本發(fā)明涉及一種用于輕小型飛機的綜合航電系統(tǒng)，其屬于航空器綜合航電系統(tǒng)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

目前國內(nèi)自主設(shè)計研發(fā)的輕小型飛機多為分立式儀表構(gòu)型，少數(shù)配裝國外綜合航電系統(tǒng)的輕小型飛機還處在研發(fā)階段。

駕駛員在任何特定的時間只需要其中特定的信息，分立式儀表及其指示的利用率很低。分立式儀表機械結(jié)構(gòu)復(fù)雜，可靠性和可維護性差，影響了飛機的出勤率和機載航電系統(tǒng)安全性。

配裝國外的綜合航電系統(tǒng)存在技術(shù)保護、設(shè)計配合、研制周期及售后運營保障等問題。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明所要解決的技術(shù)方案是提供了一種集成化、智能化，操作簡單、維護方便的用于輕小型飛機的綜合航電系統(tǒng)。

本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：

一種用于輕小型飛機的綜合航電系統(tǒng)，其包括導(dǎo)航子系統(tǒng)、通信子系統(tǒng)和指示/記錄子系統(tǒng)；

所述通信子系統(tǒng)包括音頻控制板、甚高頻電臺和耳機話筒組件；所述甚高頻電臺包括第一甚高頻電臺和第二甚高頻電臺；所述第一甚高頻電臺和第二甚高頻電臺上分別連接有第一VHF天線和第二VHF天線；

所述指示/記錄子系統(tǒng)包括主飛行顯示器、多功能顯示器、綜合處理機、發(fā)動機參數(shù)采集器和機身狀態(tài)采集器；所述綜合處理機包括第一綜合處理機和第二綜合處理機；所述發(fā)動機參數(shù)采集器的輸入端連接發(fā)動機傳感器的輸出端，且所述發(fā)動機參數(shù)采集器的輸出信號分兩路，其一路分別輸入至第一綜合處理機和第二綜合處理機，另一路分別輸入至主飛行顯示器和多功能顯示器；所述機身狀態(tài)采集器的輸出信號分兩路，其一路分別輸入至第一綜合處理機和第二綜合處理機，另一路分別輸入至主飛行顯示器和多功能顯示器；

所述導(dǎo)航子系統(tǒng)包括飛行環(huán)境監(jiān)測系統(tǒng)、姿態(tài)與方向控制系統(tǒng)和無線電導(dǎo)航控制系統(tǒng)；所述飛行環(huán)境監(jiān)測系統(tǒng)包括大氣數(shù)據(jù)計算機和飛機全靜壓系統(tǒng)；所述姿態(tài)與方向控制系統(tǒng)包括捷聯(lián)航姿系統(tǒng)和磁傳感器；所述無線電導(dǎo)航控制系統(tǒng)包括VOR/LOC/GS接收機、指點信標機、無線電羅盤、S模式空管應(yīng)答機和測距儀；所述VOR/LOC/GS接收機包括第一VOR/LOC/GS接收機和第二VOR/LOC/GS接收機，所述第一VOR/LOC/GS接收機和第二VOR/LOC/GS接收機分別通過第一功分器和第二功分器連接VOR/LOC天線和GS天線，所述第一VOR/LOC/GS接收機和第二VOR/LOC/GS接收機的信號輸出端分別接入第一綜合處理機和第二綜合處理機；所述無線電羅盤上接有ADF天線，且所述無線電羅盤的信號輸出端分別接入第一綜合處理機和第二綜合處理機；所述S模式空管應(yīng)答機上接有ATC天線，且所述S模式空管應(yīng)答機的信號輸出端分別接入第一綜合處理機和第二綜合處理機；所述測距儀上設(shè)有DME天線，且所述測距儀的處理信號端口分別與第一綜合處理機和第二綜合處理機的相應(yīng)端口互相連接；所述指點信標機與音頻控制板上的端口對應(yīng)連接，且所述指點信標機上接有指點信標機天線；

所述主飛行顯示器和多功能顯示器的數(shù)據(jù)相互連通；所述飛機全靜壓系統(tǒng)采集的數(shù)據(jù)接入大氣數(shù)據(jù)計算機；所述大氣數(shù)據(jù)計算機的顯示信號端口分別與主飛行顯示器和多功能顯示器的相應(yīng)端口互相連接，所述大氣數(shù)據(jù)計算機的處理信號端口分別與第一綜合處理機和第二綜合處理機的相應(yīng)端口互相連接；

