申请/专利权人：四川荣川通用航空有限责任公司

申请日：2023-03-01

公开（公告）日：2024-03-29

公开（公告）号：CN117550080B

主分类号：B64D45/00

分类号：B64D45/00;B64C13/04;B64C13/50;H04W4/42;H04W84/06

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.03.29#授权;2024.03.01#实质审查的生效;2024.02.13#公开

摘要：本发明公开了基于北斗短报文传输的航行情报显示系统，涉及飞行器通信技术领域。本发明包括信息采集模块、信息校验模块。辅助调节模块和情报显示器，信息采集模块在飞机外部采集飞机的实时飞行情报，信息校验模块在飞机内部采集内部情报信息。本发明通过在以北斗短报文进行信息传输的飞行情报显示系统中设置信息采集模块、信息校验模块和辅助调节模块，分别对飞机飞行过程中的两侧机翼受压情况和飞机飞行姿态信息进行收集与整理，并整合出飞机的真实飞行状态情报，提高了情报信息的准确性和详细程度；而后通过辅助调节模块直接作用于飞机襟翼滑轨的调节驱动装置，对飞行姿态主动地精准辅助调整，提高飞行安全性，规避飞机驾驶员的操作误差。

主权项：1.基于北斗短报文传输的航行情报显示系统，包括信息采集模块、信息校验模块、辅助调节模块、中央控制器、情报显示器、控制器和数据传输模块，其特征在于：所述数据传输模块包括短报文发射器和短报文接收器，且数据传输模块同时设置于信息采集模块、中央控制器和情报显示器内部；所述信息采集模块设置于飞机外部，辅助调节模块、信息校验模块和情报显示器均设置于飞机内部，其中信息采集模块在飞机外部采集飞机的实时飞行情报，而后利用短报文发射器通过北斗短报文将情报信息上传至北斗卫星，北斗卫星将情报信息通过短报文同时传输至中央控制器和地面塔台；所述信息校验模块在飞机内部采集内部情报信息，并通过电信号将采集到的内部情报信息传输至中央控制器；中央控制器将信息采集模块采集的情报信息与情报校验模块传输的信息进行汇总和比较，并将整理后的情报信息通过电信号在情报显示器上显示；所述中央控制器同时将整理后的情报信息通过电信号传输至辅助调节模块，对飞机飞行过程进行辅助调节和控制；所述情报显示器与控制器均设置于飞机驾驶舱内部，且两者电性连接，其中情报显示器包括PCB板（1）、液晶显示屏（2）、特性显示芯片（3）和数模转换器（4），所述PCB板（1）一表面与液晶显示屏（2）扣接固定，特性显示芯片（3）和数模转换器（4）均设置于液晶显示屏（2）与PCB板（1）之间；其中，所述PCB板（1）和特性显示芯片（3）的表面均设置有集成电路，且两者电性连接；所述特性显示芯片（3）包括两组，分别设置于情报显示器内部相对两侧，且特性显示芯片（3）与信息校验模块电性连接；所述控制器包括两组操作柄（5）、两个调节缸（6）和输出控制盒（7），其中所述操作柄（5）下端焊接有传动杆（8），且两所述传动杆（8）之间相互铰接；所述调节缸（6）包括输入端和输出端，其中输入端嵌套有输入传杆（9），且输入传杆（9）一端与传动杆（8）铰接；所述调节缸（6）的输出端与输出控制盒（7）焊接，其中调节缸（6）的输出端内部安装有压电传感器，输出控制盒（7）与飞机襟翼滑轨调节控制电机电性连接；所述辅助调节模块包括调节缸（6）和输出控制盒（7），其中调节缸（6）为电动液压缸，且调节缸（6）与数模转换器（4）电性连接；所述传动杆（8）、输入传杆（9）和操作柄（5）共同构成杠杆传动结构；所述信息校验模块包括校验箱（10）、限位安装杆（11）和校验盒（12），其中校验箱（10）焊接固定于飞机骨架内部的中轴线部位，且校验箱（10）内部为真空环境；两所述限位安装杆（11）分别焊接于校验箱（10）内部的相对两侧面，且校验盒（12）焊接固定