CN203759530U

CN203759530U - 直升机自动驾驶***在线断路试验器

Info

Publication number: CN203759530U
Application number: CN201320807507.9U
Authority: CN
Inventors: 贺军; 迟刚
Original assignee: General Aviation Maintenance Engineering Co Ltd0f Citic Offshore Helicopter Co Ltd
Current assignee: General Aviation Maintenance Engineering Co Ltd0f Citic Offshore Helicopter Co Ltd
Priority date: 2013-12-10
Filing date: 2013-12-10
Publication date: 2014-08-06
Anticipated expiration: 2023-12-10

Abstract

本实用新型公开一种测试过程安全可靠、测试自动化程度高、测试工作效率高的直升机自动驾驶***在线断路试验器。其包括机壳、置于机壳内的控制电路，控制电路由控制盒和电缆转接盒构成，在控制盒内设有包含微处理机的可接收来自直升机自驾计算机对航向陀螺、第一垂直陀螺、第二垂直陀螺和H.S.I的输入控制信号及其安装在飞机上的线路进行监控又可产生模拟信号去控制自驾计算机的航向、俯仰、横滚通道按要求去工作的检测模拟电路，在电缆转接盒内设有可将检测模拟电路与自驾计算机相连接的信号传输电路。本实用新型在直升机大修后或直升机外场维护中，可以很方便的对直升机自动驾驶***进行整体通电在线测试或进行故障分析和判断。

Description

直升机自动驾驶***在线断路试验器

技术领域

本实用新型涉及一种用于对飞机自驾设备状况进行检测的试验器，特别涉及一种用于直升机自动驾驶***在线断路试验器。

背景技术

直升机自动驾驶***断路器是连接在直升机自驾计算机与固设在飞机上的所述自驾计算机插座之间的一个微处理机控制测试设备，应用于直升机进行大修后对直升机上安装的自动驾驶***进行整体通电在线测试，也可应用于直升机外场维护中对直升机自动驾驶***进行故障分析和判断时通电在线测试。

现有技术中的“直升机自动驾驶***断路器”在测试过程中是通过许多转接插头中断测试点，用转接线连接插头，人工进行中断和接通，这样就会造成许多人为的因数使测试中发生不必要的事故，由此，易导致测试可靠性差、安全性低、自动化程度不高且测试工作效率低等缺点。

发明内容

本实用新型要解决的技术问题是提供一种测试过程安全可靠、测试自动化程度高、测试工作效率高的直升机自动驾驶***在线断路试验器。

为了解决上述技术问题，本实用新型采用的技术方案为：

本实用新型的直升机自动驾驶***在线断路试验器，包括机壳、置于机壳面板上并与机壳内的控制电路相接的显示器、功能键和可用于将其连接在固设在直升机上自驾计算机插座上的连线及接口，所述控制电路由控制盒和电缆转接盒构成，在控制盒内设有包含微处理机的可接收来自直升机自驾计算机对航向陀螺、第一垂直陀螺、第二垂直陀螺和H.S.I的输入控制信号及其安装在飞机上的线路进行监控又可产生模拟信号去控制自驾计算机的航向、俯仰、横滚通道按要求去工作的检测模拟电路，在电缆转接盒内设有可将所述检测模拟电路与所述自驾计算机相连接的信号传输电路。

所述检测模拟电路包括通过12位控制总线与微处理机相接的12位光耦隔离数据控制线传输模块、通过4路反馈中断线与微处理机相接的4位光耦隔离返回中断控制传输模块、一端与微处理机相连接的2路检测电压5：1隔离放大器传输模块、30路光耦直升机状态传输模块和LCD显示模块。

所述信号传输电路包括同步信号中断模块电路、2：1采样隔离电路、64路矩阵交换选通器电路、30路直升机状态监测电路和8路施加信号选通器电路。

所述同步信号中断模块电路包括信号输入端、信号输出端、外置同步信号接口、测试端和控制回路，控制回路包括型号为74HC573芯片、非门、光耦隔离器和输入输出控制继电器；测试端接自微处理机并通过型号为CD4053的芯片与外置同步信号接口、输入输出控制继电器常闭端触接并可通过该常闭端分别与输入端和输出端相接，或者通过输入输出控制继电器常开端与输入端相接；所述输入端与直升机自驾计算机相连；输出端与所述控制盒内的LCD显示模块相连。

