一种飞机驾驶仪放大器检查装置及方法

技术领域

本发明涉及飞行器检查技术领域，尤其涉及一种飞机驾驶仪放大器检查装置及方法。

背景技术

驾驶仪放大器可以根据控制增稳计算机建立的稳定信号控制俯仰、横滚双马达舵机和偏航配平舵机，另一方面，它也可以给出控制增稳计算机使用的各种信号(速度保持、偏航电子配平等)。驾驶仪放大器同样也具有共同的监控系统的电路。

驾驶仪放大器主要具有下列功能：

1、放大由控制增稳计算机输出的来自于横滚、俯仰通道的两个电路的稳定信号。这个经放大的稳定信号的平均值控制俯仰通道的双马达舵机的马达或者横滚通道的两个双马达舵机的马达。

2、监控整个自动驾驶仪横滚和俯仰通道的工作，并能在故障情况下接通报警，断开自动配平。

3、 通过控制增稳计算机和控制增稳系统其它部件的信号控制偏航通道的操纵舵机和配平舵机，保证对偏航通道工作的监控。

4、 当接通“速度保持”功能，它可将飞机速度控制在驾驶员选定的值。

目前的检查装置对于驾驶仪放大器各通道的输出信号采用指示灯进行显示，驾驶仪放大器输出信号繁多，因此目前的检查装置操作面板较大，且因操作无法给出提示信息，每一步的操作需要具有相关的专业知识，人机交互不友好；目前的检查装置没有实现模拟舵机的功能，增加了检查的操作难度。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种飞机驾驶仪放大器检查装置及方法。

本发明的目的是通过以下技术方案来实现的：本发明第一方面提供：一种飞机驾驶仪放大器检查装置，包括主控模块、俯仰模块、横滚模块、偏航模块、速度保持模块以及舵机模块，所述主控模块与俯仰模块、横滚模块、偏航模块、速度保持模块以及舵机模块串行连接；所述主控模块包括主控制器和与主控制器连接的电流采集电路，所述俯仰模块包括俯仰微处理器和与俯仰微处理器连接的俯仰控制电路，所述横滚模块包括横滚微处理器和与横滚微处理器连接的横滚控制电路，所述偏航模块包括偏航微处理器和与偏航微处理器连接的偏航控制电路，所述速度保持模块包括速度保持微处理器和与速度保持微处理器连接的速度保持控制电路，所述舵机模块包括舵机微处理器和与舵机微处理器连接的舵机模拟器，所述舵机模拟器与俯仰控制电路、横滚控制电路、偏航控制电路以及速度保持控制电路连接模拟飞机俯仰状态、横滚状态、偏航状态以及速度保持状态。

优选的，所述的主控模块通过RS232串行总线与俯仰模块、横滚模块、偏航模块、速度保持模块以及舵机模块串行连接。

优选的，还包括与主控制器连接的显示模块，当显示串口命令到来时，主控制器将接收到的数据进行解码处理，并将对应的命令发送至俯仰模块、横滚模块、偏航模块、速度保持模块以及舵机模块。

优选的，所述的电流采集电路包括第六继电器K6、第十四电阻R14、第十七电阻R17、第十八电阻R18、第二十四电阻R24、第二十五电阻R25和第七差分放大器U7；所述第六继电器K6的触发端连接第十四电阻R14的第一端和第十七电阻R17的第一端，所述第十四电阻R14的第二端连接第十八电阻R18的第一端，所述第十七电阻R17的第二端连接第二十四电阻R24的第一端和第七差分放大器U7的负输入端，所述第十八电阻R18的第二端连接第七差分放大器U7的正输入端和第二十五电阻R25的第一端，所述第二十四电阻R24的第二端接地GND，所述第二十五电阻R25的第二端接地GND，所述第七差分放大器U7的输出端连接主控制器，所述第十四电阻R14为0.1Ω。