于两限位安装杆（11）之间；所述校验盒（12）内部嵌套有校验轴（13），校验轴（13）相对两端均焊接有磁栓（14），且磁栓（14）设置于校验盒（12）的外部；所述限位安装杆（11）中部焊接有磁套（15），其中磁套（15）与磁栓（14）嵌套旋转配合，且磁套（15）和磁栓（14）磁性相斥；所述校验轴（13）中部焊接有悬杆（16），所述校验箱（10）内部顶端焊接有吊杆（17），且吊杆（17）与悬杆（16）之间通过安装万向节连接；所述校验轴（13）相对两侧面均焊接有校验笔（18），校验盒（12）相对两内侧面均焊接有限位舱（19），校验笔（18）为激光笔，且其激光发射端延伸至限位舱（19）内部；所述校验笔（18）与限位舱（19）滑动卡合，所述限位舱（19）内部开设有一个基准槽（20）和若干感光槽（21），基准槽（20）与感光槽（21）沿限位舱（19）内壁弧线阵列，且基准槽（20）设置于阵列区中心；初始状态下，所述基准槽（20）与校验笔（18）的激光发射端正相对，且基准槽（20）与感光槽（21）的孔径相同，深度存在差异；所述感光槽（21）内部设置有感光芯片，且与数模转换器（4）和中央控制器均电性连接；所述信息采集模块的数量包括若干组，且均匀分布于飞机两侧机翼处；其中，所述信息采集模块包括安装板（22）、空速管（23）和空速仪表（24），所述安装板（22）为飞机机翼骨架的一部分，且其表面焊接有分压块（25）；所述分压块（25）的上下两端分别延伸至安装板（22）的上方和下方，且分压块（25）的上端与空速管（23）焊接固定；所述空速管（23）内部设置有静压区（26）和全压区（27），分压块（25）内部开设有分压腔道（28），且分压腔道（28）的相对两端分别与全压区（27）和静压区（26）连通；所述分压腔道（28）呈矩形环绕设置，其相对两段内部安装有测压指示板（29）；所述测压指示板（29）与空速仪表（24）电性连接，其中两侧测压指示板（29）分别检测空速管（23）内部的静压和全压，而后通过空速仪表（24）显示出真实空速；所述安装板（22）上表面开设有若干测压槽（30），若干测压槽（30）均匀设置于空速管（23）的相对两侧，所述测压槽（30）内部安装有压电板（31），且压电板（31）和测压槽（30）覆盖于飞机机翼蒙皮下方；所述压电板（31）下端焊接有启动板（32），启动板（32）下表面与测压槽（30）粘连；所述安装板（22）与分压块（25）之间焊接有若干通压管（36），且测压槽（30）与分压腔道（28）之间通过通压管（36）连通；所述启动板（32）下表面通过弹簧粘连有从动板（33），且从动板（33）设置于通压管（36）内部，并与通压管（36）构成活塞结构，其中启动板（32）为电磁铁，从动板（33）为永磁铁，且在启动板（32）通电后与从动板（33）磁性相斥；结合前述结构，压电板（31）受压后发生电位变化，并为启动板（32）充电，而后利用电磁原理推动从动板（33）下滑；所述分压块（25）底端开设有排压槽道（34），排压槽道（34）上端与分压腔道（28）连通，下端连通至分压块（25）的外部；所述排压槽道（34）内部滑动卡合有排压阀管（35），两者构成单向阀结构；所述排压阀管（35）上端焊接有压电传感器，且压电传感器与中央控制器电性连接；同时所述压电板（31）与压电传感器结构相同，且同样与中央控制器电性连接，单向阀结构存在压力阈值，且在受到的总压超出阈值后，单向阀结构打开，使分压块（25）卸压；在卸压前，分压块（25）内部所有的测量结果均已进行收集。

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百度查询： 四川荣川通用航空有限责任公司 基于北斗短报文传输的航行情报显示系统

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