所述64路矩阵交换选通器电路包括型号为74HC573的芯片和至少一个型号为4051的芯片串接构成，该选通器电路接自自驾计算机，其输出接往所述控制盒。

所述30路直升机状态监测电路接自自驾计算机，其输出接往所述控制盒中的30路光耦直升机状态传输模块，其包括隔离二极管、分压电阻和非门。

所述8路施加信号选通器电路接自所述控制盒中的12位光耦隔离数据控制线传输模块，其接往自驾计算机；其包括型号为74HC573的主芯片、型号为TLC5615的模拟转换芯片、放大器、型号为4051的8通道施加电压选通器和施加电压选通输出电路，所述施加电压选通输出电路由型号为LM324的电压比较器和型号为IN4091的隔离二极管构成。

所述微处理机为ARM11微处理器。

由所述的电缆转接盒接往自驾计算机的接头分别为第一插头40线、第二插头67线和第三插头67线；由电缆转接盒接往控制盒的控制线为50条。

在微处理机的传输端口设有至少一个可与直升机上计算机或其它部件相接的RS232接口；设有至少一个可在调试时与计算机人机对话所用的USB接口。

与现有技术相比，本实用新型将可接收来自直升机自驾计算机对航向陀螺、第一垂直陀螺、第二垂直陀螺和H.S.I的输入控制信号及其安装在飞机上的线路进行监控又可产生模拟信号去控制自驾计算机的航向、俯仰、横滚通道按要求去工作的检测模拟电路及将该检测模拟电路与自驾计算机相连接的信号传输电路设置于一个精巧的机壳内，借助电缆传输线，在直升机大修后或直升机外场维护中，即可很方便的对直升机自动驾驶***进行整体通电在线测试或进行故障分析和判断。本实用新型测试过程安全可靠，测试自动化程度和测试工作效率高。

附图说明

图1为本实用新型与直升机间的连接示意图。

图2为本实用新型的外形及操作面板示意图。

图3为图2中的电源插头和开关示意图。

图4为图2中的指示灯显示区上部功能键示意图。

图5为图2中的指示灯显示区中部功能键示意图。

图6为图2中的指示灯显示区下部功能键示意图。

图7为图2中的按键部分功能键示意图。

图8为本实用新型的操纵控制盒电路工作原理方块图。

图9为本实用新型的电缆转接盒电路工作原理方块图。

图10为本实用新型的同步信号中断模块电路原理图。

图11为本实用新型的64路矩阵交换选通器电路原理图。

图12为本实用新型的30路LED对直升机工作状态监测显示电路的控制方式的电路原理图。

图13为本实用新型的8路施加信号选通器电路原理图。

图14为航行***的测试检测中断点示意图如下：

具体实施方式

如图1、2所示，本实用新型是连接在直升机自驾计算机与固设在该飞机上所述自驾计算机插座之间的一个微处理机控制测试设备，应用于直升机进行大修后对直升机上安装的自动驾驶***进行整体通电在线测试，也可应用于直升机外场维护中对直升机自动驾驶***进行故障分析和判断时通电在线测试。

本实用新型与传统的“直升机自动驾驶***断路器”相比较具有测试过程安全可靠，测试自动化程度高，测试工作效率高等优点。

本实用新型中心控制由嵌入式***“ARM11微处理器”控制，控制指令语言采用“ARM11嵌入式Linux***”开发控制。

本实用新型采用输入信号双向中断控制方式：即可测试从自驾计算机外部传输来的航向陀螺、第一垂直陀螺（又称左地平仪）、第二垂直陀螺（又称右地平仪）、H.S.I(即水平位置指示器)等控制输入信号是否正常，判别航向陀螺包括与该设备连接安装在飞机上的线路是否正常、判别第一垂直陀螺和第二垂直陀螺以及与这两个设备连接安装在飞机上的线路是否正常、判别“H.S.I”以及与该设备连接的安装在飞机上的线路是否正常，以及操纵杆力探测、比普控制、侧向加速度计等信号及与之相连接的线路是否正常，也可模拟外部输入来的控制信号去控制自驾计算机的航向、俯仰、横滚通道按要求去工作，检查自驾计算机、舵机放大器、航向作动筒、航行配平作动筒、1号倾斜作动筒、2号倾斜作动筒、俯仰作动筒、俯仰配平作动筒、倾斜配平作动筒等设备工作是否正常。

本实用新型机壳面板上的电源插头和开关如图3所示，其中“直流电源输入”插头是提供试验器在野外作业时在没有220V交流市电的情况下，使用飞机上或电瓶车上的直流28V电源供电时使用；“交流电源输入”是用220V交流市电给试验器充电时接入的插口；“接通电源”开关控制试验器内部***工作还是关闭时使用。

