DE3232337C2 - Automatisches Abnahme-Prüfsystem für einen Flugzeug-Rechner - Google Patents

Abstract

Im Hinblick auf eine erhebliche Kostensenkung bei der Abnahmeprüfung von Luftfahrzeug-Rechnern umfaßt das hier angegebene Abnahme-Prüfsystem eine Gruppe von Eingabeschaltungen, die die Rechner-Ausgangsdatensignale empfangen; eine Eingabeschaltung, die Signale vom Luftfahrzeug-Rechner empfängt, die die Rechner-Eingabedatensignale repräsentieren; und einen Übertragungsteil zur Übertragung der Rechner-Eingabedaten zum Rechner. Bei diesem automatischen Abnahme-Prüfsystem erzeugt der geprüfte Rechner sowohl serielle und parallele Eingabedatensignale für sich selbst, die dann von dem automatischen Prüfsystem zum geprüften Rechner zurückübertragen werden.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein automatisches Abnahmeprüfsystem für einen Flugzeug-Rechner nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs.

Mit Flugzeug-Rechnern werden viele Wartungs- und Leistungsprüfungen durchgeführt unter Verwendung von festverdrahteten Prüfeinrichtungen, so daß die Funktionsweise des Rechners ständig überprüfbar ist. Es gibt jedoch bestimmte Arten von Prüfungen, z. B. hinsichtlich der Ein- und Ausgabedatenkreise des Rechners, die externe Prüfeinrichtungen erfordern, damit sichergestellt ist, daß der Rechner zufriedenstellend arbeitet.

Da eine Quelle für Eingabedaten vorhanden sein muß und ferner die Ausgangskreise des zu prüfenden Flugzeug-Rechners geprüft werden müssen, erfordern bestehende Flugzeug-Rechner-Abnahmeprüfsysteme komplizierte und teure Prüfeinrichtungen einschließlich spezifischer Prüfgeräte zuin Erzeugen der erforderlichen Flugzeug-Dateneingabe in Verbindung mil Cicriilen zum Empfang der Ausgangsxignale des Flugzeug-Rechners; im übrigen sind noch weitere Arten von speziellen Prüfgeräten erforderlich. Außerdem handelt es sich bei den bekannten Abnahme-Prüfsystemen um komplizierte und umständliche Prüfvorgänge, so daß wiederum speziell ausgebildetes Personal notwendig ist Infolgedessen sind bestehende Abnahme-Prüfsysteme teuer in der Herstellung und Unterhaltung und erfordern zusätzlich Ausbildungsprogramme für das Personal.

Durch die Veröffentlichung in »Elektronik«, 1980, Heft 22, S, 105—109, sind Prüfeinrichtungen von Mikroprozessor-Systemen bekanntgeworden, bei denen ein Mikrocomputersystem benutzt wird zur Abgabe von Prüfsignalen entsprechend vorbereiteten Prüfprogrammen bzw. zur Anzeige der Ergebnisse von Testprograrnmen. Auf die speziellen Erfordernisse zur Überprüfung von Flugzeug-Rechnern wird dort jedoch nicht eingegangen.

Der vorliegenden Erfindung liegt daher die Aufgabe

zugrunde, ein automatisches Abnahme-Prüfsystem für einen Flugzeug-Rechner zu schaffen, mit dem sowohl die Eingangs- als auch die Ausgangskreise und die mit diesen Kreisen unmittelbar nach- bzw. vorgeschalteten Einrichtungen (z. B. Zwischenspeicher, Formatwandler, Verstärker) hinsichtlich ihrer Funktion überprüft werden können.

Gelöst wird diese Aufgabe mit den im Kennzeichnenden Teil ües Patentanspruchs angegebenen Merkmalen. Das vorstehend erläuterte automatische Prüfsystem schafft erhebliche Vorteile gegenüber bestehenden bekannten Systemen, da der gesamte Prüfvorgang unter der Steuerung des Prozessors 110 abläuft, der ROM-Befehle aus dem Prüfprogrammteil 156 nutzt, das in dem Programmspeicher 108 gespeichert ist, wodurch die Anforderungen an den Prüfoperator zur Durchführung von Einzelprüfungen erheblich herabgesetzt werden und die Notwendigkeit für ein gesondertes Apparateteil zur Erzeugung der geeigneten Prüf-Eingabedaten beseitigt wird. Das System bietet ferner den weiteren Vorteil, daß es Eingabedaten direkt vergleichen kann, da es die Eingabedaten in seinem eigenen System erzeugt Somit kann ein sehr weiter Bereich von Prüfeingängen zu dem geprüften Rechner 10 erzeugt werden, ohne daß eine Prüfeinheit gesondert zur Erzeugung der Dateneingänge programmiert werden muß. Ein weiterer Vorteil der Anordnung besteht darin, daß eine große Vielzahl von Flugzeug-Rechnern oder solchen Rechnern mit unterschiedlichen Software-Modifikationen unter Verwendung der gleichen relativ preisgünstigen Prüfeinheit geprüft werden können, ohne daß Änderungen an der Prüfeinheit für jede Software-Modifikation erforderlich sind.

