一種通用航空電子系統的可擴展內核系統的製作方法

2023-05-26 23:03:11

專利名稱：一種通用航空電子系統的可擴展內核系統的製作方法
技術領域：
本發明屬於綜合化航空電子系統的設計領域，涉及一種通用航空電子系統的可擴展內核系統。
背景技術：
近年來，隨著中國航空領域的持續、快速發展，市場化進程的逐步推進，通用航空市場結構發生了較大的變化。市場需求由政府部門或國有企業逐步擴展為企、事業單位及個人購置自用公務機(含直升機)，其用途涵蓋直升機擺渡乘客、直升機醫療救護以及小型客運飛機等通用航空領域。國民經濟發展到一定水平後，通用航空的市場將越來越大。隨著通用航空市場需求牽引和航空電子技術推進，未來通用飛機航空電子系統的發展面臨下述幾個特點(1)面向通用航空的特點，航空電子系統產品應針對整個通用飛機市場的多樣性要求，具有對不同通用飛機的適應能力。(2)由於系統的實現技術和要求的不同，綜合化航空電子系統的研製依據其航空電子系統本身技術的發展和需求而發展的，或者相對於飛機按照其自身的規律超前發展， 這樣就可以為新機航空電子系統提供所需的技術、產品和保障支持。(3)綜合化航空電子系統所採用技術具有其自身特點和先進性。但目前國內通用航空電子系統具有下述的不足1)尚無通用飛機綜合化航空電子設備與系統貨架產品；2)目前適用於通用航空領域的國產飛機的航空電子系統基本上是由分立式設備組成的，系統的綜合化能力較低；缺乏通用性要求，基本上是一個適合單一型號的專用航空電子系統，沒有一個真正意義上的通用平臺系統。3)系統功能不具有可擴展性的能力，不能根據用戶需求進行擴充和裁剪，缺少良好的靈活性；總之，國內並沒有真正地掌握通用飛機綜合化航空電子系統核心技術，特別是沒有面向實際系統需求的一個真正意義上的通用內核系統，並基於此構建通用飛機綜合化航空電子系統。

發明內容
針對現有技術中存在的問題，本發明提出一種通用航空電子系統的可擴展內核系統，採用綜合化系統架構，針對通用航空電子系統，在基於統一的內核系統的支撐下，根據不同應用需求進行擴展和剪裁，本發明提出一種低成本、面向用戶的綜合化航空電子系統內核的組成和系統結構。本發明提出的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統滿足了基本使用需求，適於低成本的通用飛機平臺，同時用戶能靈活地對通用平臺系統進行適應性設計和更改。該可擴展內核系統的關鍵是綜合化航空電子系統的基本內核，通過對內核的擴展來滿足不同類型和不同用途飛機對航空電子系統的要求。
綜合化航空電子系統是由內核系統和外圍系統組成。內核系統是實現接收來自外圍系統的數據，並將其進行處理、顯示以及控制；內核系統各部分均預留接口，根據用戶對內核系統各部分不同程度的需求進行擴展設置。本發明提出的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，包括綜合處理單元、顯示單元、音頻選擇控制單元、發動機參數接口單元。所述的綜合處理單元包括綜合處理單元A和綜合處理單元B，綜合處理單元A和綜合處理單元B的結構相同，實現的功能相同，分別包括十六個功能模塊硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊、冗餘和主從管理模塊、模擬信號接口模塊、數位訊號接口模塊、開關信號接口模塊、外圍系統輸出以及預留接口模塊、音頻控制輸入以及預留接口模塊、發動機參數輸入以及預留接口模塊、顯示控制接口以及預留接口模塊、模擬信號處理模塊、數位訊號處理模塊、開關信號處理模塊、音頻控制信號處理模塊、發動機參數處理模塊、顯示控制信息處理模塊以及數據綜合處理模塊。所述的數據綜合處理模塊接收來自七個方向的數據，分別為由模擬信號處理模塊對從模擬信號接口模塊接收的模擬信號進行模數轉換後的數位訊號；由數位訊號處理模塊從數位訊號接口模塊接收並進行處理後的數位訊號；由開關信號處理模塊對從開關信號接口模塊接收的開關信號進行處理後的數位訊號；由顯示控制信息處理模塊從顯示控制接口以及預留接口模塊接收並進行處理後的顯控信息，該顯控信息為顯示控制接口以及預留接口模塊通過主數據通道A、主數據通道B或從數據通道A、從數據通道B從顯示單元A和顯示單元B接收到的顯控信息，其中當綜合處理單元A工作時，通過主數據通道A將接收顯示單元A的顯控信息，通過主數據通道B接收顯示單元B的顯控信息；當綜合處理單元B工作時，通過從數據通道A接收顯示單元A的顯控信息，通過從數據通道B接收顯示單元B的顯控信息；由音頻控制信號處理模塊對從音頻控制輸入以及預留接口模塊接收並進行處理後的音控信息，該音控信息為機組人員的手動按鈕驅動音頻選擇控制單元所產生的音頻控制信息經音頻控制信號處理模塊處理後的音控信息；由發動機參數處理模塊從發動機參數輸入以及預留接口模塊接收並進行處理後的發動機參數接口單元的發動機內部信息；由冗餘和主從管理模塊接收的從另一綜合處理單元的冗餘和主從管理模塊發出的決策信號；數據綜合處理模塊將接收的來自七個方向的數據經處理後得到飛行控制信息、決策反饋信號和顯示信息；其中飛行控制信息經由外圍系統輸出以及預留接口模塊傳送給外圍系統；決策反饋信號經由冗餘和主從管理模塊反饋給另一個綜合處理單元的冗餘和主從管理模塊， 進而決定另一綜合處理單元是否正常工作或處於備份狀態；將顯示信息和決策反饋信號經由顯示控制信息處理模塊傳送至顯示控制接口以及預留接口模塊，再通過主數據通道A、主數據通道B或從數據通道A、從數據通道B傳送給顯示單元A和顯示單元B ；其中當綜合處理單元A工作時，通過主數據通道A將顯示信息和決策反饋信號發送給顯示單元A，通過主數據通道B顯示信息和決策反饋信號發送給顯示單元B ；當綜合處理單元B工作時，通過從數據通道A將顯示信息和決策反饋信號發送給顯示單元A，通過從數據通道B將顯示信息和決策反饋信號發送給顯示單元B。硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊通過發送測試信號給自身綜合處理單元的其它十五個模塊，並通過相應的反饋信號來檢測其他十五個模塊的工作狀態，當其中某一模塊發生錯誤的時候，硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊重新啟動該模塊，並向數據綜合處理模塊發送相應的報錯信息，數據綜合處理模塊收到報錯信息後，通過外圍系統輸出以及預留接口模塊向外圍系統的報警裝置發送報警信號，並向顯示單元B發送告警信息；冗餘和主從管理模塊通過檢測另外一臺綜合處理單元的決策信號，按照主輔原則得到決策反饋信號，決定選擇其中一臺綜合處理單元工作，對兩臺顯示單元進行輸出；當綜合處理單元A 正常工作時，由綜合處理單元A的冗餘和主從管理模塊檢測綜合處理單元B的決策信號，得到決策反饋信號；若綜合處理單元A故障，綜合處理單元B的冗餘和主從管理模塊檢測綜合處理單元A的決策信號，得到決策反饋信號。所述的顯示單元包括顯示單元A和顯示單元B ；每個顯示單元均包括八個功能模塊硬體自檢與自恢復模塊、數據源接口模塊、同步管理模塊、擴展單元預留接口、信號處理模塊、顯示指令接收模塊、顯示控制模塊和外圍鍵控制模塊。所述的數據源接口模塊接收綜合處理單元A或綜合處理單元B發送的顯示信息， 並將顯示信息發送至信號處理模塊，信號處理模塊對顯示信息進行解析後生成顯示指令； 信號處理模塊還將接收由外圍鍵控制模塊發送過來的按鈕信息，對顯示信息進行調整和處理，生成顯控信息和新的顯示指令，顯示指令接收模塊將接收到的新的顯示指令發送給顯示控制模塊，顯示控制模塊對新的顯示指令進行解析後生成顯示數據，進而驅動顯示組件顯示；生成的顯控信息經過數據源接口模塊發送給綜合處理單元A或綜合處理單元B ；硬體自檢與自恢復模塊發送測試信號給其它七個功能模塊，通過相應的反饋信號來檢測這些模塊的工作狀態，正常工作時，反饋信號為正常，出現問題時，反饋信號為故障。同步管理模塊接收來自綜合處理單元的決策反饋信號，發送至信號處理模塊，用來將綜合處理單元的狀態信息顯示在顯示組件上。音頻選擇控制單元具有能夠操縱的人機界面，機組人員的手動按鈕驅動音頻選擇控制單元產生的音頻控制信息，依次經過音頻控制輸入以及預留接口模塊和音頻控制信號處理模塊發送至數據綜合處理模塊進行處理。發動機參數接口單元實現接收發動機系統信號並傳送給綜合處理單元A或綜合處理單元B進行分類處理，進而發送到顯示單元進行顯示。本發明的優點在於1、本發明提出的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，具有綜合化航空電子系統通用平臺的標準體系結構。2、本發明提出的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，具有通用性。 該可擴展內核系統提供統一的內核去應用於不同類型和功能的飛機。3、本發明提出的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，具有面向用戶性。讓用戶自己來根據不同應用進行擴展和剪裁，完成飛機的航空電子系統適應性設計和調整工作，同時也可以方便地對系統進行修改，以達到使系統和飛機最佳地配合應用。4、本發明提出的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，具有低成本的性能；採用已有成熟商業標準、技術降低了研製和生產的成本，採用低價格、低使用成本的產品，應用低成本商用貨架產品(COTS)技術，降低了整個航電系統的使用成本，適於低成本的通用飛機平臺。5、本發明提出的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，具有可提高通用航空電子系統綜合化程度的能力；顯示更集中；數據處理均在綜合處理單元上集中式操作，具有信息的綜合處理與管理調度能力；6、本發明提出的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，具有提高可靠性的能力；主-備系統結構和容錯技術來提高系統的可靠性。


圖1 本發明提出的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統的結構示意圖；圖2 本發明中綜合處理單元的功能模塊結構示意圖；圖3 本發明中綜合處理單元的物理結構示意圖；圖4 本發明中顯示單元的功能模塊結構示意圖；圖5 本發明中顯示單元的物理結構示意圖；圖6 本發明中音頻選擇控制單元的結構示意圖；圖7 本發明中音頻選擇控制單元的面板布局示意圖；圖8 本發明中內核系統與外圍系統的交聯示意圖；圖9 小型運輸機系列航空電子系統配置設計；圖中
1-綜合處理單元2-綜合處理單元B; 3-顯示單元A；4-顯示單元B;A;
5-咅頻選擇控制單元；
9-模擬信號接口模塊；
13-咅頻控制輸入以及預留接口模塊；
17-數位訊號處理模塊；
21-顯示控制信息
處理模塊；
25-同步管理模塊；
29-顯示擰制模塊；
33-處理-控制模塊；
37-背板總線模塊 C。
6-發動機參數接口單元；
10-數位訊號接口模塊；
14-發動機參數輸入以及預留接口模塊；
18-幵關信號處理模塊；
22-數據綜合處理模塊；
26-擴展單元預留接 P；
30-外圍鍵搾制模塊；
34-按鈕-旋鈕驅動模塊；
7-硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊；
11-開關信號接口模塊；
15-顯示控制接口以及預留接口模塊；
19-音頻控制信號處理模塊；
23-硬體自檢與自恢復模塊；
27-信號處理模塊；
31-ARINC429 通信模塊A;
35-按鈕-旋鈕組件模塊；
8-冗餘和主從管理模塊；
12-外圍系統輸出以及預留接口模塊； 16-模擬信號處理模塊；
20-發動機參數處理模塊；
24-數據源接口模塊；
28-顯示指令接收模塊；
32-ARINC429 通信
模塊B;
36-電源模塊；
具體實施例方式下面將結合附圖對本發明作進一步的詳細說明。本發明提出的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，如圖1所示，包括綜合處理單元(S⑶)、顯示單元(DU)、音頻選擇控制單元5 (AS⑶)、發動機參數接口單元 6 (EIU)。所述的綜合處理單元包括兩臺綜合處理單元，分別為綜合處理單元Al和綜合處理單元B2。綜合處理單元Al和綜合處理單元B2的功能為1)數據接口 實現數據的採集和傳輸，飛行參數的獲取與處理能力；2)數據處理功能對從外圍系統和內核系統接收到的數據進行綜合處理模數轉換，開關量轉化為數字量，以及最後對數據的綜合分類及處理；3)冗餘處理功能兩個綜合處理單元互為備份，每個處理單元可同時驅動兩個顯示單元，當其中一個綜合處理單元正常工作時，另一個綜合處理單元備份不工作；4)自測試功能對綜合處理單元Al或綜合處理單元B2本身的各個模塊進行加電自測試、周期自測試和
