隨著自動測試技術的發展和現代高科技戰場環境的日益嚴峻，原位自動檢測成為飛機技術保障的研究熱點。進氣道作為超音速飛機推進系統的重要組成部分，其是否完好以及能否與發動機協調工作，直接關系到飛行安全和戰斗性能的發揮。本文針對飛機的進氣道電氣系統利用虛擬儀器技術和ATE技術進行了原位自動檢測設計。
1 檢測系統設計
1.1原位檢測
　原位檢測是一種在線無損檢測方法。該檢測思想最早應用于機械探傷、醫療、航空航天等領域。為便于在外場集中有效使用和提高部隊的機動作戰能力，美國、俄羅斯等國將各種檢測設備、儀器安裝在特制的車輛上，形成專用測試車。我國航空原位檢測技術起步較晚，開始于20世紀80年代，且主要集中于小型的便攜式、移動式檢測儀器，存在著自動化程度不高、部分電子設備個別性能無法測試或測試不準等問題[1]。隨著檢測技術的發展，特別是計算機技術的發展，現代原位檢測由原來的手動、半自動操作向自動檢測發展；由小型、單個設備的單獨檢測向系統的綜合檢測的方向發展。本檢測系統針對某型飛機進氣道電氣控制系統，采用虛擬儀器技術和自動測試技術進行設計。
1.2 檢測儀功能需求分析
　進氣道原位檢測系統（以后簡稱檢測儀）用來在線檢測飛機進氣道電氣系統的技術性能、故障診斷定檢和周期性檢查。為滿足飛機電氣系統維護規程技術要求和性能特點，檢測儀必須具備以下基本功能：(1)完成進氣道電氣系統與液壓系統、發動機轉子傳感器、溫度傳感器、氣壓高度傳感器、綜合電子調節器等交聯設備之間的信號互聯并對檢測結果進行存儲、顯示和打印；(2)能夠對飛機進氣道電氣系統的工作狀態的性能進行模擬，并進行原位檢測和故障診斷； (3)能夠按測試流程自動完成測試工作，并對測試過程和結果進行實時的處理和動態顯示；(4)測試儀還應該有測試功能選擇、參數在線修改、掉電保護等功能，并具有高可靠性和抗干擾能力，能適應外場惡劣的測試環境； (5)測試儀應具有自檢功能。
1.3 硬件設計
    檢測儀采用VXI總線、IEEE488總線和PXI總線混合總線方式；測控計算機作為系統的控制中心，通過VXI、IEEE488總線和PXI總線電纜把全部測試資源連成一體。測試資源分三類：VXI總線測試模塊、PXI總線測試模塊和IEEE488總線臺式儀器；測試資源的選配原則是盡可能選擇成熟貨架產品，配置規模則根據該飛機進氣道電氣控制系統的測試需求和測試接口確定。標準化陣列式檢測接口選擇國際標準ARINC608A接口[2]，接口適配器是進氣道與檢測儀之間的信號轉接裝置，其配置數量根據該飛機測試信號的構成確定，硬件連接關系如圖1所示。

    根據被檢進氣道測試信號的特點，按功能把測試資源分為激勵資源、響應資源和開關系統三部分。選用以下模塊實現對進氣道電氣系統的自動測試。(1)C尺寸13槽VXI機箱：0槽為機箱控制器插槽，插放MXI-2總線；其余槽位安放ARINC429總線、D/A、A/D、VXI示波模塊等其他VXI功能模塊。(2)總線控制器：包括一個MXI-2板卡、VXI-AIC-00A0模塊和VXI-1553-MM，分別對三種外總線的數字信號的收發進行控制，在主控計算機指令控制下完成指令傳送、數據傳輸。(3)示波模塊AgilentE1428A：主要用于對轉速傳感器的響應進行測量并向總線傳輸。(4)任意波形發生器JV53202：作為激勵信號源模擬轉速傳感器的輸出。(5) 矩陣開關AgilentE1466A：將進氣道測試點信號同資源模塊適時轉接，主要用于信號轉換和設備觸發等測試任務。(6)數字多用表Agilent34401：主要用于對進氣道測試口激勵信號響應的測量和處理。
    用MXI-3連接PC與PXI機箱，用FireWire連接PC與VXI機箱。由于VXI機箱還可通過GPIB命令模塊控制，所以還通過PCI GPIB接口卡連接。其他儀器使用Agilent 82357A USB/GPIB轉換器經GPIB控制。
1.4 軟件設計
    測試儀軟件以被測設備和所要完成的任務為對象采用模塊化設計方法。在測試系統的設計中，選用NI公司的LabVIEW作為軟件開發平臺，由主模塊程序調用各個功能模塊程序完成測試的相應功能，各個功能模塊調用底層函數或子VI完成相應操作，各層之間通過公共數據文件和實時變量進行數據交換。測試軟件系統主控模塊負責系統的流程控制、子模塊的管理、用戶管理、幫助提示等，主模塊的流程圖如圖2所示。