所述磁傳感器的輸出信號接入捷聯(lián)航姿系統(tǒng)，所述捷聯(lián)航姿系統(tǒng)的輸出信號分成兩路，其中一路分別輸入至主飛行顯示器和多功能顯示器，另一路分別輸入至第一綜合處理機和第二綜合處理機。

進一步的，所述飛機全靜壓系統(tǒng)包括氣壓高度表、空速表、全壓受感器以及設(shè)置在機身上用于測量氣流靜壓的機身靜態(tài)孔；所述氣壓高度表、空速表和全壓受感器的輸出端接入大氣數(shù)據(jù)計算機的相應(yīng)輸入端。

進一步的，所述主飛行顯示器的型號為XXC-23-A，所述多功能顯示器的型號為XXC-23-A，所述大氣數(shù)據(jù)計算機的型號為D/XSC-6E，所述捷聯(lián)航姿系統(tǒng)的型號為HJG-10E，所述第一綜合處理機和第二綜合處理機的型號均為18S2.301.441，所述測距儀的型號為LDME-4-SF1；所述第一甚高頻電臺的型號為TKR123M-II，第二甚高頻電臺的型號為VHF-2108，所述第一VOR/LOC/GS接收機和第二VOR/LOC/GS接收機的型號為均為DR-935C，所述無線電羅盤的型號為WL-5E，所述S模式空管應(yīng)答機的型號為YDK-2C，所述發(fā)動機參數(shù)采集器的型號為CFC-10，所述機身狀態(tài)采集器的型號為SCC-14A，所述音頻控制板的型號為YKH300，所述指點信標機集成在音頻控制器中；所述氣壓高度表的型號為BG-22，所述空速表的型號為BK-50，所述全壓受感器的型號為GKY-35。

進一步的，所述耳機話筒組件包括耳機插孔和話筒插孔。

進一步的，所述無線電導(dǎo)航控制系統(tǒng)其還包括GPS接收機，所述GPS接收機的輸出端分別接入第一綜合處理機和第二綜合處理機的相應(yīng)端口。

進一步的，所述GPS接收機集成在第一綜合處理機和第二綜合處理機中。

進一步的，所述磁傳感器包括磁羅盤和地平表。

進一步的，所述機身狀態(tài)采集器所采集的狀態(tài)信息包括照明系統(tǒng)、襟翼控制系統(tǒng)、失速告警系統(tǒng)以及起落架系統(tǒng)的狀態(tài)信息。

進一步的，所述導(dǎo)航子系統(tǒng)還包括地圖導(dǎo)航系統(tǒng)，所述地圖導(dǎo)航系統(tǒng)包括數(shù)字地圖和航路規(guī)劃。

進一步的，本發(fā)明還增加有飛機備份儀表，其中包括一路備份的空速表、高度表和地平表。

進一步的，所述飛行環(huán)境檢測系統(tǒng)還包括大氣溫度傳感器，所述大氣溫度傳感器的輸出接入大氣數(shù)據(jù)計算機。

進一步的，所述指示/記錄子系統(tǒng)還包括航空時鐘。

本發(fā)明的有益效果如下：

（1）本發(fā)明能夠替代原有的分立式儀表，降低人為差錯的發(fā)生率，提高指示系統(tǒng)指示內(nèi)容的利用率，降低通用飛機的使用維護成本，提高通用飛機出勤率和安全性，滿足客戶需求。

（2）本發(fā)明由通信子系統(tǒng)、導(dǎo)航子系統(tǒng)和指示/記錄子系統(tǒng)三大部分組成，其系統(tǒng)功能主要是為機組人員提供通訊信息、飛行參數(shù)、導(dǎo)航信息、發(fā)動機工作狀態(tài)信息及飛機系統(tǒng)信息、故障信息，進行智能告警，并進行飛行規(guī)劃管理。

（3）本發(fā)明通過機身狀態(tài)采集器加強了對照明、襟翼控制、失速告警和起落架的數(shù)據(jù)采集，集成數(shù)據(jù)信號到綜合處理機、主飛行顯示器和多功能顯示器中，實現(xiàn)上述系統(tǒng)相關(guān)信息的指示、記錄、告警等。

