TW201446593A - 一種基於ｄｆｄａｕ的測試裝置和測試方法 - Google Patents

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Abstract

本發明涉及一種基於數位式航空器狀態資料獲取元件(DFDAU)的測試裝置，包括：模擬信號發生部分；以及測試部分；其中，所述信號模擬部分包括：輸入介面，其接收測試資料；模擬信號發生模組，其根據所述測試資料產生模擬信號；以及輸出介面，其適於與一個或多個待測試信號傳輸設備連接的一端，輸出所述模擬信號。

Description

一種基於DFDAU的測試裝置和測試方法
本發明涉及航空技術領域，特別地，涉及一種基於數位式航空器狀態資料獲取元件(DFDAU)的測試裝置和測試方法。
為了對航空器狀態進行監控和分析，航空器上安裝有大量的感測器。這些感測器探測採集航空器的加速度、空速、海拔高度、機翼構型、外界溫度、機艙溫度和壓力、發動機性能等海量的航空器狀態資料。這些航空器狀態資料對於航空器的安全運行有著非常重要的意義。
當航空器出現故障時，反映航空器運行狀態的航空器狀態資料會出現異常。航空器發生故障的原因多種多樣，因此，對於航空器的故障定位有時是非常困難的。具體而言，航空器部件本身可能出現故障，感測器本身可能出現故障，用於傳輸感測器所測量的航空器狀態資料的信號傳輸設備也有可能出現故障。
另一個方面，航空器的控制系統也可能出現故障。航空 器控制系統接收控制命令，將控制命令轉換為控制信號並將控制信號傳輸到航空器的各個部件，由航空器的各個部件完成相應的動作。航空器控制系統的故障定位也是困難的。具體而言，航空器作動部件本身可能出現故障，控制命令輸入裝置本身可能出現故障，用於傳輸控制信號傳輸設備也有可能出現故障。在某些情況下，甚至數位式航空器狀態資料獲取元件(DFDAU)本身也可能出現故障。
對於航空器的故障定位而言，如果能夠排除信號傳輸設備或DFDAU故障的可能性，可以很大加快故障定位的速度。現有技術中沒有專用於測試信號傳輸設備或DFDAU的工具。很多情況下，需要將飛機拆卸後才能完成信號傳輸設備的測試。而且，由於航空器上各種測量信號和控制信號類型複雜，特點各異，對航空器上信號傳輸設備的測試也非相應地變得複雜和困難。因此，本領域需要一種針對航空器信號傳輸設備本身或DFDAU的測試裝置和測試方法。
針對現有技術中存在的技術問題，根據本發明的一個方面，提出一種基於數位式航空器狀態資料獲取元件(DFDAU)的測試裝置，包括：模擬信號發生部分；以及測試部分；其中，所述信號模擬部分包括：輸入介面，其接收測試資料；模擬信號發生模組，其根據所述測試資料產生模擬信號；以及輸出介面，其適於與一個或多個待測試信號傳輸設備連接的一端，輸出所述模擬信號；其中，所述測試部分，其包 括：接線擴展裝置，其用來形成可選通的接線裝置，適於與所述一個或多個待測試信號傳輸設備的另一端連接，接收經過所述一個或多個待測試信號傳輸設備的所述模擬信號；DFDAU，其適於接收來自所述接線擴展設備的模擬信號，獲取經傳輸的測試資料；比較模組，其適於比較所述測試資料與經傳輸的測試資料。
根據本發明的另一個方面，提出一種航空器信號傳輸設備的測試方法，包括：將一個或多個待測試信號傳輸設備的一端連接到在如上所述的測試裝置所述模擬信號發生部分的輸出介面，將一個或多個待測試信號傳輸設備的另一端連接到在如上所述的測試裝置所述測試部分的接線擴展設備上；在如上的測試裝置上載入測試資料；根據所述測試資料產生模擬信號；接收來自所述接線擴展設備的模擬信號；比較輸入至輸入介面的所述測試資料與基於來自所述接線擴展設備的模擬信號的測試資料。
根據本發明的另一個方面，提出一種航空器DFDAU的測試裝置，包括：輸入介面，其接收測試資料；模擬信號發生模組，其根據所述測試資料，產生模擬信號；接線擴展設備，其用來形成可選通的接線裝置，其中所述模擬信號通過所述接線擴展裝置接入待測試DFDAU中；以及比較模組，其比較來自所述待測試DFDAU基於所述模擬信號的測試資料與輸入至所述輸入介面的測試資料。
根據本發明的另一個方面，提出一種在上所述的航空器DFDAU測試裝置上對待測試DFDAU進行測試的方法，包括： 在所述的測試裝置上載入測試資料；根據所述測試資料產生模擬信號；將所述模擬信號接入接線擴展設備；接收來自所述接線擴展設備的模擬信號，並將所述模擬信號接入待測試DFDAU中；以及比較來自所述待測試DFDAU基於所述模擬信號的測試資料與載入到所述測試裝置的測試資料。
200‧‧‧測試裝置
210‧‧‧模擬信號發生部分
220‧‧‧測試部分
211‧‧‧輸入介面
212‧‧‧模擬信號發生模組
213‧‧‧信號調理適配器
214‧‧‧輸出介面
221‧‧‧接線擴展設備
222‧‧‧DFDAU
223‧‧‧比較模組
224‧‧‧顯示器和/或印表機
201‧‧‧待測試航空器信號傳輸設備
300‧‧‧模擬信號發生模組
301‧‧‧匯流排控制器
302‧‧‧匯流排系統
303‧‧‧離散信號發生單元
304‧‧‧電壓信號發生單元
305‧‧‧ACVR信號發生單元
306‧‧‧SYNC信號發生單元
307‧‧‧匯流排信號發生單元
400‧‧‧ACVR信號發生單元
401‧‧‧交流電壓信號轉換單元
402‧‧‧數位信號支路
403‧‧‧調製器
404‧‧‧輸出變壓器
500‧‧‧ACVR信號發生單元
501‧‧‧交流電壓信號轉換單元
502‧‧‧數位信號支路
503‧‧‧調製器
504‧‧‧輸出變壓器
5021‧‧‧匯流排適配器
5022‧‧‧匯流排驅動電路
5023‧‧‧電壓位準轉換電路
600‧‧‧SYNC信號發生單元
601‧‧‧交流電壓信號轉換單元
602‧‧‧數位信號支路
603‧‧‧調製器
604‧‧‧輸出變壓器
700‧‧‧SYNC信號發生單元
701‧‧‧交流電壓信號轉換單元
702‧‧‧數位信號支路
703‧‧‧調製器
7021‧‧‧匯流排適配器
7022‧‧‧匯流排驅動電路
7023‧‧‧電壓位準轉換電路
7031‧‧‧象限開關
7032‧‧‧sin乘法器
7033‧‧‧cos乘法器
7041‧‧‧放大器
7042‧‧‧放大器
705‧‧‧輸出變壓器
800‧‧‧接線盤
801‧‧‧接線盤面板
802‧‧‧輸出介面
803‧‧‧輸出介面
804‧‧‧輸出介面
901‧‧‧航空器型號選擇區域
902‧‧‧類比信號區域
903‧‧‧匯流排信號區域
904‧‧‧電源接入區域
905‧‧‧地線接入區域
1300‧‧‧測試裝置
1301‧‧‧輸入介面
1302‧‧‧模擬信號發生模組
1303‧‧‧信號調理適配器
1304‧‧‧接線擴展設備
1305‧‧‧電源
1306‧‧‧比較模組
1310‧‧‧DFDAU
