一种航电系统柔性试验平台及航电集成验证方法与流程

本发明涉及飞机航空电子系统地面试验领域，尤其涉及一种航电系统柔性试验平台及航电集成验证方法。

背景技术：

现代飞机航电系统已经进入高度模块化、综合化的时代，各系统间交联和协作关系复杂，参与设计、集成、联调和测试的人员和单位较多，技术难度和复杂性都很高。因此有必要深入研究航电系统的集成验证方法，建立先进高效的试验平台，为研制航电系统服务。

在航电系统集成方面，必须采用科学的方法，以降低复杂度，提高集成效率，避免不必要的迭代重复。在航电系统验证方面，要根据系统的需求和功能描述文档，对各航电分系统以及全系统进行充分考核，以验证在设计阶段的各项功能要求是否均已得到实现，确保最终交付的航电系统与最初的设计相符。

以往航电系统集成验证平台主要包括试验座舱、分立式的一系列仿真器、激励器、采集器和设备桌面联式台组成。有如下特点：设备众多，信息集成度低，控制分立化严重，不能实现综合控制，在进行大型试验时需要的试验人员多，协同性不强，航电网络构型变换靠手工控制开关或插拔连接器完成，没有智能的配线系统实现智能控制，同时，电源系统控制也无法实现远程化，智能化；集成的方法多采用直接联试的方式，导致集成过程的问题集中爆发在后期，返工率很高，风险较大；另外，验证的方法也比较单一，不能进行动态综合验证，也不能集中控制，无法全面考核航电系统功能是否符合设计要求。

技术实现要素：

本发明的目的是，提出一种航电系统柔性试验平台及集成验证方法，能够解决航空电子系统集成和验证问题，能够大大降集成验证的复杂度，提高准确性和安全性，有效地提高试验效率。

考虑到现有技术的上述问题，根据本发明公开的一个方面，本发明采用以下技术方案：

一种航电系统柔性试验平台，包括：总控系统101、航电仿真系统102、构型智能控制系统109、转台114、机电信号模拟系统103、真件柜系统108、大气激励系统113、数据采集系统104、虚拟座舱/试验座舱系统107、机电MiniRIG112、无线电激励系统111、视景系统105、飞行仿真系统106和电源系统110；

其中，总控系统101通过以太网可通信地分别与飞行仿真系统106、视景系统105、电源系统110、无线电激励系统111、机电MiniRIG112、大气激励系统113、转台114、构型智能控制系统109、航电仿真系统102、机电信号模拟系统103、数据采集系统104连接，总控系统通过以太网完成控制、管理指令和状态回报信息传输；

