一種飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)罩測試控制系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明屬于航空測試【技術(shù)領(lǐng)域】，特別是涉及一種機(jī)載雷達(dá)罩測試控制系統(tǒng)。該測試控制系統(tǒng)包括指令系統(tǒng)、GPIB通訊模塊、信號源以及頻譜儀，其中指令系統(tǒng)與通訊模塊連接，通訊模塊通過控制總線與信號源和頻譜儀連接。本系統(tǒng)滿足了飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)罩多頻點(diǎn)、大帶寬、多方位的電性能測試要求。
【專利說明】一種飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)罩測試控制系統(tǒng)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于航空測試【技術(shù)領(lǐng)域】，特別是涉及一種機(jī)載雷達(dá)罩測試控制系統(tǒng)。

【背景技術(shù)】
[0002] 隨著飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)的頻率帶寬增大、頻點(diǎn)增多、掃描范圍增大，對雷達(dá)罩的電性能 測試提出了更高的要求。傳統(tǒng)的人工檢測、維護(hù)手段已經(jīng)無法滿足飛機(jī)雷達(dá)罩電性能測試 的保障要求。自動(dòng)測試系統(tǒng)已逐步成為飛機(jī)雷達(dá)罩電性能測試可靠運(yùn)行的必要保證。微電 子技術(shù)、計(jì)算機(jī)技術(shù)、傳感器技術(shù)和信息處理技術(shù)等現(xiàn)代科學(xué)技術(shù)的飛速發(fā)展，成為推動(dòng)其 體系結(jié)構(gòu)、測試方法、測試技術(shù)不斷進(jìn)步的強(qiáng)大動(dòng)力，對雷達(dá)罩電性能自動(dòng)測控系統(tǒng)的開發(fā) 提供了十分有利的條件。
[0003] 目前，我們所采購的國內(nèi)先進(jìn)雷達(dá)罩測試系統(tǒng)，只能進(jìn)行單頻點(diǎn)、單方位的雷達(dá)罩 電性能指標(biāo)檢測，而且測試周期長，容易對操作人員造成電磁輻射危害。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] (一）本發(fā)明的目的
[0005] 為克服上述技術(shù)中存在的的問題，本發(fā)明提供一種既能實(shí)現(xiàn)雷達(dá)罩電性能指標(biāo)檢 測中單頻點(diǎn)、單方位的測試，又能實(shí)現(xiàn)多頻點(diǎn)、多方位的測試的雷達(dá)罩測試控制系統(tǒng)?？梢?提高測試效率，避免對操作人員造成電磁輻射危害。
[0006] (二）技術(shù)方案
[0007] 為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明是通過下述技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的：
[0008] -種飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)罩測試控制系統(tǒng)，該測試控制系統(tǒng)包括指令系統(tǒng)、GPIB通訊模 塊、信號源以及頻譜儀，其中指令系統(tǒng)與通訊模塊連接，通訊模塊通過控制總線與信號源和 頻譜儀連接。
[0009] 所述的指令系統(tǒng)用控制信號源和頻譜儀的工作狀態(tài)、數(shù)據(jù)的采集處理和顯示；信 號源在測試時(shí)通過機(jī)載雷達(dá)發(fā)射天線向被測雷達(dá)罩發(fā)送射頻信號；頻譜儀在測試時(shí)通過機(jī) 載雷達(dá)接收天線接收發(fā)射天線發(fā)射的射頻信號。
[0010] 指令系統(tǒng)包括顯示模塊、狀態(tài)模塊、頻率模塊、信號調(diào)制模塊、通道選擇模塊和功 率模塊。其中顯示模塊用于顯示信號源和頻譜儀運(yùn)行狀態(tài)，用戶測試流程設(shè)置；狀態(tài)模塊用 于信號源和頻譜儀運(yùn)行狀態(tài)的設(shè)置和監(jiān)測；頻率模塊采用連續(xù)控制模式用于設(shè)置信號源和 頻譜儀的工作頻率和頻率變換方式；通道選擇模塊用于設(shè)置信號源和頻譜儀通訊通道及地 址設(shè)置；功率模塊用于設(shè)置信號源發(fā)射功率和發(fā)射狀態(tài)的監(jiān)測。
[0011] 所述的頻率變化方式為等步長變換和離散頻率點(diǎn)變換。
[0012] 所述的通訊模塊采用多通道并行通訊方式。
[0013] 本系統(tǒng)中，信號源發(fā)射時(shí)的信號駐留時(shí)間Λ tl，頻譜儀采集時(shí)存在的延遲時(shí)間 Δ?2，頻譜儀采集時(shí)間t，其應(yīng)滿足Δ?ρΔ?^ + t。
[0014] 頻譜儀采集時(shí)存在的延遲時(shí)間Λ t2在2ms以上。