下面，將結合附圖對本發明的實施方式進行進一步詳細的說明，其中：圖1是根據本發明的一個實施例的DFDAU工作環境的示意圖；圖2是根據本發明的一個實施例的用於測試信號傳輸設備的測試裝置結構示意圖；圖3是根據本發明的一個實施例的模擬信號發生模組結構示意圖；圖4是根據本發明的一個實施例的交流電壓比率ACVR信號發生單元的結構示意圖；圖5是根據本發明的另一個實施例的交流電壓比率ACVR信號發生單元的結構示意圖；圖6是根據本發明的一個實施例的交流電壓同步SYNC信號發生單元的結構示意圖；圖7是根據本發明的另一個實施例的交流電壓同步SYNC信號發生單元的結構示意圖；圖8是根據本發明的一個實施例的接線盤的結構示意圖； 圖9是根據本發明的一個實施例的接線盤面板的示意圖；圖10是根據本發明的一個實施例的測試信號傳輸設備的方法流程圖；圖11是根據本發明的一個實施例在本發明的測試裝置上的測試航空器訊息觸發邏輯的方法流程圖；圖12是根據本發明的一個實施例的用於測試DFDAU的測試裝置結構示意圖；圖13是根據本發明的一個實施例的測試DFDAU的方法流程圖；圖14是根據本發明的一個實施例在本發明的測試裝置上的測試航空器訊息觸發邏輯的方法流程圖；以及圖15是根據本發明的一個實施例在本發明的測試裝置上的測試DFDAU的方法流程圖。
為使本發明實施例的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明實施例中的附圖，對本發明實施例中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。基於本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬於本發明保護的範圍。
所謂“航空器信號傳輸設備”是指航空器上用於傳輸來自各個感測器或其他設備的反映航空器狀態的信號以及傳輸來自控制系統或其他設備的控制信號的信號傳輸設備。傳輸 的信號包括但不限於開關量信號、靜態電壓信號、類比信號和/或匯流排信號。航空器信號傳輸設備包括但不限於有線傳輸設備，如同軸電纜、通信電纜和綜合電纜。
本發明利用包含模擬信號發生器和DFDAU的測試裝置實現航空器信號傳輸設備的測試。根據本發明的一個實施例，測試裝置的包含模擬信號發生器的信號發生部分和包括DFDAU的測試部分。二者可以分離。由於DFDAU可以記錄所有航空器的狀態資料和控制命令，本發明的基於DFDAU的航空器信號傳輸設備測試裝置可以用於所有的航空器信號傳輸設備，而無需針對某種類型的航空器信號傳輸設備單獨設置相應的處理裝置。
圖1是根據本發明的一個實施例的DFDAU工作環境的示意圖。航空器上對於航空器狀態資料進行採集和處理的核心部件是數位式航空器狀態資料獲取元件DFDAU(Digital Flight Data Acquisition Unit)。
DFDAU是一種集成的機組資料獲取和處理系統。DFDAU包括資料獲取子系統，其用來採集來自航空器上各個感測器的即時的航空器狀態資料，並將獲取的資料轉換成數位信號存儲到航空器狀態資料記錄器QAR(Quick Access Recorder)中。
DFDAU還包括資料處理子系統，例如航空器狀態監控系統ACMS(Aircraft Condition Monitoring System)。ACMS能夠根據DFDAU以即時方式收集的資料實現對航空器狀態進行監控。當滿足一定的觸發邏輯時，ACMS生成相應的包含特定航 空器狀態資料的訊息。訊息可以通過機組顯示器顯示，通過機組列印設備列印，或者存儲在資料盤中以供航務或機務人員在航空器過站或航後使用。訊息也可以經機組的航空器通信定址和報告系統(ACARS)，通過甚高頻、高頻、衛星收發機等設備發送到地面SITA接收站，最後傳送到航空公司的終端電腦上。
數位式飛行資料獲取元件DFDAU(Digital Flight Data Acquisition Unit)接收來自機組感測器或其他設備的航空器狀態資料。DFDAU的資料獲取子系統將獲取的航空器狀態資料轉換為數位信號進行廣播。快速存取記錄器QAR(Quick Access Recorder)接收到廣播的航空器狀態資料並進行存儲。其中，一部分資料被存儲到飛行資料記錄器FDR(Flight Data Recorder)，即“黑匣子”中，以便在航空器發生突發性事件後，供有關人員進行調查分析。
本發明的測試裝置使用模擬信號對待測試的航空器信號傳輸設備進行測試。這些模擬信號既可以是根據航空器資料規範自行編寫的模擬狀態資料；也可以是來自快速存取記錄器QAR的真實航空器狀態資料。因為本發明的測試裝置上的測試環境與航空器上的環境也完全一致，所以保證了測試的可靠性。
對於航空器信號傳輸設備的測試而言，根據本發明的一個實施例，將測試裝置生成的模擬信號接入待測試航空器信號傳輸設備的輸入端，將待測試航空器信號傳輸設備的輸出端接入測試裝置的DFDAU中，比較測試裝置用於生成的模擬 信號的航空器狀態資料或控制信號資料與DFDAU中資料獲取子系統廣播的航空器狀態資料或控制信號資料，就可以得出航空器信號傳輸設備工作是否正常。
DFDAU的航空器狀態監控系統ACMS(Aircraft Condition Monitoring System)也從DFDAU的資料獲取子系統接收廣播的航空器狀態資料。ACMS監視，收集，記錄航空器狀態資料，並且在特定觸發條件下輸出預定航空器狀態資料，供航務和機務人員日常監控航空器狀態和性能使用。由於其資料內容和格式可由使用者更改，所以稱為訊息。
ACMS訊息由集成的應用軟體控制產生。訊息由特定航空器狀態參數的閾值或多項特定航空器狀態參數的組合邏輯，即特定的訊息觸發邏輯來觸發。ACMS的生產廠家設計和測試的訊息觸發邏輯產生的ACMS訊息稱為基本訊息。很多基本訊息已經成為了民用航空管理部門規定的標準。以波音737NG飛機為例，其使用的ACMS基本訊息約有20多個。
通過自行編寫ACMS訊息觸發邏輯可以產生客戶化訊息。客戶化訊息可以使得本領域技術人員不再受制于基本訊息中參數的限制，而能直接面對數萬個航空器狀態參數。
對於航空器信號傳輸設備的測試而言，根據本發明的一個實施例，針對待測試的航空器信號傳輸設備，編寫客戶化訊息觸發邏輯。在獲得相應的訊息後，將訊息中的航空器狀態資料或控制信號資料與DFDAU中資料獲取子系統廣播的航空器狀態資料或控制信號資料，就可以得出航空器信號傳輸設備工作是否正常。
本發明的測試裝置使用模擬信號對自主編寫的訊息觸發邏輯進行測試。這些模擬信號可以來源於真實的航空器狀態資料，特別是在航後取出QAR中的航空器狀態資料，從而實現航空器狀態的真實“再現”。因為本發明的測試裝置上測試環境與航空器上的環境也完全一致，所以保證了測試的可靠性。