优选的，所述的俯仰模块还包括继电器控制电路和继电器驱动电路所述继电器控制电路连接继电器驱动电路，所述继电器驱动电路包括缓冲器U9和开漏极驱动器U11，所述缓冲器U9与开漏极驱动器U11连接，所述开漏极驱动器U11内部为达林顿管，缓冲器U9将主控制器输出的电平转换后，达林顿管导通。

优选的，所述的俯仰模块还包括AD采集降压电路，所述AD采集降压电路包括第一运算放大器U1A、第二运算放大器U1B、第二电阻R2和第四电阻R4，所述第一运算放大器U1A的输出端连接第一运算放大器U1A的负输入端和第二电阻R2的第一端，所述第二电阻R2的第二端连接第四电阻R4的第一端和第二运算放大器U1B的正输入端，所述第四电阻R4的第二端接地GND，所述第二运算放大器U1B的输出端连接第二运算放大器U1B的负输入端和主控制器。

优选的，所述的舵机模块还包括正负基准产生电路，所述正负基准产生电路包括第九基准电压芯片U9、第三十一运算放大器U31、第十二电容C12、第十三电容C13、第十四电容C14、第十五电容C15、第十六电容C16、第一电感L1、第六十四电阻R64、第六十五电阻R65和第六十六电阻R66，所述第十二电容C12的正极接电源和第九基准电压芯片U9的VS端，第十二电容C12的负极接地，所述第十三电容C13的正极接电源和第九基准电压芯片U9的VS端，第十三电容C13的负极接地，所述第十四电容C14的正极接第九基准电压芯片U9的OUT端，第十四电容C14的负极接地，所述第十五电容C15的正极接第九基准电压芯片U9的OUT端和第一电感L1的第一端，第十五电容C15的负极接地，所述第一电感L1的第二端接第十六电容C16的正极和第六十五电阻R65的第一端，所述第十六电容C16的负极接地，所述第六十五电阻R65的第二端接第三十一运算放大器U31的负输入端和第六十四电阻R64的第一端，所述第六十四电阻R64的第二端接第三十一运算放大器U31的输出端，所述第六十六电阻R66的第一端接第三十一运算放大器U31的正输入端，第六十六电阻R66的第二端地GND。

优选的，所述的舵机模块还包括DAC转换电路，所述DAC转换电路包括第十七数模转换器U17、第十五运算放大器U15、第十四运算放大器U14A和第十三运算放大器U14B，所述第十七数模转换器U17的Iout1端接第十五运算放大器U15的负输入端，第十七数模转换器U17的Iout2端接第十五运算放大器U15的正输入端，所述第十五运算放大器U15的输出端接第十四运算放大器U14A的正输入端，所述第十四运算放大器U14A的输出端接第十三运算放大器U14B的正输入端。

本发明第二方面提供：一种飞机驾驶仪放大器检查方法，用于上述任一种飞机驾驶仪放大器检查装置，包括如下步骤：

S1：初始化阶段，初始化显示模块、主控模块、俯仰模块、横滚模块、偏航模块、速度保持模块以及舵机模块的基本参数；

S2：待机阶段：主控模块判断是否接收到命令，当接收到命令时则进入S3执行阶段，未接收到命令则返回S2待机阶段；

S3：执行阶段，主控模块判断是否需要将命令发送给其他模块，如不需要则直接执行接收到的命令，若需要则发送命令给其他模块，其他模块执行完对应操作后发出完成命令，进入S4结束阶段；