10維護自測試力)預留接口 對內核系統的顯示單元、音頻選擇控制單元5以及發動機參數接口單元6均預留接口，以便進行擴展時使用。綜合處理單元Al和綜合處理單元B2實現接收來自外圍各傳感器單元的大氣數據、飛行姿態、雷達信號、頻率選擇以及告警與故障信號等，來自顯示單元A3和顯示單元B4的顯示控制信息，發動機參數接口單元6傳送的發動機內部信息以及音頻選擇控制單元5的音頻管理信息，將這些信號處理後分別反饋給不同的功能傳感器和顯示單元。綜合處理單元Al與綜合處理單元B2之間互相傳遞決策信號，決策信號用於確定雙方是否正常工作，在二者都正常工作時，以綜合處理單元Al為主，以綜合處理單元B2為輔，來實現兩個綜合處理單元工作情況的仲裁和處理。綜合處理單元Al和綜合處理單元B2的結構相同，實現的功能相同，如圖2所示， 具體分別包括十六個功能模塊分別為硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊7、冗餘和主從管理模塊8、模擬信號接口模塊9、數位訊號接口模塊10、開關信號接口模塊11、外圍系統輸出以及預留接口模塊12、音頻控制輸入以及預留接口模塊13、發動機參數輸入以及預留接口模塊14、顯示控制接口以及預留接口模塊15、模擬信號處理模塊16、數位訊號處理模塊17、 開關信號處理模塊18、音頻控制信號處理模塊19、發動機參數處理模塊20、顯示控制信息處理模塊21以及數據綜合處理模塊22 ；綜合處理單元Al和綜合處理單元B2的各個模塊按照功能分為三類第一類是數據接口模塊，用於對相應的外部設備的通信，包括模擬信號接口模塊9、數位訊號接口模塊 10、開關信號接口模塊11、外圍系統輸出以及預留接口模塊12、音頻控制輸入以及預留接口模塊13、發動機參數輸入以及預留接口模塊14、顯示控制接口以及預留接口模塊15 ；第二類是數據處理類的模塊，包括模擬信號處理模塊16、數位訊號處理模塊17、開關信號處理模塊18、音頻控制信號處理模塊19、發動機參數處理模塊20、顯示控制信息處理模塊21 以及數據綜合處理模塊22 ；第三類是冗餘管理模塊，包括冗餘和主從管理模塊8 ；第四類是自測和故障檢測模塊，包括硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊7。所述的數據綜合處理模塊22接收來自七個方向的數據，分別為由模擬信號處理模塊16對從模擬信號接口模塊9接收的模擬信號進行模數轉換後的數位訊號，由數位訊號處理模塊17從數位訊號接口模塊10接收並進行處理後的數位訊號，由開關信號處理模塊18對從開關信號接口模塊11接收的開關信號進行處理後的數位訊號，由顯示控制信息處理模塊21從顯示控制接口以及預留接口模塊15接收並進行處理後的顯控信息，該顯控信息為顯示控制接口以及預留接口模塊15通過主數據通道A、主數據通道B或從數據通道 A、從數據通道B從顯示單元A和顯示單元B接收到的顯控信息，其中當綜合處理單元Al工作時，通過主數據通道A將接收顯示單元A的顯控信息，通過主數據通道B接收顯示單元B 的顯控信息；當綜合處理單元B2工作時，通過從數據通道A接收顯示單元A的顯控信息，通過從數據通道B接收顯示單元B的顯控信息；由音頻控制信號處理模塊19對從音頻控制輸入以及預留接口模塊13接收並進行處理後的音控信息，該音控信息為機組人員的手動按鈕驅動音頻選擇控制單元5所產生的音頻控制信息經音頻控制信號處理模塊19處理後的音控信息；由發動機參數處理模塊20從發動機參數輸入以及預留接口模塊14接收並進行處理後的發動機參數接口單元6的發動機內部信息；由冗餘和主從管理模塊8接收的從另一綜合處理單元(綜合處理單元Al或綜合處理單元B2)的冗餘和主從管理模塊8發出的決策信號。數據綜合處理模塊22將接收的來自七個方向的數據經處理後得到飛行控制信息、決策反饋信號和顯示信息；其中飛行控制信息經由外圍系統輸出以及預留接口模塊12 傳送給外圍系統，決策反饋信號反饋給另一個綜合處理單元的冗餘和主從管理模塊8，進而決定另一綜合處理單元是否正常工作或處於備份狀態，將顯示信息和決策反饋信號通過主數據通道A和主數據通道B (或從數據通道A和從數據通道B)，經由顯示控制接口以及預留接口模塊15傳送給顯示單元A3和顯示單元B4 ；其中當綜合處理單元Al工作時，通過主數據通道A將顯示信息和決策反饋信號發送給顯示單元A，通過主數據通道B顯示信息和決策反饋信號發送給顯示單元B ；當綜合處理單元B2工作時，通過從數據通道A將顯示信息和決策反饋信號發送給顯示單元A，通過從數據通道B將顯示信息和決策反饋信號發送給顯示單元B。模擬信號接口模塊9、數位訊號接口模塊I0以及開關信號接口模塊11分別從外圍系統接收模擬信號、數位訊號和開關信號，再分別將其傳送給模擬信號處理模塊16、數位訊號處理模塊17以及開關信號處理模塊18，並分別進行模數轉換，數位訊號解調，以及開關信號轉化為響應的數位訊號。硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊7通過發送測試信號給自身綜合處理單元的其它十五個模塊，並通過相應的反饋信號來檢測其他十五個模塊的工作狀態，如圖3中所示， 黑色的箭頭表示硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊7與其他模塊間的信號交互。當其中某一模塊發生錯誤的時候，硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊7可重新啟動該模塊，並向綜合數據處理模塊發送相應的報錯信息，綜合數據處理模塊收到報錯信息後，通過外圍系統輸出以及預留接口模塊12向外圍系統的報警裝置發送報警信號，並向顯示單元B4發送告警信息，以便告知機組人員設備故障信息。冗餘和主從管理模塊8通過檢測另外一臺綜合處理單元(綜合處理單元Al或綜合處理單元B2)的決策信號，按照主輔原則得到決策反饋信號，決定選擇其中一臺綜合處理單元工作，對兩臺顯示單元進行輸出。