QAR資料經常用於航空器飛行狀態分析和統計，也可以為多種測試提供資料來源。因此也是測試的可用測試資料之一。另一方面，根據航空器資料規範自行創建的航空器狀態資料也可以成為可用的測試資料。這樣可以針對特定事件而創建航空狀態資料，從而實現特定事件情況下的測試，而不必等待特定事件的實際發生，從而更加便捷有效。
圖2是根據本發明的一個實施例的用於測試航空器信號傳輸設備的測試裝置結構示意圖。
根據本發明的一個實施例，測試裝置200的包含模擬信號發生部分210和包括DFDAU的測試部分220。模擬信號發生部分210和包括DFDAU的測試部分220可以分離。
根據本發明的一個實施例，模擬信號發生部分210包括輸入介面211、模擬信號發生模組212和輸出介面214。
模擬信號發生部分210的輸入介面211用來輸入航空器狀態資料。根據本發明的一種實施方式，輸入介面211可以為匯流排界面、有線網路介面、USB介面、無線網路介面、藍牙介面等等。本領域技術人員應當理解，任何的資料登錄的實現方式均可用於測試裝置的輸入介面211的配置。
根據本發明的一個實施例，用於測試航空器信號傳輸設備的測試資料來源包括兩種：一種是根據航空器資料規範創建的航空器運行狀態模擬資料或控制命令資料，另一種是存儲在機組快速存取記錄器QAR上的航空器狀態資料或控制命令資料。
使用根據航空器資料規範編寫的航空器運行狀態模擬資料或控制命令資料能夠更好地類比和再現各類事件的發生。使用根據航空器資料規範自行編寫模擬資料可以給出任意信號的任意取值以及任意信號之間的組合，人為控制特定事件的發生，從而提高測試效率。
使用存儲在機組快速存取記錄器QAR上的航空器狀態的真實資料或者控制命令的真實資料可以完整再現航空器的真實環境，可以更好地再現故障的發生時的情況。本領域中存在的一個情況是，某些情況下航空器信號傳輸設備的故障是難於再現的。特別是單獨測試各個信號傳輸設備時，各個信號傳輸設備都是工作良好的。但是，當多個信號傳輸設備同時工作時，由於相互之間可能存在干擾，傳輸的信號會失真，從而出現信號傳輸設備的故障。根據本發明的一個實施例，本發明的測試裝置可以同時對多個航空器信號傳輸設備進行測試。特別是在使用QAR資料的情況下，本發明的測試裝置可以完整再現航空器上的信號環境，使故障再現成為可能，為故障的定位和排除創造有利條件。
根據本發明的一個實施例，來自輸入介面211的測試資料通過基於資料匯流排系統接入到模擬信號發生模組。這些資 料匯流排包括但不限於PXI匯流排、PCI匯流排、PCIE匯流排、VXI匯流排等。
根據本發明的一個實施例，為了準確再現航空器上的信號環境，本發明測試裝置的模擬信號發生部分210包括模擬信號發生模組。模擬信號發生模組根據輸入的根據航空器資料規範編寫的航空器運行狀態模擬資料或控制命令資料或者來自QAR的航空器運行狀態資料或控制命令資料所產生的模擬信號。這些模擬信號的類型和特性與航空器感測器採集的航空器信號以及其它航空器狀態元件傳來的資料完全一致。
根據本發明的一個實施例，本發明的測試裝置上的模擬信號涉及到航空器上的多個系統，包括：機體結構、發動機、航空電子系統、機電系統、液壓、燃油、環控，以及操縱系統等。涉及的信號種類很多，包括：類比信號、離散信號、以及航空專用匯流排信號等；並且，這些信號具有時間和量值上的相關性。
根據本發明的一個實施例，模擬信號發生部分210的輸出介面將模擬信號發生模組產生的模擬信號輸出，並適於將模擬信號接入到航空器信號傳輸設備。模擬信號發生部分210的輸出介面包括多種類型的輸出介面，例如：開關量信號輸出介面、類比信號輸出介面、匯流排信號輸出介面等等。根據本發明的一個實施例，每種類型的輸出介面都包括多個。由此，本發明的測試裝置可以同時進行多個航空器信號傳輸設備的測試。
根據本發明的一個實施例，模擬信號發生部分210進一步 包括信號調理適配器213。信號調理適配器213對模擬信號發生模組產生的模擬信號進一步進行調理，例如放大或衰減、隔離、多路轉換等手段，以保證信號的品質和穩定性，滿足針對航空器狀態航空器資料信號精度高的要求。
如圖2所示，待測信號傳輸設備連接在測試裝置200的包含模擬信號發生部分210和包括DFDAU的測試部分220之間。
根據本發明的一個實施例，測試裝置的測試部分220包括接線擴展設備221、DFDAU222和顯示器和/或印表機224。
根據本發明的一個實施例，測試裝置之測試部分220的接線擴展設221用來增強輸入的可選擇性，形成可選通連接的接線裝置。根據本發明的一個實施例，接線擴展設備221包括不同的分區，每個分區針對一種信號類型。由此，在接線擴展設備上各種信號的導入接頭一目了然，既方便管理，也方便實現各種信號的邏輯組合。
由根據航空器資料規範編寫的航空器運行狀態模擬資料或控制命令資料或來自QAR的航空器運行狀態資料或控制命令資料生成的模擬信號經過待測試航空器信號傳輸設備201後，接入到接線擴展設備上221。接線擴展設備221直接與DFDAU222連接。另一方面，作為測試資料的根據航空器資料規範編寫的航空器運行狀態模擬資料或控制命令資料或來自QAR的航空器運行狀態資料或控制命令資料也經由DFDAU的輸入介面載入到DFDAU中。
根據本發明的一個實施例，本發明的測試裝置的測試部分DFDAU包括Teledyne公司生產的2233000-8XX型， HoneyWell公司生產的967-0212-XXX型，或者Sagem公司生產的261303879-XXXX型，其中X..表示具體型號。本領域技術人員應當理解，以上型號僅為舉例。本發明的測試裝置也可以使用其他DFDAU。
在本文中，“DFDAU”除了代表上述具體廠家生產的DFDAU之外，還包括具有與其功能類似的裝置。具體而言，DFDAU包括資料獲取子系統，其用來採集來自航空器上各個感測器的即時的航空器狀態資料和控制信號，並將獲取的資料轉換成數位信號。可選地，DFDAU還包括資料處理子系統，根據資料獲取子系統獲得的航空器狀態資料和控制信號資料，實現特定的邏輯處理功能和輸出的功能。
根據本發明的一個實施例，測試裝置的測試部分220包括比較模組223。根據本發明的一個實施例，比較模組223是測試裝置的測試部分220上與接線擴展設備221和DFDAU222相獨立的一個單獨的模組。根據本發明的另一個實施例，比較模組223的功能是DFDAU222上運行的軟體實現的。
根據本發明的一個實施例，比較模組223比較測試裝置用於生成的模擬信號的航空器狀態資料或控制信號資料，即從DFDAU222的輸入介面載入的測試資料，與DFDAU222中資料獲取子系統廣播的航空器狀態資料或控制信號資料，即從接線擴展裝置221接入的測試資料。根據比較二者是否一致就可以得出航空器信號傳輸設備工作是否正常。
根據本發明的一個實施例，因為當訊息觸發邏輯滿足時，DFDAU222的ACMS系統會下發相應的訊息；所以，利用 DFDAU222的訊息機制，也可以確定待測試航空器信號傳輸設備201是否工作正常，從而實現對待測試航空器信號傳輸設備201的測試。