Anhand der Zeichnung wird die Erfindung beispielsweise näher erläutert. Dabei ist die Figur ein Blockschaltbild des automatischen Abnahme-Prüfsystems für Flugzeug-Rechenanlagen.

Die Figur zeigt das bevorzugte Ausführungsbeispiel. Auf der rechten Seite ist in dem Strichlinienblock 10 ein Flugzeug-Rechner gezeigt; für die Zwecke der vorliegenden Beschreibung ist dieser Flugzeug-Rechner ein Bodennähe-Warnsystem-Rechner. Detaillierte Beschreibungen von Bodennähe-Warnsystern-Rechnern für Luftfahrzeuge sind in den US-PS 39 46 358, 39 58 218, 39 44 968, 39 47 809, 39 47 808, 39 47 810, 39 25 751, 39 34 222, 40 60 793, 40 30 065 und 42 15 334 b5 sowie in der GB-PS 15 67 554 zu finden.

Die Hauptfunktion des Rechners 10 eines Bodennähe-Warnsystems besteht in der Erzeugung von optischen und akustischen Warnungen an die Besatzung.

«venn sich das Luftfahrzeug ungewollt dem Boden nähert

Ferner zeigt die Figur als Strichlinienblcck 12 eine automatische Abnahme-Prüf einheit, die. mit dem Rechner 10 eine Reihe von Prüfungen durchführt, die mit diesem nicht durchführbar sind, wenn sich der Rechner an Bord eines Flugzeugs befindet Nach der Zeichnung ist die Prüfeinheit 12 an den Rechner 10 über eine Anzahl Datenüoertragungsleitungen angeschlossen, was der Fall sein würde, wenn eine ausgedehntere Prüfung des Rechners erforderlich ist, die mit der normalen festverdrahteten Prüfeinrichtung nicht möglich ist

Zu den Dateneingängen zum Rechner 10 gehört ein Flugdateneingang über Leitungen 14 und 16, der Flugdaten-Parameter wie Fluggeschwindigkeit, barometrische Höhe und Änderungsgeschwindigkeit der berometrischen Höhe repräsentiert Wenn der Rechner in das Flugzeug eingebaut ist, wird diese Information auf Leitungen 14 und 16 in bitserieller Form übertragen. Eine weitere Quelle von seriellen Dateneingängen wird zum Rechner 10 auf Leitungen 18 und 20 übertragen. Die seriellen digitalen Datensignale geben die mit Funkpeilung ermittelte Flughöhe an. Auf Leitungen 22 und 24 werden in den Rechner 10 in serieller Digitaldatenform Signale von einem Instrumentenlandesystem (ILS) eingegeben, die ILS-Frequenzen, Gleitneigungs-Abweichungssignale und ausgewählte Landebahn-Steuerkurse umfassen. Eine weitere Kategorie von seriellen Digitaldaten für den Rechner 10 wird über Leitungen 26 und 28 von einer weiteren Quelle übertragen, die in bitserieller Form den Magnetkompaßkurs (MAG-Kurs) angeben.

Zusätzlich zu den vorstehend erläuterten bitseriellen Eingängen ist der Rechner 10 so ausgelegt, daß er von dem Flugzeug bestimmte gesonderte Datensignale empfängt, z. B. iuf Leitung 30 die Fahrwerklage, auf Leitung 32 die Landeklappenlage, auf Leitung 34 ein Selbstprüfsignal, auf Leitung 36 ein Auf-dem-Boden-Signal, auf Leitung 38 ein Gleitneigungs-Blockiersignal und auf Leitung 40 ein Entscheidungs-Höhensignal. Die Signale auf den Leitungen 30 und 32 geben an, ob das Fahrwerk ein- oder ausgefahren ist und ob die Landeklappen ihre Landelage einnehmen. Das Selbstprüfsignal auf Leitung 34 wird von der Besatzung ausgelöst, so daß der Rechner 10 eine Selbstprüfungs-Routine durchäuft, bevor das Luftfahrzeug abhebt. Das Gleitneigungs-Blockiersignrl auf Leitung 36 erlaubt es der Flugzeugbesatzung die Gleitneigungs-Warnfunktion zu blockieren, wenn das Flugzeug sich in der Luft befindet.