（4）本發(fā)明經(jīng)過分析評估飛機已有通信、導(dǎo)航系統(tǒng)的天線滿足設(shè)計要求，決定不改變飛機原有天線數(shù)量及布局，通過增加功分器并重新設(shè)計連接方式及電纜走向，把天線的信號衰減控制在一定范圍，以保證設(shè)備的通訊距離、導(dǎo)航精度等要求，實現(xiàn)天線與綜合航電系統(tǒng)中通信、導(dǎo)航子系統(tǒng)的交聯(lián)。

（5）由于發(fā)動機傳感器為國外設(shè)備，參數(shù)特性曲線未知，本發(fā)明經(jīng)過反復(fù)測試，采集分析發(fā)動機傳感器的數(shù)據(jù)，得出精確的發(fā)動機傳感器的參數(shù)特性曲線，將該參數(shù)特性曲線的數(shù)據(jù)植入綜合航電系統(tǒng)的發(fā)動機參數(shù)采集器，實現(xiàn)發(fā)動機參數(shù)的實時顯示監(jiān)控。

（6）本發(fā)明重新設(shè)計飛機的全靜壓系統(tǒng)，原機的全靜壓管分為兩路直接接入兩套膜盒儀表，現(xiàn)取消全部的膜盒儀表，將全靜壓模擬信號直接輸入綜合航電系統(tǒng)的大氣數(shù)據(jù)計算機，并轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號通過綜合航電系統(tǒng)進行處理和顯示，為綜合航電系統(tǒng)提供精確的全靜壓數(shù)據(jù)；同時，為了增加飛機的飛行安全裕度，增加一路備份的空速表、高度表和地平表，保證飛機在綜合航電系統(tǒng)失效的情況下仍然可以安全著陸。

（7）為滿足飛機飛行訓(xùn)練要求，本發(fā)明的導(dǎo)航功能集成了GPS導(dǎo)航、VOR導(dǎo)航、NDB導(dǎo)航和磁導(dǎo)航，出于安全裕度考慮，GPS導(dǎo)航、VOR導(dǎo)航、磁導(dǎo)航均采用雙裕度設(shè)計，同時保證在綜合航電系統(tǒng)失效的情況下仍有一路磁導(dǎo)航可以使用，保證飛機飛行安全，其中無線電羅盤的導(dǎo)航方式稱為NDB導(dǎo)航。

（8）本發(fā)明實現(xiàn)了集成化、智能化的操作界面，且操作簡單、維護方便；實現(xiàn)了顯示儀表的集中化、電子化、綜合化，使飛機的駕駛艙儀表系統(tǒng)獲得較好的全壽命周期費效比。

（9）本發(fā)明實現(xiàn)了顯示、控制、通信、導(dǎo)航、監(jiān)視、數(shù)據(jù)采集、檢測、告警和維護九類功能，完全替代原分立式儀表的所有功能，可為飛行員提供良好的感知能力和簡單的操作環(huán)境，并能提高飛行的安全性，同時提高了人機工效，減輕了空、地勤人員的工作負擔(dān)，發(fā)揮更好的使用效能降低飛機的使用維護成本，提高了通用飛機的出勤率和綜合航電系統(tǒng)可靠性。

附圖說明

圖1為本發(fā)明中綜合航電系統(tǒng)的架構(gòu)圖。

圖2為本發(fā)明中綜合航電系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)原理框圖。

具體實施方式

下面結(jié)合圖1~圖2和實施例對本發(fā)明的工作原理和過程做進一步說明。

如圖1~圖2所示，本實施例涉及一種用于輕小型飛機的綜合航電系統(tǒng)，其包括導(dǎo)航子系統(tǒng)、通信子系統(tǒng)和指示/記錄子系統(tǒng)；

所述通信子系統(tǒng)包括音頻控制板、甚高頻電臺和耳機話筒組件；所述甚高頻電臺包括第一甚高頻電臺和第二甚高頻電臺；所述第一甚高頻電臺和第二甚高頻電臺上分別連接有第一VHF天線和第二VHF天線；