根據本發明的一個實施例，測試裝置的測試部分220包括比較模組223，其比較測試裝置用於生成的模擬信號的航空器狀態資料或控制信號資料，即從DFDAU222的輸入介面載入的測試資料，與ACMS系統產生的訊息中的航空器狀態資料或控制命令資料，即從接線擴展裝置接入的測試資料。根據比較二者是否一致就可以得出航空器信號傳輸設備工作是否正常。
根據本發明的一個實施例，當存在多項航空器狀態資料或控制資料需要比較時，比較模組223可以自動完成每項航空器狀態資料或控制資料與DFDAU資料獲取子系統所廣播的或訊息中對應的航空器狀態資料或控制資料的比較，並將二者不同的航空器狀態資料或控制資料輸出到測試裝置的測試部分的印表機和/或顯示器224。
根據本發明的一個實施例，測試裝置包括印表機和/或顯示器224。印表機和/或顯示器224接收DFDAU的輸出，通過對DFDAU的輸出進行解碼，將DFDAU輸出的訊息列印和/或顯示出來，供操作人員檢查和使用。根據本發明的一個實施例，測試裝置的印表機為虛擬印表機。
根據本發明的一個實施例，測試裝置的模擬信號發生部分210和測試部分220各包括一個電源用於為提供測試裝置的各個部分提供電源。例如，115V 400Hz交流電源。
圖3是根據本發明的一個實施例的模擬信號發生模組結構示意圖。如圖3所示，在本實施例中，模擬信號發生模組300集成了多個模擬信號發生單元。根據本發明的一個實施例，測試資料登錄後，測試裝置中在匯流排控制器301的控制下通過資料匯流排系統302連接到模擬信號發生模組的各個模擬信號發生單元。
根據本發明的一個實施例，利用PXI匯流排開放式結構的資料獲取處理系統，通過各種介面板在匯流排技術的平臺上實現信號的獲取和控制。其中，PXI匯流排是美國國家儀器公司(NI)發佈的一種高性能低價位的開放性、模組化儀器匯流排。本領域技術人員應當理解，PXI匯流排僅作為一個可選的實例被介紹和說明。其他類型的資料匯流排也可以應用到本發明的方案中。
根據本發明的一個實施例，模擬信號發生模組300集成的模擬信號發生單元包括離散信號發生單元303、電壓信號發生單元304、類比信號發生單元和匯流排信號發生單元307。
根據本發明的一個實施例，離散信號發生單元303包括開關量信號發生單元；類比信號發生單元包括：交流電壓比率ACVR信號發生單元305，以及同步SYNC信號發生單元306；匯流排信號發生單元307包括ARINC429匯流排信號發生單元，以及ARINC619匯流排信號發生單元。
根據本發明的一個實施例，開關量發生單元包括高密度通用繼電器矩陣，其經配置以模擬數百通道的開關量信號，例如高密度通用單刀單置繼電器卡。根據本發明的一個實施 例，開關量發生單元包括數位開關陣列。
根據本發明的一個實施例，電壓信號發生單元304包括靜態電壓輸出板卡，模擬低壓直流LLDC(Low Level Direct Current)信號。根據本發明的一個實施例，電壓信號發生單元可以為NI公司生產的PXI-6704多功能靜態電壓輸出板卡。
根據本發明的一個實施例，ARINC429標準下的數位信號發生單元包括429匯流排板卡。根據本發明的一個實施例，429匯流排板卡可以為AIM公司生產的ACX429板卡。
根據本發明的一個實施例，ARINC619標準下的數位信號發生單元包括619匯流排板卡。根據本發明的一個實施例，619匯流排板卡可以為AIM公司生產的ACX619板卡。
圖4是根據本發明的一個實施例的交流電壓比率ACVR信號發生單元的結構示意圖。如圖4所示，ACVR信號發生單元400包括交流電壓信號轉換單元401，其連接到電源將115V400Hz的交流電壓信號轉換為26V400Hz的參考交流電壓信號；數位信號支路402，其接收來自匯流排系統的數位信號；調製器403，其接收該交流電壓信號和數位信號，將該數位信號轉換為交流電壓比率信號；以及輸出變壓器404，其輸出生成的交流電壓比率信號。根據本發明的一種實施方式，交流電壓信號轉換單元401通過對電源提供的交流電壓信號進行變頻和/或變壓，產生所需要的參考交流電壓信號。根據本發明的一個實施例，ACVR信號發生單元400是一個數位信號到交流電壓比率信號的D/A轉換單元。
圖5是根據本發明的另一個實施例的交流電壓比率ACVR 信號發生單元的結構示意圖。如圖5所示，ACVR信號發生單元500包括交流電壓信號轉換單元501，其通過對電源的交流電壓信號進行變頻和/或變壓，產生26V400Hz交流電壓信號。
ACVR信號發生單元500還包括數位信號支路502、調製器503，以及輸出變壓器504。數位信號支路502進一步包括匯流排適配器5021、匯流排驅動電路5022和電壓位準轉換電路5023。匯流排適配器5021與外部匯流排系統連接，用於獲取來自外部匯流排的數位信號。匯流排驅動電路5022用來驅動該數位信號。電壓位準轉換電路5023將該數位信號的電壓位準調整為調製器503所需的電壓位準。調製器503從交流電壓信號轉換單元501接收參考交流電壓信號，根據由數位信號支路輸入的來自資料匯流排的數位信號，對參考交流電壓信號進行調幅生成相應的交流電壓比率信號。
輸出變壓器504輸出該交流電壓比率信號。
例如，航空器上備用液壓壓力值是通過交流電壓比率信號表示的。為了實現對這一信號的模擬，調製器503根據以下公式完成對參考電壓信號的調製：Up(AC)=26(-0.49E-5 Pressure+0.5985)；其中，Up(AC)表示交流電壓信號的有效值；Pressure表示輸入的壓力值，其取值為0-4000PSI。由此，通過ACVR信號發生單元500就可以類比出0-4000PSI範圍內的航空器上備用液壓壓力值交流電壓比率信號。
圖6是根據本發明的一個實施例的同步SYNC信號發生單元的示意圖。同步SYNC信號也稱為軸角信號。如圖6所示， SYNC信號發生單元600包括一個交流電壓信號轉換單元601，其連接到電源提供的交流電壓信號轉換為所需的兩組參考交流電壓同步信號；數位信號支路602，其接收來自匯流排系統的數位信號；調製器603，其接收該交流電壓同步信號和數位信號，將該數位信號轉換為交流電壓同步信號；以及輸出變壓器604，其輸出生成的同步信號。根據本發明的一個實施例，SYNC信號發生單元是一個數位信號到交流電壓同步信號的D/A轉換單元。
圖7是根據本發明的另一個實施例的交流電壓同步SYNC信號發生單元的結構示意圖。如圖7所示，SYNC信號發生單元700包括交流電壓信號轉換單元701，其連接到電源將115V400Hz的交流電壓信號轉換為兩組28V400Hz的參考交流電壓信號。
