趙遠鵬，林凡涌

（西安愛生技術集團公司，西安 710065）

無人機由于體積小、重量輕、隱蔽性好、且不必考慮飛行員的生理因素和零傷亡等特點，在軍事應用領域的用途越來越廣泛[1～2]。在“無人機系統”概念的不斷深入和“六性”設計被廣泛要求的情況下，無人機地面測試設備不再是配套附屬地位，已成為衡量一套無人機系統作戰(zhàn)能力的重要組成部分[3～4]。

現有無人機系統地面測試通過檢測表和地面控制站觀測遙測數據來發(fā)現問題，手段簡單、自動化程度較低、效率不高，難以對系統性能指標進行全方位檢測，而且檢驗需要較長時間和豐富經驗。隨著無人機系統變得越來越復雜，為豐富無人機系統地面檢測手段，提高無人機地面保障的效率，降低用戶對無人機系統保障的門檻，提升無人機系統的戰(zhàn)斗力，研制一種自動化程度較高的綜合測試儀變得尤為重要。

1 綜合測試儀組成

系統總體設計強調高度集成性，最大程度地提高系統的綜合功能，減少系統的質量和體積，同時考慮實際使用方便，要求系統能夠便于移動[5]。

綜合測試儀通過PC104和PCI雙總線實現內部數據交換，由CPU組件、A/D組件、D/A組件、RS-232組件、RS-422組件、信號測控組件、電源組件和人機交互組件組成，如圖1所示。

圖1 綜合測試儀組成Fig.1 Compose of integrated detecting instrument

2 信號測控組件設計

信號測控組件硬件結構原理如圖2所示，主要由以下幾部分構成：MSP430F149核心控制模塊、RS-232 模塊、TCP/IP模塊、模擬發(fā)動機轉速模塊、模擬發(fā)動機缸溫模塊、電源控制模塊以及發(fā)動機缸溫采集模塊等。

充分考慮系統成本、體積、功耗及處理速度，采用TI公司的MSP430F149作為控制核心。MSP430F149是一款為一般應用提供低功耗、高性能微處理器解決方案的小尺寸芯片，低功耗、簡單、精致和全靜態(tài)設計特別適合對于成本和功耗敏感的應用；其外設資源豐富、技術成熟、開發(fā)方便、處理速度快，完全滿足系統設計要求。

MSP430F149微處理器接收CPU板卡發(fā)送的命令，進行幀頭查找、數據解算，按照CPU板卡發(fā)送的指令執(zhí)行相應的動作，如按照一定的頻率模擬發(fā)動機轉速，通過繼電器切換模擬發(fā)動機缸溫的電阻值，利用I/O口控制綜合測試儀內部電源是否給被測對象供電，實時采集發(fā)動機缸溫，并通過RS-232模塊將采集值發(fā)送給CPU板卡。

圖2 信號測控板卡原理Fig.2 Principle figure of the signal measurement and control module

2.1 模擬發(fā)動機轉速電路設計

通過模擬發(fā)動機轉速電路將處理器輸出0 V～3.3 V方波轉換為-8 V～+8 V的方波，其關系如式（1）所示，模擬發(fā)動機轉速電路如圖3所示。

式中：Upx為處理器輸出的電壓值；Vref為參考電壓值；Uout為輸出的電壓值。

圖3 模擬發(fā)動機轉速電路Fig.3 Simulation circuit of engine speed

MSP430F149處理器端口輸出電壓Upx為0 V時，通過電壓轉換后輸出為-8 V，其關系為

MSP430F149處理器端口輸出電壓Upx為3.3 V時，通過電壓轉換后輸出為+8 V，其關系為

根據標準電阻阻值表以及式（2）和式（3），選定電阻R1阻值為200 k，電阻R2阻值為75 k，電阻R3阻值為100k，電阻R4阻值為3.3k，電阻R5阻值為16k。

2.2 模擬發(fā)動機缸溫電路設計

模擬發(fā)動機缸溫電路如圖4所示，該電路通過芯片74HC138擴展了核心處理器MSP430F149控制通道數。當置P2口輸出寄存器為0x20時，驅動繼電器K1吸合，輸出電阻阻值100 Ω，模擬發(fā)動機缸溫溫度為0℃；當置P2口輸出寄存器為0x40時，驅動繼電器K2吸合，輸出電阻阻值150 Ω，模擬發(fā)動機缸溫溫度為131.5℃。模擬發(fā)動機缸溫電路共模擬5路發(fā)動機缸溫，每路輸出阻值為80 Ω、100 Ω、130 Ω、150 Ω、200 Ω，分別模擬溫度為-50.5 ℃、0 ℃、77.5℃、131.5℃和265.5℃。

圖4 模擬發(fā)動機缸溫電路Fig.4 Simulation circuit of engine cylinder temperature

3 綜合測試儀軟件設計

綜合測試儀以Windows XP為操作系統，應用軟件以Visual C++和SQLServer2000為軟件開發(fā)平臺[6]。綜合測試儀應用軟件由6大模塊組成，如圖5所示，運行于測試儀加電到斷電的整個運行過程，測試流程如圖6所示。

圖5 綜合測試儀軟件組成Fig.5 Software compose of integrated detecting instrument

綜合測試儀啟動后自動調用設備自檢模塊，實現對設備A/D組件、D/A組件、RS-232組件、RS-422組件和信號測控組件的功能檢查，若自檢時發(fā)現故障，就會顯示故障警示來提示操作人員，保證所有檢測結果都是在測試儀正常工作狀態(tài)下完成。

綜合測試儀通過自檢，調用測試對象選擇模塊，根據測試對象選擇相應的檢測模塊。首先，測試模塊調用測試策略；然后根據測試策略控制D/A組件或信號測控組件輸出激勵信號，通過RS-232組件或RS-422組件輸出控制命令、接收反饋數據，利用A/D組件和信號測控組件采集反饋信號；最后根據采集和接收的數據與制定的測試策略相關參數進行比較和計算，得出測試結果，并將測試結果顯示出來。

圖6 綜合測試儀軟件流程Fig.6 Flow chart of the software about integrated detecting instrument

4 結語

本文介紹的航空電子綜合測試儀已交付用戶使用，綜合測試儀能夠完成機載計算機、機載傳感器、伺服設備和ECU等設備的故障判定，檢測過程無需人工干預，具有較高的智能化水平；綜合測試儀體積小、重量輕、且滿足單人手提移動要求，便于野外現場使用；硬件設計和軟件設計中都預留了相關接口，能滿足一定階段內系統升級要求。

[1]祝小平.無人機設計手冊[M].北京：國防工業(yè)出版社，2007.

[2]朱安石，路平，邱金剛，等.某型無人機飛控機檢測系統設計[J].信息技術，2010（12）：119-121.

[3] 薛艷峰.基于Windows+RTX的便攜式無人機測試系統設計與實現[J].四川兵工學報，2015，36（2）：91-94.

[4]叢書全，蔣志華，陳劍濤.基于計算機控制的無人機裝備自動檢測設備設計與應用[J].宇航計測技術，2014，34（3）：65-68.

[5]魯希團，田雪濤，呂慧.無人機地面站綜合檢測臺設計[J].電子設計工程，2015，23（4）：57-59.

[6]張小林，池久，周軍濤.某型無人機地面站綜合測試系統設計[J].計算機測量與控制，2010，18（10）：2244-2246.