本实用新型机壳面板上的指示灯显示区上部功能键如图4所示，其中，各功能键含义及配线见如下表-1（以下A插头又称第一插头；B插头又称第二插头；C插头又称第三插头）：

表-1

本实用新型机壳面板上的指示灯显示区中部功能键如图5所示，其中，各功能键含义及配线见如下表-2：

表-2

本实用新型机壳面板上的指示灯显示区下部功能键如图6所示，其中，各功能键含义及配线见如下表-3：

表-3

在进行检测试验时可以根据试验器面板上的指示灯显示判别测试***部分的电路工作是否正常。

本实用新型机壳面板上的按键部分功能键如图7所示，其中，

“***复位”—按下此键测试***复原到初始开机自检状态，显示面板显示初始检测画面。

“测试选项”—按下此键显示面板会出现一个测试功能选择菜单，这时按压右手边的复用按键“向上”、“向下”键选择测试功能，选择好后按压“测试启动”进入测试程序，在测试过程中按压“测试中断”键可以中断测试进程。

“测试启动”—在选定测试项目后按压此键可以开始测试。

“测试中断”—测试过程中按压此键可以中断测试。

“向上、返回”—此键是复用键：

1）、在测试选项时可以通过按压此键使显示屏上选项指示条向上移动。

2）、在测“俯仰”功能时按压此键可控制飞机向上抬头。

3）、在测试结束或按压“测试中断”后，按压此键可以返回上一级菜单检查测试项。

“继续、向下”--此键是复用键：

1）、在测试过程中按压“测试中断”键中断了测试进程后，按压此键使可以使测试程序继续按照中断点开始进行测试。

2）、在测试选项时可以通过按压此键使显示屏上选项指示条向下移动。

3）、在测“俯仰”功能时按压此键可控制飞机向下低头。

“向左、人工”--此键是复用键：

1）、在测试“航向”功能时，按压此键使飞机向左偏移。

2）、在测试“倾斜”功能时，按压此键使飞机向左倾斜。

3）、在测试选项后，按压此键可以使测试功能转入人工检测。

“向右、自动”--此键是复用键：

1）、在测试“航向”功能时，按压此键使飞机向右偏移。

2）、在测试“倾斜”功能时，按压此键使飞机向右倾斜。

3）、在人工测试状态，按压此键可以使测试功能转入自动检测状态。

本实用新型机壳面板上的显示屏是用于人机对话的窗口，开机后经过自检程序后面板显示开机初始首页画面（按压“***复位”键也会回到此画面）：

本实用新型的控制电路设置于机壳内，其由控制盒和电缆转接盒构成，在控制盒内设有包含微处理机的可接收来自直升机自驾计算机对航向陀螺、第一垂直陀螺、第二垂直陀螺和H.S.I的输入控制信号及其安装在飞机上的线路进行监控又可产生模拟信号去控制自驾计算机的航向、俯仰、横滚通道按要求去工作的检测模拟电路，在电缆转接盒内设有可将所述检测模拟电路与所述自驾计算机相连接的信号传输电路。

所述控制电路分别与设置于机壳面板上显示器、各功能键相接。

如图8所示，所述检测模拟电路包括通过12位控制总线与微处理机相接的12位光耦隔离数据控制线传输模块、通过4路反馈中断线与微处理机相接的4位光耦隔离返回中断控制传输模块、一端与微处理机相连接的2路检测电压5：1隔离放大器传输模块、30路光耦直升机状态传输模块和LCD显示模块。

如图9所示，所述信号传输电路包括同步信号中断模块电路、2：1采样隔离电路、64路矩阵交换选通器电路、30路直升机状态监测电路和8路施加信号选通器电路。

所述控制盒内控制处理核心是“ARM11嵌入式微处理机”，它通过与以下几个接口的连接，来控制测试功能的进行：

与电缆转接盒连接的“12位控制总线”控制了所有检测试验的功能：

1）、控制5组“输入信号继电器中断选通器模块”对俯仰、倾斜、航向的所有输入信号源根据需要进行中断和检测，根据需求可以外加控制信号给后端驱动控制对飞机的姿态变化，也可以检测前端信号，判别前端设备是否工作正常。