SYNC信號發生單元700還包括數位信號支路702和調製器703。數位信號支路702包括匯流排適配器7021、匯流排驅動電路7022和電壓位準轉換電路7023。匯流排適配器7021與外部匯流排系統連接，用於獲取來自外部匯流排的數位信號。匯流排驅動電路7022用來驅動該數位信號。電壓位準轉換電路7023將該數位信號的電壓位準調整為調製器703所需的電壓位準。
SYNC信號發生單元的調製器703包括象限開關7031、sin乘法器7032和cos乘法器7033。兩組交流電壓信號經過象限開關7031後分別進入sin乘法器7032和cos乘法器7033中。來自外部匯流排的數位信號的頭2位元表示了角度的象限，其餘部分 表示一個0-90度的角度值。由此，表示0-360度的角度值。數位信號的頭2位元輸入到象限開關7031中，其餘部分輸入到sin乘法器7032和cos乘法器7033中。經過sin乘法器7032和cos乘法器7033後，兩組交流電壓信號之間的相位差就表示了該角度值。
SYNC信號發生單元700進一步包括放大器7041和7042，對sin乘法器7032和cos乘法器7033的輸出信號進行功率放大；以及輸出變壓器705，用來輸出該同步信號。由此，實現了軸角信號的類比。
根據本發明的一個實施例，上述調製器可以通過四象限乘法器來實現。
根據本發明的一個實施例，測試裝置測試部分的接線擴展設備包括接線盤。圖8是根據本發明的一個實施例的接線盤的結構示意圖。如圖所示，接線盤800包括：接線盤面板801和多個輸出介面802-804等。根據本發明的一個實施例，接線盤面板801包括多個插線孔，每個插線孔可以某種類型的航空器信號傳輸設備插接通信。每個輸出介面對應於一種類型的信號，分別連接到DFDAU的對應類型的輸入介面。每個輸出介面包括多個輸出端子，每個輸出端子與接線盤面板801的一個插線孔相對應。
圖9是根據本發明的一個實施例的接線盤面板的示意圖。如圖9所示，接線盤面板包括多個區域：航空器型號選擇區域901、類比信號區域902、以及匯流排信號區域903。可選地，接線盤面板包括開關量信號區域。航空器型號選擇區域901用 來指示飛機的類型。
通過將不同類型的信號分別放置到不同的區域中，方便測試人員對測試信號進行管理。並且，通過接線盤，測試人員可以根據需要完成多種不同類型的測試信號的邏輯組合，模擬真實環境下航空器狀態資料信號的採集情況。接線盤面板進一步包括電源接入區域904和地線接入區域905。
根據本發明的一個實施例，可選地，接線盤包括自動切換模組。來自接線盤面板801的輸入信號接入到自動切換模組的輸入端，自動切換模組的輸出端連接到多個輸出介面802-804。自動切換模組實現接線盤面板801各路輸入信號與多個輸出介面802-804的各個輸出端子之間的自動切換。利用自動切換模組，操作人員不必在接線盤面板801手動操作各路信號之間的切換，可以極大的方便測試操作。
根據本發明的另一個實施例，接線擴展設備包括自動切換模組、輸入介面和輸出介面。該輸入介面包括多個輸入端子，每個輸入端子可以與某種類型的航空器信號傳輸設備連接通信。該輸出介面包括多個輸出端子，每個輸出端子與所述輸入介面的一個輸入端子相對應。接線擴展設備的自動切換模組，用來在所述接線盤面板上各路輸入信號與所述多個輸出介面的各個輸出端子之間的自動切換。
根據本發明的一個實施例，自動切換模組可以包括排列成行和列的開關矩陣。所有的輸入信號形成各行而所有的輸出端子形成各列。在每個行與列的交叉點上都設置一個開關，從而形成開關矩陣。通過控制開關矩陣中的這些開關就可 以實現輸入信號與輸出端子之間的自動切換。
根據本發明的一個實施例，可選地，接線盤包括萬用表模組和線路掃描模組。由於接線盤包括了輸入與輸出端之間的數量眾多的連接線路，這些連接線路可能由於各種原因而失效。而對於失效線路的檢查是一件繁瑣和費力的工作。萬用表模組通過測量連接線路的電流和電壓，可以檢驗連接線路是否失效。線路掃描模組可以在各個連接線路之間自動切換，從而將萬用表模組連接到不同的連接線路中。通過萬用表模組和線路掃描模組可以方便的實現“自檢”，檢查出所有的失效線路。
在航空器中，很多信號傳輸設備是固定到飛機上的，非常難於拆卸，或者拆卸的成本非常高。在不經測試的情況下，對其進行拆卸可能會帶來極高的成本。本發明的測試裝置可以進行小型化。本發明的測試裝置小型化後的尺寸與小推車或者手提箱的體積相當。因此，可以方便位址航空器上完成對其信號傳輸設備的測試。
圖10是根據本發明的一個實施例的測試航空器信號傳輸設備的方法流程圖。如圖所示，測試方法1000中，在步驟1010，對於航空器上一個或多個信號傳輸設備，確定這些信號傳輸設備所需的信號類型和數量。在步驟1020，在本發明的測試裝置上載入根據航空通信標準自行編寫的航空器狀態資料或控制命令資料或者來自QAR的航空器狀態資料或控制命令資料，其中這些航空器狀態資料中包括所有待測試航空器信號傳輸設備傳輸的資料；在步驟1030，將測試裝置模擬 信號發射部分的輸出介面連接到一個或多個待測試信號傳輸設備的一端，將一個或多個待測試信號傳輸設備的另一端連接到測試裝置測試部分的接線擴展設備上；在步驟1040，獲取測試裝置測試部分的DFDAU廣播的航空器狀態資料或控制命令資料；在步驟1050，確定測試裝置測試部分的DFDAU廣播的航空器狀態資料或控制命令資料與載入的航空器狀態資料是否一致。如果二者一致，在步驟1060中，判斷一個或多個信號傳輸設備工作狀態良好。否則，在步驟1070中，判斷一個或多個信號傳輸設備可能存在故障。
圖11是根據本發明的另一個實施例的測試航空器信號傳輸設備的方法流程圖。如圖所示，測試方法1100中，在步驟1110，對於航空器上一個或多個信號傳輸設備，確定包含與一個或多個信號傳輸設備有關的航空器狀態資料或控制命令資料的訊息以及該訊息觸發邏輯。在步驟1120，在本發明的測試裝置上載入根據航空通信標準自行編寫的航空器狀態資料或控制命令資料或者來自QAR的航空器狀態資料或控制命令資料，其中這些航空器狀態資料中包括所有待測試航空器信號傳輸設備傳輸的資料；在步驟1130，將測試裝置模擬信號發射部分的輸出介面連接到一個或多個待測試信號傳輸設備的一端，將一個或多個待測試信號傳輸設備的另一端連接到測試裝置測試部分的接線擴展設備上；在步驟1140，在測試裝置測試部分的印表機和/或顯示器上確定該訊息是否被正確觸發以及訊息中是否包括了所需的航空器狀態資料或控制命令資料；在步驟1150，確定訊息中所獲取的航空器狀態資 料或控制命令資料與載入的航空器狀態資料或控制命令資料是否一致。如果二者一致，在步驟1160中，判斷一個或多個信號傳輸設備工作狀態良好。否則，在步驟1170中，判斷一個或多個信號傳輸設備可能存在故障。可選地，在步驟1180，調整該訊息觸發邏輯，重複上述步驟。
