專利名稱：飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試方法和測(cè)試儀的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛機(jī)電子防滑控制盒的自動(dòng)測(cè)試技術(shù)，特別是一種飛機(jī)電子防滑控制 盒測(cè)試方法和測(cè)試儀。
背景技術(shù)：
電子防滑控制盒用于某新型飛機(jī)輪轂防滑控制；為新研制產(chǎn)品，代表國(guó)內(nèi)新的研 究成果。國(guó)內(nèi)暫時(shí)沒有該型號(hào)電子防滑控制盒的專用測(cè)試儀。目前，一般使用多種通用設(shè) 備搭線測(cè)試。由于接口關(guān)系復(fù)雜，所需通用設(shè)備較多，操作復(fù)雜，繁瑣，容易誤操作，導(dǎo)致測(cè) 試數(shù)據(jù)誤判，甚至損壞設(shè)備。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明是針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)中存在的缺陷和不足，提供一種飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試 方法和測(cè)試儀。技術(shù)方案一種飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試方法，包括以下檢測(cè)步驟
①模擬飛機(jī)機(jī)輪轉(zhuǎn)速信號(hào)通過CPU模塊對(duì)DDS模塊的控制得到掃頻基準(zhǔn)信號(hào)，再對(duì) 該基準(zhǔn)信號(hào)進(jìn)行濾波、放大，調(diào)理后，就得到了一個(gè)頻率連續(xù)可調(diào)的正弦信號(hào)，經(jīng)過功率放 大后輸出，模擬飛機(jī)起飛降落時(shí)飛機(jī)的機(jī)輪轉(zhuǎn)速信號(hào)；
②模擬飛機(jī)正常剎車信號(hào)測(cè)試儀接受電子防滑控制盒輸出的交流激勵(lì)信號(hào)，經(jīng)過數(shù) 字電位計(jì)模塊，模擬飛機(jī)前后艙飛行員的剎車信號(hào)，并采集控制盒輸出的直流剎車信號(hào)，監(jiān) 控飛機(jī)剎車的狀態(tài)。同時(shí)通過交流調(diào)理模塊，監(jiān)控電子防滑控制盒的輸出交流激勵(lì)信號(hào)幅 值以便防止控制盒在剎車過程中誤動(dòng)作；
③模擬飛機(jī)機(jī)輪打滑和抱死狀態(tài)通過模擬飛機(jī)機(jī)輪轉(zhuǎn)速信號(hào)快速跳變，來模擬機(jī)輪 打滑和抱死狀態(tài)，再通過采集控制盒輸出的剎車信號(hào)，來檢測(cè)控制盒防滑剎車功能；
④模擬飛機(jī)防滑剎車系統(tǒng)各附件故障，檢測(cè)控制盒故障報(bào)警能力通過CPU模塊控制 光耦模塊，驅(qū)動(dòng)繼電器，模擬飛機(jī)剎車系統(tǒng)各附件短路開路狀態(tài)，通過RS422總線通信模塊 接收檢測(cè)控制盒輸出的故障信息，檢測(cè)控制盒故障報(bào)警能力。還包括測(cè)試完成后對(duì)整個(gè)系統(tǒng)自檢測(cè)。①中CPU模塊的型號(hào)為MSP430FM38。①中DDS模塊的型號(hào)為AD9850。④中耦模塊的型號(hào)為TLP521。一種飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試方法和測(cè)試儀，包括CPU，模擬飛機(jī)機(jī)輪轉(zhuǎn)速檢測(cè)單 元，模擬飛機(jī)正常剎車檢測(cè)單元，模擬飛機(jī)機(jī)輪打滑和抱死狀態(tài)檢測(cè)單元，故障報(bào)警單元， 以及顯示模塊，鍵盤模塊，通信模塊和電纜，其中模擬飛機(jī)機(jī)輪轉(zhuǎn)速檢測(cè)單元是CPU的控制 輸出端與相應(yīng)機(jī)輪的DDS模塊的控制輸入端連接，DDS模塊的信號(hào)輸出端依次經(jīng)過調(diào)理模 塊，大電流運(yùn)放電路，輪速信號(hào)輸出模塊后，其輸出信號(hào)連接控制盒。CPU 模塊的型號(hào)為 MSP430FM38。