飞行仿真系统106通过以太网可通信地与虚拟座舱/试验座舱系统107连接，传输飞行参数、地面导航参数、所属飞机的系统参数信息：

虚拟座舱/试验座舱系统107通过航电网络可通信地与真件柜系统108连接，完成仪表显示功能，并传输对真件柜系统108中设备的控制信息：

电源系统110通过供电线路分别向真件柜系统108、虚拟座舱/试验座舱系统107、转台114供电；

电源系统110通过以太网可通信地与构型智能控制系统109连接，实现远程的智能配电；

无线电激励系统111通过射频电缆与真件柜系统108连接，传递无线电通信导航射频信号；

机电MiniRIG112通过航电网络与真件柜系统108连接，传递飞机机电系统总线信息；

大气激励系统113通过气源管路与真件柜系统108连接，传递气源信息，供真件柜系统108中的大气数据计算机解算；

转台114通过航电网络与构型智能控制系统109连接，传递惯导、航姿总线数据；

航电仿真系统102通过航电总线与构型智能控制系统109连接，完成航电网络切换；

机电信号模拟系统103通过航电总线与构型智能控制系统109连接，完成机电相关的航电网络切换；

机电信号模拟系统103通过航电网络与真件柜系统108连接，传输飞机机电系统模拟信号；

数据采集系统104通过航电总线与构型智能控制系统109连接，采集航电网络数据；

真件柜系统108通过航电网络分别与构型智能控制系统109、虚拟座舱/试验座舱系统107连接，内部承载航电系统真实设备；

虚拟座舱/试验座舱系统107通过航电总线与构型智能控制系统109连接；

真件柜系统108和虚拟座舱/试验座舱系统107共同构成了参加试验的航电系统。

采用上述航电系统柔性试验平台进行航电系统集成的方法，包括以下步骤：

1)全数字仿真，验证航电系统设计的合理性；

航电仿真系统102提供惯导仿真件10201、显示处理机仿真件10202、发参与机电参数处理机仿真件10203、大气数据计算机仿真件10204、超短波电台仿真件10205、短波电台仿真件10206、GPS仿真件10207、综合无线电导航仿真件10208、无线电高度表仿真件10209、气象雷达仿真件10210、中央告警计算机仿真件10211、飞参记录系统仿真件10212、空中交通防撞系统仿真件10213、近地告警系统仿真件10214、测距机仿真件10215和无线电罗盘仿真件10216，组成全数字的航电系统进行仿真测试。

2)设备级真件替换仿真件，完成设备级集成；

依次采用虚拟座舱/试验座舱系统107和真件柜系统108包含的单个航电设备替换航电仿真系统102所对应的仿真件。

3)分系统级真件替换仿真件，完成分系统级集成；

依次按航电系统所属飞机航电分系统的划分原则，把虚拟座舱/试验座舱系统107和真件柜系统108包含的多个设备组成分系统，替代航电仿真系统102所对应的仿真件。

4)系统级真件替换仿真件，最终完成系统级集成。

在完成分系统级集成后，将虚拟座舱/试验座舱系统107和真件柜系统108包含的所有设备接入航电试验网络，断开航电仿真系统102所有的仿真件，完成系统级的联式，以完成系统级的集成。

采用上述航电系统柔性试验平台进行航电系统验证的方法，包括以下步骤：

1)激励－响应式验证；

2)动态综合验证。

其特征在于，所述激励－响应式验证包括以下步骤：

1.1)设置对航电系统和/或航电系统中单个设备的激励；

所述激励包括：测试人员在座舱的操作，来自总线接口的特定信号，来自其他飞机系统的告警信号。

1.2)采集测量航电系统和/或航电系统中设备的响应；

1.3)比对所述响应与总控系统101中设定的预期响应是否一致，来验证航电系统和/或航电系统中设备的相应功能是否验证通过；

1.4)总控系统101生成激励－响应式验证的报告。

其特征在于，步骤1.3)中所述的预期响应是根据航电系统和/或航电系统中设备的功能需求描述文档得出其在所述激励工况下的响应，步骤1.2)中所述响应可以是引起系统的特定运算或画面变化或特殊信号的输出或产生特殊的告警音频或一系列的连锁反应。

其特征在于，所述动态综合验证包括以下步骤：

2.1)根据航电系统所属飞机的特征建立仿真模型；

2.2)根据导航数据库、大气环境、空中交通环境、重力场建立飞行环境仿真模型；

2.3)在航电系统和飞行仿真系统106中分别设置相同的飞行计划；

2.4)运行步骤2.1)和2.2)中建立的仿真模型；

2.5)将飞行仿真系统106提供的飞行参数和飞机系统参数共享给转台114、大气激励系统113、无线电激励系统111、机电信号模拟系统103、机电MiniRIG112以完成被测航电系统的动态激励；

2.6)转台114、大气激励系统113、无线电激励系统111、机电信号模拟系统103、机电MiniRIG112激励航电系统中相应的航电设备；

2.7)动态采集和观察航电系统的动态响应，与航电系统的功能需求描述文档中定义的航电系统运行特征比对，从而验证执行飞行任务时航电系统的功能和性能是否满足设计要求。

有益效果：

本发明的柔性试验平台，能够确保所述集成验证方法更好的实施，降低集成的难度和复杂度，提高集成的效率，保证航电验证的正确性和完整性，更好地支撑航电系统的研制。采用分步式增量集成方法的优点：每一次集成的关注点由设备级需求逐步转移至整体性功能需求；整个集成过程充分暴露不同层级的的问题，确保最终整体系统集成的顺利完成，从而降低整体系统集成的复杂度。激励－响应式验证方法的针对性很强，非常符合航电系统行为逻辑的验证需求。动态综合验证可地面验证航电系统在实际飞行任务中的情况，能够综合考核航电系统的效能。