S4：结束阶段，将除主控模块和显示模块以外的模块均设置为初始状态后，断开电源。

优选的，所述的S2待机阶段接收的是来自显示模块的命令。

本发明的有益效果是：

1）通过模拟舵机电路输出直流、斜坡、交流三种信号，进行闭环控制，实现自动测试；采用嵌入式微控制器设计，测试更加智能，可提高测试效率和降低劳动强度。

2）采集触摸屏进行设计，具有良好的人机交互功能。

3）适配不同的测试电缆和测试软件，可实现不同机型的自动驾驶仪放大器的测试。

4）通过对俯仰部分、横滚部分、偏航部分、速度保持部分的信号模拟和采集，同时完成对测试数据分析、处理，实现对飞机自动驾驶仪放大器性能的检查。

附图说明

图1为图1本发明飞机驾驶仪放大器检查装置原理框图；

图2为本发明飞机驾驶仪放大器检查装置主控模块功能框图；

图3为本发明飞机驾驶仪放大器检查装置主控制器电路简图；

图4为本发明飞机驾驶仪放大器检查装置启动电源与电流采集部分电路图；

图5为本发明飞机驾驶仪放大器检查装置ADC模数转换器电路图；

图6为本发明飞机驾驶仪放大器检查装置继电器控制电路图；

图7为本发明飞机驾驶仪放大器检查装置继电器驱动电路图；

图8为本发明飞机驾驶仪放大器检查装置AD采集降压电路图；

图9为本发明飞机驾驶仪放大器检查装置告警信号降压电路图；

图10为本发明飞机驾驶仪放大器检查装置差分放大和降压电路图；

图11为本发明飞机驾驶仪放大器检查装置正负基准产生电路图；

图12为本发明飞机驾驶仪放大器检查装置DAC转换电路图；

图13为本发明飞机驾驶仪放大器检查方法流程图；

图14为本发明飞机驾驶仪放大器检查装置面板正面图；

图15为本发明飞机驾驶仪放大器检查装置面板背面图；

图中1-液晶显示屏、2-调节旋钮、3-第一放大器接口、4-第二放大器接口、5-第一0放大器接口、6-仪器接口、7-第一过流保护、8-第二过流保护、9-电源输入口、10-电源指示灯、11-电源开关、12-第一电压计量黑测试孔、13-第二电压计量黑测试孔、14-第三电压计量黑测试孔、15-第四电压计量黑测试孔、16-第一电压计量红测试孔、17-第二电压计量红测试孔、18-第三电压计量红测试孔、19-第四电压计量红测试孔、20-第五电压计量黑测试孔、21-第六电压计量黑测试孔、22-第七电压计量黑测试孔、23-第八电压计量黑测试孔、24-第九电压计量黑测试孔、25-第五电压计量红测试孔、26-第六电压计量红测试孔、27-第七电压计量红测试孔、28-第八电压计量红测试孔、29-第九电压计量红测试孔、30-地、31-标牌。

具体实施方式

下面将结合实施例，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域技术人员在没有付出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

参阅图1-图15，本发明第一方面提供：一种飞机驾驶仪放大器检查装置，包括主控模块、俯仰模块、横滚模块、偏航模块、速度保持模块以及舵机模块，所述主控模块与俯仰模块、横滚模块、偏航模块、速度保持模块以及舵机模块串行连接；所述主控模块包括主控制器和与主控制器连接的电流采集电路，所述俯仰模块包括俯仰微处理器和与俯仰微处理器连接的俯仰控制电路，所述横滚模块包括横滚微处理器和与横滚微处理器连接的横滚控制电路，所述偏航模块包括偏航微处理器和与偏航微处理器连接的偏航控制电路，所述速度保持模块包括速度保持微处理器和与速度保持微处理器连接的速度保持控制电路，所述舵机模块包括舵机微处理器和与舵机微处理器连接的舵机模拟器，所述舵机模拟器与俯仰控制电路、横滚控制电路、偏航控制电路以及速度保持控制电路连接模拟飞机俯仰状态、横滚状态、偏航状态以及速度保持状态。

主控处理器选用一块STM32103RC芯片为核心处理器，通过RS232串行总线与其他模块（下位机）串行连接，主控微处理器首先进行初始化完成显示功能，等待外部显示器串口命令。当显示串口命令到来时，触发主控微处理器，处理器将接收到的数据进行解码处理，并将对应的命令通过串口发送至下位机。下位机接收到主控处理器的命令后，解码命令并返回接收指令、执行对应的动作，其功能框图如图2所示。

