TW201500264A - 一種航空器訊息觸發邏輯的測試裝置和測試方法 - Google Patents
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Abstract
本發明涉及一種航空器訊息觸發邏輯的測試平臺和測試方法。航空器訊息觸發邏輯測試裝置，包括：數位式航空器狀態資料獲取元件(DFDAU)，其適於接收待測試訊息觸發邏輯；輸入介面，其適於接收航空器狀態資料；以及模擬信號發生器，其適於根據所述航空器狀態資料產生模擬信號；其中，所述DFDAU適於接收所述模擬信號，根據所述待測試訊息觸發邏輯產生訊息。
Description
本發明涉及一種測試設備和測試方法，特別地，涉及一種航空器訊息觸發邏輯的測試平臺和測試方法。
為了對航空器狀態進行監控，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。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)。所有感測器採集的和相關設備傳送的航空器狀態資料都至少被傳送到航空器DFDAU中。
DFDAU是一種集成的機組資料獲取和處理系統。首先，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。
其次，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生成相應的訊息。訊息可以包含特定的航空器狀態資料。
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。
訊息觸發是通過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來實現的。這種邏輯被稱為訊息觸發邏輯。一個訊息觸發邏輯能否準確高效地工作必須經過嚴格地測試。傳統的測試方法在觸發邏輯和訊息編寫完成後，需要將編寫好的程式裝在到正在運行的航空器上，並等待該觸發邏輯所針對的事件真實出現，才能驗證觸發邏輯和訊息是否編寫正確。但是，因為預期的事件複現的幾率是不可預測，為了驗證一個觸發邏輯或者訊息的正確性可能需要數月乃至數年。這是令人難以接受的。因此，本領域中需要一種獨立的測試平臺，可以在虛擬環境中實現對航空器訊息觸發的測試。
針對現有技術中存在的技術問題，根據本發明的一個方面，提出航空器訊息觸發邏輯測試裝置，包括：數位式航空器狀態資料獲取元件(DFDAU)，其適於接收待測試訊息觸發邏輯；輸入介面，其適於接收航空器狀態資料；以及模擬信號發生器，其適於根據所述航空器狀態資料產生模擬信號；其中，所述DFDAU適於接收所述模擬信號，根據所述待測試訊息觸發邏輯產生訊息。
根據本發明的另一個方面，提出一種航空器訊息觸發邏輯的測試方法，其中所述的航空器訊息觸發邏輯測試裝置上對DFDAU中的該訊息觸發邏輯進行測試，所述方法包括：載入根據航空通信標準自行創建的航空器狀態資料或者來自QAR的航空器狀態資料，其中所述航空器狀態資料可以觸發該訊息觸發邏輯；在所述的測試裝置上利用所述航空器狀態資料產生模擬信號，並將所述模擬信號接入所述DFDAU中；以及
根據所述DFDAU產生的訊息確定該訊息觸發邏輯是否被正確觸發。
200‧‧‧測試裝置
201‧‧‧數位式航空器狀態資料獲取元件DFDAU(包含待測試訊息觸發邏輯)
202‧‧‧輸入介面
203‧‧‧信號發生模組
204‧‧‧信號調理適配器
205‧‧‧接線擴展設備
206‧‧‧顯示和列印設備
207‧‧‧電源
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‧‧‧交流電壓比率信號發生單元
306‧‧‧同步信號發生單元
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‧‧‧電壓轉換電路
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
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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
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訊息觸發原理的示意圖；圖2是根據本發明的一個實施例的用於測試航空器訊息觸
發邏輯有效性的測試平臺結構示意圖；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信號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信號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航空器訊息觸發邏輯的方法流程圖；圖11是根據本發明的一個實施例在本發明的測試平臺上的測試航空器訊息觸發邏輯的方法流程圖。
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。
圖1是根據本發明的一個實施例的訊息觸發原理的示意圖。如圖1所示，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。
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。這樣就可以更好地監控航空器的狀態。並且，對於航空器的日常維護工作而言，通過客戶化訊息中的航空器狀態資訊可以提出預測性的維修策略，實現航空器的視情維護。
新創建的ACMS訊息觸發邏輯在應用於航空器之前必須經過嚴格的測試。如圖1所示，在DFDAU的ACMS系統中完成客戶化訊息的訊息觸發邏輯的編寫後，包含客戶化訊息的訊息觸發邏輯的DFDAU可以在根據本發明的實施例的測試平臺上進行測試。
本發明的測試平臺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”。因為本發明的測試平臺上的DFDAU與安裝在航空器上的DFDAU完全相同，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。因此也是訊息觸發邏輯的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對訊息觸發邏輯的測試，而不必等待特定事件的實際發生。這樣，對於客戶化訊息的訊息觸發邏輯的測試更加便捷有效。
圖2是根據本發明的一個實施例的用於測試航空器訊息觸
發邏輯的測試裝置的結構示意圖。圖2所示的測試裝置200包括一個數位式航空器狀態資料獲取元件DFDAU201。DFDAU201中包含待測試訊息觸發邏輯。根據本發明的一種實施方式，待測試訊息觸發邏輯可以通過資料裝載機裝載入DFDAU中。
在航空器上，DFDAU的輸入為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。為了準確再現航空器上的信號環境，本發明的測試裝置的DFDAU的輸入為來自信號發生模組所產生的模擬信號。根據本發明的一個實施例，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，測試裝置的DFDAU可以為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。