當綜合處理單元Al正常工作時，由綜合處理單元 Al的冗餘和主從管理模塊8檢測綜合處理單元B2的決策信號，得到決策反饋信號；若綜合處理單元Al故障，綜合處理單元B2的冗餘和主從管理模塊8檢測綜合處理單元Al的決策信號，得到決策反饋信號。所述的綜合處理單元Al與綜合處理單元B2功能模塊的結構組成完全相同，因此綜合處理單元Al和綜合處理單元B2的物理結構實現方法相同，均是由11個硬體模塊來實現的，其物理結構模塊組成如圖3所示，具體包括主計算機模塊、HDLC模塊A、HDLC模塊B、 ARINC429模塊A、ARINC429模塊B、ARINC429模塊C、開關量接口模塊、模擬量接口模塊、數字量接口模塊、電源轉換模塊和背板總線模塊A。其中主計算機模塊用於實現冗餘和主從管理模塊8、硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊7、模擬信號處理模塊16、數位訊號處理模塊 17、開關信號處理模塊18、音頻控制信號處理模塊19、發動機參數處理模塊20、顯示控制信息處理模塊21以及數據綜合處理模塊22的功能；HDLC模塊A和HDLC模塊B用於實現顯示控制接口以及預留接口模塊15的功能；ARINC4^模塊A用於實現音頻控制輸入以及預留接口模塊13的功能；ARINC4^模塊B用於實現發動機參數輸入以及預留接口模塊14的功能；ARINC4^模塊C用於實現外圍系統輸出以及預留接口模塊12的功能；模擬量接口模塊、數字量接口模塊、開關量接口模塊分別用於實現模擬信號接口模塊9、數位訊號接口模塊10和開關信號接口模塊11的功能。背板總線模塊A用來實現綜合處理單元各物理模塊之間的數據傳輸。綜合處理單元Al或綜合處理單元B2分別經過HDLC模塊A、HDLC模塊B接收來自顯示單元A3、顯示單元B4由操縱外圍鍵產生的顯示控制信息，然後經過背板總線模塊A發送給主計算機模塊進行處理；綜合處理單元Al或綜合處理單元B2經過HDLC模塊A向顯示單元A3發送經過主計算機模塊處理後的空速、姿態、高度表、垂直速度、水平狀態和轉彎協調等顯示信息以及另外一個綜合處理單元的決策反饋信號；綜合處理單元Al或綜合處理單元B2分別經過HDLC模塊B向顯示單元B4發送飛機垂直狀態、水平狀態、危險告警、狀態自檢、飛行控制數據和發動機參數管理等顯示信息。綜合處理單元Al或綜合處理單元B2 經過ARINC4^模塊A接收來自音頻選擇控制單元5的音控信息，然後經過背板總線模塊A 發送給主計算機模塊進行處理；綜合處理單元Al或綜合處理單元B2經過ARINC4^模塊B 接收來自發動機參數接口單元6的發動機內部參數信息，然後經過背板總線模塊A發送給主計算機模塊進行處理；綜合處理單元Al或綜合處理單元B2經過ARINC4^模塊C向外圍系統輸出經過主計算機模塊處理後飛行控制信息，並分別通過模擬量接口模塊、數字量接口模塊、開關量接口模塊從外圍系統分別接收模擬信號、數位訊號、開關信號並經過背板總線模塊A發送給主計算機模塊進行處理。電源轉換模塊實現從背板總線模塊A上獲得標準的直流電壓源，並將其轉換成為綜合處理單元Al或綜合處理單元B2物理結構中各模塊內所需的特定電源。所述的顯示單元共有兩臺顯示單元，分別為顯示單元A3、顯示單元B4。如圖4所示，每個顯示單元包括八個功能模塊硬體自檢與自恢復模塊23、數據源接口模塊24、同步管理模塊25、擴展單元預留接口沈、信號處理模塊27、顯示指令接收模塊觀、顯示控制模塊 29和外圍鍵控制模塊30。顯示單元A3和顯示單元B4從處於工作狀態的綜合處理單元(綜合處理單元Al或綜合處理單元B》接收到顯示信息，經過處理，驅動顯示單元A3和顯示單元B4進行顯示信息。在顯示單元A3和顯示單元B4的圖像顯示出現故障時進行文字和聲光報警，用戶按壓相應按鍵時顯示危險級故障的應急處理措施，硬體自檢與自恢復模塊23提供加電自測試、 周期自測試及維護自測試的自測試能力；顯示單元A3和顯示單元B4需要對擴展單元預留接口 26。本發明中顯示單元A3為主飛行顯示器PFD，處理並顯示所有常規儀表包括空速指示儀表、姿態指示儀表、高速表、垂直速度指示儀表、水平狀態指示儀表和轉彎協調儀的所有信息；同時也顯示通信和無線電導航信息、飛行計劃數據、內置的移動地圖、艙外空氣溫度、應答機的狀態和時間。顯示單元B4為多功能顯示器MFD，處理並顯示飛機垂直狀態、水平狀態、危險告警、狀態自檢、飛行控制數據和發動機參數管理等信息。所述的數據源接口模塊M接收綜合處理單元Al或綜合處理單元B2發送的顯示信息，並將顯示信息發送至信號處理模塊27，信號處理模塊27對顯示信息進行解析後生成顯示指令；信號處理模塊27還將接收由外圍鍵控制模塊30發送過來的按鈕信息，對顯示信息進行調整和處理，生成顯控信息和新的顯示指令，顯示指令接收模塊觀將接收到的新的顯示指令發送給顯示控制模塊四，顯示控制模塊四對新的顯示指令進行解析後生成顯示數據，進而驅動有顯示組件(顯示器，源陣列液晶AMLCD)顯示；生成的顯控信息經過數據源接口模塊M發送給綜合處理單元Al或綜合處理單元B2 ；硬體自檢與自恢復模塊23發送測試信號給其它七個功能模塊，通過相應的反饋信號來檢測這些模塊的工作狀態，正常工作時，反饋信號為正常，出現問題時，反饋信號為故障。同步管理模塊25接收來自綜合處理單元的決策反饋信號，發送至信號處理模塊 27，用來把綜合處理單元的狀態信息顯示在顯示組件上。信號處理模塊27接收來自三個方面的信號輸入綜合處理單元的顯示信息，擴展單元的輸入數據，同步管理模塊25的決策反饋信號。本發明中顯示單元A3和顯示單元B4的功能模塊結構組成完全相同，顯示單元A3 和顯示單元B4的物理結構實現方法相同，均是由10個硬體模塊來實現的，其物理結構模塊如圖5所示，具體包括顯示主計算機模塊、電源轉換模塊、HDLC模塊A、HDLC模塊B、擴展預留接口、外圍鍵組件、外圍鍵驅動模塊、字符/圖形生成模塊、AMLCD組件和背板總線模塊 B。所述的HDLC模塊A與HDLC模塊B用於實現數據源接口模塊M和同步管理模塊25的功能；所述的顯示主計算機模塊用於實現硬體自檢與自恢復模塊23、信號處理模塊27和顯示指令接收模塊觀的功能；所述的顯示主計算機模塊還與字符/圖形生成模塊結合用於實現顯示控制模塊四的功能；所述的外圍鍵組件和外圍鍵驅動模塊用於實現外圍鍵控制模塊30的功能；所述的擴展預留接口用於實現擴展單元預留接口沈的功能。背板總線模塊 B用來實現顯示單元內部各物理模塊之間的數據傳輸。