国防军工

MIL&

Aero

军品柔性自动化测试生产线方案

空投试验数据测量与采集系统

多通道冲击波高速同步采集分析系统

发动机综合测试台

多功能风洞试验管理系统

T/R 组件自动测试系统

信号处理模块测试系统

小型应变记录仪

热电池测试系统

火箭发射平台环境监测系统

分布式数采及控制试验系统

电弧风洞热防护测试系统

海空重力平台数据采集系统

自动驾驶仪控制舱性能综合测试系统

热影响试验温度控制系统

燃油加热系统

风洞攻角机构控制系统

安全阀测试系统

DDC控制系统

AUV分布式半实物仿真简介

水声甄别跟踪系统

航空电子MMP和 UFCP测试系统

高速CCD组件及数据模拟源测试设备

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系统描述

系统特点

关键词：柔性测试，自动化测试，军品生产线， 测试环境仿真，生产数据管理

当前的军品生产具备如下特点及挑战 :

●产量小、品种多的定制产品向通用产品过渡

过去军品（尤其到分系统以上级别）设计、生产主要围绕型号

定制，单一产品产量比较小。但随着国家对型号采购数量的增加以

及研究所对产品定位思路的转变，部分军品，尤其是基础部件的产

量迅速提高。现有的手工操作方式和设备手段已经很难适应这种需

求变化。

●产品生命周期长

军品在型号服役时间内均需严格保障生产供应。而在此期间生

产人员、设备均可能发生变化，且目前工艺手段也不能很好的固化，

特别是老型号产品的生产任务下达后，生产人员都要有较长时间的

准备和调整时间。

●人工操作为主

由于产量小、品种多及生命周期长等军品生产的特点，过去一

段时间内军品生产、测试均以手工操作为主。手工操作的优势是灵

活性很强，但缺点也很明显：产品品质很难控制、人员培养成本高

以及生产效率低下。虽然在测试手段方面，很多研究所已经采用自

动测试设备（Automatic Test System，ATS）手段实现了仪器的

自动控制，但操作过程还需要较多的人工参与，测试数据也不能和

生产过程有机融合。

●生产管理手段薄弱

和工业化产品的生产管理相比，军品生产管理手段已经严重落

后。首先，过程数据记录目前以手动为主，存储还是以纸质方式为主。

数据能够追溯，但操作麻烦。同时，也很难对一段时间内的生产数

据进行集中分析。其次，生产规划和过程评估手段弱。不能做到从

来料、加工、测试、包装等整个生产流程进行总体考虑，导致多次

投入、接口复杂。未能利用 GR&R、Cpk、PFEMA 等手段进行生

产过程的持续改进。最后，缺乏人、机管理方面的手段。比如充分

的作业指导 SOP，产品质量与操作人员挂钩等。

军品柔性自动化测试生产线方案的提出主要针对当前军品

生产现状，旨在提高军品生产自动化和信息化程度，把“以人

为本”的工艺、生产提升、固化为“以信息为载体”，“以自

动化为手段”的先进生产过程。系统充分借鉴当前先进的电子

产品生产工业化成果，并与军品生产的特殊要求相结合，主要

适用于产线整体规划，侧重于测试测量及其相关工艺过程。

军品柔性自动化测试生产线主要由流水线体、多个手工操

作站、自动化测试站、返修工位、包装工位及高低温环境试验站、

生产过程及数据管理系统等组成。其中高低温环境站可以根据