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，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、和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，信號發生模組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。根據本發明的一個實施例，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。
根據本發明的一個實施例，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完整再現航空器的真實環境，使得測試結果更為準確可靠。
根據本發明的一個實施例，對於反映某一特定事件的航空器狀態資料，在本發明的測試裝置上反復測試其觸發特定訊息的觸發邏輯，並做出適當調整，直到找到最佳的訊息觸發邏輯。
根據本發明的一個實施例，客戶化訊息觸發邏輯需要在根據航空器資料規範編寫的航空器運行狀態模擬資料和快速存取記錄器QAR上的航空器狀態真實資料兩種測試情況下都
正常工作。
如圖所示，本發明的測試裝置包括輸入介面202，用來輸入航空器狀態資料。根據本發明的一種實施方式，輸入裝置為匯流排界面、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的配置。
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203。這些資料匯流排是資料匯流排，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，測試裝置進一步包括信號調理適配器204。信號調理適配器204對基於資料匯流排系統的信號發生模組203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，測試裝置進一步包括接線擴展設備205。經過調理的信號在輸入給DFDAU之前，通過接線擴展設備205來增強輸入的可選擇性，形成可選通接插的接線裝置。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。
信號發生模組203生成的模擬信號經過調理後，輸入到接線擴展設備205上，再進入DFDAU201中，實現DFDAU201在
航空器運行過程中的工作環境的模擬。當訊息觸發邏輯滿足時，ACMS系統會下發相應的訊息，由測試裝置的輸出設備顯示和列印。通過檢驗顯示或列印的訊息是否正確，就可以確定訊息觸發邏輯是否工作正常，從而實現對訊息觸發邏輯的測試。
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206。根據本發明的一個實施例，測試裝置的印表機和/或顯示器為航空專用列印和/或顯示裝置。航空專用列印和/或顯示裝置接收DFDAU201的輸出，通過對DFDAU201的輸出進行解碼，將DFDAU201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，測試裝置的列印設備為虛擬印表機。根據本發明的一個實施例，測試裝置的印表機和/或顯示器可以是與測試裝置的其他元件分離的獨立的印表機和/或顯示器。
根據本發明的一個實施例，測試裝置包括一個電源207。電源用於提供測試裝置所需的穩定的直流或交流電壓。例如，電源提供115V 400Hz交流電壓。
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200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。具體而言，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。ACVR信號發生單元400包括進一步包括數位信號支路402和調製器403。數位信號支路402用來接收來自匯流排系統的數位信號。調製器403接收來自交流電壓信號轉換單元401的參考交流電壓信號和數位信號，並且根據該數位信號對參考交流電壓信號進行調製，將其轉換為交流電壓比率信號。ACVR信號發生單元400進一步包括輸出變壓器404，其輸出生成的交流電壓比率信號。
圖5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502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。
舉例而言，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，通過匯流排系統輸入壓力值，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。
就原理而言，ACVR信號發生單元可以被看作是一個數位信號到交流電壓比率信號的D/A轉換單元。因此，其他實現這一方式的電路或電路組合也可以用於實現本申請的ACVR信號發生單元。
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。
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。
就原理而言，SYNC信號發生單元可以看做是一個數位信號到交流電壓同步信號的D/A轉換單元。因此，其他實現這一方式的電路或電路組合也可以用於實現本申請的SYNC信號發生單元。
根據本發明的一個實施例，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。根據本發明的一個實施例，接線盤面板801包括多個插線孔，每個插線孔可以與模擬信號發生模組的一路輸出信號插接通信。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。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，接線盤包括例如萬
用表模組的測試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。線路掃描模組則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。
圖10是根據本發明的一個實施例的測試航空器訊息觸發邏輯的方法流程圖。如圖所示，測試方法1000中，在步驟1010，對於航空器上特定事件，確定反映這一特定事件的訊息中包括的航空器狀態資料以及該訊息觸發邏輯；在步驟1020，將這一訊息觸發邏輯包括在DFDAU中；在步驟1030，在本發明的測試裝置上對DFDAU中的該訊息觸發邏輯進行測試，其中在步驟1031中，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者來自QAR的航空器狀態資料，其中這些航空器狀態資料可以觸發該訊息觸發邏輯，其中這些航空器狀態資料中還包括需要包括在該訊息中的航空器狀態資料；在步驟1032，將這些航空器狀態資料通過本發明的測試裝置轉換成開關量信號、類比信號和/或匯流排信號，接入DFDAU中；在步驟1033，在測試裝置的印表機和/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；在步驟1034，確定訊息中所獲取的航空器狀態資料是否正確。接下來，在步驟1040，調
整該訊息觸發邏輯，直到獲得滿意的結果。