圖12是根據本發明的一個實施例在本發明的測試裝置上的測試信號傳輸設備的方法流程圖。如圖12所示，測試方法1200中，在步驟1210，在接線盤上選擇航空器型號，並確定待測試一個或多個信號傳輸設備所需的信號類型和數量。在步驟1211，測試裝置模擬信號發生部分的載入根據航空通信標準自行編寫的航空器狀態資料或控制命令資料或者來自QAR的航空器狀態資料或控制命令資料，其中這些航空器狀態資料中包括所有待測試航空器信號傳輸設備傳輸的資料。在步驟1212，匯流排控制器從輸入介面中讀入航空器狀態資料或控制命令資料，並將其發送至模擬信號發生模組中的各個信號發生單元，產生相應開關量信號、類比信號和/或匯流排信號。在步驟1213，將開關量信號、類比信號和/或匯流排信號接入到一個或多個待測試航空器信號傳輸設備的一段；在步驟1214，將航空器信號傳輸設備輸出的信號接入測試裝置測試部分的接線擴展設備上，輸入DFDAU。在步驟1215，DFDAU接收信號後，其內部ACMS系統根據獲取特定航空器狀態資料或控制命令資料的訊息觸發邏輯，生成包含相應航空器狀態資料或控制命令資料的訊息。在步驟1216，確定訊息中所獲取的航空器狀態資料或控制命令資料與載入的航空 器狀態資料或控制命令資料是否一致。如果二者一致，在步驟1217中，判斷一個或多個信號傳輸設備工作狀態良好。否則，在步驟1218中，判斷一個或多個信號傳輸設備可能存在故障。可選地，在步驟1219，調整該訊息觸發邏輯，重複上述步驟。
本發明的測試裝置完整再現了航空器上的資料環境。在本發明的測試裝置上進行測試結果與在實際航空器上進行的測試結果是完全一致的。因此，信號傳輸設備在本發明的測試裝置上完成測試後，可以直接應用於航空器中。本發明的測試裝置和測試方法實現了對信號傳輸設備的快速準確的測試。由此，操作人員可以更加準確的監控航空器的狀態，保證飛行的安全。
雖然DFDAU對於航空器非常重要，但是由於缺少相應的DFDAU測試裝置，DFDAU對航空器狀態資料或控制命令資料處理的故障卻很難被發現。特別是對於某些航空器狀態資料或控制命令資料，其必須經過DFDAU的處理後才能在顯示器或者印表機上輸出，DFDAU對這些航空器狀態資料或控制命令資料處理出現的故障是幾乎無法發現的。因此，本領域需要一種針對DFDAU設備本身的測試裝置和測試方法。
圖13是根據本發明的一個實施例的用於測試DFDAU的測試裝置結構示意圖。根據本發明的一個實施例，DFDAU測試裝置可以測試的DFDAU包括Teledyne公司生產的2233000-8XX型，HoneyWell公司生產的967-0212-XXX型，或者Sagem公司生產的261303879-XXXX型，其中X..表示具體型號。本領域技 術人員應當理解，以上型號僅為舉例。本發明的測試裝置也可以應用於其他DFDAU的測試。
如圖所示，本發明的測試裝置1300包括輸入介面1301，用來輸入航空器狀態資料或控制命令資料。根據本發明的一種實施方式，輸入介面1301為有線網路介面、USB介面、無線網路介面、藍牙介面等。本領域技術人員應當理解，任何的資料登錄的實現方式均可用於測試裝置的輸入介面的配置。
為了準確再現航空器上的信號環境，本發明的測試裝置1300的輸入為來自模擬信號發生模組1302所產生的模擬信號。這些模擬信號的類型和特性與航空器感測器採集的航空器信號以及其它航空器狀態元件傳來的資料完全一致。
根據本發明的一個實施例，模擬信號發生模組1302的模擬信號的資料來源，即測試資料，包括兩種：一種是根據航空器資料規範編寫的航空器運行狀態模擬資料，另一種是存儲在機組快速存取記錄器QAR上的航空器狀態資料或控制命令資料。
使用根據航空器資料規範編寫的航空器運行狀態模擬資料更好地類比和再現各類事件的發生。由於航空器運行對可靠性要求很高，航空器在運行中出現某一特定事件的概率不可預測，通過使用根據航空器資料規範自行編寫模擬資料可以給出任意信號的任意取值以及任意信號之間的組合，人為控制特定事件的發生，從而大大提高測試效率。
使用存儲在機組快速存取記錄器QAR上的航空器狀態的真實資料或者控制命令的真實資料可以完整再現航空器的真 實環境，可以更好地再現故障的發生時的情況。
根據本發明的一個實施例，本發明的測試裝置上輸入DFDAU的模擬信號涉及到航空器上的多個系統，包括：機體結構、發動機、航空電子系統、機電系統、液壓、燃油、環控，以及操縱系統等。涉及的信號種類很多，包括：類比信號、離散信號、以及航空專用匯流排信號等；並且，這些信號具有時間和量值上的相關性。
根據本發明的一個實例，本實施例的信號發生模組與本文上述的信號發生模組具有相同或類似的結構。本文中針對上述的信號發生模組的描述也適用於本實施例的信號發生模組。這裡不再贅述。
根據本發明的一個實施例，測試資料經由輸入介面通過基於資料匯流排系統連接到信號發生模組。這些資料匯流排包括但不限於PXI匯流排、PCI匯流排、PCIE匯流排、VXI匯流排等。
根據本發明的一個實施例，測試裝置1300進一步包括信號調理適配器1303。信號調理適配器對基於資料匯流排系統的信號發生模組產生的模擬信號進一步進行調理，例如放大或衰減、隔離、多路轉換等手段，以保證信號的品質和穩定性，滿足針對航空器狀態航空器資料信號精度高的要求。
根據本發明的一個實施例，測試裝置1300進一步包括接線擴展設備1304。經過調理的信號在輸入給DFDAU1310之前，通過接線擴展設備1304來增強輸入的可選擇性，形成可選通連接的接線裝置。根據本發明的一個實施例，接線擴展設 備包括不同的分區，每個分區針對一種信號類型。由此，在接線擴展設備上各種信號的導入接頭一目了然，既方便管理，也方便實現各種信號的邏輯組合。
模擬信號發生模組1302生成的模擬信號經過調理後，輸入到接線擴展設備1304上，再進入DFDAU1310中，實現DFDAU在航空器運行過程中的工作環境的模擬。
根據本發明的一種實施方式，接收DFDAU資料獲取子系統廣播的航空器狀態資料或控制命令資料，再將其與輸入的原始資料進行比對，就可以確定DFDAU是否工作正常，從而實現對DFDAU的測試。
根據本發明的一個實施例，測試裝置1300包括一個比較模組1306，比較來自測試裝置的輸入介面的航空器狀態資料或控制命令資料和所述DFDAU資料獲取子系統廣播的航空器狀態資料或控制命令資料，並輸出比較結果。根據本發明的一個實施例，當存在多項航空器狀態資料或控制命令資料需要比較時，比較模組1306可以自動完成每項輸入介面的航空器狀態資料或控制命令資料和所述訊息中對應的航空器狀態資料或控制命令資料的比較，並輸出二者不同的航空器狀態資料或控制命令資料。
根據本發明的另一種實施方式，不直接接收DFDAU廣播的數位信號，而可以通過解析DFDAU下發的訊息來獲得DFDAU的輸出資料。通過自行編寫ACMS訊息觸發邏輯可以產生客戶化訊息。客戶化訊息可以使得本領域技術人員不再受制于基本訊息中參數的限制，而能直接面對數萬個航空器 狀態參數。