顯示單元A或顯示單元B經過HDLC模塊A經由主數據通道A或主數據通道B接收來自綜合處理單元Al的顯示信息和決策反饋信號，經由HDLC模塊B經由從數據通道A或從數據通道B接收來自綜合處理單元B2的顯示信息和決策反饋信號，然後通過背板總線模塊B傳送至顯示主計算機模塊，顯示主計算機模塊對顯示信息進行處理並將需要顯示的信息發送至字符/圖形生成模塊，字符/圖形生成模塊將這些信息轉換成字符或圖像信號發送給AMIXD組件。若機組人員對外圍鍵組件進行使用時，外圍鍵組件將產生的字符信號傳送至外圍鍵驅動模塊，外圍鍵驅動模塊將信號處理後生成顯示控制信號，然後發送給字符/ 圖形生成模塊生成圖像信息，進而驅動AMIXD組件進行顯示。處理單元決策信號用於判斷綜合處理單元是否出現故障，若出現故障將由顯示單元B顯示出來，告知機組人員。音頻選擇控制單元5提供了能夠操縱的人機界面，目標是實現音頻管理和無線電指位標接收音控信息，機組人員的手動按鈕驅動音頻選擇控制單元5產生的音頻控制信息，依次經過音頻控制輸入以及預留接口模塊13和音頻控制信號處理模塊19發送至數據綜合處理模塊22。發動機參數接口單元6是為了實現接收發動機系統中轉速傳感器輸出的頻率信號、排氣溫度傳感器輸出的電壓信號、燃油測量系統輸出的油量、耗量、燃油壓力傳感器、滑油壓力傳感器提供交流(直流)激勵信號、氣道調節系統調節板位置信號以及發動機的故障信息，並將這些信號傳送給綜合處理單元Al或綜合處理單元B2進行分類處理，進而發送到顯示單元進行顯示，給機組人員明確的圖示信息以便參考。發動機參數接口單元6在目前的航空電子系統中為一個獨立的黑盒子接口設備，只有輸入和輸出接口用來中轉信息。所述的音頻選擇控制單元5如圖6所示，由七個物理模塊組成，分別為ARINC429 通信模塊A31、ARINC429通信模塊B32、處理-控制模塊33、按鈕-旋鈕驅動模塊34、按鈕-旋鈕組件模塊35、電源模塊36和背板總線模塊C37。所述的ARINC4^通信模塊A31
14用於實現音頻選擇控制單元5與綜合處理單元Al之間的信息交互；ARINC429通信模塊B32 用於實現音頻選擇控制單元5與綜合處理單元B2之間的信息交互；駕駛員通過按鈕-旋鈕組件模塊35進行音頻和功能選擇控制設置，設置所產生的機械操作(包括開關、旋轉等)， 經由按鈕-旋鈕驅動模塊34產生控制輸入信號，控制輸入信號被傳送至處理-控制模塊 33後被處理生成相應的音頻控制信息，並通過背板總線模塊C37傳送至ARINC^9通信模塊A31和ARINC4^通信模塊B32，再分別傳送至綜合處理單元Al或綜合處理單元B2，經由綜合處理單元A或綜合處理單元B2將音頻控制信息進行分類處理，並發送給外圍系統和顯示單元。所述的ARINC^9通信模塊A31、ARINC429通信模塊B32、處理-控制模塊33、按鈕-旋鈕驅動模塊34和按鈕-旋鈕組件模塊35所需要的電源由電源模塊36對機上電源進行轉換後提供的。本發明中音頻選擇控制單元5的面板布局如圖7所示，對面板上各個功能鍵的描述如下，其中VHFl MIC、VHF2 MIC或VHF3 MIC鍵選擇使用的發射機。當按下VHF MIC鍵後，也會選擇相應的接受無線電音頻(VHF1、VHF2或VHF3鍵無線電音頻鍵)。為了防止按下其他VHF MIC鍵的時候誤取消需要的接收無線電，在按下另一VHF MIC鍵之前，應按下需要的無線電音頻鍵VHF1、VHF2或VHF3鍵。DME鍵測距機音頻源選擇按鈕；ADF鍵無線電高度表音頻源選擇按鈕；NAVl鍵、 NAV2鍵航空器導航無線電音量選擇按鈕。選擇並激活DME鍵、ADF鍵、NAVl鍵、NAV2鍵信號燈，所選的音頻信號可以從耳機和揚聲器聽到，這四個鍵可以單獨選擇或一起選擇。PA鍵乘客通訊；SI3KR鍵揚聲器；HI/SENS鍵增加對指點標信號的靈敏度；MKR 鍵在接收到指點標信號時信號燈亮並且可以聽到音頻信號。出現音頻信號後，按下MKR鍵靜音，但是燈光信號不受影響。在接收到下一個指點標信號時音頻信號又會再次出現。PILOT鍵和COPLT鍵內話隔離按鈕，具體使用方式如下按下PILOT鍵，飛行員被從內話系統中隔離。飛行員僅能在無線電發射期間聽到無線電和側音。副駕駛和乘客都能夠聽到內話和音樂，但不能聽到飛機無線電接收的音頻和飛行員發射的音頻。按下COPLT鍵，副駕駛被從內話系統中隔離。副駕駛僅能聽到側音。飛行員和乘客都能夠聽到內話、音樂和飛機無線電接收的音頻以及飛行員發射的音頻。同時按下PILOT鍵和COPLT鍵時，飛行員和副駕駛均被從內話系統中隔離，兩者均只能在無線電發射期間聽到無線電和側音。乘客能夠聽到內話和音樂。再次同時PILOT鍵和COPLT鍵時，飛行員和副駕駛撤出隔離，此時飛行員、副駕駛和乘客均能聽到內話、音樂和飛機無線電接收的音頻以及飛行員發射的音頻。MAN/SQ鍵選擇內話音頻的人工靜噪，同時信號燈亮。V0L/SQ小旋鈕在音量和靜噪之間轉換調節，相應的VOL或SQ燈亮。PLAY鍵數字錄音機重放；帶回放功能的可清除式數碼錄音機；播放最近錄製的存儲區的內容，然後回到正常操作。在回放時按下PLAY暫停回放該存儲區的內容，而回放前一存儲區的內容。PLAY鍵可以用來搜索所有的存儲區以回放需要的內容。在回放時按下MKR鍵暫停回放並回到正常操作。如果在回放時有通訊信號，回放就會停止並將新信號錄製為最近的存儲內容。DISPLAY BACKUP 鍵恢復模式。
本發明提出的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，根據不同應用不同型號和用途的飛機可以在基本內核系統的基礎上進行擴展，以實現滿足需求。其擴展具體是指對於顯示單元A、顯示單元B、音頻選擇控制單元以及發動機參數接口單元增加個數以實現特殊功能的需要，具體個數為顯示單元A、顯示單元B、音頻選擇控制單元和發動機參數接口單元的個數均為1 5個，其中各個顯示單元A的組成和連接方法均相同，各個顯示單元B的組成和連接方法均相同，各個音頻選擇控制單元的組成和連接方法均相同， 各個發動機參數接口單元的組成和連接方法均相同。而對於綜合處理單元的擴展可通過在對綜合處理單元A和顯示單元B預留相應的插卡位置來實現，通過插卡連接相應的擴展單兀。綜合處理單元和顯示單元之間的數據通道均採用高級數據鏈路控制層協議 (HDLC)，物理層傳輸速率為IOMbps ；綜合處理單元和發動機參數接口單元6、音頻選擇控制單元5外圍設備之間的數據通道採用ARINC4^總線；發動機參數接口單元6與發動機系統之間通過ARINC^9總線進行數據傳輸。