在一些实施例中，所述的主控模块通过RS232串行总线与俯仰模块、横滚模块、偏航模块、速度保持模块以及舵机模块串行连接。

在一些实施例中，还包括与主控制器连接的显示模块，当显示串口命令到来时，主控制器将接收到的数据进行解码处理，并将对应的命令发送至俯仰模块、横滚模块、偏航模块、速度保持模块以及舵机模块。

主控部分主要完成接收触摸屏命令并解码转发、启动电源、电流采集三大功能。接收串口命令：如图3所示为微处理器电路简图，其中微处理器具有三个串行口，一个串口与显示器连接进行通信，一个串口连接下位机模块进行通信，还有一个串口与外部测量设备如台式万用表连接通信。处理器接收到数据后，首先判断帧头，当帧头正确后则继续提取命令码，根据命令判定应该下发给下位机还是自身动作。自身动作主要体现在启动电源和电流测量部分。采用STM32作为微处理器是因为该处理器具有速度快，外设多、操作简单、稳定可靠、客观的计算能力等优势，能够快速处理接收到的数据，并快速下发给下位机，让整个系统的通信时间缩短并可靠。

在一些实施例中，所述的电流采集电路包括第六继电器K6、第十四电阻R14、第十七电阻R17、第十八电阻R18、第二十四电阻R24、第二十五电阻R25和第七差分放大器U7；所述第六继电器K6的触发端连接第十四电阻R14的第一端和第十七电阻R17的第一端，所述第十四电阻R14的第二端连接第十八电阻R18的第一端，所述第十七电阻R17的第二端连接第二十四电阻R24的第一端和第七差分放大器U7的负输入端，所述第十八电阻R18的第二端连接第七差分放大器U7的正输入端和第二十五电阻R25的第一端，所述第二十四电阻R24的第二端接地GND，所述第二十五电阻R25的第二端接地GND，所述第七差分放大器U7的输出端连接主控制器，所述第十四电阻R14为0.1Ω。

启动电源与电流采集：当显示器命令一到来并有具体操作时，主控器就应该立即启动电源，直到显示器发出操作完成的命令。如图4所示为电源启动和电流采集的部分电路图，当处理器PC1、PE2口均输出高电平时外部输入+28V电源接入到被测件J50-N口，完成供电，同时启动电流采集功能。在外部电源进入后，首先通过TT型滤波器滤波，串联采样电阻最后输出，为减小由采样电阻采集带来的压差和能耗，选用0.1Ω的电阻，当主干路电流为1A时，主干路的电压降为0.1V，设计是合理的。采集电流是利用差分放大器来完成的，主干路最大电流为250mA，因此采样电阻压差为0.025V，如图4中U7为100倍固定增益的差分放大器，因此，当主干路最大电流时，U7输出的最大电压为0.025x100=2.5V。该电压输入到ADC模数转换器中，如图5所示，由主控微处理器读取转换器得到电压数据。最后，主控微处理器将电压值转换为电流值，并将该数据发送到显示器进行显示。

在一些实施例中，所述的俯仰模块还包括继电器控制电路和继电器驱动电路所述继电器控制电路连接继电器驱动电路，所述继电器驱动电路包括缓冲器U9和开漏极驱动器U11，所述缓冲器U9与开漏极驱动器U11连接，所述开漏极驱动器U11内部为达林顿管，缓冲器U9将主控制器输出的电平转换后，达林顿管导通。

