荊立雄，任曉琨，朱耀國(guó)，盧亦桐

(中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司西安航空計(jì)算技術(shù)研究所，陜西 西安 710065)

0 引言

隨著飛機(jī)向“全電化”方向發(fā)展，越來(lái)越多的電子控制器應(yīng)用在了飛機(jī)的各個(gè)系統(tǒng)中。座艙壓力調(diào)節(jié)功能作為飛機(jī)飛行安全的重要保證，也經(jīng)歷了由穩(wěn)定性差和靈敏度低的純氣動(dòng)調(diào)節(jié)的方式，向壓力采集實(shí)時(shí)性好，控制精度高的數(shù)字式自動(dòng)調(diào)節(jié)的發(fā)展歷程[1]。

數(shù)字式座艙壓力控制系統(tǒng)主要由座艙壓力傳感器、座艙壓力控制器、排氣活門(mén)等組成。在現(xiàn)代化的座艙壓力控制系統(tǒng)中，座艙壓力傳感器、座艙壓力控制器及排氣活門(mén)均采用了智能化設(shè)計(jì)，座艙壓力傳感器將采集到的座艙內(nèi)外壓力值轉(zhuǎn)化為數(shù)字量，通過(guò)飛機(jī)總線(xiàn)將壓力值實(shí)時(shí)傳遞給座艙壓力控制器，座艙壓力控制器會(huì)根據(jù)飛機(jī)當(dāng)前的飛行高度及內(nèi)外壓力情況綜合判斷，將數(shù)字式的壓力調(diào)節(jié)命令通過(guò)飛機(jī)總線(xiàn)發(fā)送給排氣活門(mén)，排氣活門(mén)經(jīng)過(guò)數(shù)據(jù)解算后按照壓力調(diào)節(jié)指令，對(duì)座艙進(jìn)氣量進(jìn)行調(diào)整。

在地面對(duì)座艙壓力控制系統(tǒng)進(jìn)行系統(tǒng)的全面測(cè)試，對(duì)飛機(jī)安全而言具有非常重要的意義，本文就座艙壓力控制系統(tǒng)的測(cè)試進(jìn)行簡(jiǎn)單討論。

1 測(cè)試系統(tǒng)架構(gòu)

1.1 系統(tǒng)功能需求

座艙壓力控制系統(tǒng)的測(cè)試工作主要由座艙壓力控制器的平臺(tái)級(jí)測(cè)試、座艙壓力控制器的應(yīng)用級(jí)仿真驗(yàn)證測(cè)試、座艙壓力控制系統(tǒng)的系統(tǒng)級(jí)全功能驗(yàn)證測(cè)試、個(gè)別部件的故障排查測(cè)試及新增功能的驗(yàn)證測(cè)試等組成。

座艙壓力控制器的平臺(tái)級(jí)測(cè)試，應(yīng)滿(mǎn)足對(duì)座艙壓力控制器提供激勵(lì)信號(hào)，采集座艙壓力控制器的輸出信號(hào)以及總線(xiàn)通訊的能力，具備可根據(jù)自動(dòng)測(cè)試、故障排查、功能驗(yàn)證等不同的用途進(jìn)行功能配置的能力。

應(yīng)用級(jí)仿真驗(yàn)證測(cè)試，應(yīng)滿(mǎn)足對(duì)座艙壓力控制系統(tǒng)各個(gè)部件的仿真條件，通過(guò)仿真對(duì)座艙壓力控制系統(tǒng)應(yīng)用軟件進(jìn)行功能性能仿真驗(yàn)證，同時(shí)應(yīng)滿(mǎn)足實(shí)物可與仿真部件進(jìn)行交換的能力，在具備部分實(shí)物的情況下，可以進(jìn)行全系統(tǒng)的仿真驗(yàn)證。

系統(tǒng)級(jí)測(cè)試，在座艙壓力控制系統(tǒng)各個(gè)部件齊全的條件下，通過(guò)仿真壓力數(shù)據(jù)，驗(yàn)證座艙壓力控制系統(tǒng)各個(gè)部件的運(yùn)行情況，以及座艙壓力控制系統(tǒng)應(yīng)用軟件各個(gè)功能的運(yùn)行情況，是座艙壓力控制系統(tǒng)的全要素測(cè)試驗(yàn)證。

故障排查測(cè)試。當(dāng)被測(cè)產(chǎn)品出現(xiàn)故障時(shí)，可使用本測(cè)試系統(tǒng)協(xié)助進(jìn)行故障排查工作，通過(guò)手動(dòng)單點(diǎn)測(cè)試模式，可以固定測(cè)試某一路故障接口，通過(guò)對(duì)該接口的測(cè)量數(shù)據(jù)與正常接口的測(cè)量數(shù)據(jù)的分析對(duì)比，可以給出故障原因分析，初步故障定位等輔助消息。