附图说明

图1是本发明所述柔性试验平台的架构原理图；

图2是本发明所述航电系统集成方法；

图3是本发明所述激励－响应式验证方法；

图4是本发明所述动态综合验证方法；

图5是本发明所述柔性试验平台的航电仿真系统示意图；

图6是本发明所述柔性试验平台的机电信号模拟系统示意图；

图7是本发明所述柔性试验平台的真件柜系统示意图；

图8是本发明所述柔性试验平台的虚拟座舱/试验座舱系统示意图；

图9是本发明所述柔性试验平台的机电MiniRIG示意图，MiniRIG是激励器和试验件组成的试验子系统；

图10是本发明所述柔性试验平台的无线电激励系统示意图；

图11是本发明所述柔性试验平台的视景系统示意图；

图12是本发明所述柔性试验平台的飞行仿真系统示意图；

图13是本发明所述柔性试验平台的电源系统示意图。

具体实施方式

下面结合实施例对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此。

见附图1所示，所述航电系统柔性试验平台，包括总控系统101、航电仿真系统102、构型智能控制系统109、转台114、机电信号模拟系统103、真件柜系统108、大气激励系统113、数据采集系统104、虚拟座舱/试验座舱系统107、机电MiniRIG112、无线电激励系统111、视景系统105、飞行仿真系统106和电源系统110。

总控系统101通过以太网可通信地分别与飞行仿真系统106、视景系统105、电源系统110、无线电激励系统111、机电MiniRIG112、大气激励系统113、转台114、构型智能控制系统109、航电仿真系统102、机电信号模拟系统103、数据采集系统104连接。