应用情况进行选配。流水线体采用环形托盘传送线，线体外侧

或跨线体布置工位。

●采用流水线体

流水线体用于实现物料的自动传递、流程化作业方式的引

入，解决共线生产的难题。由多个输送段组成，一个输送段包

括以下模块和单元：驱动模块（AS） 、返回模块（UM）、 结

构型材（SP）、横向连接（QV）、腿架（SZ）、导向型材（FP）、

输送介质、 基座支架、型材连接件（PV）；输送介质采用平皮

带方式，最远传输距离为 50m，最大负载为 250kg，可以完全

满足一般电子产品测试要求。

托盘是产品在产线上流转的载体，它可以起到如下作用：

承载工件、重复定位精度、限制输送方向、吸收外力、激活控

军品柔性自动化测试生产线方案

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—— 国防军工案例集

2014 测试测量系统

解决方案

军品柔性自动化测试生产线方案

制输送的传感器。托盘上可以放置特定工装夹具，实现工件的随行

定位。托盘可以配置 RFID 电子标签，电子标签可以使托盘能够快

速的被识别，同时也可以存储产品加工过程的信息，如产品 ID、测

试数据及生产状态信息等。每个工位安装 RFID 读写头，并可以采

用 Profibus 总线方式与测控系统行通信。

产品换型时，托盘及随行夹具能够自动更换。托盘通过一段分

支线体进行存储，但需要换型时，托盘能够自动从分支流水线体转

移到主线体，同时通过托盘上的电子标签进行类别的辨识。

流水线体使用 PLC 进行逻辑控制，并采用工业现场总线技术进

行设备互联。

●自动化测试工站

自动化测试工站是整条产线的核心工站，起到最终控制产品品

质作用。采用全自动方式，无人值守。主要优点是：减少人工、提

高节拍并把人工对质量的影响因子降到最低。系统预留 4 个测试工

位，可以分别完成不同参数的并行测试。该测试站采用 6 轴机器人，

可以完成产品的信号接入、自动更换测试适配器等要求高灵活性的

动作。机器人和直线定位平台配合，扩展其工作范围。ATE 设备布

置到测试工站附近，能够自动从服务器上下载 TPS，并执行。测试

完成后，进行测试结果判断，并将测试数据发送给数据服务器。

操作台充分考虑人机工效学设计，可根据线体情况进行定制设

计，比如可以横跨流水线体，减少人工操作。主要由物料存储盒、

照明系统、防静电系统、工具悬挂系统及电子作业指导显示器、仪

器托架等组成。操作台计算机可以和生产数据库联接。

电子作业指导（SOP）可以参照下表内容进行显示，实际上可

根据仪器反馈信息增加人机交互及确认过程。SOP 信息可以在生产

管理系统中进行配置，在操作终端下载并显示。SOP 支持交互性操

作。

●信息化技术

流水线体过程复杂，测试数据繁多，有效地对测试数据、过程

数据、测试 TPS 及工艺流程进行管理非常重要。该生产线包含条码

系统、生产过程数据库、看板系统及生产数据分析工具等，并采用

生产数据网络和设备网络分离结构，减少网络负载，提高安全性及

可靠性。

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空投试验数据测量与采集系统关键词：坚固数据记录系统，高可靠性设计， FPGA，VxWorks，电池管理