步驟1034進一步包括：確定所述訊息中所獲取的航空器狀態資料與自行創建的航空器狀態資料是否一致；或確定所述訊息中所獲取的航空器狀態資料與在飛機上產生的訊息中的航空器狀態資料是否一致；或確定所述訊息中所獲取的航空器狀態資料與來自QAR的航空器狀態資料是否一致。
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。如圖11所示，測試方法1100中，在步驟1110，在接線盤上選擇航空器型號，並將所需的開關量信號、類比信號、匯流排信號引線接入接線盤中。在步驟1111，導入自行編寫的航空器狀態資料或來自QAR的航空器狀態資料。在步驟1112，匯流排控制器從輸入介面中讀入航空器狀態資料，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1113，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DFDAU。在步驟1114，DFDAU接收信號後，其內部ACMS系統根據待測試的訊息觸發邏輯，生成相應的訊息。在步驟1115，印表機和/或顯示器接收、解析並顯示訊息。在步驟1116，判斷是否得到滿意的訊息。若未得到，則進入步驟1120，調整DFDAU中的訊息觸發邏輯，並返回重新開始執行步驟1111。若判斷成功，在步驟1117，得出該訊息觸發器通過測試的結果。
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，訊息觸發邏輯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訊息觸發邏輯的快速準確的測試。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，實現航空器的視情維護。
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。
200‧‧‧測試裝置
201‧‧‧數位式航空器狀態資料獲取元件DFDAU(包含待測試訊息觸發邏輯)
202‧‧‧輸入介面
203‧‧‧信號發生模組
204‧‧‧信號調理適配器
205‧‧‧接線擴展設備
206‧‧‧顯示和列印設備
207‧‧‧電源
Claims (27)
- 一種航空器訊息觸發邏輯之測試裝置，包括：數位式航空器狀態資料獲取元件(DFDAU)，其適於接收待測試訊息觸發邏輯；輸入介面，其適於接收航空器狀態資料；以及模擬信號發生器，其適於根據所述航空器狀態資料產生模擬信號；其中，所述DFDAU適於接收所述模擬信號，根據所述待測試訊息觸發邏輯產生訊息。
- 根據請求項1所述的測試裝置，其中所述航空器狀態資料包括根據航空通信規範創建的航空器狀態資料。
- 根據請求項1所述的測試裝置，其中所述航空器狀態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。
- 根據請求項1所述的測試裝置，其中所述模擬信號發生器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。
- 根據請求項4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器。
- 根據請求項5所述的測試裝置，其中所述開關量信號發生器包括繼電器陣列或開關陣列。
- 根據請求項4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。
- 根據請求項7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，其適於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，其適於驅動所述數位信號；以及電壓位準轉換電路，其適於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。
- 根據請求項7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。
- 根據請求項4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。
- 根據請求項4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。
- 根據請求項4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。
- 根據請求項4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。
- 根據請求項4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。
- 根據請求項14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，每個插線孔適於與所述模擬信號發生器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。
- 根據請求項15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。
- 根據請求項15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。
- 根據請求項14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器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，每個輸出端子與一個輸入端子相對應；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。
- 根據請求項17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。
- 根據請求項14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。
- 一種航空器訊息觸發邏輯的測試方法，其中在如請求項1-20任一所述的航空器訊息觸發邏輯測試裝置上對DFDAU中的該訊息觸發邏輯進行測試，所述方法包括：載入根據航空通信標準自行創建的航空器狀態資料或者來自QAR的航空器狀態資料，其中所述航空器狀態資料可以觸發該訊息觸發邏輯；在如請求項1-20任一所述的測試裝置上利用所述航空器狀態資料產生模擬信號，並將所述模擬信號接入所述DFDAU中；以及根據所述DFDAU產生的訊息確定該訊息觸發邏輯是否正確。
- 根據請求項21所述的測試方法，所述方法進一步包括：確定所述訊息是否被正確觸發。
- 根據請求項21所述的測試方法，進一步包括：確定所述訊息中所獲取的航空器狀態資料與自行創建的航空器狀態資料是否一致。
- 根據請求項21所述的測試方法，進一步包括：確定所述訊息中所獲取的航空器狀態資料與在飛機上產生的訊息中的航空器狀態資料是否一致。
- 根據請求項21所述的測試方法，進一步包括：確定所述訊息中所獲取的航空器狀態資料與來自QAR的航空器狀態資料是否一致。
- 根據請求項25所述的測試方法，進一步包括：調整所述訊息觸發邏輯。
- 根據請求項26所述的測試方法，進一步包括：對於某一特定事件，確定反映這一特定事件的訊息中包括的航空器狀態資料，以及確定所述訊息的訊息觸發邏輯，並將所述訊息觸發邏輯載入如請求項1-20任一所述DFDAU中。
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