总控系统通过以太网完成以下控制、管理指令和状态回报信息传输：

对飞行仿真的初始化、飞行计划创建、导航数据库加载、地形数据库加载、空中交通环境设置、飞行剖面设置、飞行模式控制、故障模拟等功能的控制和管理；

飞行仿真飞行参数和运行状态回报；

视景系统的初始化、视角切换等控制管理指令；

视景系统健康状态回报；

电源系统配电指令及状态回报；

无线电激励系统的通讯电台激励参数、导航系统激励参数的设置；

无线电激励系统的健康状态、工作状态等回报；

机电MiniRIG的激励控制、输出监控、健康监控；

大气数据系统的总压、静压、总温等激励参数和工作状态回报；

转台的三轴向激励参数设置及工作状态回报；

构型智能控制系统的A429、RS422和离散量等航电总线配线指令，配线工作状态；

构型智能控制系统的配电指令和供电状态；

构型智能控制系统的真/仿件状态指示和资源健康监控；

航电仿真系统的仿真模型设置、启动、停止和状态信息；

机电信号模拟系统的机电参数设置和状态信息；

数据采集系统的采集、存储、监控和回放控制。

飞行仿真系统106通过以太网可通信地与虚拟座舱/试验座舱系统107连接，传输如下信息：

无线电激励系统所需的伏尔、测距器、无向信标、指点信标、仪表着陆等导航台站信息；

无线电激励系统所需的空中交通防撞信息、无线电高度信息、GPS位置信息、飞机电台通讯频率信息、气象雷达探测目标信息；

机电信号模拟系统所需的燃油参数、发动机参数、起落架参数、操纵参数等；

视景系统所需的位置、高度、速度等飞行参数信息；

机电MiniRIG所需的飞机系统信息；

大气激励系统所需的气压高度、空速、升降速度、温度等信息；

转台所需的俯仰、横滚、航向等信息。

虚拟座舱/试验座舱系统107通过航电网络可通信地与真件柜系统108连接，通过航电网络主要传输以下信息：

气象雷达视频信息、空中交通防撞系统视频等；

近地告警、气象雷达、空中交通防撞等控制面板信息；

音频信息。

电源系统110通过供电线路分别与真件柜系统108、虚拟座舱/试验座舱系统107、转台114连接，分别实现如下设备的供电：

真件柜系统航电设备；

虚拟座舱/试验座舱系统航电设备；

转台中的惯导、航姿。

电源系统110通过以太网可通信地与构型智能控制系统109连接，实现远程的智能配电；

无线电激励系统111通过射频电缆与真件柜系统108连接，传递无线电通信导航射频信号；

机电MiniRIG112通过航电网络与真件柜系统108连接，传递机电系统总线信息；

大气激励系统113通过气源管路与真件柜系统108连接，传递气源信息，供大气数据计算机解算；

转台114通过航电网络与构型智能控制系统109连接，传递惯导、航姿总线数据；

航电仿真系统102通过航电总线与构型智能控制系统109连接，完成航电网络变换；

机电信号模拟系统103通过航电总线与构型智能控制系统109连接，完成机电相关的航电网络变换；

机电信号模拟系统103通过航电网络与真件柜系统108连接，传输机电系统模拟信号；

数据采集系统104通过航电总线与构型智能控制系统109连接，采集航电网络数据；

真件柜系统108通过航电网络分别与构型智能控制系统109、虚拟座舱/试验座舱系统107连接；

虚拟座舱/试验座舱系统107通过航电总线与构型智能控制系统109连接。

所述航电仿真系统102原理如附图5所示，包括：惯导仿真件10201、显示处理机仿真件10202、发参与机电参数处理机仿真件10203、大气数据计算机仿真件10204、超短波电台仿真件10205、短波电台仿真件10206、GPS仿真件10207、综合无线电导航仿真件10208、无线电高度表仿真件10209、气象雷达仿真件10210、中央告警计算机仿真件10211、飞参记录系统仿真件10212、空中交通防撞系统仿真件10213、近地告警系统仿真件10214、测距机仿真件10215、无线电罗盘仿真件10216。各仿真件独立完成相应航电设备仿真，可根据用户需求运行多个实例，并且实现实例的自动编号。

所述机电信号模拟系统103原理如附图6所示，包括：燃油信号模拟10301、液压信号模拟10302、起落架信号模拟10303、操纵信号模拟10304、发动机信号模拟10305、舱门信号模拟10306、空调信号模拟10307、防火信号模拟10308、防除冰信号模拟10309共9个模块。每个模块都可以独立完成相应系统信号模拟，且可实现静态和动态模拟。静态模拟是指试验人员人工静态设置模拟信号的输出，动态模拟是指机电信号模拟系统通过以太网接收飞行仿真系统共享的飞机系统参数控制输出的模拟信号，实现信号的动态变换。

所述真件柜系统108原理如附图7所示，包括：机柜10801、可调接线端子10802、供电专用接线排10803、参试航电设备10804。机柜内具有隔板，隔板上有参试航电设备安装架及连接器。可调接线端子通过底板与机柜机械连接；参试航电设备通过安装架与机柜的隔板机械连接；供电专用接线排通过其底板与机柜机械连接；参试航电设备通过航空导线与可调接线端子可通信地连接；供电专用接线排通过航空导线与参试航电设备连接，为其供电。可调接线端子可以适应航电系统设计多轮更改以实现航电设备接线的柔性化设计。

所述虚拟座舱/试验座舱系统107原理如附图8所示，包括：虚拟座舱10701、试验座舱10702、座舱参试设备10703、座舱专用供电接线排10704、座舱可调接线端子10705。虚拟座舱提供仿真的座舱仪表、控制面板、开关等，用于全数字仿真试验；座舱参试设备通过紧固件与试验座舱机械连接；座舱专用供电接线排通过其底板与试验座舱机械连接；座舱可调接线端子通过其端子排底板与试验座舱机械连接；座舱专用供电接线排通过航空导线与座舱参试设备连接，为其供电；座舱可调接线端子通过航空导线与座舱参试设备可通信地连接。类似真件柜系统中的可调接线端子，座舱可调接线端子也可适应航电设计更改，达到柔性化设计的目的。