众所周知，飞船和航天员平安返回地面，是检验发射飞船任务

成功与否的唯一标志。而空投试验即模拟航天器返回条件，验证整

个回收产品工作性能的试验，是研究返回舱结构强度、所使用的材

料和着陆方式研究等方面必不可少的重要试验环节。空投试验中，

需要测量和记录航天试验模型的各项参数，例如高度、运动速度、

姿态、角速度等，由于返回舱着陆瞬间会产生巨大的冲击，给着陆

过程和瞬间的数据记录带来很大的困难，使得着陆瞬间的试验数据

无法有效获取，因此设计一套能够抵抗巨大冲击的数据记录系统变

得尤为重要。

由泛华设计并研发的空投试验数据测量与采集系统是适用于大

冲击等恶劣环境下使用的高可靠数据记录仪，能够对返回舱在下落

和着陆瞬间的温度、加速度、姿态、视频和导航信息等进行实时记录。

经试验验证，该系统可以在 1000G 的大冲击下正常进行数据采集和

记录。

空投试验数据测量与采集系统由控制计算机、数据采集模块、

测姿定位仪等三大部分组成。系统主要为返回舱在空投试验过程中

各项参数测试提供测试手段，实现以下功能：

●对返回舱的各种输出信号包括姿态、过载、开伞力、时序

等信号进行采集、记录和存储；试验后通过 TCP\IP 通信将数据读

取到本地。

●高精度姿态定位设备获取实时的 GPS[1]/INS[2] 位置、速度

和姿态以及航向等信息及相关原始数据。双频 GNSS[3] 板卡 OEMV

用于长时间卫星失锁后辅助 IMU[4] 进行数据解算。

●具备一般数据库的管理功能。

●测试设备可自检，具备完善的自检能力。

●上位机可以对多类采集数据拼接、联合分析与显示。

●对特定时间、特定地点的数据进行多域分析。

●对分析数据生成报表。

数据记录仪实现对五路温度、九路加速度、四路应变力、两组

有源信号、四路数字信号、一路 GPS 信号以及两路视频信号的数

据采集和存储。不同信号调理、采集部分之间彼此相互隔离。所有

通道的数据采集控制和保存由数据记录仪中的主控模块控制，并通

过以太网与上位机通讯。

系统描述 外观上，机箱结构采用特殊设计的机箱结构，外观如下图所示，

确保在没有开伞的情况下，有效的保护数据记录单元，保护昂贵

的试验数据。

存储单元受到冷板结构的有效保护，如下图所示，使之在极

端情况下，也不易损坏。

数据记录仪外观

存储单元保护结构

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2014 测试测量系统

解决方案—— 国防军工案例集

空投试验数据测量与采集系统

关键词：坚固数据记录系统，高可靠性设计， FPGA，VxWorks，电池管理

系统特点

●抗强冲击的特殊设计

采用特殊设计的机箱结构、高强度高弹性的碳纤维材质，确保

即使在没有开伞的情况下，也能有效的保护数据记录单元，保护昂

贵的试验数据；系统存储采用固态存储方式，存储单元受到冷板结

构的有效保护，使之在极端情况下，也不易损坏。

●高速、灵活、稳定的主控模块设计

主控模块设计采用 FPGA 配合 PowerPC 的结构设计，不仅利

用了 FPGA 的高速运算单元，使得高速采集模块的数据得到快速的

缓存和运算，而且可以通过在 FPGA 内部封装其它数据通信接口，

方便实现系统扩展；二者结合充分利用了 FPGA 的高速多路并行处

理能力和 PowerPC 的高稳定性和丰富的外围接口，配以 VxWorks

操作系统的高稳定性，使得主控模块运行高效而稳定。

●GPS定时的高清视频记录

视频信号模块采用网络高清摄像机，能提供更快的摄像速度

和更好的图像质量，能更有效地记录开伞过程的细节变化，采用

SPI[5] 接口实现双向数据传输，将编码后的码流传输到 FPGA 模块

进行存储，采用以太网通信，既可以通过 PC 机上的视频客户端，

配置摄像机参数，也可以实时调看高清视频。试验过程中通过串口

将 GPS 测试系统提供的 GPS 信号作为设备的整体授时时钟，并将

此时间添加到图像上。

●先进的锂电池组主动均衡设计

本系统采用 TI LM3S8962 ARM® CortexTM -M3 微控制器

作为主控，完成数据采集、算法和控制，实现锂电池组的主动均衡，

有效避免长时间使用导致电池一致性下降而使电池组过早损坏或者

失效的问题。

采集数据通道 采样率（Sample/Second）

1K

100K、20K、10K、5K、2K、1K、500 可选