    功能模塊包括數據采集模塊、數據處理模塊、信號輸出模塊、數據存儲及歷史數據查詢模塊、報表模塊、錯誤事件處理模塊等，也采用分層模塊設計思想，由主模塊調用各個子模塊，以實現數據的采集、處理、分析、顯示、記錄和打印等功能，完成對進氣道電氣系統的在線測試。
1.5 兼容性與功能實現
    由于測試的需要，檢測儀使用的測試資源多為Agilent、Jovian等第三方廠商的產品，所以在NI LabVIEW環境下實現與非NI儀器的通信就成為一個實際而關鍵的問題。SCPI、VISA(Virtual Instruments Software Architecture)及IVI技術可以滿足這一需求，其中VISA實現了程序與硬件接口的不相關性，而IVI構架增加了一個底層構架用于優化性能也為儀器增加仿真能力，實現了儀器的可交換性。對于不常見的硬件設備或自制的硬件設備,還可以通過動態鏈接庫(DLL)、TCP/IP、DataSocket、OPC、共享變量、ActiveX、DDE和.net等多種方式實現與LabVIEW平臺的通信。要實現Agilent的測試資源在LabVIEW軟件平臺的運行首先要安裝硬件驅動，Agilent為它的一些VXI卡提供了SCPI驅動程序(D-SCPI)。這些代碼貯存在VXI主機0槽GPIB控制器(E1406A命令模塊)的Flash ROM中。軟件驅動采用分層組織的VISA(虛擬儀器軟件體系結構)，它通過viRead和viWrite等C函數調用把SCPI命令發送到儀器，以及通過viPeek和viPole等C函數調用把二進制命令發送到寄存器，實現測試結果的存儲和報表生成功能。采用Agilent E1411B VXI DMM 實現模擬輸入和激勵，運行MAX(測量自動化資源管理器)和使能Tools->NI-VISA->VISA Options->Passports中的“Passport to Tulip”接口驅動程序，實現Agilent E1411B與LabVIEW軟件平臺的連接，NI MAX能找到所有NI接口上的設備，但不能直接控制Agilent接口,例如至VXI、USB/GPIB轉接器或PCI GPIB卡的FireWire接口，解決方案是在“side-by-side”模式中安裝Agilent I/O庫，然后使能如前所述NI MAX中的Passport-Tulip接口驅動程序。這能使VISA調用這些接口，實現NI VISA至Agilent VISA的路由,然后控制相關Agilent接口，直到允許NI接口。
1.6 可靠性與擴展性設計
　在設計中充分考慮了強電磁干擾、人員誤操作等技術和人為問題的防護，同時兼顧了以下設計：簡單化和標準化、降額設計、冗余設計、失效安全設計、環境適應性設計、人機工程設計、維修性設計[3-4]。通過多種濾波方式(π 型濾波及數字濾波)、防錯、防抱死、容錯等措施，提高了檢測儀的抗干擾能力。
2 基于虛擬儀器的仿真驗證
　檢測儀要模擬的輸入信號有發動機轉速n1及壓氣機進口溫度T1。檢測過程為：首先給被測設備和檢測儀供電；然后啟動軟件平臺，開始系統資源掃描和系統自檢，進入測試準備；自檢完成后選擇被測設備，并輸入溫度信號，接通液壓系統建立液壓壓力，向檢測口施加交流電壓激勵，模擬發動機轉速信號n1。測試流程如圖2所示。
　本文利用虛擬儀器對自動檢測系統進行了仿真驗證，仿真主面板指示如圖3所示，選定壓氣機進口溫度T1=15℃，斜板板位為80％，測試時間T=300 s，采樣頻率f=1 000 Hz，發動機換算轉速nc=100％， 即低壓轉速n1=2 980 Hz時，系統發生故障，主通道檢查電路向備份通道發出工作信號，進氣道控制系統便進入了備份工作狀態，飛機座艙通用信號盤上顯示“左進氣道處于備份狀態”信息，由語音系統發出語音告警信息，同時故障信號聯鎖，使調節板固定在出現故障的瞬間。同時故障信號信息通過存儲模塊實時記錄到檢測儀數據庫中，供以后故障分析和查詢。

    采用NI和Agilent公司的總線儀器，基于LabVIEW軟件平臺，綜合運用自動測試系統集成技術完成的某型飛機進氣道電氣系統原位檢測儀設計，通過仿真驗證，證明該檢測儀工作穩定可靠，能夠滿足飛機進氣道的測試要求，該設計成果不僅為該型飛機進氣道電氣系統原位檢測的工程實現提供依據，而且設計中充分考慮了檢測儀功能擴展的要求，經適配器的調整和測試資源的修正可以滿足其他系統、其他飛機的測試需求，具有廣闊的推廣使用前景。
參考文獻
[1]  石鑫,吳曉男. 基于虛擬儀器的自動測試系統設計[J]. 儀表技術, 2007(8):13-15.
[2]  劉君華. 現代檢測技術與測試系統設計[M]. 西安：西安交通大學出版社, 1999.
[3]  赫赤,趙克定，曹健.軍用測試系統的可靠性設計[J].測控技術,2005，24(8):55-59.
[4]  康從會,韓德寶，薛冬新，等.基于LabVIEW的橡膠動態特性的測試系統研究[J].振動、測試與診斷,2008,28(1):69-73.