綜合處理單元的主計算機模塊與顯示單元的顯示主計算機模塊可採用PowerPC8260硬體架構實現。本發明的可擴展內核系統與外圍系統的交聯關係如圖8所示，本發明的綜合處理單元需要接受來自外圍系統的大氣數據計算機(ADC)、航行姿態參考系統(AHRS)、導航系統(GPS導航系統，儀表著陸系統(ILS)/甚高頻全向信標(VOR)，測距機(DME))、輔助導航系統(無線電羅盤(ADF)、無線電高度表(RALT))、通訊系統(甚高頻通訊系統(VHF)/短波電臺(HF) )、S/C模式應答機、氣象雷達、告警系統(GPWS/EGPWS)、自動駕駛儀系統、以及其他機載設備的參數；並反饋給外圍系統處理信息。本發明的發動機參數接口單元接收來自發動機系統的內部設備參數以及故障信息。實施例本實施例中的提供的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，其中顯示單元A3為一臺主飛行顯示器，顯示單元B4為一臺多功能顯示器；綜合處理單元Al和綜合處理單元B2均為一臺系統計算機(POwerPC8260硬體架構計算機)，音頻選擇控制單元5為音頻選擇控制面板實現；發動機參數接口單元6為一個發動機參數接口設備。應用本實施例提供的可擴展內核系統的相應應用的飛機分別為小型運輸機、小型公務機以及直升機系列，應用於小型運輸機具體參數如下小型運輸機系列(1)功能①姿態、航向和導航參數以及大氣數據參數顯示；②發動機及其座艙參數顯示和警告；③甚高頻全向信標(VOR)/測距機(DME)標準區域導航系統和GPS接收機等組成導航系統；④無線電羅盤(ADF)和無線電高度表(RALT)組成的輔助導航功能；⑤ILS/Marker Beacon組成的滿足2級著陸的標準儀表著陸系統；⑥甚高頻通訊系統(VHF)和短波電臺(HF)的通信能力；⑦飛行管理，飛行導引以及指令顯示；⑧自動駕駛儀，實現自動飛行能力；
⑨TCAS2空中交通和防撞系統；⑩EGPWS增強型近地告警。(2)系統配置根據小型運輸機飛機對航空電子系統的需求，需要提高一套功能完善和具有一定先進技術的系統。系統設計需考慮下述幾點①2個主顯示器PFD (對應於本發明的顯示單元A)、3個多功能顯示器MFD (對應於本發明的顯示單元B)和兩個系統計算機(即綜合處理器A和綜合處理器B)及2個音頻選擇控制單元為主，再加上合適的傳感器組成的、滿足有關適航指令要求的航空電子系統；②標準的區域導航和飛行導引(res)功能；③完善的安全功能，空中防撞系統(TCAS2)系統和增強型近地告警系統EGPWS ；④具有風切變探測能力和短波電臺(HF)、甚高頻通訊系統(VHF)通信能力；⑤發動機及其座艙參數顯示和告警功能。(3)設備清單根據所需航空電子系統的結構(包括外圍系統和可擴展內核系統)，如圖9，可擴展內核系統中的單元分別為綜合處理單元A、綜合處理單元B、主飛行顯示器、多功能顯示器、發動機參數接口單元、音頻選擇控制單元。可擴展內核系統的擴展單元分別為多功能顯示器0個)、主飛行顯示器(1個)、音頻選擇控制單元(1個)。與內核系統交聯的外圍系統中的設備分別有航向姿態參考系統(AHRS)、大氣數據計算機(ADC)、無線電羅盤(ADF)、 測距機(DME)、無線電高度表(RALT)、短波電臺(HF)、空中防撞系統(TCAS2)、增強型近地告警系統(EGPWQ、氣象雷達(Weather Radar)、GPS導航系統、儀表著陸系統(IU)、甚高頻全向信標(VOR)、甚高頻通訊系統(VHF)、S模式應答機(Mode-sl^ransponder)。本實施例中設備選用清單如表1所示。表1 小型運輸機系列的航空電子系統設備組成圖
權利要求
1. 一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，其特徵在於包括綜合處理單元、顯示單元、音頻選擇控制單元、發動機參數接口單元；所述的綜合處理單元包括綜合處理單元A和綜合處理單元B，綜合處理單元A和綜合處理單元B的結構相同，實現的功能相同，分別包括十六個功能模塊硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊、冗餘和主從管理模塊、模擬信號接口模塊、數位訊號接口模塊、開關信號接口模塊、外圍系統輸出以及預留接口模塊、音頻控制輸入以及預留接口模塊、發動機參數輸入以及預留接口模塊、顯示控制接口以及預留接口模塊、模擬信號處理模塊、數位訊號處理模塊、開關信號處理模塊、音頻控制信號處理模塊、發動機參數處理模塊、顯示控制信息處理模塊以及數據綜合處理模塊；所述的數據綜合處理模塊接收來自七個方向的數據，分別為由模擬信號處理模塊對從模擬信號接口模塊接收的模擬信號進行模數轉換後的數位訊號；由數位訊號處理模塊從數位訊號接口模塊接收並進行處理後的數位訊號；由開關信號處理模塊對從開關信號接口模塊接收的開關信號進行處理後的數位訊號；由顯示控制信息處理模塊從顯示控制接口以及預留接口模塊接收並進行處理後的顯控信息，該顯控信息為顯示控制接口以及預留接口模塊通過主數據通道A、主數據通道B或從數據通道A、從數據通道B從顯示單元A和顯示單元B接收到的顯控信息，其中當綜合處理單元A工作時，通過主數據通道A將接收顯示單元A的顯控信息，通過主數據通道B接收顯示單元B的顯控信息；當綜合處理單元B工作時，通過從數據通道A接收顯示單元A的顯控信息，通過從數據通道B接收顯示單元B的顯控信息；由音頻控制信號處理模塊對從音頻控制輸入以及預留接口模塊接收並進行處理後的音控信息，該音控信息為機組人員的手動按鈕驅動音頻選擇控制單元所產生的音頻控制信息經音頻控制信號處理模塊處理後的音控信息；由發動機參數處理模塊從發動機參數輸入以及預留接口模塊接收並進行處理後的發動機參數接口單元的發動機內部信息；由冗餘和主從管理模塊接收的從另一綜合處理單元的冗餘和主從管理模塊發出的決策信號；數據綜合處理模塊將接收的來自七個方向的數據經處理後得到飛行控制信息、決策反饋信號和顯示信息；其中飛行控制信息經由外圍系統輸出以及預留接口模塊傳送給外圍系統；決策反饋信號經由冗餘和主從管理模塊反饋給另一個綜合處理單元的冗餘和主從管理模塊，進而決定另一綜合處理單元是否正常工作或處於備份狀態；將顯示信息和決策反饋信號經由顯示控制信息處理模塊傳送至顯示控制接口以及預留接口模塊，再通過主數據通道A、主數據通道B或從數據通道A、從數據通道B傳送給顯示單元A、和顯示單元B ；其中當綜合處理單元A工作時，通過主數據通道A將顯示信息和決策反饋信號發送給顯示單元A，通過主數據通道B將顯示信息和決策反饋信號發送給顯示單元B ；當綜合處理單元B工作時，通過從數據通道A將顯示信息和決策反饋信號發送給顯示單元A，通過從數據通道B將顯示信息和決策反饋信號發送給顯示單元B ；硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊通過發送測試信號給自身綜合處理單元的其它十五個模塊，並通過相應的反饋信號來檢測其他十五個模塊的工作狀態，當其中某一模塊發生錯誤的時候，硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊重新啟動該模塊，並向綜合數據處理模塊發送相應的報錯信息，綜合數據處理模塊收到報錯信息後，通過外圍系統輸出以及預留接口模塊向外圍系統的報警裝置發送報警信號，並向顯示單元B發送告警信息；冗餘和主從管理模塊通過檢測另外一臺綜合處理單元的決策信號，按照主輔原則得到決策反饋信號，決定選擇其中一臺綜合處理單元工作，對兩臺顯示單元進行輸出；當綜合處理單元A正常工作時，由綜合處理單元A的冗餘和主從管理模塊檢測綜合處理單元B的決策信號，得到決策反饋信號；若綜合處理單元A故障，綜合處理單元B的冗餘和主從管理模塊檢測綜合處理單元A的決策信號，得到決策反饋信號；所述的顯示單元包括顯示單元A和顯示單元B ；每個顯示單元均包括八個功能模塊硬體自檢與自恢復模塊、數據源接口模塊、同步管理模塊、擴展單元預留接口、信號處理模塊、 顯示指令接收模塊、顯示控制模塊和外圍鍵控制模塊；所述的數據源接口模塊接收綜合處理單元A或綜合處理單元B發送的顯示信息，並將顯示信息發送至信號處理模塊，信號處理模塊對顯示信息進行解析後生成顯示指令；信號處理模塊還將接收由外圍鍵控制模塊發送過來的按鈕信息，對顯示信息進行調整和處理， 生成顯控信息和新的顯示指令，顯示指令接收模塊將接收到的新的顯示指令發送給顯示控制模塊，顯示控制模塊對新的顯示指令進行解析後生成顯示數據，進而驅動顯示組件顯示； 生成的顯控信息經過數據源接口模塊發送給綜合處理單元A或綜合處理單元B ；硬體自檢與自恢復模塊發送測試信號給其它七個功能模塊，通過相應的反饋信號來檢測這些模塊的工作狀態，正常工作時，反饋信號為正常，出現問題時，反饋信號為故障；同步管理模塊接收來自綜合處理單元的決策反饋信號，發送至信號處理模塊，用來將綜合處理單元的狀態信息顯示在顯示組件上；音頻選擇控制單元具有能夠操縱的人機界面，機組人員的手動按鈕驅動音頻選擇控制單元產生的音頻控制信息，依次經過音頻控制輸入以及預留接口模塊和音頻控制信號處理模塊發送至數據綜合處理模塊；發動機參數接口單元實現接收發動機系統信號並傳送給綜合處理單元A或綜合處理單元B進行分類處理，進而發送到顯示單元進行顯示。
2.根據權利要求1所述的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，其特徵在於所述的綜合處理單元A和綜合處理單元B均是由11個硬體模塊來實現的，具體包括主計算機模塊、HDLC模塊A、HDLC模塊B、ARINC429模塊A、ARINC429模塊B、ARINC429模塊 C、開關量接口模塊、模擬量接口模塊、數字量接口模塊、電源轉換模塊和背板總線模塊A ； 其中主計算機模塊用於實現冗餘和主從管理模塊、硬體自檢-狀態檢測與自恢復模塊、模擬信號處理模塊、數位訊號處理模塊、開關信號處理模塊、音頻控制信號處理模塊、發動機參數處理模塊、顯示控制信息處理模塊以及數據綜合處理模塊的功能；HDLC模塊A和HDLC 模塊B用於實現顯示控制接口以及預留接口模塊的功能；ARINC4^模塊A用於實現音頻控制輸入以及預留接口模塊的功能；ARINC4^模塊B用於實現發動機參數輸入以及預留接口模塊的功能；ARINC4^模塊C用於實現外圍系統輸出以及預留接口模塊的功能；模擬量接口模塊、數字量接口模塊、開關量接口模塊分別用於實現模擬信號接口模塊、數位訊號接口模塊和開關信號接口模塊的功能，背板總線模塊A用來實現綜合處理單元各物理模塊之間的數據傳輸。
3.根據權利要求2所述的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，其特徵在於綜合處理單元A或綜合處理單元B分別經過HDLC模塊A、HDLC模塊B接收來自顯示單元A、顯示單元B由操縱外圍鍵產生的顯示控制信息，然後經過背板總線模塊A發送給主計算機模塊進行處理；綜合處理單元A或綜合處理單元B經過HDLC模塊A向顯示單元A發送經過主計算機模塊處理後的顯示信息以及另一個綜合處理單元的決策反饋信號；綜合處理單元A或綜合處理單元B分別經過HDLC模塊B向顯示單元B發送顯示信息，綜合處理單元A或綜合處理單元B經過ARINC^9模塊A接收來自音頻選擇控制單元的音控信息，然後經過背板總線模塊A發送給主計算機模塊進行處理；綜合處理單元A或綜合處理單元B經過ARINC429模塊B接收來自發動機參數接口單元的發動機內部參數信息，然後經過背板總線模塊A發送給主計算機模塊進行處理；綜合處理單元A或綜合處理單元B經過ARINC429 模塊C向外圍系統輸出經過主計算機模塊處理後飛行控制信息，並分別通過模擬量接口模塊、數字量接口模塊、開關量接口模塊從外圍系統分別接收模擬信號、數位訊號、開關信號並經過背板總線模塊A發送給主計算機模塊進行處理，電源轉換模塊實現從背板總線模塊 A上獲得標準的直流電壓源，並將其轉換成為綜合處理單元A或綜合處理單元B物理結構中各模塊內所需的特定電源。
4.根據權利要求1所述的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，其特徵在於所述的顯示單元A和顯示單元B均是由10個硬體模塊來實現的，具體包括顯示主計算機模塊、電源轉換模塊、HDLC模塊A、HDLC模塊B、擴展預留接口、外圍鍵組件、外圍鍵驅動模塊、字符/圖形生成模塊、AMIXD組件和背板總線模塊B ；所述的HDLC模塊A與HDLC模塊B 用於實現數據源接口模塊和同步管理模塊的功能；所述的顯示主計算機模塊用於實現硬體自檢與自恢復模塊、信號處理模塊和顯示指令接收模塊的功能；所述的顯示主計算機模塊還與字符/圖形生成模塊結合用於實現顯示控制模塊的功能；所述的外圍鍵組件和外圍鍵驅動模塊用於實現外圍鍵控制模塊的功能；所述的擴展預留接口用於實現擴展單元預留接口的功能，背板總線模塊B用來實現顯示單元內部各物理模塊之間的數據傳輸。