Ausgänge des Flugzeug-Bodennähewarnsystem-Rechners 10 umfassen gesonderte Signale auf Leitungen 42,44 und 46, die ein Überwachungssignal, das der Besatzung eine Störung des Rechners anzeigt, eine Gleitneigungs-Warnleuchte und eine Bodennähewarnsystem-Warnlampe repräsentieren. Zusätzlich werden vom Rechner 10 auf Leitungen 48 und 30 Signale zu einem Lautsprecher im Cockpit übertragen zur Erzeugung von akustischen Warnungen für die Besatzung.

Zum besseren Verständnis der Erfindung wird zuerst die Betriebsweise des Rechners erläutert; selbstverständlich ist dieser spezielle Rechner nur ein Beispiel, und die Erfindung bezieht sich auf Flugzeug-Rechner allgemein. Die Serieninformation auf Leitungen 14 und 16 wird in einem Pufferversiärker 52 empfangen und über eine Leitung 54 zu einem Serien-Parallel-Datenumsetzer 56 über<rag£n, der die seriellen Daten in 32-Bit-Parallelwörter u'insetzt. Der Ausgang des Serien-Pdi äiiel-Urnseizers wire! dann über Leitungen 58 zu einem Datenbus 60 übertragen, der die Daten in einem Direktzugriffsspeicher bzw. RAM 62 eingibt In ähnlicher Weis-.: werden die seriellen Digitaldaten auf den Leitungen 18 und 20,22 und 24,26 und 28 in Pufferverstärker 64,66 und 68 im Rechner 10 eingegeben. Serielle Daten aus den Pufferverstärkern werden dann über Leitungen 70, 72 und 74 zu Serien-Parallel Datenumsetzern 76, 78 und 80 übertragen, die die Seriendaten in 32-Bit-Parallelwörter umsetzen, die auf den Datenbus 60 gegeben werden und von dort über Leitungen 82,84 und 86 in den RAM 62 gelangen.

Die Einzeleingänge werden in den Rechner 10 von einer Gruppe Verstärker 88, 90, 92, 94, 96 und 98 von Leitungen 30, 32, 34, 36, 38 und 40 empfangen. Die verschiedenen Einzelsignale werden in einen Puffer 100 eingegeben, der die verschiedenen Einzeleingänge in Datenwörter umsetzt, die auf Leitungen 102 zu einem Rechnerdatenbus 104 ausgegeben werden.

im Normalbetrieb nutzt der Rechner f O die verschiedenen vorstehend erläuterten Eingänge, die Flugzeug-Flugparameter bezeichnen, zur Erzeugung von Warnungen, wenn sich das Luftfahrzeug ungewollt dem Boden nähert. Der Rechner 10 arbeitet unter der Steuerung eines Systemprogramms 106, das in einem ROM 108 zur Steuerung eines Mikroprozessors 110 gespeichert ist. Die Daten werden zwischen dem Prozessor-RAM und -ROM über einen Datenbus 104 übertragen. Zur einfacheren Veranschaulichung sei gesagt, daß der Datenbus 104 auch die jeweiligen Adreß- und Steuerleitungen für den Rechner 10 bezeichnet. Die Kriterien zur Erzeugung von Bodennähe-Warnsignalen sind im einzelnen in den eingangs genannten Patentschriften angegeben.
Wenn eine Warnung erzeugt wird, werden die jeweiligen Datensignale vom Prozessor 110 über den Bus 104 zu einem Speicherglied 112 übertragen, das die Warnung in das geeignete gesonderte Signal, z. B. ein Gleitneigungs-Warnsignal auf Leitung 114 oder ein Bodennähe-Warnsignal auf Leitung 116, umsetzt. Diese Signa-Ie werden dann über Verstärker 118 oder 120 vom Rechner 10 auf Leitungen 44 bzw. 46 ausgegeben. Außer den Einzclsignalen auf Leitungen 44 und 46, die zur Beleuchtung von Sichtwarnvorrichtungen im Cockpit des Flugzeugs dienen, können vom Rechner auch gesprochene Warnungen erzeugt werden, die zu einem Lautsprecher im Cockpit übertragen werden. Eine Sprechsteuerung 122 spricht auf Warninformation auf dem Bus 104 an und wählt über Leitungen 124 vorbestimmte Wörter und Laute aus, die in einem Sprach-ROM 126 gespeichert sind, so daß sie über eine Leitung 128 zu einem Umformer 130 übertragen werden. Der Ausgang des Umformers 130 ist an Ausgangsleitungen 48 und 50 angeschlossen.