所述指示/記錄子系統(tǒng)包括主飛行顯示器、多功能顯示器、綜合處理機、發(fā)動機參數(shù)采集器和機身狀態(tài)采集器；所述綜合處理機包括第一綜合處理機和第二綜合處理機；所述發(fā)動機參數(shù)采集器的輸入端連接發(fā)動機傳感器的輸出端，且所述發(fā)動機參數(shù)采集器的輸出信號分兩路，其一路分別輸入至第一綜合處理機和第二綜合處理機，另一路分別輸入至主飛行顯示器和多功能顯示器；所述機身狀態(tài)采集器的輸出信號分兩路，其一路分別輸入至第一綜合處理機和第二綜合處理機，另一路分別輸入至主飛行顯示器和多功能顯示器；

所述導(dǎo)航子系統(tǒng)包括飛行環(huán)境監(jiān)測系統(tǒng)、姿態(tài)與方向控制系統(tǒng)和無線電導(dǎo)航控制系統(tǒng)；所述飛行環(huán)境監(jiān)測系統(tǒng)包括大氣數(shù)據(jù)計算機和飛機全靜壓系統(tǒng)；所述姿態(tài)與方向控制系統(tǒng)包括捷聯(lián)航姿系統(tǒng)和磁傳感器；所述無線電導(dǎo)航控制系統(tǒng)包括VOR/LOC/GS接收機、指點信標機、無線電羅盤、S模式空管應(yīng)答機和測距儀；所述VOR/LOC/GS接收機包括第一VOR/LOC/GS接收機和第二VOR/LOC/GS接收機，所述第一VOR/LOC/GS接收機和第二VOR/LOC/GS接收機分別通過第一功分器和第二功分器連接VOR/LOC天線和GS天線，所述第一VOR/LOC/GS接收機和第二VOR/LOC/GS接收機的信號輸出端分別接入第一綜合處理機和第二綜合處理機；所述無線電羅盤上接有ADF天線，且所述無線電羅盤的信號輸出端分別接入第一綜合處理機和第二綜合處理機；所述S模式空管應(yīng)答機上接有ATC天線，且所述S模式空管應(yīng)答機的信號輸出端分別接入第一綜合處理機和第二綜合處理機；所述測距儀上設(shè)有DME天線，且所述測距儀的處理信號端口分別與第一綜合處理機和第二綜合處理機的相應(yīng)端口互相連接；所述指點信標機與音頻控制板上的端口對應(yīng)連接，且所述指點信標機上接有指點信標機天線；

所述主飛行顯示器和多功能顯示器的數(shù)據(jù)相互連通；所述飛機全靜壓系統(tǒng)采集的數(shù)據(jù)接入大氣數(shù)據(jù)計算機；所述大氣數(shù)據(jù)計算機的顯示信號端口分別與主飛行顯示器和多功能顯示器的相應(yīng)端口互相連接，所述大氣數(shù)據(jù)計算機的處理信號端口分別與第一綜合處理機和第二綜合處理機的相應(yīng)端口互相連接；

所述磁傳感器的輸出信號接入捷聯(lián)航姿系統(tǒng)，所述捷聯(lián)航姿系統(tǒng)的輸出信號分成兩路，其中一路分別輸入至主飛行顯示器和多功能顯示器，另一路分別輸入至第一綜合處理機和第二綜合處理機。

進一步的，所述飛機全靜壓系統(tǒng)包括氣壓高度表、空速表、全壓受感器以及設(shè)置在機身上用于測量氣流靜壓的機身靜態(tài)孔；所述氣壓高度表、空速表和全壓受感器的輸出端接入大氣數(shù)據(jù)計算機的相應(yīng)輸入端。

進一步的，所述主飛行顯示器的型號為XXC-23-A，所述多功能顯示器的型號為XXC-23-A，所述大氣數(shù)據(jù)計算機的型號為D/XSC-6E，所述捷聯(lián)航姿系統(tǒng)的型號為HJG-10E，所述第一綜合處理機和第二綜合處理機的型號均為18S2.301.441，所述測距儀的型號為LDME-4-SF1；所述第一甚高頻電臺的型號為TKR123M-II和第二甚高頻電臺的型號為VHF-2108，所述第一VOR/LOC/GS接收機和第二VOR/LOC/GS接收機的型號均為DR-935C，所述無線電羅盤的型號為WL-5E，所述S模式空管應(yīng)答機的型號為YDK-2C，所述發(fā)動機參數(shù)采集器的型號為CFC-10，所述機身狀態(tài)采集器的型號為SCC-14A，所述音頻控制板的型號為YKH300，所述指點信標機集成在音頻控制板中；所述氣壓高度表的型號為BG-22，所述空速表的型號為BK-50，所述全壓受感器的型號為GKY-35。

