212,使滑块211在滑槽210滑动；收纳时，图2所示，将固定座23两侧的滑动座22的卡销222锁进销孔232；然后将线盒21底部的套筒213套于滑动座22的凸台221上，此时，线盒21底部锁销214恰好在锁孔231上方，下压后，锁销214将弹性卡块233下压，被锁紧的滑动座22脱离固定座23在弹簧25的作用下迅速向两端复位，滑动座22上的套筒213带动滑块211运动，将充电线20收回；通常的，充电线20两头都会有接头，会卡在线盒21外，防止充电线20全部进入线盒21内。

需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。

本文中应用了具体个例对本实用新型的原理及实施方式进行了阐述，以上实例的说明只是用于帮助理解本实用新型的方法及其核心思想。以上所述仅是本实用新型的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以做出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将实用新型的构思和技术方案直接应用于其它场合的，均应视为本实用新型的保护范围。

Claims (5)

1.一种便携式飞机导航系统检测装置，其特征在于，包括相互扣合而形成的中空本体（1），所述本体（1）腔体内设置有射频组件、控制组件、电源组件，表面设置有显示器，且所述射频组件、控制组件、电源组件、显示器之间电连接；所述本体（1）的一侧面设置有导线腔（2）；另一侧面设置有天线腔（3）；所述天线腔（3）为矩形中空腔体，天线腔（3）内部相对设置有天线座（31），天线座（31）端表面设置有C型槽（32）。

2.根据权利要求1所述的一种便携式飞机导航系统检测装置，其特征在于，所述导线腔（2）为中空腔体，导线腔（2）下部设置有导轨（24），导轨中段设置有固定座（23），固定座（23）两侧设置有滑动座（22）；所述滑动座（22）上设置有线盒（21）；线盒（21）底部设置有滑槽（210），滑槽（210）内设置有与滑块（211）；滑块（211）上表面设置有绕线柱（212），下方设置有套筒（213）；所述滑动座（22）设置有与套筒（213）配合的凸台（221）。

3.根据权利要求2所述的一种便携式飞机导航系统检测装置，其特征在于，所述固定座（23）与滑动座（22）之间设置有弹性复位机构。

4.根据权利要求3所述的一种便携式飞机导航系统检测装置，其特征在于，所述弹性复位机构包括设置于固定座（23）与滑动座（22）之间的弹簧（25），滑动座（22）朝向固定座（23）一端面上设置有卡销（222），固定座（23）相应端面设置有销孔（232）；销孔（232）底部设置有弹性卡块（233），弹性卡块（233）下部设置有弹性件（234），上部设置有与外部贯通的锁孔（231）。

5.根据权利要求4所述的一种便携式飞机导航系统检测装置，其特征在于，线盒（21）底部设置有与锁孔（231）相配合的锁销（214）。