Wie dies bei Flugzeug-Rechnern auf Mikroprozessorbasis üblich ist, umfaßt der Rechner 10 auch umfassende festverdrahtete Prüf- oder BITE-Routinen (BITE =« built-in test equipment), so daß die verschiedenen Bauelemente und Programme des Rechners ausführlich geprüft werden könne. Der Prozessor 110 führt die BI-

b0 TE-Routinen unter der Steuerung von BITE-Programmen durch, die in einem Teil 132 des Programmspeichers 108 gespeichert sind. Wie bereits angedeutet, können jedoch BITE-Routinen bestimmte Aspekte des Rechners 10, z. B. die Ein-Ausgabe-Funktionen, nicht prüfen. Um ein Rechnersystem vollständig zu prüfen, wie das z. B. bei einem Abnahme-Test erfolgen muß, muß der Rechner 10 an eine äußere Signalquelle angeschlossen werden. Zur Realisierung des Abnahmetest-

Verfahrens wird die Prüfeinheit 12 an die Rechner-Eingangsdatenleitungen 14—40 und die Rechner-Ausgangsdatenleitungen 42—50 angeschlossen. Die Prüfeinheit 12 weist eine Lampe 134 auf, die über eine Leitung 136 an die Stromversorgung 138 des Rechners angeschlossen ist. Ferner umfaßt die Prüfeinheit 12 eine Lampe 140, die an die Überwachungsleitung 42 angeschlossen ist, eine an die Gleitneigungs-Warnleitung 44 angeschlossene Lampe 142 und eine an die Bodennähe-Warnleitung 46 angeschlossenen Lampe 144. Die Lampe 140, 142 und 144 sind ihrerseits an eine Spannungsversorgung 146 angeschlossen, die die Lampen aufgrund von Einzelsignalen auf den Leitungen 42,44 oder 46 zum Aufleuchten bringt. Ein Lautsprecher 148, der über eine Leitung 150 mit einem Verstärker 152 verbunden ist, der seinerseits an die Sprechleitungen 48 und 50 angeschlossen ist, ist in der Prüfeinheit 12 vorgesehen, um einem Prüfbediener die Möglichkeit zu geben, die vom Rechner 10 ausgegebene Sprache anzuhören.

Um die Notwendigkeit für eine unabhängige Eingangssignalquelle zum Rechner 10 für eine gründliche Prüfung desselben, insbesondere der Rechner-Eingangsschaltkreise, zu beseitigen, spricht die Prüfeinheit 12 auf Signale auf den Leitungen 154 und 155 an. Der Prozessor 110 im Rechner 10 spricht auf ein Abnahme-Prüfprogramm an, das in einem Bereich 156 des Programmspeichers 108 gespeichert ist, und erzeugt auf dem Bus 104 eine Serie von Dateneingangswörtern für den Rechner 10. Diese Dateneingangswörter, die in einem Bit-Parallelformat auf dem Bus 104 vorhanden sind, werden von einem Parallel-Serien-Umsetzer 158 in Seriendaten umgesetzt, die mittels eines Verstärkers 160 auf die Leitungen 154 und 155 ausgegeben werden. Die seriellen Daten auf den Leitungen 154 und 155 sind serielle Eingabedaten für den Rechner 10 einschließlich Flugdaten für die Leitungen 14 und 16 und Flughöhendaten auf Leitungen 18 und 20. Zusätzlich zu den seriellen Daten umfaßt die Information auf den Leitungen 154 und 155 Einzeldaten, die zur Nutzung auf Leitungen 30—40 bestimmt sind. Die seriellen Daten auf den Leitungen 154 und 155 werden dann zu einem Sericn-Parallel-Umsetzer 162 übertragen, der einen Kennsatzteil 164 und einen Datenteil 166 aufweist, die über Leitungen 168 und 170 Eingabedaten zu einem Haltekreis 172 liefern. Eine Treiberschaltung 174 empfängt das jeweilige gespeicherte Einzelsignal von einer Leitung 176 und erzeugt die entsprechenden Signale auf gesonderten Dateneingabeleitungen 30—40.