100K、20K、10K、5K、2K、1K、500 可选

100K、20K、10K、5K、2K、1K、500 可选

1K

115200（串口）

13M

5 路温度

9 路加速度

4 路应变拉力

8 路有源信号（两组）

4 路数字信号

GPS 信号

2 路视频信号

系统指标

系统主要配置

名称

数据记录仪

GPS 测试系统（组合惯导）

高清网络摄像头

锂电池组

高清网络摄像头机芯

数据存储单元

[1] GPS：全球定位系统

[2] INS：惯性导航系统

[3] GNSS：全球卫星导航系统

[4] IMU：惯性测量单元

[5] SPI：串行外设接口

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多通道冲击波高速同步采集分析系统

系统描述

在国防军工、轨道交通等相关实验中，需要对一些碰撞、爆炸、

特定物体的自由及加速落体运动等物理现象进行研究。由于实验发

生的时间短、瞬时能量大、信号带宽、对采集系统的可靠性和性能

提出了非常高的要求。为了更加精确的复原冲击时力传感器输出的

信号，采集系统需要以更高的采样率，更大的动态范围进行可靠采样。

目前国内振动及噪声信号测量常用的采样率不到 1MHz，无法采集

到爆炸及高速碰撞产生的更高频率的信号成分从而导致信号失真。

泛华作为本土专业的测试测量企业，开发了国内业界第一款可灵活

配置的冲击波高速采集平台产品。

多通道冲击波高速同步采集分析系统采用 PXI 标准平台，核心

硬件选用泛华 4 通道高速采集卡 PXI-3371，系统可以根据需求进

行通道灵活配置，通道数可以从最小 4 通道到最大 68 通道进行配置。

该硬件平台每个通道配置有海量存储器能够捕获爆炸冲击波的关键

信号，支持同步采集以及多种触发方式。

该系统配备了泛华自主研发的专用测试分析软件——Pulse

Analyzer，支持海量数据回放以及冲击波信号特定算法分析。

Pulse Analyzer 不仅包含信号分析软件的常用分析如时域的信号

特征值计算、全域数据统计值分析、信号插值、信号积分、信号微

关键词：冲击波高速采集，PXI，Pulse Analyzer

分、信号四则运算，频域的 FFT、滤波等。同时可进行冲击响

应谱分析、可自动生成参数可调的符合国军标标准的半正弦冲

击波容差曲线、后峰锯齿波容差曲线、对称梯形脉冲容差曲线

等。Pulse Analyzer 软件可将测试的数据以及回放的数据进行

全部或部分导出，支持 TXT 文本、Excel 格式、TDMS 格式，

导出数据可直接用 Origin 软件进行绘图和分析。此外，Pulse

Analyzer 软件还具有报表自动生成功能，可将感兴趣的原始数

据以及图片发送值 WORD 文档，同时支持自定格式的 WORD

模板生成 WORD 报表。

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2014 测试测量系统

解决方案—— 国防军工案例集

多通道冲击波高速同步采集分析系统

PulseAnalyzer 软件主要功能见下表：

功能类别

项目

子功能

指标

硬件操作

参数配置

数据保存

时域分析

频域分析

其他分析

数据导出

硬件自检

硬件复位

硬件自校准

配置各测量参数的物理通道

各通道的量程、耦合方式、直流偏置、工程单位

采样率、采样时间

触发方式、触发上升沿、触发通道、触发电平

配置原始数据文件的文件名

连续采集数据文件格式存储连续采集数据

单通道时域统计

全通道时域统计

时域统计计算四则运算

平滑滤波

时域统计计算

插值计算

积分计算

微分计算

FFT 谱分析

信号冲击谱

信号频域滤波

国军标冲击容差分析

波形比较

信号反相

导出 txt、excel、TDMS 文件

图形数据发送至 word

灵活配置 4 ～ 68 通道

10MSps（max.）

16bit

±10V、±5V、±2V、±1V

±40V

8.5GB（max.）

开始触发、参考触发、暂停触发

模拟触发、数字触发

通道数

采集频率

ADC 分辨率

输入量程

输入保护电压

硬件缓存容量

触发模式

触发类型

系统特点

系统指标

系统主要配置

●采集系统高可靠性

系统硬件平台和 Pulse Analyzer 软件经过暴力测试以及长时