DDS模塊的型號(hào)為AD9850。CPU信號(hào)輸出端依次通過TLP521光耦模塊和隔離驅(qū)動(dòng)繼電器模塊后，切換控制盒 各附件開路，通過RS422總線通信模塊檢測(cè)控制盒故障報(bào)警能力。模擬飛機(jī)正常剎車檢測(cè)單元，控制盒輸出端與交流激勵(lì)信號(hào)輸入模塊連接，交流 信號(hào)輸入模塊與數(shù)字電位計(jì)模塊的數(shù)據(jù)的連接，控制數(shù)字電位計(jì)模塊的模擬剎車指令傳感 器來與CPU的控制輸出端連接，數(shù)字電位計(jì)模塊的控制輸出端與功率放大模塊連接，功率 放大模塊與剎車信號(hào)輸出模塊連接。本發(fā)明的有益效果本發(fā)明的測(cè)試方法和測(cè)試儀克服現(xiàn)有測(cè)試方法存在操作復(fù) 雜，搭線測(cè)試容易誤判，以及容易損壞電子防滑控制盒的問題。測(cè)試方法簡(jiǎn)單有效，測(cè)試儀 集成多種通用設(shè)備的功能，能夠模擬飛機(jī)起飛降落時(shí)機(jī)輪的狀態(tài)，通過一根電纜和電子防 滑控制盒連接，使用鍵盤模塊和液晶作為人機(jī)界面，操作簡(jiǎn)單，界面友好，測(cè)試精度高。


圖1為本發(fā)明測(cè)試儀連接原理框圖。
具體實(shí)施例方式
實(shí)施例一參見圖1，圖1中標(biāo)號(hào)分別表示以下模塊
1.剎車信號(hào)輸出模塊，2.功率放大模塊，3.數(shù)字電位計(jì)模塊，4.交流激勵(lì)信號(hào)輸入模 塊，5.交流信號(hào)調(diào)理模塊，6.剎車直流信號(hào)輸入模塊，7.直流信號(hào)調(diào)理模塊，8.系統(tǒng)自檢模 塊，9. RS422總線通信模塊，10. RS232總線通信模塊，11.鍵盤模塊，12. 0CMJ15X20D液晶， 13. MSP430FM38模塊，14. AD9850模塊I，15.調(diào)理模塊I，16.大電流運(yùn)放I，17.輪速信號(hào) 輸出模塊I，18.自檢模塊1，19^09850模塊11，20.調(diào)理模塊II，21.大電流運(yùn)放II，22.輪 速信號(hào)輸出模塊II，23.自檢模塊II，24.TLP521光耦模塊，25.繼電器模塊。通過電纜連接測(cè)試儀和控制盒，通過測(cè)試儀鍵盤模塊11，在0CMJ15X20D液晶12操 作測(cè)試儀，通過MSP430FM38模塊13，控制AD9850模塊14，經(jīng)過調(diào)理模塊I (標(biāo)號(hào)15)，大 電流運(yùn)放I (標(biāo)號(hào)16)，輪速信號(hào)輸出模塊I (標(biāo)號(hào)17)，輸出飛機(jī)機(jī)輪轉(zhuǎn)速信號(hào)給控制盒，控 制盒接收到機(jī)輪轉(zhuǎn)速信號(hào)，根據(jù)輪速信號(hào)的變化率，判斷是否需要防滑和防抱死，然后輸出 剎車信號(hào)給測(cè)試儀剎車直流信號(hào)輸入模塊輸出模塊6。經(jīng)過直流信號(hào)調(diào)理模塊7，轉(zhuǎn)換成符合MSP430F5438模塊13內(nèi)部模擬數(shù)字轉(zhuǎn)換器 要求的信號(hào)，采集后自動(dòng)判斷參數(shù)是否正確，并在0CMJ15X20D液晶12顯示。測(cè)試儀通過交 流激勵(lì)信號(hào)輸入模塊4接收控制盒輸出的剎車激勵(lì)信號(hào)，MSP430FM38模塊13控制數(shù)字電 位計(jì)模塊3模擬剎車指令傳感器，測(cè)試控制盒剎車工作狀態(tài)。通過TLP521光耦模塊M隔 離驅(qū)動(dòng)繼電器模塊25，切換控制盒各附件開路，通過RS422總線通信模塊9檢測(cè)控制盒故障 報(bào)警能力。
權(quán)利要求
1.一種飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試方法，其特征是包括以下檢測(cè)步驟①模擬飛機(jī)機(jī)輪轉(zhuǎn)速信號(hào)通過CPU模塊對(duì)DDS模塊的控制得到掃頻基準(zhǔn)信號(hào)，再對(duì) 該基準(zhǔn)信號(hào)進(jìn)行濾波、放大，調(diào)理后，就得到了一個(gè)頻率連續(xù)可調(diào)的正弦信號(hào)，經(jīng)過功率放 大后輸出，模擬飛機(jī)起飛降落時(shí)飛機(jī)的機(jī)輪轉(zhuǎn)速信號(hào)；②模擬飛機(jī)正常剎車信號(hào)測(cè)試儀接受電子防滑控制盒輸出的交流激勵(lì)信號(hào)，經(jīng)過數(shù) 字電位計(jì)模塊，模擬飛機(jī)前后艙飛行員的剎車信號(hào)，并采集控制盒輸出的直流剎車信號(hào)，監(jiān) 控飛機(jī)剎車的狀態(tài)，同時(shí)通過交流調(diào)理模塊，監(jiān)控電子防滑控制盒的輸出交流激勵(lì)信號(hào)幅 值以便防止控制盒在剎車過程中誤動(dòng)作；③模擬飛機(jī)機(jī)輪打滑和抱死狀態(tài)通過模擬飛機(jī)機(jī)輪轉(zhuǎn)速信號(hào)快速跳變，來模擬機(jī)輪 打滑和抱死狀態(tài)，再通過采集控制盒輸出的剎車信號(hào)，來檢測(cè)控制盒防滑剎車功能；④模擬飛機(jī)防滑剎車系統(tǒng)各附件故障，檢測(cè)控制盒故障報(bào)警能力通過CPU模塊控制 光耦模塊，驅(qū)動(dòng)繼電器，模擬飛機(jī)剎車系統(tǒng)各附件短路開路狀態(tài)，通過RS422總線通信模塊 接收檢測(cè)控制盒輸出的故障信息，檢測(cè)控制盒故障報(bào)警能力。