Die vom Rechner 10 auf Leitungen 154 und 155 übertragene serielle Information wird dann an eine Reihe von Pufferverstärkern 178, 180, 182 und 184 angelegt, die ihrerseits an die seriellen Dateineingänge auf Leitungen 14—28 angeschlossen sind.

Zum Initiieren des automatischen Prüfvorgangs weist die Prüfeinheit 12 einen Schalter 186 auf, der über eine Leitung 188 an einen Verstärker 190 im Rechner angeschlossen ist, der seinerseits mit dem Puffer 100 verbunden ist Durch Drücken des Schalters 186 erzeugt der Puffer das entsprechende Signal auf dem Datenbus 104, so daß der Mikroprozessor den automatischen Abnah- ω meprüfvorgang ausführt, der in dem Teil 156 des ROM 108 gespeichert ist Während des automatischen Abnahmeprüfvorgangs überträgt der Rechner 10 Prüf-Eingabedaten über Leitungen 154 und 155 zu der Prüfeinrichtung IZ Die seriellen Digitaldaten werden in den Ver- b5 stärkern 178,180,182 und 184 zwischengespeichert und von der Prüfeinheit 12 zum Rechner 10 zurückgesandt und vom Prozessor 110 auf korrekten Inhalt geprüft um so die Seriendigital-Sende- und -Empfangsschaltungen zu prüfen. In der Prüfeinheit 12 vom Rechner 10 empfangene serielle Digitaldaten werden in parallele Digitaldaten umgesetzt, im Halteglied 172 gespeichert und zum Rechner 10 über Leitungen 30—40 geleitet. Die Einzeleingänge werden dann vom Prozessor 110 in bezug auf richtigen Inhalt geprüft, um so die einzelnen Digitaleingabeschaltungen zu prüfen.

Im Rechner 10 ist eine Anzeigeeinheit 192 enthalten, die vom Prüfoperator dazu benutzt werden kann, den Zustand des Rechners 10 zu bestimmen. Die Anzeigeeinheit 192 wird von dem Prozessor unter dem im ROM 108 gespeicherten Programm mittels der Datenleitung 104 gesteuert.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims (1)

1. Patentanspruch:

   Automatisches Abnahme-Prüfsystem für einen Flugzeug-Rechner zum Überprüfen sowohl der Funktion der Daten-Eingangskreise (z. B. der Pufferverstärker und nachgeschalteten Datenwandlern und Zwischenspeichern) als auch der Funktion der Daten-Ausgangskreise (ζ. B. mit diesen vorgeschalteten Datenwandlern und Zwischenspeichern), bei dem der zu überprüfende Flugzeug-Rechner ein Selbst-Testprogramm zur Überprüfung der internen Datenübertragungs- und Datenverarbeitungs-Vorgänge aufweist,

   dadurch gekennzeichnet,
   daß der Fugzeug-Rechner (10) unter Steuerung durch ein in einem Lesespeicher (108) des Flugzeug-Rechners (10) befindliches Programm (156) simulierte, kontinuierliche Dateneingangssignale,
   mit einer Kennung versehene simulierte Einzeldaten-Eingangssignale und simulierte Ausgangssignale an einen Prüfadapter (12) abgibt (über Leitung 154, 155), der die simulierten kontinuierlichen Daten-Eingangssignale über Pufferverstärker (178, 180, 182, 184) aufnimmt und den diesen Signalen zugeordneten Eingangskreisen (52, 64, 66, 68) des Flugzeug-Rechners (10) zuführt, der die mit einer Kennung versehenen simulierten Einzeldaten-Eingangssignale nach Entschlüsselung (162,164,168,170) und Zwischenspeicherung (172) den der Kennung entsprechenden Eingangskreisen (88, 90, 92, 94, 96,98) des Flugzeug-Rechners (10) über eine Treiberstufe (174) zuleitet und

   der die simulierten Ausgangssignale (über Speicherglied 112 und Sprechsteuerung 122) des Flugzeug-Rechners (10) an eingebauten optischen (140, 142, 144) und akustischen (148) Anzeige- bzw. Wiedergabeeinrichtungen zur Wirkung bringt, wobei
   das Überprüfungsergebnis der Eingangskreise durch Vergleich der rückgeführten mit den ausgesandten, simulierten Signalen mit einer im Flugzeug-Rechner befindlichen Anzeigeeinheit (192) signalisiert wird.