CN210479069U - 一种飞机航姿试验系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种飞机航姿试验系统，属于飞机航姿系统技术领域，该飞机航姿试验系统包括机柜、供电电源、测试计算机、测试机箱、操作监控模块、信号调理模块、转换适配模块、数据采集模块和通信接口模块。其中，数据采集模块和通信接口模块以总线板卡形式组合在测试计算机内，信号调理模块、转换适配模块、操作监控模块集成在测试机箱内，供电电源、测试机箱和测试计算机以独立的结构安装于机柜中，测试计算机通过串口总线与测试机箱连接，供电电源通过电源线与测试机箱和测试计算机连接。该飞机航姿试验系统结构简单、设计紧凑、测试精度高、测试内容全面。

Description

一种飞机航姿试验系统

技术领域

本实用新型涉及飞机航姿系统领域，尤其是涉及一种飞机航姿试验测试系统。

背景技术

航姿系统是现代飞机的重要机载电子设备，主要用于测量和显示飞机飞行过程中的航向和姿态角，并以数字量、模拟量、离散量的形式，传送到其它机载电子设备；另外，航姿系统可作为机载惯导系统的备份系统，在惯导系统发生故障时，为飞机提供航向和姿态角。飞机航姿系统一般包括：全姿态组合陀螺、磁传感器、航姿计算机、控制盒、地平仪及航向位置指示器等，其性能的好坏直接影响飞机的飞行安全，因此需要对航姿系统进行性能测试试验和故障定位。

飞机航姿系统信号交联设备多，结构复杂，在日常使用维护工作中，设备故障率较高。在设备试验测试时，测试项目繁多，既要对单件性能指标进行测试，也要对系统性能进行测试，对系统故障定位比较困难。因此，构建有效的航姿试验系统，不仅能够完成航姿系统的性能测试，而且可以解决故障诊断问题。

由于现有的航姿试验设备精度低、操作复杂，对使用者的要求较高，为满足航姿系统部附件修理及检测的需要，使维修保障工作顺利进行，设计开发了一种飞机航姿试验系统，实现航姿系统单件和整体性能的自动测试，对提高航姿系统维修保障能力和飞机安全性具有重要作用。

本实用新型采用基于总线通信的计算机测控技术，系统性能稳定，工作可靠，操作简便，测试精度高，满足了飞机航姿系统的性能测试需求，能够节省大量工时和人力，提高航姿系统地面维护效率。

实用新型内容

针对现有测试设备存在的不足，为了快速、可靠测试飞机航姿系统，本实用新型基于总线通信的计算机测控技术，设计开发了一种飞机航姿试验系统，系统运用开放式ATE结构，以测控计算机为核心，采用数字式程控仪器、专用测量设备、图形化测试界面和虚拟仪器控制技术，在总线控制下实现了对航姿系统部件动、静态性能的自动检测，满足了飞机航姿系统的性能测试需求。系统具有较高可靠性、可维修性和可扩展性。

本实用新型的技术方案是这样实现的：一种飞机航姿试验系统，包括机柜、测试计算机、测试机箱、供电电源、操作监控模块、信号调理模块、转换适配模块、数据采集模块和通信接口模块。其中，数据采集模块和通信接口模块以总线板卡形式组合在测试计算机内，信号调理模块、转换适配模块和操作监控模块集成在测试机箱内，供电电源、测试机箱和测试计算机以独立的结构安装于机柜中，测试计算机通过串口总线与测试机箱连接，供电电源通过电源线与测试机箱和测试计算机连接。

进一步的，所述机柜作为其它模块的结构安装和支承用，机柜安装有脚轮，便于移动。

进一步的，所述测试计算机包括控制底板、操作按键、液晶显示屏和触摸操作屏，是测试控制软件和硬件的安装平台，是试验系统的核心控制模块，控制试验系统完成对被测航姿系统的试验，提供人机交互界面。

进一步的，所述供电电源为航姿试验系统和被测航姿系统提供所需的电源。

进一步的，所述测试机箱的前面板包括插孔、开关、电压表、电流表、标准自整角发送器和电位计；后面板包括插座、保险丝座、插孔和串行口。

进一步的，所述信号调理模块对被测航姿系统输出的信号进行分压、分流、放大及相敏变换控制，满足数据采集模块的输入要求。

进一步的，所述转换适配模块包括继电器切换部分、电缆和电连接器。

进一步的，所述通信接口模块采用了RS232串口模块。

本实用新型的有益效果是：

1、采用了测试计算机和模块化的测试板卡作为硬件平台，系统结构紧凑简单，主要的测试模块和显示操作功能集中在试验系统上，便于安装、调试和维护；

2、具有结构高度集成、计算机数字化控制、良好人机界面的特点，操作简便，可手动和自动操作相结合，能够防止误操作，降低了对人员能力的要求；

3、采用了基于总线通信的计算机测控技术，性能稳定，工作可靠，测试精度高，测试内容全面。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中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实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1：航姿试验系统的组成结构图。

