随着自动测试技术的发展和现代高科技战场环境的日益严峻，原位自动检测成为飞机技术保障的研究热点。进气道作为超音速飞机推进系统的重要组成部分，其是否完好以及能否与发动机协调工作，直接关系到飞行安全和战斗性能的发挥。本文针对飞机的进气道电气系统利用虚拟仪器技术和ATE技术进行了原位自动检测设计。
1 检测系统设计
1.1原位检测
　原位检测是一种在线无损检测方法。该检测思想最早应用于机械探伤、医疗、航空航天等领域。为便于在外场集中有效使用和提高部队的机动作战能力，美国、俄罗斯等国将各种检测设备、仪器安装在特制的车辆上，形成专用测试车。我国航空原位检测技术起步较晚，开始于20世纪80年代，且主要集中于小型的便携式、移动式检测仪器，存在着自动化程度不高、部分电子设备个别性能无法测试或测试不准等问题[1]。随着检测技术的发展，特别是计算机技术的发展，现代原位检测由原来的手动、半自动操作向自动检测发展；由小型、单个设备的单独检测向系统的综合检测的方向发展。本检测系统针对某型飞机进气道电气控制系统，采用虚拟仪器技术和自动测试技术进行设计。
1.2 检测仪功能需求分析
　进气道原位检测系统（以后简称检测仪）用来在线检测飞机进气道电气系统的技术性能、故障诊断定检和周期性检查。为满足飞机电气系统维护规程技术要求和性能特点，检测仪必须具备以下基本功能：(1)完成进气道电气系统与液压系统、发动机转子传感器、温度传感器、气压高度传感器、综合电子调节器等交联设备之间的信号互联并对检测结果进行存储、显示和打印；(2)能够对飞机进气道电气系统的工作状态的性能进行模拟，并进行原位检测和故障诊断； (3)能够按测试流程自动完成测试工作，并对测试过程和结果进行实时的处理和动态显示；(4)测试仪还应该有测试功能选择、参数在线修改、掉电保护等功能，并具有高可靠性和抗干扰能力，能适应外场恶劣的测试环境； (5)测试仪应具有自检功能。
1.3 硬件设计
    检测仪采用VXI总线、IEEE488总线和PXI总线混合总线方式；测控计算机作为系统的控制中心，通过VXI、IEEE488总线和PXI总线电缆把全部测试资源连成一体。测试资源分三类：VXI总线测试模块、PXI总线测试模块和IEEE488总线台式仪器；测试资源的选配原则是尽可能选择成熟货架产品，配置规模则根据该飞机进气道电气控制系统的测试需求和测试接口确定。标准化阵列式检测接口选择国际标准ARINC608A接口[2]，接口适配器是进气道与检测仪之间的信号转接装置，其配置数量根据该飞机测试信号的构成确定，硬件连接关系如图1所示。

    根据被检进气道测试信号的特点，按功能把测试资源分为激励资源、响应资源和开关系统三部分。选用以下模块实现对进气道电气系统的自动测试。(1)C尺寸13槽VXI机箱：0槽为机箱控制器插槽，插放MXI-2总线；其余槽位安放ARINC429总线、D/A、A/D、VXI示波模块等其他VXI功能模块。(2)总线控制器：包括一个MXI-2板卡、VXI-AIC-00A0模块和VXI-1553-MM，分别对三种外总线的数字信号的收发进行控制，在主控计算机指令控制下完成指令传送、数据传输。(3)示波模块AgilentE1428A：主要用于对转速传感器的响应进行测量并向总线传输。(4)任意波形发生器JV53202：作为激励信号源模拟转速传感器的输出。(5) 矩阵开关AgilentE1466A：将进气道测试点信号同资源模块适时转接，主要用于信号转换和设备触发等测试任务。(6)数字多用表Agilent34401：主要用于对进气道测试口激励信号响应的测量和处理。
    用MXI-3连接PC与PXI机箱，用FireWire连接PC与VXI机箱。由于VXI机箱还可通过GPIB命令模块控制，所以还通过PCI GPIB接口卡连接。其他仪器使用Agilent 82357A USB/GPIB转换器经GPIB控制。
1.4 软件设计
    测试仪软件以被测设备和所要完成的任务为对象采用模块化设计方法。在测试系统的设计中，选用NI公司的LabVIEW作为软件开发平台，由主模块程序调用各个功能模块程序完成测试的相应功能，各个功能模块调用底层函数或子VI完成相应操作，各层之间通过公共数据文件和实时变量进行数据交换。测试软件系统主控模块负责系统的流程控制、子模块的管理、用户管理、帮助提示等，主模块的流程图如图2所示。