功能驗(yàn)證測(cè)試。本系統(tǒng)采用開(kāi)放式架構(gòu)設(shè)計(jì)，可以通過(guò)增加PXI板卡組件及相應(yīng)的軟件組件的方式，進(jìn)行功能擴(kuò)展，當(dāng)被測(cè)產(chǎn)品增加新的接口和新的功能時(shí)，可采用功能驗(yàn)證模式進(jìn)行開(kāi)發(fā)驗(yàn)證工作，可有效縮短產(chǎn)品的研發(fā)周期，通過(guò)對(duì)新接口新功能進(jìn)行完善的驗(yàn)證，進(jìn)一步提高了被測(cè)產(chǎn)品的可靠性。

圖1 測(cè)試系統(tǒng)需求架構(gòu)

1.2 系統(tǒng)功能架構(gòu)設(shè)計(jì)

為滿(mǎn)足座艙壓力控制器的測(cè)試要求，其測(cè)試系統(tǒng)最小功能部件集合包括：

1) 壓力數(shù)據(jù)仿真模擬模塊；

2) 排氣活門(mén)數(shù)據(jù)仿真模塊；

3) 機(jī)電系統(tǒng)仿真模塊；

我院婦產(chǎn)科門(mén)診所收治102例患者中，手術(shù)均一次成功，未出現(xiàn)子宮大量出血不止、子宮穿孔、孕囊漏吸、宮腔內(nèi)胚胎組織殘留等并發(fā)癥，手術(shù)成功率為100%，病檢結(jié)果與臨床診斷一致；術(shù)后陰道平均出血時(shí)間為（4.76±1.35）d，均未超過(guò)1周；平均月經(jīng)復(fù)潮時(shí)間為（37.49±12.30）d，未見(jiàn)流產(chǎn)后閉經(jīng)等情況發(fā)生。其中子宮肌瘤或子宮腺肌瘤合并妊娠者11例，子宮肌層內(nèi)有不均質(zhì)低回聲或混合回聲團(tuán)塊；后位子宮患者18例，宮體后傾后屈可見(jiàn)折疊線(xiàn)；7例為剖宮產(chǎn)疤痕子宮妊娠藥流不全，子宮中下段疤痕處前壁可見(jiàn)妊娠囊回聲；雙角子宮表現(xiàn)為宮腔內(nèi)未見(jiàn)明顯妊娠囊回聲，子宮左宮角可見(jiàn)孕囊回聲。

4) GJB289A總線(xiàn)通訊模塊；

5) HB6096總線(xiàn)通訊模塊；

6) RS422總線(xiàn)通訊模塊；

7) 著陸場(chǎng)高度調(diào)節(jié)仿真模塊；

8) 離散量信號(hào)采集模塊；

9) 離散量信號(hào)激勵(lì)模塊；

10) 座艙壓力控制器仿真調(diào)試模塊；

11) 分系統(tǒng)成品連接斷連盒.

座艙壓力控制器測(cè)試系統(tǒng)體系架構(gòu)設(shè)計(jì)圖如圖2所示。

圖2 測(cè)試設(shè)備設(shè)計(jì)架構(gòu)

2 典型測(cè)試流程

2.1 應(yīng)用級(jí)測(cè)試流程

其中應(yīng)用級(jí)自動(dòng)測(cè)試功能根據(jù)不同的飛行場(chǎng)景，采用盡可能多的壓力調(diào)節(jié)測(cè)試包絡(luò)對(duì)座艙壓力控制器進(jìn)行自動(dòng)測(cè)試。具體測(cè)試步驟如下：

1) 測(cè)試設(shè)備初始化完成后，通過(guò)預(yù)設(shè)的配置信息，調(diào)節(jié)離散量信號(hào)激勵(lì)模塊，對(duì)座艙壓力控制器的機(jī)位信號(hào)、輪載信號(hào)、配置信號(hào)進(jìn)行模擬；

2) 自動(dòng)測(cè)試開(kāi)始后，機(jī)電系統(tǒng)仿真模塊通過(guò)GJB289A總線(xiàn)，將飛行高度及外部大氣壓力數(shù)據(jù)發(fā)送給座艙壓力控制器；