图2：航姿试验系统的信号关系图。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，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他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

如图1所示，一种飞机航姿试验系统，包括机柜、测试计算机、测试机箱、供电电源、操作监控模块、信号调理模块、转换适配模块、数据采集模块和通信接口模块。其中，测试计算机是测试控制软件和硬件的安装平台，是试验系统的核心控制模块，所有其他模块由测试计算机通过总线进行控制，以实现自动化、模块化、通用化。

如图1所示，航姿试验系统集成在机柜中，机柜作为其它模块的结构安装和支承，底部安装有脚轮，便于移动。数据采集模块和通信接口模块以总线板卡形式组合在测试计算机内，信号调理模块、转换适配模块、操作监控模块集成在测试机箱内，供电电源、测试机箱和测试计算机自下而上以独立的结构安装于机柜内。测试计算机通过串口总线与测试机箱连接，供电电源通过电源线与测试计算机和测试机箱连接。测试机箱的前面板包括插孔、开关、电压表、电流表、标准自整角发送器和电位计，插孔用于监测陀螺、航姿计算机等的输出信号，开关为各种电源、功能开关，电压表和电流表显示输出电压、电流，标准自整角发送器用于发送无线电信号，电位计用于调节电流计等电流；后面板包括插座、保险丝座、插孔和串行口，插座为被测航姿系统的转接插座，保险丝座为电源的保险丝座，插孔为电源输入孔和电源检测孔，串口为被测航姿系统航姿计算机的串口输出。测试计算机包括控制底板、操作按键、液晶显示屏和触摸操作屏，与测试机箱后面板RS232串行接口相连接。

如图2所示，供电电源为综合电源，可为飞机航姿系统和航姿试验系统提供27V直流电源、115V/400Hz单相交流电源和36V/400Hz三相交流电源。信号调理模块对被测航姿系统输出的信号进行分压、分流、放大及相敏变换控制，满足数据采集模块的输入要求。数据采集模块采集的电压、电流等信号经转换适配模块输入到测试计算机内。转换适配模块包括继电器切换部分、电缆和电连接器，为试验系统和被测航姿系统提供电气接口，对输入输出信号进行连接和切换。操作监控模块包括状态操作与监控部分、同步数字接收器和电压/电流表，控制和监控被测航姿系统的工作状态及主要输出信号。通信接口模块采用了RS232串口模块，为被测航姿系统提供通信接口，完成测试计算机与航姿系统之间通信功能。

航姿实验系统中的各种标准表和信号发生电路，用来模拟航姿系统或部件的工作情况，还可以提供航姿系统所需的各种电参量，同时显示航姿系统或部件送出的信号参量，用标准表替换和检测部件，判断出故障位置。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种飞机航姿试验系统，其特征在于：包括机柜、供电电源、测试计算机、测试机箱、操作监控模块、信号调理模块、转换适配模块、数据采集模块和通信接口模块；所述数据采集模块和通信接口模块以总线板卡形式组合在测试计算机内，所述信号调理模块、转换适配模块和操作监控模块集成在测试机箱内，所述供电电源、测试计算机和测试机箱以独立的结构安装于机柜中，测试计算机通过串口总线与测试机箱连接，供电电源通过电源线与测试计算机和测试机箱连接。

2.如权利要求1所述的飞机航姿试验系统，其特征在于：机柜安装有脚轮。

3.如权利要求1所述的飞机航姿试验系统，其特征在于：所述测试计算机具有触摸操作屏。

4.如权利要求1所述的飞机航姿试验系统，其特征在于：所述测试机箱的前面板包括插孔、开关、电压表、电流表、标准自整角发送器和电位计；后面板包括插座、保险丝座、插孔和串行口。

5.如权利要求1所述的飞机航姿试验系统，其特征在于：所述信号调理模块对被测航姿系统输出的信号进行分压、分流、放大及相敏变换控制，满足数据采集模块的输入要求。

6.如权利要求1所述的飞机航姿试验系统，其特征在于：所述转换适配模块包括继电器切换部分、电缆和电连接器。

7.如权利要求1所述的飞机航姿试验系统，其特征在于：所述通信接口模块采用RS232串口模块。

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