    功能模块包括数据采集模块、数据处理模块、信号输出模块、数据存储及历史数据查询模块、报表模块、错误事件处理模块等，也采用分层模块设计思想，由主模块调用各个子模块，以实现数据的采集、处理、分析、显示、记录和打印等功能，完成对进气道电气系统的在线测试。
1.5 兼容性与功能实现
    由于测试的需要，检测仪使用的测试资源多为Agilent、Jovian等第三方厂商的产品，所以在NI LabVIEW环境下实现与非NI仪器的通信就成为一个实际而关键的问题。SCPI、VISA(Virtual Instruments Software Architecture)及IVI技术可以满足这一需求，其中VISA实现了程序与硬件接口的不相关性，而IVI构架增加了一个底层构架用于优化性能也为仪器增加仿真能力，实现了仪器的可交换性。对于不常见的硬件设备或自制的硬件设备,还可以通过动态链接库(DLL)、TCP/IP、DataSocket、OPC、共享变量、ActiveX、DDE和.net等多种方式实现与LabVIEW平台的通信。要实现Agilent的测试资源在LabVIEW软件平台的运行首先要安装硬件驱动，Agilent为它的一些VXI卡提供了SCPI驱动程序(D-SCPI)。这些代码贮存在VXI主机0槽GPIB控制器(E1406A命令模块)的Flash ROM中。软件驱动采用分层组织的VISA(虚拟仪器软件体系结构)，它通过viRead和viWrite等C函数调用把SCPI命令发送到仪器，以及通过viPeek和viPole等C函数调用把二进制命令发送到寄存器，实现测试结果的存储和报表生成功能。采用Agilent E1411B VXI DMM 实现模拟输入和激励，运行MAX(测量自动化资源管理器)和使能Tools->NI-VISA->VISA Options->Passports中的“Passport to Tulip”接口驱动程序，实现Agilent E1411B与LabVIEW软件平台的连接，NI MAX能找到所有NI接口上的设备，但不能直接控制Agilent接口,例如至VXI、USB/GPIB转接器或PCI GPIB卡的FireWire接口，解决方案是在“side-by-side”模式中安装Agilent I/O库，然后使能如前所述NI MAX中的Passport-Tulip接口驱动程序。这能使VISA调用这些接口，实现NI VISA至Agilent VISA的路由,然后控制相关Agilent接口，直到允许NI接口。
1.6 可靠性与扩展性设计
　在设计中充分考虑了强电磁干扰、人员误操作等技术和人为问题的防护，同时兼顾了以下设计：简单化和标准化、降额设计、冗余设计、失效安全设计、环境适应性设计、人机工程设计、维修性设计[3-4]。通过多种滤波方式(π 型滤波及数字滤波)、防错、防抱死、容错等措施，提高了检测仪的抗干扰能力。
2 基于虚拟仪器的仿真验证
　检测仪要模拟的输入信号有发动机转速n1及压气机进口温度T1。检测过程为：首先给被测设备和检测仪供电；然后启动软件平台，开始系统资源扫描和系统自检，进入测试准备；自检完成后选择被测设备，并输入温度信号，接通液压系统建立液压压力，向检测口施加交流电压激励，模拟发动机转速信号n1。测试流程如图2所示。
　本文利用虚拟仪器对自动检测系统进行了仿真验证，仿真主面板指示如图3所示，选定压气机进口温度T1=15℃，斜板板位为80％，测试时间T=300 s，采样频率f=1 000 Hz，发动机换算转速nc=100％， 即低压转速n1=2 980 Hz时，系统发生故障，主通道检查电路向备份通道发出工作信号，进气道控制系统便进入了备份工作状态，飞机座舱通用信号盘上显示“左进气道处于备份状态”信息，由语音系统发出语音告警信息，同时故障信号联锁，使调节板固定在出现故障的瞬间。同时故障信号信息通过存储模块实时记录到检测仪数据库中，供以后故障分析和查询。

    采用NI和Agilent公司的总线仪器，基于LabVIEW软件平台，综合运用自动测试系统集成技术完成的某型飞机进气道电气系统原位检测仪设计，通过仿真验证，证明该检测仪工作稳定可靠，能够满足飞机进气道的测试要求，该设计成果不仅为该型飞机进气道电气系统原位检测的工程实现提供依据，而且设计中充分考虑了检测仪功能扩展的要求，经适配器的调整和测试资源的修正可以满足其他系统、其他飞机的测试需求，具有广阔的推广使用前景。
参考文献
[1]  石鑫,吴晓男. 基于虚拟仪器的自动测试系统设计[J]. 仪表技术, 2007(8):13-15.
[2]  刘君华. 现代检测技术与测试系统设计[M]. 西安：西安交通大学出版社, 1999.
[3]  赫赤,赵克定，曹健.军用测试系统的可靠性设计[J].测控技术,2005，24(8):55-59.
[4]  康从会,韩德宝，薛冬新，等.基于LabVIEW的橡胶动态特性的测试系统研究[J].振动、测试与诊断,2008,28(1):69-73.