2）、控制2组“64位矩阵交换信号选通器模块”对直升机的可监测的64个监测点进行选通切换测量电压。

3）、控制2组“D/A转换模拟电压发生器模块”根据需要用数据线控制产生0-15V的模拟电压。

4）、控制5组“外接同步信号产生器”根据需要可以模拟飞机上的陀螺仪表等同步信号通过俯仰（2组）、倾斜(2组)、航向（1组）控制飞机在地面模拟飞行姿态变化。

5）、其它需要控制的数字信号。

“4位中断控制线”：

完成在控制过程中的中断处理。

“2路检测电压线”：

将2路进入“转接电缆控制盒内”内并经“64位矩阵交换信号选通器模块”选择测量的电压信号，先经过2：1的分压选择，然后通过传输线传输到所述控制盒内5:1隔离放大器传输模块后，再传输到“ARM11嵌入式微处理机”的“ADC”接口，从而将模拟电压信号转变成数字信号并通过“LCD显示屏”显示出测量电压结果。由于“ARM11嵌入式微处理机”的10位分辨率的ADC接口可以接受的模拟输入电压是0-3.3V电压，所以在选择测试直升机自驾***各点电压为直流0-+28V电压范围的时候先经过2:1分压，将测试电压0-+28V变为0-+14V，这样处理的目的是因为“64位矩阵交换信号选通器模块”工作电压是+15V，选通控制通道只能选择0-15V内的变化电压信号。

测量出的变化电压从电缆转接盒传输到所述的控制盒后再经过5:1分压器隔离放大后使0-+28V的变化范围变成0–2.8V的变化范围（10:1）进行测量。

“30路工作状态LED显示线”：

将直升机自驾***工作时的30种控制和工作状态实时地显示在机壳面板上，本电路直接将直升机自驾***对应的各种传输的工作电压+27V和+15V，经控制线取出变化的电压信号后，再经分压器变为0-+5V的电压变化信号，通过光电耦合器隔离，由电缆转接盒传输到控制盒，再经过与非门控制至LED显示。

测试操作人员可以直观地通过LED灯的燃亮和熄灭判断出飞机上的操作杆、比普控制、总距等控制线路是否有故障。

在“ARM11嵌入式微处理机”传输端口中，设置“RS232-1”、“RS232-2”和“RS232-3”三个串行端口，以便今后发展中，在对飞机各部分功能进行全面连接测试时，可以通过该串行接口与计算机和其它部件进行沟通。

在“ARM11嵌入式微处理机”传输端口中，设置“USB-1”和“USB-2”接口，用于在调试过程中与计算机人机对话时使用。

如图10所示，所述同步信号中断模块电路包括信号输入端、信号输出端、外置同步信号接口、测试端和控制回路，控制回路包括型号为74HC573芯片、非门、光耦隔离器和输入输出控制继电器；测试端接自微处理机并通过型号为CD4053的芯片与外置同步信号接口、输入输出控制继电器常闭端触接并可通过该常闭端分别与输入端和输出端相接，或者通过输入输出控制继电器常开端与输入端相接；所述输入端与直升机自驾计算机相连；输出端与所述控制盒内的LCD显示模块相连。

该同步信号中断模块设计用于航向通道输入信号中断1个，俯仰通道信号中断2个（1回路和2回路），倾斜通道信号中断2个（1回路和2回路），工作原理电路图如上图所示。

5个输入信号中断模块控制电路工作原理相同，安装在不同的通道上时控制选通由控制集成电路74HC573的11脚“KZTB-LE”和1脚“KZTB-OE”地址选通线控制，“KZTB-OE”信号为“0”状态，该通道地址总线为高阻状态，该部分电路不受控制，没有接入测试电路，外部的陀螺信号X、Y、Z经过“X、Y、Z输入口”和继电器K1常闭脚与“X、Y、Z输出口”直接连通，没有受中断控制。

当“KZTB-OE”信号为“1”状态时，模块电路受“KZTB-LE”线控制，“KZTB-LE”线状态为“1”时，集成电路74HC573电子开关打开，D0-D7输入电平信号与Q1-Q7输出电平同步，“KZTB-LE”线状态为“0”时，集成电路74HC573电子开关关闭，D0-D7输入电平信号不起作用，Q1-Q7输出电平保持电子开关打开时的状态，该模块逻辑关系编码表如下表所示：