所述机电MiniRIG112原理如附图9所示，包括：燃油计算机MiniRIG11201、襟翼控制计算机MiniRIG11202、飞控计算机MiniRIG11203、起落架收放控制计算机MiniRIG11204、方向舵偏角限制控制器MiniRIG11205、水舵控制计算机MiniRIG11206、失速保护控制计算机MiniRIG11207、防火控制器MiniRIG11208、螺旋桨加温控制器MiniRIG11209、前轮转弯控制计算机MiniRIG11210、空调控制器MiniRIG11211。这些模块分别完成：

航电系统与燃油系统总线交联验证；

航电系统与襟翼控制系统总线交联验证；

航电系统与自动飞行系统总线交联验证；

航电系统与起落架系统总线交联验证；

航电系统与水舵控制系统总线交联验证；

航电系统与失速保护系统总线交联验证；

航电系统与防火系统总线交联验证；

航电系统与螺旋桨加温系统总线交联验证；

航电系统与前轮转弯系统总线交联验证；

航电系统与空调系统总线交联验证。

所述无线电激励系统111原理如附图10所示，包括：一号短波电台激励11101、二号短波电台激励11102、一号超短波电台激励11103、二号超短波电台激励11104、一号伏尔激励11105、二号伏尔激励11106、一号测距器激励11107、二号测距器激励11108、无线电罗盘激励11109、一号空管应答机激励11110、二号空管应答机激励11111、空中交通防撞激励11112、一号无线电高度表激励11113、二号无线电高度表激励11114、一号GPS激励11115、二号GPS激励11116、一号仪表着陆激励11117、二号仪表着陆激励11118、指点信标激励11119、气象雷达目标模拟器11120。每个激励模块都可以独立运行，既能静态激励又能动态激励。该系统模拟了飞机执行飞行任务时的相应电磁环境，完成飞机无线电通信导航设备的激励。

所述视景系统105原理如附图11所示，包括：视景计算机10501和显示系统10502。视景计算机通过视频电缆可通信地与显示系统连接，驱动显示系统显示飞行视景图像。视景系统的初始化和视角切换可在总控系统中控制。

所述飞行仿真系统106原理如附图12所示，包括：飞机气动模型仿真10601、飞机系统仿真10602、飞行环境仿真10603、导航数据库10604、地形数据库10605。

飞机气动模型仿真实现飞机飞行六自由度的相关飞行参数信息，模拟飞机的操纵响应特性等；

飞机系统仿真主要包括：飞机航电系统和机电系统各设备的状态信息、工作参数信息等供各激励系统使用。

飞行环境仿真，包括：风、雨、云等自然环境；空中交通情况。

导航数据库，包括获取当前位置附近的：机场信息、无线电导航台站信息、航线信息等；

地形数据库，包括获取当前的地形数据信息，以仿真近地告警系统功能。

所述电源系统110原理如附图13所示，包括：28V直流供电11001、115V交流供电11002，分别实现参试设备所需的28V直流供电和115V交流供电，支持总控系统的远程智能配电。

综合航电系统规模大，各系统间的交联和协作关系复杂。为了提高系统集成的效率，减少人力和时间成本，必须采用科学的方法，以降低集成的复杂度。

系统集成通常采用增量式的集成策略，本发明采用从设备集成开始，然后是分系统级、系统级、到最终的飞机级集成。这种分步集成的策略使得每一次集成的关注点从设备级的需求逐步转移到最终的整体性功能需求，使得整个集成过程中充分暴露不同层级的问题，确保最终整体系统集成的顺利完成，从而降低了整体系统集成的复杂度。

为了很好地支持这种分步集成策略，需要提供良好的各分系统设备的仿真能力以及方便的接口激励能力。基于模型的仿真除了在研制阶段能够为系统的需求和整体设计提供验证手段之外，通过实时目标自动生成机制，也为后续系统集成测试提供了良好的测试基础。另外，仿真阶段形成的测试规范和用例，也为后续的分步集成提供了完善的测试要求。通过这样的方法，使得设计阶段的模型和测试用例可以被反复地应用到后续的系统集成测试当中，从而提高了系统研制的效率，保证了测试的一致性，最终提高产品的质量。