對於DFDAU的測試而言，根據本發明的一個實施例，針對DFDAU處理可能出現問題的參數編寫客戶化訊息觸發邏輯。在獲得相應的訊息後，將訊息中的航空器狀態資料或控制命令資料與輸入的航空器狀態資料或控制命令資料進行對比，就可以確定DFDAU對該航空器狀態資料或控制命令資料的處理是否正確。
根據本發明的一個實施例，測試裝置包括一個比較模組1306，比較來自測試裝置的輸入介面的航空器狀態資料或控制命令資料和所述訊息中的航空器狀態資料或控制命令資料，並輸出比較結果。根據本發明的一個實施例，當存在多項航空器狀態資料或控制命令資料需要比較時，比較模組可以自動完成每項輸入介面的航空器狀態資料或控制命令資料和所述訊息中對應的航空器狀態資料或控制命令資料的比較。
根據本發明的一個實施例，測試裝置包括印表機和/或顯示器。印表機和/或顯示器接收DFDAU的輸出，通過對DFDAU的輸出進行解碼，將DFDAU輸出的訊息列印和/或顯示出來，供操作人員檢查和使用。根據本發明的一個實施例，測試裝置的印表機為虛擬印表機。
根據本發明的一個實施例，測試裝置進一步包括通用列印和/或顯示裝置，其顯示或列印比較模組輸出的結果。
根據本發明的一個實施例，測試裝置的模擬信號發生部分和測試部分各包括一個電源1305用於為提供測試裝置的各個部分提供電源。例如，115V 400Hz交流電源。
圖14是根據本發明的一個實施例的測試DFDAU的方法流程圖。如圖所示，測試方法1400中，在步驟1410，通過輸入介面在測試裝置上載入作為測試資料的根據航空通信標準自行編寫的航空器狀態資料或控制命令資料或者來自QAR的航空器狀態資料或控制命令資料。在步驟1420，根據載入測試資料，通過模擬信號發生模組生成類比航空器真實運行環境的模擬信號。在步驟1430，將生成的模擬信號輸入待測試DFDAU。根據本發明的某些特定實施例，這一步驟可以進一步包括對模擬信號的調理和適配。根據本發明的某些特定實施例，這一步驟可以進一步包括手動接線配置輸入DFDAU的各種信號。在步驟1440，通過比較模組比較待測試DFDAU廣播的資料與載入的測試資料是否一致。或者，在步驟1450，通過比較模組比較待測試DFDAU下發的訊息中的資料與載入的測試資料是否一致。在步驟1460，根據比較結果得出測試結論。
圖15是根據本發明的一個實施例在本發明的測試裝置上的測試DFDAU的方法流程圖。如圖15所示，測試方法1500中，在步驟1510，在接線盤上選擇航空器型號，並將所需的類比信號、匯流排信號引線接入接線盤中。在步驟1520，導入自行編寫的航空器狀態資料或控制命令資料或來自QAR的航空器狀態資料或控制命令資料。在步驟1530，匯流排控制器從輸入介面中讀入航空器狀態資料或控制命令資料，並將其發生至模擬信號發生模組中的各個信號發生單元，產生相應開關量信號、類比信號和/或匯流排信號。在步驟1540，各個 信號發生單元產生的信號經調理適配器調理後，經過接線盤，輸入待測試DFDAU。
在步驟1550，待測試DFDAU接收信號後，將其轉化為數位信號並向外廣播。在步驟1560，獲取待測試DFDAU廣播的航空器狀態資料或控制命令資料，比較待測試DFDAU廣播的航空器狀態資料或控制命令資料與載入的是否航空器狀態資料或控制命令資料一致。若得到一致的結果，則進入步驟1570，得出待測試DFDAU通過該項測試的結果；若未得到，則在步驟1580，輸出DFDAU相應的故障資訊。
在步驟1551，待測試DFDAU接收信號後，其內部ACMS系統根據獲取特定航空器狀態資料或控制命令資料的訊息觸發邏輯，生成包含相應航空器狀態資料或控制命令資料的訊息。在步驟1561，比較模組接收、解析訊息，並判斷訊息中所獲取的航空器狀態資料或控制命令資料與載入的是否航空器狀態資料或控制命令資料一致。若得到一致的結果，則進入步驟1570，得出待測試DFDAU通過該項測試的結果；若未得到，則在步驟1580，輸出DFDAU相應的故障資訊。
本發明的測試裝置完整再現了航空器上的資料環境。在本發明的測試裝置上進行測試結果與在實際航空器上進行的測試結果是完全一致的。因此，DFDAU在本發明的測試裝置上完成測試後，可以直接應用於航空器中。本發明的測試裝置和測試方法實現了DFDAU的快速準確的測試。由此，操作人員可以更加準確的監控航空器的狀態，保證飛行的安全。
上述實施例僅供說明本發明之用，而並非是對本發明的 限制，有關技術領域的普通技術人員，在不脫離本發明範圍的情況下，還可以做出各種變化和變型，因此，所有等同的技術方案也應屬於本發明公開的範疇。

Claims (33)

  1. 一種基於數位式航空器狀態資料獲取元件(DFDAU)的測試裝置，包括：模擬信號發生部分；以及測試部分；其中，所述模擬信號發生部分包括：輸入介面，其接收測試資料；模擬信號發生模組，其根據所述測試資料產生模擬信號；以及輸出介面，其適於與一個或多個待測試信號傳輸設備連接的一端，輸出所述模擬信號；其中，所述測試部分，其包括：接線擴展裝置，其用來形成可選通的接線裝置，適於與所述一個或多個待測試信號傳輸設備的另一端連接，接收經過所述一個或多個待測試信號傳輸設備的所述模擬信號；DFDAU，其適於接收來自所述接線擴展設備的模擬信號，獲取經傳輸的測試資料；比較模組，其適於比較所述測試資料與經傳輸的測試資料。
  2. 根據請求項1所述的測試裝置，其中所述測試資料包括根據航空通信規範創建的航空器狀態資料或控制命令資料。
  3. 根據請求項1所述的測試裝置，其中所述測試資料包括來自航空器快速存取記錄器QAR的航空器狀態資料或控制命令資 料。
  4. 根據請求項2所述的測試裝置，其中所述DFDAU將來自所述接線擴展設備的模擬信號轉換為航空器狀態資料或控制命令資料並廣播；其中所述比較模組比較所述測試資料與DFDAU廣播的航空器狀態資料或控制命令資料。
  5. 根據請求項2所述的測試裝置，其中所述DFDAU將來自所述接線擴展設備的模擬信號轉換為航空器狀態資料或控制命令資料並根據訊息觸發邏輯生成與待測試航空器信號傳輸設備有關的訊息；其中所述比較模組比較所述測試資料與所述與待測試航空器信號傳輸設備有關的訊息中的航空器狀態資料或控制命令資料。
  6. 根據請求項1所述的測試裝置，其中模擬信號發生模組包括離散信號發生單元、電壓信號發生單元、類比信號發生單元和/或匯流排信號發生單元；其中所述輸入介面通過匯流排系統連接到各個離散信號發生單元、電壓信號發生單元、類比信號發生單元和/或匯流排信號發生單元。
  7. 根據請求項6所述的測試裝置，其中離散信號發生單元包括開關量信號發生單元。
  8. 根據請求項7所述的測試裝置，其中所述開關量信號發生單元包括繼電器陣列或開關陣列。