5.根據權利要求4所述的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，其特徵在於顯示單元A或顯示單元B經過HDLC模塊A經由主數據通道A或主數據通道B接收來自綜合處理單元A的顯示信息和決策反饋信號，經由HDLC模塊B經由從數據通道A或從數據通道B接收來自綜合處理單元B的顯示信息和決策反饋信號，然後通過背板總線模塊B 傳送至顯示主計算機模塊，顯示主計算機模塊對顯示信息進行處理並將需要顯示的信息發送至字符/圖形生成模塊，字符/圖形生成模塊將這些信息轉換成字符或圖像信號發送給 AMLCD組件，若機組人員對外圍鍵組件進行使用時，外圍鍵組件將產生的字符信號傳送至外圍鍵驅動模塊，外圍鍵驅動模塊將信號處理後生成顯示控制信號，然後發送給字符/圖形生成模塊生成圖像信息，進而驅動AMIXD組件進行顯示，處理單元決策信號用於判斷綜合處理單元是否出現故障，若出現故障將由顯示單元B顯示出來。
6.根據權利要求1所述的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，其特徵在於所述的顯示單元A為主飛行顯示器PFD，處理並顯示所有常規儀表包括空速指示儀表、 姿態指示儀表、高速表、垂直速度指示儀表、水平狀態指示儀表和轉彎協調儀的所有信息； 同時也顯示通信和無線電導航信息、飛行計劃數據、內置的移動地圖、艙外空氣溫度、應答機的狀態和時間；顯示單元B為多功能顯示器MFD，處理並顯示飛機垂直狀態、水平狀態、危險告警、狀態自檢、飛行控制數據和發動機參數管理等信息。
7.根據權利要求1所述的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，其特徵在於所述的音頻選擇控制單元由七個物理模塊組成，分別為ARINC4^通信模塊A、ARINC429 通信模塊B、處理-控制模塊、按鈕-旋鈕驅動模塊、按鈕-旋鈕組件模塊、電源模塊和背板總線模塊C ；所述的ARINC4^通信模塊A用於實現音頻選擇控制單元與綜合處理單元A之間的信息交互；ARINC4^通信模塊B用於實現音頻選擇控制單元與綜合處理單元B之間的信息交互；駕駛員通過按鈕-旋鈕組件模塊進行音頻和功能選擇控制設置，設置所產生的機械操作，經由按鈕-旋鈕驅動模塊產生控制輸入信號，控制輸入信號被傳送至處理-控制模塊後被處理生成相應的音頻控制信息，並通過背板總線模塊C傳送至ARINC429通信模塊A和ARINC4^通信模塊B，再分別傳送至綜合處理單元A或綜合處理單元B，經由綜合處理單元A或綜合處理單元B將信息進行分類處理，並發送給外圍系統和顯示單元；所述的ARINC4^通信模塊A、ARINC4^通信模塊B、處理-控制模塊、按鈕-旋鈕驅動模塊和按鈕-旋鈕組件模塊所需要的電源由電源模塊對機上電源進行轉換後提供的。
8.根據權利要求1所述的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，其特徵在於所述的音頻選擇控制單元的面板設置有VHF1 MIC、VHF2 MIC或VHF3 MIC鍵選擇使用的發射機；當按下VHF MIC鍵後，會選擇相應的接受無線電音頻；無線電音頻鍵VHF1、VHF2 或VHF3鍵；DME鍵測距機音頻源選擇按鈕；ADF鍵無線電高度表音頻源選擇按鈕；NAVl 鍵、NAV2鍵航空器導航無線電音量選擇按鈕；PA鍵乘客通訊；SPKR鍵揚聲器；HI/SENS 鍵增加對指點標信號的靈敏度；MKR鍵在接收到指點標信號時信號燈亮並且可以聽到音頻信號；PILOT鍵和COPLT鍵內話隔離按鈕；MAN/SQ鍵選擇內話音頻的人工靜噪，同時信號燈亮；V0L/SQ小旋鈕在音量和靜噪之間轉換調節，相應的VOL或SQ燈亮；PLAY鍵數字錄音機重放；DISPLAY BACKUP鍵恢復模式。
9.根據權利要求1所述的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，其特徵在於所述的綜合處理單元和顯示單元之間的數據通道均採用高級數據鏈路控制層協議，物理層傳輸速率為IOMbps ；所述的綜合處理單元和發動機參數接口單元、音頻選擇控制單元外圍設備之間的數據通道採用ARINC4^總線；所述的發動機參數接口單元與發動機系統之間通過ARINC4^總線進行數據傳輸。
10.根據權利要求1 9中任意一項權利要求所述的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，其特徵在於所述的顯示單元A、顯示單元B、音頻選擇控制單元和發動機參數接口單元的個數均為1 5個，其中各個顯示單元A的組成和連接方法均相同，各個顯示單元B的組成和連接方法均相同，各個音頻選擇控制單元的組成和連接方法均相同，各個發動機參數接口單元的組成和連接方法均相同；所述的綜合處理單元A和顯示單元B預留有插卡位置連接相應的擴展單元。
全文摘要
本發明提供一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，屬於綜合化航空電子系統的設計領域，包括綜合處理單元、顯示單元、音頻選擇控制單元、發動機參數接口單元；各部分均預留接口，其中綜合處理單元包括綜合處理單元A和綜合處理單元B，互相傳遞決策信號，決策信號用於確定雙方是否正常工作，在二者都正常工作時，以綜合處理單元A為主，以綜合處理單元B為輔，來實現兩個綜合處理單元中相同數據的仲裁和處理；顯示單元包括顯示單元A和顯示單元B。本發明提出的一種通用航空綜合化電子系統的可擴展內核系統，採用綜合化系統架構，針對通用航空電子系統，在基於統一的內核系統的支撐下，根據不同應用需求進行擴展和剪裁。
文檔編號G06F15/78GK102508814SQ20111030455
公開日2012年6月20日 申請日期2011年10月10日 優先權日2011年9月19日
發明者史燕華, 周強, 張蘭, 張春明, 楊昕欣 申請人:北京航空航天大學