间拷机实验，测试用例达到 200 之上，系统数据完整，可靠性高。

●系统高采样率

系统单通道采样率达到 10MHz，能够采集到爆炸瞬态的高带

宽信号。

●系统高数据带宽

系统支持最大 8.5GBytes 的缓存容量。

●系统严格同步性

通道之间采集同步精度高达 10ns。

●系统高动态范围

名称

PS PXI- 9114 机箱

PS PXI- 3050 控制器

PS PXI- 3371 高速采集卡

Pulse Analyzer 专业软件

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系统描述

系统功能

火箭发动机的动态工作过程中，最关键的是启动环节，启动的

成功与否直接关系到航天运载器的发射成败。在发动机的启动过程

中 , 推进剂组元发生极为复杂的物理以及化学变化，发动机系统参

数在大范围内迅速地变化 , 很容易使系统组件承受较恶劣的工况 , 从

而导致发动机故障。因此对推进剂组元单元进行有效的地面试验变

得极为重要。

发动机综合测试台主要实现推进剂组元单元的各种工况试验要

求，严格控制阀门开关时序，实时采集温度、压力、流量等信号数

据用于后续分析。系统包括控制与采集两部分功能模块，可以实现

发动机综合测试台

功能类别 功能类别子功能 子功能

配置故障及处理

数据采集、记录

数据显示

数据存储

同步

数据回放

FPGA 通信

人机交互

硬件配置

采集参数配置

系统参数配置

网络参数配置

其他参数配置

热电偶温度采集

RTD 温度采集

动态压力采集

静态压力采集

电流信号采集

数据记录：数据文件记录

低速采集同步

高速采集同步

软件开始触发

采集数据发送

系统状态发送

命令发送

下位机看门狗设计

下位机状态初恢复

下位机故障处理

下位故障日志

下位机运行显示

实时温度显示

实时电流显示

实时压力显示

显示通道选择

采集数据上位机存储

原始数据回放

界面参数显示

系统功能选择

运行、暂停、继续按钮

必要的提示

关键词：火箭发动机地面试验，数据采集

 1s~200s 的稳态试车试验。控制部分通过以公式形式输入脉冲

的参数，如高电平时间、低电平时间、脉冲循环次数等，系统采

用上述参数计算出控制波形并输出。

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2014 测试测量系统

解决方案—— 国防军工案例集

系统指标

系统主要配置

发动机综合测试台

采集内容

名称

控制内容

通道数量

通道数量

采样速率

刷新率

测试范围

控制频率

精度

精度

热电偶

热电阻

振动

室压

流量

压力

电磁阀

FPGA 模块

隔离电压采集模块

桥路应变信号采集模块

热电偶采集模块

RTD 采集模块

动态信号采集模块

50S/s

50S/s

100KS/s

100KS/s

100KS/s

100KS/s

10KS/s

0~400℃

0~400℃

0~20mm/s

0~4MPa

0~100g/s

0~4MPa

0~1Khz

0.5℃

0.2℃

0.1mm/s

100Pa

0.1g/s

1

0.5ms

32

10

4

8

8

8

4

系统特点

●实现电磁阀亚毫秒级精度控制

针对试验工况过程中需要电磁阀开关周期多变、开关时序多变

的情况，用户通过脉冲序列编辑功能，能够自定义自己的试验工况(时

间长度不限、通道数最多为 4 个 )，通过内部算法转换为数字信号，

进而驱动电磁阀工作。

●可扩展性

发动机综合测试台能够提供最多 4 个通道的阀门控制（可扩展

至 8 通道），可以编辑任意长度的脉冲序列，最大程度的满足客户

的试验要求。

●灵活性

发动机综合测试台能够采集实验过程中的绝大部分信号例如温

度、压力、流量、控制电流、试验件振动等，用户可以根据自身试

验的特点自行配置修改采集通道、测量类型、采样信息、采集触发

方式等内容，并且可以将配置信息全部保存，方便后续的试验调用。

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多功能风洞试验管理系统关键词：风洞试验，数据管理，TDM，Data On Demand