[0015] (三）本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比較有如下有益效果：
[0016] 本系統(tǒng)滿足了飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)罩多頻點(diǎn)、大帶寬、多方位的電性能測試要求。本系統(tǒng) 原理設(shè)計(jì)和參數(shù)選擇針對性強(qiáng)，從成本上來講，價(jià)格低廉，性能優(yōu)于國內(nèi)同類測試系統(tǒng)。本 系統(tǒng)符合人機(jī)工效原理、操作簡單、維護(hù)方便，在實(shí)際使用中大大提高了工作效率，節(jié)省了 工作時(shí)間。本系統(tǒng)選擇合適儀器控制總線及質(zhì)價(jià)比高、兼容性好的總線接口卡。本系統(tǒng)實(shí) 現(xiàn)對信號源和頻譜儀的遠(yuǎn)程控制，避免操作人員的輻射區(qū)工作。本系統(tǒng)測試精度高，試驗(yàn)條 件一致性好，測試速度快。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0017] 圖1是一種飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)罩測試控制系統(tǒng)的方框圖。

【具體實(shí)施方式】
[0018] 多通道、長時(shí)間的測試對系統(tǒng)提出了很高的要求，要求保證數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)性、真 實(shí)性、連續(xù)性，以求能夠真實(shí)的反映測試過程的實(shí)時(shí)狀態(tài)。本系統(tǒng)采用了連續(xù)控制模式 (continuous mode),各通道按數(shù)據(jù)塊（block)指令進(jìn)行運(yùn)行，以保證各被控設(shè)備工作模式 一致，測試通道具有足夠的采樣率?？偩€卡以本地PCI總線傳輸，既保證了各通道數(shù)據(jù)的高 傳輸速率，同時(shí)又保證了數(shù)據(jù)的一致性。
[0019] 系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，考慮到系統(tǒng)的可擴(kuò)展性和可再開發(fā)性，我們采用了模塊化編程。該 系統(tǒng)包括了頻率模塊、功率模塊、信號調(diào)制模塊、通道選擇模塊以及狀態(tài)模塊。
[0020] 下面結(jié)合圖1對本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)描述：基于技術(shù)先進(jìn)和便于維護(hù)的設(shè)計(jì)理 念，以軟件為核心，結(jié)構(gòu)化、模塊化、自動(dòng)化的測試方法為基礎(chǔ)，設(shè)計(jì)了飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)罩測試 控制系統(tǒng)方框圖(見圖1)。本系統(tǒng)選用Labview軟件環(huán)境，使其更好的實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)開發(fā)中的結(jié) 構(gòu)化、模塊化設(shè)計(jì)。GPIB通訊模塊完成對信號源、頻譜儀的物理連接、控制指令的發(fā)送以及 儀器狀態(tài)的實(shí)時(shí)檢測。指令系統(tǒng)包括顯示模塊、狀態(tài)模塊、頻率模塊、信號調(diào)制模塊、通道選 擇模塊和功率模塊。頻率模塊實(shí)現(xiàn)了單點(diǎn)連續(xù)波模式、掃頻模式、起始/終止頻率的設(shè)置、 掃頻參數(shù)設(shè)置功能；功率模塊除實(shí)現(xiàn)射頻開關(guān)的控制、功率輸出設(shè)置外，還增加了功率掃描 功能；信號調(diào)制模塊實(shí)現(xiàn)信號調(diào)制方式(如AM、FM等）及調(diào)制參數(shù)的設(shè)置；通道選擇模塊以 及狀態(tài)模塊實(shí)現(xiàn)控制通道的選擇以及儀器工作狀態(tài)、信號發(fā)送方式（cw、single等），這些 模塊能夠更好的根據(jù)測試需求進(jìn)行選擇和使用，同時(shí)對儀器工作狀態(tài)的實(shí)時(shí)監(jiān)測能夠更好 的提醒操作人員避免進(jìn)入信號發(fā)射區(qū)域，減少輻射危害。同時(shí)本軟件測試系統(tǒng)使用了模塊 化設(shè)計(jì)，具備了更好的可維護(hù)性和可擴(kuò)展性。
[0021] 數(shù)據(jù)的測試要求測試系統(tǒng)具備較高的準(zhǔn)確性及可讀性。本系統(tǒng)可根據(jù)測試項(xiàng)目的 不同選擇單點(diǎn)測試或多點(diǎn)測試，在多點(diǎn)測試中可連續(xù)設(shè)置多個(gè)測試點(diǎn)。在測試開始后，測試 系統(tǒng)可依次發(fā)送指令至信號源和頻譜儀使其按控制要求進(jìn)行所設(shè)頻點(diǎn)的測試。采集系統(tǒng)通 過實(shí)時(shí)讀取采集頻譜儀的數(shù)據(jù)并將其導(dǎo)入存儲模塊中。本采集系統(tǒng)解決了頻譜儀采樣率過 高，導(dǎo)致采集數(shù)據(jù)不準(zhǔn)確的問題。