進一步的，所述耳機話筒組件包括耳機插孔和話筒插孔。

進一步的，所述無線電導(dǎo)航控制系統(tǒng)其還包括GPS接收機，所述GPS接收機的輸出端分別接入第一綜合處理機和第二綜合處理機的相應(yīng)端口。

進一步的，所述GPS接收機集成在第一綜合處理機和第二綜合處理機中。

進一步的，所述磁傳感器包括磁羅盤和地平表。

進一步的，所述機身狀態(tài)采集器所采集的狀態(tài)信息包括照明系統(tǒng)、襟翼控制系統(tǒng)、失速告警系統(tǒng)以及起落架系統(tǒng)的狀態(tài)信息。

進一步的，所述導(dǎo)航子系統(tǒng)還包括地圖導(dǎo)航系統(tǒng)，所述地圖導(dǎo)航系統(tǒng)包括數(shù)字地圖和航路規(guī)劃。

進一步的，本發(fā)明還增加有飛機備份儀表，其中包括一路備份的空速表、高度表和地平表。

進一步的，所述飛行環(huán)境檢測系統(tǒng)還包括大氣溫度傳感器，所述大氣溫度傳感器的輸出接入大氣數(shù)據(jù)計算機。

進一步的，所述指示/記錄子系統(tǒng)還包括航空時鐘。

進一步的，還設(shè)計一種新型自制負線樁，以滿足綜合航電系統(tǒng)的分類接地要求。

如圖1所示，本實施例中的通信子統(tǒng)主要由兩部甚高頻電臺、配套的天線、音頻控制器、耳機/話筒組成，其主要功能是實現(xiàn)飛機內(nèi)部、飛機與飛機之間、飛機與地面臺站之間的信息交換和通信聯(lián)絡(luò)。

導(dǎo)航子系統(tǒng)是飛機的重要系統(tǒng)，它引導(dǎo)飛機沿預(yù)定的航線，安全、按時、準確地從一點飛到另一點。導(dǎo)航子系統(tǒng)的功能主要由主飛行顯示器PFD、多功能顯示器MFD、系統(tǒng)處理機、音頻控制器和外圍設(shè)備來共同完成，其中PFD、MFD、系統(tǒng)處理機為指示記錄系統(tǒng)設(shè)備，音頻控制器為通信系統(tǒng)設(shè)備，另外導(dǎo)航系統(tǒng)配置空速表、氣壓高度表、磁羅盤和地平表作為應(yīng)急備份儀表。

指示/記錄子系統(tǒng)包括綜合處理機、主飛行顯示器、多功能顯示器、機身狀態(tài)采集器和發(fā)動機參數(shù)采集器。

為提高飛機綜合航電系統(tǒng)安全裕度，本實施例采用了多通路設(shè)計。飛機飛行所必須的發(fā)動機參數(shù)、機身狀態(tài)參數(shù)、大氣數(shù)據(jù)參數(shù)和飛機姿態(tài)參數(shù)采用4通路設(shè)計，無線電羅盤、應(yīng)答機和音頻控制器數(shù)據(jù)采用2通路設(shè)計，電臺和伏爾/儀表著陸導(dǎo)航設(shè)備采用雙備份設(shè)計，飛行顯示器采用互為備份設(shè)計，以上設(shè)計提高了飛機綜合航電系統(tǒng)的安全裕度。

本實施例進行了通電和試飛，取得了良好的效果。同時，采用本發(fā)明的飛機多次完成長距離轉(zhuǎn)場，并完成了各種驗證試飛，設(shè)備工作正常，可靠性高。

上述詳細說明是針對本發(fā)明可行實施例的具體說明，該實施例并非用以限制本發(fā)明的專利范圍，凡未脫離本發(fā)明的等效實施或變更，均應(yīng)包含于本案的專利保護范圍中。