3) 通過(guò)壓力數(shù)據(jù)仿真模擬模塊，對(duì)座艙壓力傳感器進(jìn)行模擬，將座艙內(nèi)的壓力數(shù)據(jù)通過(guò)HB6096總線(xiàn)發(fā)送給座艙壓力控制器；

4) 座艙壓力控制器對(duì)座艙內(nèi)外部仿真的壓力數(shù)據(jù)進(jìn)行結(jié)算，得出座艙壓力調(diào)節(jié)的控制率，并將其轉(zhuǎn)換為排氣活門(mén)調(diào)節(jié)角度控制信號(hào)[2]；

5) 控制器將排氣活門(mén)調(diào)節(jié)角度的控制信號(hào)通過(guò)HB6096總線(xiàn)發(fā)送給排氣活門(mén)數(shù)據(jù)仿真模塊；

6) 排氣活門(mén)數(shù)據(jù)仿真模塊得到控制數(shù)據(jù)后，與實(shí)際模擬壓力值進(jìn)行數(shù)據(jù)比對(duì)，得出控制器壓力調(diào)節(jié)是否正常；

7) 壓力調(diào)節(jié)測(cè)試完成后，通過(guò)控制座艙壓力控制器內(nèi)部預(yù)置軟件造成模擬故障；

8) 座艙壓力控制器會(huì)通過(guò)硬線(xiàn)將故障及告警信號(hào)發(fā)送給測(cè)試設(shè)備的離散量信號(hào)采集模塊，并通過(guò)RS422總線(xiàn)將故障信息實(shí)時(shí)上報(bào)給機(jī)電系統(tǒng)仿真模塊；

9) 由測(cè)試設(shè)備判斷預(yù)設(shè)故障上報(bào)是否正確，座艙壓力控制器能否自主切換備份系統(tǒng)，全部測(cè)試工作完成。

2.2 測(cè)試系統(tǒng)運(yùn)行流程

測(cè)試系統(tǒng)的運(yùn)行流程如圖3所示。

圖3 測(cè)試系統(tǒng)的運(yùn)行流程

測(cè)試系統(tǒng)上電后，經(jīng)過(guò)用戶(hù)登錄及系統(tǒng)自檢后，便可進(jìn)行自動(dòng)測(cè)試功能，該功能包含了座艙壓力控制器平臺(tái)級(jí)測(cè)試、座艙壓力控制器應(yīng)用級(jí)測(cè)試和座艙壓力控制分系統(tǒng)級(jí)測(cè)試三個(gè)部分。座艙壓力控制器平臺(tái)級(jí)測(cè)試側(cè)重于座艙壓力控制器平臺(tái)，主要對(duì)產(chǎn)品的外部接口功能性能進(jìn)行測(cè)試，可用于座艙壓力控制器產(chǎn)品的平臺(tái)試驗(yàn)和驗(yàn)收工作。座艙壓力控制器應(yīng)用級(jí)驗(yàn)證主要是通過(guò)仿真座艙壓力控制分系統(tǒng)，對(duì)座艙壓力控制器及其包含的應(yīng)用軟件進(jìn)行預(yù)設(shè)的功能性能測(cè)試，在座艙壓力控制分系統(tǒng)研制初期的演示驗(yàn)證工作及后期座艙壓力控制器應(yīng)用軟件的升級(jí)維護(hù)工作，都可提供有力支持[3]。座艙壓力控制分系統(tǒng)級(jí)測(cè)試，主要對(duì)完整的座艙壓力控制分系統(tǒng)進(jìn)行全要素集成的驗(yàn)證工作，對(duì)于實(shí)際機(jī)上出現(xiàn)的各種情況進(jìn)行模擬，對(duì)于飛機(jī)飛行安全有重要意義。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文從座艙壓力控制系統(tǒng)測(cè)試需求出發(fā)，對(duì)座艙壓力控制系統(tǒng)的測(cè)試架構(gòu)設(shè)計(jì)及典型測(cè)試流程進(jìn)行了介紹。

該測(cè)試系統(tǒng)已成功應(yīng)用于某航空產(chǎn)品調(diào)試、試驗(yàn)、聯(lián)調(diào)、排故等環(huán)節(jié)，實(shí)現(xiàn)了一機(jī)多用，避免了各個(gè)環(huán)節(jié)重復(fù)開(kāi)發(fā)設(shè)備造成的浪費(fèi)。

經(jīng)過(guò)使用后證明，該測(cè)試設(shè)備的軟/硬件設(shè)計(jì)合理、自動(dòng)化程度高、工作穩(wěn)定可靠、操作方便，能滿(mǎn)足該航空電子產(chǎn)品的多種測(cè)試需求。