[0022] 等步長頻率點(diǎn)的測試
[0023] 在進(jìn)行等步長頻率點(diǎn)的測試項(xiàng)目時(shí)，在該顯示模塊上頻率項(xiàng)中可實(shí)現(xiàn)選擇設(shè)置單 點(diǎn)連續(xù)波模式、掃頻模式、起始/終止頻率的設(shè)置、掃頻步長、信號波形等參數(shù)；在顯示模塊 功率項(xiàng)中選擇設(shè)置定值功率模式和功率掃描模式，還可以設(shè)置功率輸出值和信號源射頻開 關(guān)的控制和發(fā)射狀態(tài)指示；在顯示模塊調(diào)頻和調(diào)幅選擇項(xiàng)中可根據(jù)需求打開和關(guān)閉調(diào)制方 式，設(shè)置相應(yīng)調(diào)制方式及參數(shù)；在顯示模塊設(shè)備狀態(tài)檢測項(xiàng)中，可顯示指令系統(tǒng)與被控設(shè)備 連接是否正常，同時(shí)可顯示故障原因，提示操作人員及時(shí)檢查設(shè)備是否工作正常。
[0024] 離散頻率點(diǎn)的測試
[0025] 在進(jìn)行等離散頻率點(diǎn)的測試項(xiàng)目時(shí)，實(shí)現(xiàn)離散頻率點(diǎn)的設(shè)置，用戶可根據(jù)測試需 求設(shè)置多個(gè)頻率點(diǎn)，測試系統(tǒng)將依次進(jìn)行各頻點(diǎn)的測試項(xiàng)目。
[0026] 在實(shí)現(xiàn)該功能的過程中著重注意信號源射頻發(fā)射時(shí)間與頻譜儀采集時(shí)間的協(xié)調(diào) 關(guān)系，因頻譜儀的采樣率較高，當(dāng)信號源進(jìn)行頻率改變時(shí)，頻譜儀所采集的數(shù)據(jù)為瞬態(tài)值， 該值往往存在較大誤差，為解決該問題，本系統(tǒng)中，信號源發(fā)射時(shí)的信號駐留時(shí)間△ h，頻 譜儀采集時(shí)存在的延遲時(shí)間Λ t2，頻譜儀采集時(shí)間t，其應(yīng)滿足Λ t1= Λ t2 + t。頻譜儀采集 時(shí)存在的延遲時(shí)間Λ t2在2ms以上。
【權(quán)利要求】
1. 一種飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)罩測試控制系統(tǒng)，其特征是，該測試控制系統(tǒng)包括指令系統(tǒng)、GPIB 通訊模塊、信號源以及頻譜儀，其中指令系統(tǒng)與通訊模塊連接，通訊模塊通過控制總線與信 號源和頻譜儀連接，其中， 所述的指令系統(tǒng)用控制信號源和頻譜儀的工作狀態(tài)、數(shù)據(jù)的采集處理和顯示；信號源 在測試時(shí)通過機(jī)載雷達(dá)發(fā)射天線向被測雷達(dá)罩發(fā)送射頻信號；頻譜儀在測試時(shí)通過機(jī)載雷 達(dá)接收天線接收發(fā)射天線發(fā)射的射頻信號， 指令系統(tǒng)包括顯示模塊、狀態(tài)模塊、頻率模塊、信號調(diào)制模塊、通道選擇模塊和功率模 塊，其中顯示模塊用于顯示信號源和頻譜儀運(yùn)行狀態(tài)，用戶測試流程設(shè)置；狀態(tài)模塊用于信 號源和頻譜儀運(yùn)行狀態(tài)的設(shè)置和監(jiān)測；頻率模塊采用連續(xù)控制模式用于設(shè)置信號源和頻譜 儀的工作頻率和頻率變換方式；通道選擇模塊用于設(shè)置信號源和頻譜儀通訊通道及地址設(shè) 置；功率模塊用于設(shè)置信號源發(fā)射功率和發(fā)射狀態(tài)的監(jiān)測。
2. 如權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)罩測試控制系統(tǒng)，其特征是，所述的頻率變 化方式為等步長變換和離散頻率點(diǎn)變換。
3. 如權(quán)利要求1所述的一種飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)罩測試控制系統(tǒng)，其特征是，所述的通訊模 塊采用多通道并行通訊方式。
4. 如權(quán)利要求1-3之一所述的一種飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)罩測試控制系統(tǒng)，其特征是，本系統(tǒng) 中，信號源發(fā)射時(shí)的信號駐留時(shí)間Atl，頻譜儀采集時(shí)存在的延遲時(shí)間At 2，頻譜儀采集時(shí) 間t，其應(yīng)滿足At1=At2 + t。
5. 如權(quán)利要求4所述的一種飛機(jī)機(jī)載雷達(dá)罩測試控制系統(tǒng)，其特征是，頻譜儀采集時(shí) 存在的延遲時(shí)間Λ t2在2ms以上。
【文檔編號】H01Q1/28GK104122459SQ201310152935
【公開日】2014年10月29日 申請日期:2013年4月27日 優(yōu)先權(quán)日:2013年4月27日
【發(fā)明者】郝向陽, 汪小飛, 張三愛, 楊子飛, 劉煒麗, 李銅 申請人:陜西飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限公司