俯仰、横滚、偏航、速度保持四个部分电路的结构和类型相似，这里以俯仰电路为例来说明。俯仰部分主要实现控制离散量、控制模拟输入信号、电压采集、判定高低电压功能。俯仰部分主要由微处理器和控制电路构成，微处理器通过串口与主控器通信完成主控器命令对应的动作，并将数据回发给主控器。控制离散量如图6所示，该电路为控制俯仰电路1和2接通，当J50-E输入+28V电源时俯仰电路1接通，当J51-V输入+28V电源时俯仰电路2接通。俯仰部分微处理器接收到接通命令后，控制PB10、PB9，通过驱动电路后完成对继电器K1、K2的开关控制。图6为继电器控制电路，图7为继电器驱动电路。如图7所示的电路中，U9为缓冲器，也起到隔离和电平转换的作用。U9将微处理器输出的3.3V的电平转换为5V电平，而U11则是内部为达林顿管的开漏极驱动器，当微处理器输出高电平时，继电器线圈相当于集电极的上拉电阻，选择合适的电阻，达林顿管导通，于是继电器工作。

模拟信号的输入也是通过继电器控制来完成，其控制电路与图6、图7类似。

在一些实施例中，所述的俯仰模块还包括AD采集降压电路，所述AD采集降压电路包括第一运算放大器U1A、第二运算放大器U1B、第二电阻R2和第四电阻R4，所述第一运算放大器U1A的输出端连接第一运算放大器U1A的负输入端和第二电阻R2的第一端，所述第二电阻R2的第二端连接第四电阻R4的第一端和第二运算放大器U1B的正输入端，所述第四电阻R4的第二端接地GND，所述第二运算放大器U1B的输出端连接第二运算放大器U1B的负输入端和主控制器。

对于电压采集，为防止后级电路对前级舵机模拟器的干扰，在电压采集端均采用运放跟随——降压——运放跟随的模式。由于外部采集电压最大可达到12V，因此需降压处理，如图8所示的电路为采集器降压电路，最后通过运放输出的电压最大为12/5=2.5V，符合后级ADC转换器最大采集电压范围，ADC转换器电路如图5所示。

如图9所示的电路为告警信号的采集，由于告警信号均为电平信号，高电平电压为15V，作如图9的降压处理后，高电平最大电压变为15/3.5=4.28V，在TTL范围内，满足微处理器输入电平信号电压范围。

在一些实施例中，所述的舵机模块还包括正负基准产生电路，所述正负基准产生电路包括第九基准电压芯片U9、第三十一运算放大器U31、第十二电容C12、第十三电容C13、第十四电容C14、第十五电容C15、第十六电容C16、第一电感L1、第六十四电阻R64、第六十五电阻R65和第六十六电阻R66，所述第十二电容C12的正极接电源和第九基准电压芯片U9的VS端，第十二电容C12的负极接地，所述第十三电容C13的正极接电源和第九基准电压芯片U9的VS端，第十三电容C13的负极接地，所述第十四电容C14的正极接第九基准电压芯片U9的OUT端，第十四电容C14的负极接地，所述第十五电容C15的正极接第九基准电压芯片U9的OUT端和第一电感L1的第一端，第十五电容C15的负极接地，所述第一电感L1的第二端接第十六电容C16的正极和第六十五电阻R65的第一端，所述第十六电容C16的负极接地，所述第六十五电阻R65的第二端接第三十一运算放大器U31的负输入端和第六十四电阻R64的第一端，所述第六十四电阻R64的第二端接第三十一运算放大器U31的输出端，所述第六十六电阻R66的第一端接第三十一运算放大器U31的正输入端，第六十六电阻R66的第二端地GND。

舵机模拟器部分主要由微处理器、运放、ADC模数转换器以及DAC数模转换器构成，其中微处理器控制ADC模数转换器和DAC数模转换器，在俯仰和横滚部分完成舵机电压采集、输出舵机反馈电压以及产生这个两个部分所需信号的功能。另外，舵机模拟器在偏航和空速保持部分则仅起到提供各种信号的作用。在舵机工作时，俯仰部分需要两路反馈信号，横滚部分需要四路反馈信号，加上其他外部输入信号，在舵机部分共设计8路信号输出，其电路结构一样。另外，舵机工作时需要采集舵机两端电压，因此需要6路ADC采集电路，其电路结构也一样。