KZTB-OE	KZTB-LE	D状态	Q状态	K1状态	K2状态	U1状态
							0	1	D1=0	Q1=0	0	0	X=X0
0	1	D1=1	Q1=1	0	0	X=X1
							0	1	D2=0	Q2=0	0	0	Y=Y0
0	1	D2=1	Q2=1	0	0	Y=Y1
							0	1	D3=0	Q3=0	0	0	Z=Z0
0	1	D3=1	Q3=1	0	0	Z=Z1
							0	1	D4=0	Q4=0	0	0	0
0	1	D4=1	Q4=1	0	1	0
							0	1	D5=0	Q5=0	0	0	0
0	1	D5=1	Q5=1	1	0	0

0

D1=0

Q1=X

保持

1

X

高阻

不工作

如图11所示，所述64路矩阵交换选通器电路包括型号为74HC573的芯片和至少一个型号为4051的芯片串接构成，该选通器电路接自自驾计算机，其输出接往所述控制盒。

控制64路矩阵交换选通器电路的接入或断开由U10控制集成电路74HC573的11脚“XTXH-LE”和1脚“XTXH-OE”地址选通线控制，“XTXH-OE”信号为“0”状态，该通道地址总线为高阻状态，该部分电路不受控制，没有接入测试电路，当“XTXH-OE”信号为“1”状态时，模块电路受“XTXH-LE”线控制，“XTXH-LE”线状态为“1”时，集成电路74HC573电子开关打开，D0-D7输入电平信号与Q1-Q7输出电平同步，“XTXH-LE”线状态为“0”时，集成电路74HC573电子开关关闭，D0-D7输入电平信号不起作用，Q1-Q7输出电平保持电子开关打开时的状态，该64路矩阵交换模块逻辑关系如下所述：

由个位控制“A、B、C”三条线组成BCD编码1-8选通控制U1-U8电子开关同时在通道1-8中变换，每个电子开关选通输出均送入十位控制选通电子开关U9的选通输入端，再由U9进行1-8的片选，这样就组成了8X8的矩阵交换选通电路，在U1-U8每个选通电路的输入口均接有2:1带有隔离电路的分压器，将测试电路中的0-+28V电压转变为0-+14V测试电压供选通器选通，然后送到本实用新型的控制器再进行5：1隔离放大器分压后送给本实用新型嵌入式ARM11微处理的ADC电压转换数字信号电路，这样就将测试的0-+28V电压信号转换为ARM11微处理可处理的0–2.8V电压信号。

如图12所示，所述30路直升机状态监测电路接自自驾计算机，其输出接往所述控制盒中的30路光耦直升机状态传输模块，其包括隔离二极管、分压电阻和非门。

直升机工作状态监视电路采样电路取自直升机上的控制电路对自驾计算机控制和计算机对其它工作设备控制的传输信号，该传输信号有用+27V电源控制的，有用+15V电源控制的，采样电路设计中对每一个采样点均有一个IN4001二极管隔离，避免电路互相影响。

采样信号+27V电压由一个2K电阻和500欧姆电阻分压后送给非门集成电路74LS06进行控制，为了适应于远程控制的抗干扰因数，在本实用新型控制器上安装了光电耦合隔离电路由TLP521完成，该电路光电LED由+15V供电，信号传输中避免了外界电压干扰。

当检测到直升机上状态变化信号后，+27V（或+15V）电压使74LS06输入端为高电位，经过非门使输出端变为“0”，使LED显示灯燃亮，向操纵人员报告了直升机上相对应的检测点工作状态。

如图13所示，所述8路施加信号选通器电路接自所述控制盒中的12位光耦隔离数据控制线传输模块，其接往自驾计算机；其包括型号为74HC573的主芯片、型号为TLC5615的模拟转换芯片、放大器、型号为4051的8通道施加电压选通器和施加电压选通输出电路，所述施加电压选通输出电路由型号为LM324的电压比较器和型号为IN4091的隔离二极管构成。

电压信号发生器由串行接口的数据、模拟转换器U1TLC5615产生，它可以由串行数据控制线“控制数据线001”、“控制数据线002”、“控制数据线003”三条先控制产生10位DAC的模拟转换电压，TLC5615芯片的引脚功能如下图所示：

从串行接口的数据、模拟转换器U1TLC5615产生的电压（0-5V）经过U2的1:3比例放大器放大后变为0-15V的变化电压送往U5（4051）8通道选择器，经过选通后的电压施加到U3A-U3D和U4A-U4D电压跟随器8个通道经过隔离二极管施加到所需要的施加测试信号控制点上。