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試方法，其特征是還包括測(cè)試完成 后對(duì)整個(gè)系統(tǒng)自檢測(cè)。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試方法，其特征是①中CPU模塊的 型號(hào)為 MSP430FM38。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試方法，其特征是①中DDS模塊的 型號(hào)為AD9850。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試方法，其特征是④中耦模塊的型 號(hào)為 TLP521。
6.一種飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試儀，其特征是包括CPU，模擬飛機(jī)機(jī)輪轉(zhuǎn)速檢測(cè)單 元，模擬飛機(jī)正常剎車檢測(cè)單元，模擬飛機(jī)機(jī)輪打滑和抱死狀態(tài)檢測(cè)單元，故障報(bào)警單元， 以及顯示模塊，鍵盤模塊，通信模塊和電纜，其中模擬飛機(jī)機(jī)輪轉(zhuǎn)速檢測(cè)單元是CPU的控制 輸出端與相應(yīng)機(jī)輪的DDS模塊的控制輸入端連接，DDS模塊的信號(hào)輸出端依次經(jīng)過調(diào)理模 塊，大電流運(yùn)放電路，輪速信號(hào)輸出模塊后，其輸出信號(hào)連接控制盒。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試儀，其特征是CPU模塊的型號(hào)為 MSP430F5438。
8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試儀，其特征是DDS模塊的型號(hào)為 AD9850。
9.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試儀，其特征是CPU信號(hào)輸出端依次 通過TLP521光耦模塊和隔離驅(qū)動(dòng)繼電器模塊后，切換控制盒各附件開路，通過RS422總線 通信模塊檢測(cè)控制盒故障報(bào)警能力。
10.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試儀，其特征是模擬飛機(jī)正常剎車 檢測(cè)單元，控制盒輸出端與交流激勵(lì)信號(hào)輸入模塊連接，交流信號(hào)輸入模塊與數(shù)字電位計(jì) 模塊的數(shù)據(jù)的連接，控制數(shù)字電位計(jì)模塊的模擬剎車指令傳感器來與CPU的控制輸出端連 接，數(shù)字電位計(jì)模塊的控制輸出端與功率放大模塊連接，功率放大模塊與剎車信號(hào)輸出模 塊連接。
全文摘要
本發(fā)明涉及航空檢測(cè)技術(shù)領(lǐng)域的一種飛機(jī)電子防滑控制盒測(cè)試方法和測(cè)試儀。通過模擬飛機(jī)機(jī)輪轉(zhuǎn)速信號(hào)檢測(cè)，模擬飛機(jī)正常剎車信號(hào)檢測(cè)，模擬飛機(jī)機(jī)輪打滑和抱死狀態(tài)檢測(cè)，模擬飛機(jī)防滑剎車系統(tǒng)各附件故障，檢測(cè)控制盒故障報(bào)警能力檢測(cè)，以及對(duì)整個(gè)系統(tǒng)自檢測(cè)，該測(cè)試方法和檢測(cè)儀集成多種通用設(shè)備的功能，能夠模擬飛機(jī)起飛降落時(shí)機(jī)輪的狀態(tài)，通過一根電纜和電子防滑控制盒連接，使用鍵盤模塊和液晶作為人機(jī)界面，操作簡(jiǎn)單，界面友好，測(cè)試精度高。
文檔編號(hào)G05B23/02GK102135775SQ20101060957
公開日2011年7月27日 申請(qǐng)日期2010年12月28日 優(yōu)先權(quán)日2010年12月28日
發(fā)明者萬啟星, 何平, 關(guān)華云, 漆文彪 申請(qǐng)人:江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司