从上述分析可以看出，理想的系统集成方法是：继承系统数字仿真的成果，并将其转变成为具备真实物理接口的实时仿真模型(仿真件)，为后续的系统集成打下基础。在真实设备(真件)研制出来后，通过真件与仿真件之间的逐一替换，逐步完成整个航电系统的集成工作。为了便于真件和仿真件之间的灵活替换，试验台需要提供灵活的构型配置，这可以通过具有完善配线机制的航电网络实现。按附图2的步骤S101￣S104的方法实现航电系统集成。

在航电系统的设计阶段，设计人员会根据型号总体及飞行员对航电系统提出的总体要求进行需求分析，并得出详细的航电系统功能描述文档，以指导后续的详细设计和分系统实现工作。在系统集成和验证阶段，要根据系统的需求分析和功能描述文档，对各航电分系统以及全系统进行充分考核，以验证在设计阶段的各项功能要求是否均已得到实现，确保最终交付的航电系统与最初的设计相符。

在对航电系统的验证工作进行策划时，可以参照需求分析和功能描述文档，按照其中对系统总体及各分系统的要求，逐条设计激励－响应式的测试用例。所谓激励－响应式验证，是指给待测的设备或系统提供一个激励信号，并触发其内部的一系列运算、状态切换或内部的数据传递，最后对其响应的结果进行采集或测量，并与期望的响应进行比对，以得出验证的结论。由于航电系统的行为中有很大一部分都是条件触发式的，所以激励响应式验证是航电系统的重要验证方法。

激励响应式验证的用例设计可分为两个部分，即激励信号和期望响应结果。激励的方式可以是飞行员在座舱面板上的一次操作，或是给待测设备的特定信号输入，也可以是在仿真试验环境下对外部环境的改变或对某种故障模式的模拟等。期望的响应结果可能是某特定信号的输出，或是航电画面发生的变化，亦或是引起的系统中一系列的连锁反应动作。

在整个验证过程中，航电系统的激励－响应验证序列会被多次的反复执行：

1)在全数字仿真阶段，需要通过对全部验证用例的执行，来对仿真模型和验证用例进行确认；

2)在座舱联试或分系统验证阶段，需要执行显控或该分系统相关的验证用例；

3)在全系统验证阶段，需要从头到尾执行所有的验证用例，并逐一确认；

4)当验证发现问题时，为了进行故障的定位或对故障是否排除进行确认，也需要反复执行相关的验证用例。

对于分系统的验证，一般采用静态的激励－响应式验证方法。通过附图3的步骤S201￣S204的方法实现激励－响应式验证。

为了全面考察航电系统在实际飞行任务环境下的工作情况，需要采用动态综合验证方法，即基于实时的飞行仿真，为航电系统的验证提供数据激励源。飞行仿真模型应能够进行全包线的仿真，并提供手动和自动两种飞行模式。在试验过程中，飞行仿真模型将解算出的飞行参数共享给航电仿真模型、各种激励系统和视景系统等，使整个试验环境协调统一。另外，飞行仿真模型中还应包含各类跟航电系统交联的非航电系统的仿真模型和飞控系统模型，以支持各系统的联试。在动态综合验证过程中，可以通过各种数据注入和故障模拟的手段，考察航电系统是否能够正确处理各类故障模式。

在进行动态综合验证前，也需要对试验过程进行合理策划，对试验的场景和任务环境进行设定，选择好合适的飞行剖面，并确定在该次飞行试验过程中主要考察的内容和方法。在试验过程中，需要借助数据的采集和监控工具，对故障前后的试验数据进行记录和分析。动态综合验证通过附图4的步骤S301－S307的方法实现。

飞机航电系统柔性试验平台的基本原理是：在航电系统仿真的基础上，通过真件对仿真件的逐一替换，逐步实现航电系统的集成、联调和测试验证。由此，可以结合现有硬件、软件技术设计航电系统柔性试验平台的架构。