风洞试验是飞行器研制工作中的一个不可缺少的组成部分。它

在航空和航天工程的研究和发展中起着重要作用，需要通过获取大

量的试验数据进行飞行器气动力学特性分析以指导飞行器的设计。

因此海量试验数据的管理在风洞试验的实际应用中直接影响着试验

数据的有效使用。同时，对于大规模风洞试验基地来说，基地的信

息化建设在测控系统信息化和互通互联的大背景下也是亟需解决的

主要问题之一。

风洞试验基地一直存在风洞测控系统网络结构不统一、测试设

备种类繁多以及测试数据无法统一管理等诸多问题，给风洞试验基

地的管理带来很大困难，特别是一些宝贵的试验数据无法有效地管

理和使用。多功能风洞试验管理系统是根据风洞信息化设计要求，

以提高风洞自动化、标准化、信息化水平为目标的综合管理系统。

该管理以试验生命周期为主线，兼具试验数据管理、试验设备管理、

设备运行状态监控以及远程门户访问等多项实用功能，从而确保风

洞信息化建设水平与世界一流接轨。

系统描述

多功能风洞试验管理系统主要功能为在现有各风洞测试系统

之上，建立上层试验管理系统，主要包括试验数据库、装备数据库、

历史数据库等三类。其中历史数据库是 TDM 的后台支持和唯一

接口数据库，也是 WEB 服务的数据来源，因此按照管理功能将

历史数据库划分为多个表区域以完成 TDM 平台的试验管理和数

据管理功能，在试验管理区域建立人员、权限、试验列表、设备

信息、维护信息、异常信息、场地、文档模板、流程模板等几大

主体关系表维护试验管理相关信息，在数据管理区建立与试验对

应的相关数据表、文档版本库、算法库表，分析结果表等进行数

据管理维护，同时需要建立与装备数据库和试验数据的交互接口。

该系统软件是系统的核心，也是人机交互和完成整个试验过

程和数据管理的主要功能支撑。本系统软件由实时数据库服务器

双机备份软件、实时数据库服务器数据采集控制软件、试验数据

管理软件和远程访问软件 4 部分组成，整个系统数据流向如下图

所示：

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MIL & Aero

2014 测试测量系统

解决方案—— 国防军工案例集

多功能风洞试验管理系统

试验数据管理软件是该系统中的核心软件部分，其将系统中的

各个独立的数据孤岛有机地协调起来，实现人机交互，定义管理功

能与分析功能，并协助工程师掌握试验生命周期， 最终实现试验规

程可视化、智能化以及试验数据灵活化和可分析化。良好的软件系

统能够充分发挥系统的整体功能，使整个系统更加流畅、协调，同

时增强系统的鲁棒性。

试验数据管理软件将按照试验流程环节即试验生命周期进行延

伸和定义，将 5 大业务功能融合在试验的 5 个生命周期阶段中一一

对应实现。这些流程阶段从试验起始至试验结束分别是：试验发起

阶段、试验准备阶段、试验实施阶段、试验分析阶段和试验总结阶段，

每个阶段以不同的定义覆盖试验的所有内容，从试验起始至结束，

包含了整个试验中所有管理和数据环节，让试验更加智能，更加灵活，

可视化和可操控性更强。

在海量数据管理系统的研制开发中，一般都存在大数据量的存

储、检索和展示等现实问题，在本管理系统中这些问题尤为突出。

该风洞试验管理系统负责多个风洞试验数据管理和过程管理，同时

还负责多个风洞的联合试验等任务，并且风洞试验一般试验时间较

长、通道较多、数据量较大，工程师在设计管理系统设计时充分考

虑到如上的一些问题，并研究出比较好的解决方案。例如，采用数

据库中的 Blob[1] 技术解决大数据量的存储问题；为了加快数据的检

索定位，在数据存储时将海量数据分层存储到数据库中，避免文件

IO 操作带来的时间消耗；在大数据量的展示过程中，使用了直接提

取数据库数据分页显示的方法，摆脱内存对浏览数据量的限制，同

时保证用户对于数据细节的查看。

系统数据流示意图

系统特点

本项目核心采用 LabVIEW 开发平台与 Data On Demand 试

验数据管理软件平台进行搭建，具有高可靠性和灵活性。本项目具

有如下特点：

●系统高灵活性

系统开发采用 Data On Demand 试验数据管理软件平台及其

组件进行二次开发和定制化研发，具有灵活的功能调整以及整合修

改变更能力，可以在不修改或较少修改源代码的情况下完成系统功

能的调整。

●系统高可靠性

系统采用自主研发的软件产品结合主流组态软件进行试验监控

和管理，具有故障自适应诊断、故障点保持和系统恢复等能力，保

证系统试验的连贯性和可追溯性。

●系统易维护性

系统机柜和硬件装配采用灵活可拆卸方式组装，通讯链路采用

网络接口均保证了系统的可维护性，软件的模块化和流程化设计，

使得功能和业务耦合性低，独立性强，提高了系统的稳定和维护能力。

同时开发平台的选择决定了系统在与硬件等设备的交互连接上更加

简单和通用，降低了系统维护成本。

[1] blob：二进制大对象

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T/R 组件自动测试系统关键词：雷达 T/R 组件，自动化升级改造， 装备批量测试