控制8通道施加电压选通器的控制信号接入或断开由U6控制集成电路74HC573的11脚“SJDY-LE”和1脚“SJDY-OE”地址选通线控制，“SJDY-OE”信号为“0”状态，该通道地址总线为高阻状态，该部分电路不受控制，没有施加电压接入测试电路，当“SJDY-OE”信号为“1”状态时，模块电路受“SJDY-LE”线控制，“SJDY-LE”线状态为“1”时，集成电路74HC573电子开关打开，D0-D7输入电平信号与Q1-Q7输出电平同步，“SJDY-LE”线状态为“0”时，集成电路74HC573电子开关关闭，D0-D7输入电平信号不起作用，Q1-Q7输出电平保持电子开关打开时的状态。

本实用新型在直升机上中断测试点的选择，根据自驾***自驾计算机维修手册的测试流程编制，其航行***的测试检测中断点示意图如图14所示。

Claims

1.一种直升机自动驾驶***在线断路试验器，包括机壳、置于机壳面板上并与机壳内的控制电路相接的显示器、功能键和可用于将其连接在固设在直升机上自驾计算机插座上的连线及接口，其特征在于：所述控制电路由控制盒和电缆转接盒构成，在控制盒内设有包含微处理机的可接收来自直升机自驾计算机对航向陀螺、第一垂直陀螺、第二垂直陀螺和H.S.I的输入控制信号及其安装在飞机上的线路进行监控又可产生模拟信号去控制自驾计算机的航向、俯仰、横滚通道按要求去工作的检测模拟电路，在电缆转接盒内设有可将所述检测模拟电路与所述自驾计算机相连接的信号传输电路；所述微处理机为ARM11微处理器。

2.根据权利要求1所述的直升机自动驾驶***在线断路试验器，其特征在于：所述检测模拟电路包括通过12位控制总线与微处理机相接的12位光耦隔离数据控制线传输模块、通过4路反馈中断线与微处理机相接的4位光耦隔离返回中断控制传输模块、一端与微处理机相连接的2路检测电压5：1隔离放大器传输模块、30路光耦直升机状态传输模块和LCD显示模块。

3.根据权利要求2所述的直升机自动驾驶***在线断路试验器，其特征在于：所述信号传输电路包括同步信号中断模块电路、2：1采样隔离电路、64路矩阵交换选通器电路、30路直升机状态监测电路和8路施加信号选通器电路。

4.根据权利要求3所述的直升机自动驾驶***在线断路试验器，其特征在于：所述同步信号中断模块电路包括信号输入端、信号输出端、外置同步信号接口、测试端和控制回路，控制回路包括型号为74HC573芯片、非门、光耦隔离器和输入输出控制继电器；测试端接自微处理机并通过型号为CD4053的芯片与外置同步信号接口、输入输出控制继电器常闭端触接并可通过该常闭端分别与输入端和输出端相接，或者通过输入输出控制继电器常开端与输入端相接；所述输入端与直升机自驾计算机相连；输出端与所述控制盒内的LCD显示模块相连。

5.根据权利要求3所述的直升机自动驾驶***在线断路试验器，其特征在于：所述64路矩阵交换选通器电路包括型号为74HC573的芯片和至少一个型号为4051的芯片串接构成，该选通器电路接自自驾计算机，其输出接往所述控制盒。

6.根据权利要求3所述的直升机自动驾驶***在线断路试验器，其特征在于：所述30路直升机状态监测电路接自自驾计算机，其输出接往所述控制盒中的30路光耦直升机状态传输模块，其包括隔离二极管、分压电阻和非门。

7.根据权利要求3所述的直升机自动驾驶***在线断路试验器，其特征在于：所述8路施加信号选通器电路接自所述控制盒中的12位光耦隔离数据控制线传输模块，其接往自驾计算机；其包括型号为74HC573的主芯片、型号为TLC5615的模拟转换芯片、放大器、型号为4051的8通道施加电压选通器和施加电压选通输出电路，所述施加电压选通输出电路由型号为LM324的电压比较器和型号为IN4091的隔离二极管构成。

8.根据权利要求1－7中任一项所述的直升机自动驾驶***在线断路试验器，其特征在于：由所述的电缆转接盒接往自驾计算机的接头分别为第一插头40线、第二插头67线和第三插头67线；由电缆转接盒接往控制盒的控制线为50条。

9.根据权利要求1所述的直升机自动驾驶***在线断路试验器，其特征在于：在微处理机的传输端口设有至少一个可与直升机上计算机或其它部件相接的RS232接口；设有至少一个可在调试时与计算机人机对话所用的USB接口。