  9. 根據請求項6所述的測試裝置，其中類比信號發生單元包括交流電壓比率(ACVR)信號發生單元，所述ACVR信號發生單元包括：交流電壓信號轉換單元，其適於連接到電源並產生具有有 效值和頻率的交流電壓信號；數位信號支路，其適於接收數位信號；調製器，其適於接收所述交流電壓信號和所述數位信號，並根據所述數位信號產生交流電壓比率信號；以及輸出變壓器，其適於輸出所述交流電壓比率信號。
  10. 根據請求項9所述的測試裝置，其中所述數位信號支路包括：匯流排適配器，其與所述匯流排系統連接，用於獲取來自匯流排系統的數位信號；匯流排驅動電路，其用來驅動所述數位信號；以及電壓位準轉換電路，其將該數位信號的電壓位準調整為所述調製器所需的電壓位準。
  11. 根據請求項9所述的測試裝置，其中所述調製器根據來自所述數位信號支路輸入的數位信號對所述交流電壓信號的有效值進行調製以生成相應的交流電壓比率信號。
  12. 根據請求項6所述的測試裝置，其中類比信號發生單元包括同步(SYNC)信號發生單元，所述同步信號(SYNC)信號發生單元包括：交流電壓信號轉換單元，其適於連接到電源並產生兩組交流電壓信號；數位信號支路，其適於接收輸入的數位信號；調製器，其適於所述兩組交流電壓信號轉換成具有相位差的兩組交流電壓信號，其中所述相位差基於所述數位信號； 第一放大器和第二放大器，其適於對所述具有相位差的兩組交流電壓信號分別進行功率放大；以及輸出變壓器，其適於輸出經放大的具有相位差的兩組交流電壓信號。
  13. 根據請求項6所述的測試裝置，其中所述調製器包括：sin乘法器和cos乘法器；其中，所述兩組交流電壓信號分別進入所述sin乘法器和所述cos乘法器並轉換為相差所述相位差的兩組交流電壓信號；
  14. 根據請求項6所述的測試裝置，其中所述匯流排信號發生單元包括ARINC429匯流排信號發生單元、ARINC629匯流排信號發生單元或其組合。
  15. 根據請求項6所述的測試裝置，進一步包括信號調理適配器，其適於對所述信號發生模組產生的模擬信號進行調理。
  16. 根據請求項6所述的測試裝置，進一步包括接線擴展設備，其適於形成可選通的接線裝置。
  17. 根據請求項16所述的測試裝置，所述接線擴展設備包括接線盤，所述接線盤包括：接線盤面板，其包括多個插線孔，每個插線孔可以與所述模擬信號發生模組的一路輸出信號插接通信；以及多個輸出介面，其中每個輸出介面包括多個輸出端子，每個輸出端子與所述接線盤面板的一個插線孔相對應；其中，每個輸出介面根據其所屬的類型分別連接到所述DFDAU的對應類型的輸入介面。
  18. 根據請求項17所述的測試裝置，所述接線盤面板包括：類比 信號區域、匯流排信號區域、電源接入區域以及地線接入區域。
  19. 根據請求項17所述的測試裝置，所述接線盤包括自動切換模組，其適於在所述接線盤面板上各路輸入信號與所述多個輸出介面的各個輸出端子之間的自動切換。
  20. 根據請求項16所述的測試裝置，其中所述接線擴展設備包括輸入介面和輸出介面；所述輸入介面包括多個輸入端子，每個輸入端子可以與所述模擬信號發生模組的一路輸出信號插接通信；所述輸出介面包括多個輸出端子，每個輸出端子與所述接線盤面板的一個插線孔相對應；以及所述接線擴展設備包括自動切換模組，其適於在所述輸入介面的各個輸入端子與所述多個輸出介面的各個輸出端子之間的自動切換。
  21. 根據請求項19所述的測試裝置，其中所述自動切換模組包括排列成行和列的開關矩陣。
  22. 根據請求項16所述的測試裝置，其中所述接線擴展設備包括：測試模組，其通過測量連接線路的電流和電壓以檢驗連接線路是否失效；以及線路掃描模組，其適於在各個連接線路之間自動切換，從而將所述測試模組連接到不同的連接線路中。
  23. 一種航空器信號傳輸設備的測試方法，包括：將一個或多個待測試信號傳輸設備的一端連接到在如請求 項1-22任一所述的測試裝置所述模擬信號發生部分的輸出介面，將一個或多個待測試信號傳輸設備的另一端連接到在如請求項1-22任一所述的測試裝置所述測試部分的接線擴展設備上；在如請求項1-22任一所述的測試裝置上載入測試資料；根據所述測試資料產生模擬信號；接收來自所述接線擴展設備的模擬信號；比較輸入至輸入介面的所述測試資料與基於來自所述接線擴展設備的模擬信號的測試資料。
  24. 根據請求項23所述的測試方法，其中所述測試資料包括根據航空通信規範編寫的航空器狀態資料或控制命令資料。
  25. 根據請求項23所述的測試方法，其中所述測試資料包括來自航空器快速存取記錄器QAR的航空器狀態資料或控制命令資料。
  26. 根據請求項24所述的測試方法，其中所述DFDAU將來自所述接線擴展設備的模擬信號轉換為航空器狀態資料或控制命令資料並廣播；其中所述比較步驟包括：比較輸入至輸入介面的所述測試資料與DFDAU廣播的航空器狀態資料或控制命令資料。
  27. 根據請求項24所述的測試方法，進一步包括：其中所述DFDAU將來自所述接線擴展設備的模擬信號轉換為航空器狀態資料或控制命令資料並根據訊息觸發邏輯生成與待測試航空器信號傳輸設備有關的訊息；其中所述比較步驟包括比較輸入至輸入介面的所述測試資料與所述與待測試航空器信 號傳輸設備有關的訊息中的航空器狀態資料或控制命令資料。
  28. 一種航空器DFDAU的測試裝置，包括：輸入介面，其接收測試資料；模擬信號發生模組，其根據所述測試資料，產生模擬信號；接線擴展設備，其用來形成可選通的接線裝置，其中所述模擬信號通過所述接線擴展裝置接入待測試DFDAU中；以及比較模組，其比較來自所述待測試DFDAU基於所述模擬信號的測試資料與輸入至所述輸入介面的測試資料。
  29. 根據請求項28所述的測試裝置，其中所述航空器狀態資料或控制命令資料包括根據航空通信規範編寫的航空器狀態資料或控制命令資料。
  30. 根據請求項28所述的測試裝置，其中所述航空器狀態資料或控制命令資料包括來自航空器快速存取記錄器QAR的航空器狀態資料或控制命令資料。
  31. 根據請求項29或30所述的測試裝置，其中所述比較模組比較所述待測試DFDAU廣播的基於所述模擬信號的測試資料與輸入至所述輸入介面的測試資料是否一致，並輸出不一致的航空器狀態資料或控制命令資料。
  32. 根據請求項28所述的測試裝置，其中所述比較模組比較所述待測試DFDAU產生的訊息中基於所述模擬信號的測試資料與輸入至所述輸入介面的測試資料。
  33. 一種在如請求項28-32任一所述的航空器DFDAU測試裝置上對待測試DFDAU進行測試的方法，包括：在所述的測試裝置上載入測試資料；根據所述測試資料產生模擬信號；將所述模擬信號接入接線擴展設備；接收來自所述接線擴展設備的模擬信號，並將所述模擬信號接入待測試DFDAU中；以及比較來自所述待測試DFDAU基於所述模擬信號的測試資料與載入到所述測試裝置的測試資料。
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