ADC模数转换电路由差分放大、降压和ADC采集器构成，其中ADC采集如图5所示，后面不在赘述。差分放大和降压电路如图10所示，由于后级ADC采集器采集正负电压的能力，因此不需要对差分放大后的信号进行取绝对值处理。U6A实现差分的作用，后通过电阻分压再做电压跟随器处理以匹配后级ADC输入阻抗，U6输出电压U=（UB-UA）/6.1，UB-UA最大电压为28V，因此AD1的最大电压为4.59V<5.3V，符合后级ADC模数转换器的采集电压范围。

在一些实施例中，所述的舵机模块还包括DAC转换电路，所述DAC转换电路包括第十七数模转换器U17、第十五运算放大器U15、第十四运算放大器U14A和第十三运算放大器U14B，所述第十七数模转换器U17的Iout1端接第十五运算放大器U15的负输入端，第十七数模转换器U17的Iout2端接第十五运算放大器U15的正输入端，所述第十五运算放大器U15的输出端接第十四运算放大器U14A的正输入端，所述第十四运算放大器U14A的输出端接第十三运算放大器U14B的正输入端。

DAC数模转换电路主要由基准源、切换电路和DAC转换电路构成。由于需要产生正负信号，因此要求基准也要有正负基准。如图11所示为基准源电路，负基准是将正基准通过一个不放大的反向比例放大器得到，而选择正负基准则通过微处理器控制模拟开关完成。DAC转换电路如图12所示，U17为数模转换器，U15为运放。DAC7811是一个串行通道的电流输出的12位乘法型数模转换器，当参考电压为1.65V时，精度为

本发明第二方面提供：一种飞机驾驶仪放大器检查方法，用于上述任一种飞机驾驶仪放大器检查装置，包括如下步骤：

S1：初始化阶段，初始化显示模块、主控模块、俯仰模块、横滚模块、偏航模块、速度保持模块以及舵机模块的基本参数；

S2：待机阶段：主控模块判断是否接收到命令，当接收到命令时则进入S3执行阶段，未接收到命令则返回S2待机阶段；

S3：执行阶段，主控模块判断是否需要将命令发送给其他模块，如不需要则直接执行接收到的命令，若需要则发送命令给其他模块，其他模块执行完对应操作后发出完成命令，进入S4结束阶段；

S4：结束阶段，将除主控模块和显示模块以外的模块均设置为初始状态后，断开电源。

检查装置各个部分的测试流程是相同的。程序采用C语言编写，采用结构化程序设计，用自顶向下的方法分解各功能模块，将程序中各功能模块设计成子程序，主程序中通过调用相应子程序实现各种功能，使程序具有很好的可读性和扩展性。软件流程图见图13。

在一些实施例中，所述的S2待机阶段接收的是来自显示模块的命令。

在检查装置中，主控器既作为显示器的下位机，也作为其他部分的上位机：主控器收到显示器串口数据，首先解码后判断是否需要将命令发给其他部分，如果不需要则直接执行对应的命令，并返回测量数据；如果需要则也要执行满足其他部分正常工作的工作，同时将串口命令发给它的下位机。下位机在接收到数据后，直接根据命令执行对应的操作，直到发出完成命令，检查装置除主控器和显示器以外的部分均将设置成初始状态，再断开电源。

如图14-图15所示，液晶显示屏1用于显示和用户操作交互、调节旋钮2用于用户强制中断与复位、第一放大器接口3和第二放大器接口4用于放大器信号输入或输出、第一0放大器接口5用于0放大器信号输入或输出、仪器接口6为预留调试接口、第一过流保护7为保险管1A、第二过流保护8为保险管2A、电源输入口9用于+27V、~115V电源输入、电源指示灯10用于指示电源情况、电源开关11用于控制电源的通断。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。