T/R 组件即 Transmitter and Receiver，通常是指一个无线收

发系统中频与天线之间的部分，既 T/R 组件一端接天线，一端接中

频处理单元，主要功能是根据外部控制信号对微波信号进行放大、

移相和衰减。有源相控阵雷达技术是当今雷达的主流技术，作为有

源相控雷达的核心，T/R 组件在电性能及可靠性方面要求很苛刻。

在雷达系统中，每一个天线单元都有一个 T/R 组件与之对应，通常

一个雷达内部有数千甚至上万个 T/R 组件。T/R 组件在批量生产时 ,

数量大、测试指标多、待处理数据量庞大、组件控制信号繁琐 , 设计

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

一套全自动 T/R 组件测试系统 , 实现对大批量 TR 组件性能指标

准确、快速、方便地测试 , 意义极其重大。

T/R 组件自动测试系统主要包括“机器人控制部分”和“自

动测试部分”两部分，其中机器人控制系统由工业机器人及相应

的测试夹具构成，主要完成 T/R 组件的定位、拾取、紧固等动作，

响应自动测试系统命令，根据测试结果将 T/R 组件放置在不同

的下料工位；自动测试部分由噪声仪、矢量网络分析仪、频谱仪、

信号源、工控机以及程控电源构成，完成对 T/R 组件性能测试。

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MIL & Aero

2014 测试测量系统

解决方案—— 国防军工案例集

信号处理模块测试系统主要完成对某型号雷达处理机板设计

的评估工作，包含对机板信号的检查、判断以及调试。该系统由

AURORA 通讯模块、RS485 通讯模块、电源、工装等部分组成。

将测试模块接入工装，按实际被测对象设置相应的通信参数后，

系统可通过 RS485 发送查询指令，返回 RocketIO 链路状态；通

过发送 RocketIO 数据与指令，测通可对 RocketIO、SDRAM、

RS485 等进行单项或整体分析测试，如误字率、链路状态等信息。

一体化显示器键盘鼠标设备开关

PXI机箱及测试适配器

工装放置区域

可编程直流电源

工装

小型应变记录仪主要用于实现全桥 / 半桥 / 四分之一桥路信号的

测量，并具有量程可调、桥路自调零、数据记录（含时间信息）、

桥电阻故障检测等功能，方便易用，且测试精度得到良好保障。该

设备具有 8 路、24 位、1kHz 的同步采集通道，16GB 的存储空间，

自带桥激励，体积小巧（149mm*53mm*33mm），同时具备超长

待机时间、存储空间可扩展等特点，适用于室外恶劣环境下的测试

需求。

小型应变记录仪于方寸间实现精准应变信号的采集与记录，满

足国军标要求，适用于飞机起落架、车辆悬挂系统、桥梁建筑物等

的健康监测。

关键词：手持式应变记录，耐用可靠

卡口型

导轨型

关键词：AURORA，RS485，通信

小型应变记录仪

信号处理模块测试系统

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MIL & Aero

关键词：自动化测试，仿测一体，武器装备生产测试

热电池测试系统

热电池是五六十年代以来发展起来的一种熔融盐电解质贮备式

电池，因其具有较高的比能量和比功率 , 且能在各种恶劣环境条件

下正常工作 , 因此在导弹电源系统中广泛应用。热电池作为导弹武

器装备能源的主要组成部分 , 其使用性能的好坏将直接影响到装备

的质量。为了保证装备的可靠性 , 对热电池的许多参数具有很高的

要求，因为热电池终检测试尤为重要。

热电池作为一次性使用的固态电解质贮备电池，无法像常规电

池那样在生产结束后对所有电池进行电性能检测筛选，故热电池的

验收只能通过抽样检验的方法进行，样本不合格，则整批报废，所

以对终检测试系统的可靠性要求比较高。泛华的热电池测试系统作

为热电池生产线终检设备，通过有效控制热电池放电，并在放电过

程中对电性能参数进行高效采集和分析。

根据《热电池入厂测试系统技术规格》中对电池测试的要求，

系统指标

控制参数

名称 范围 指标

放电电流

点火电流

0~50A

0~20A

±0.1A

±0.1mA

测量参数

名称 范围 指标

放电电流

安全电流

绝缘电阻

回路电阻

表面温度

放电时间

0~50A

0~500mA

0~100 MΩ

0~100 Ω

0~300℃

0~480s

±0.1A

±1mA

±0.1 MΩ

±0.1Ω

±1℃

±1s

热电池测试系统采用一体化设计，基于 PCI 系统架构通过任意

波形发生器输出直流电压并控制电子负载调节负载值，使电池

以直流或脉冲方式进行放电，对放电过程中放电电流、激活电流、

安全电流、电池电压、温度等电池性能参数进行数据量测。操

作基于半自动化的理念，除被测件的连接由操作人员人工完成，

整个测试过程为自动控制过程，有效提高了测试效率，节约人

工成本。系统基于 PC 高效数据采集分析系统，完成对电池电流、

电压、电阻、时间和温度的快速采集、处理和分析。系统支持

快速换型，扩展能力强。测试夹具能够兼容多类测件，软件界

面友好，可对测试参数进行灵活配置。数据采集系统前端采用

专业的信号调理接口模块完成对被测信号的前端处理，提高整

个数据采集系统的性能和精度。考虑热电池是一次性使用的固

态储备电池，系统支持仿真测试，采用自制电路模块有效仿真

热电池激活、放电等性能测试。

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2014 测试测量系统

解决方案—— 国防军工案例集

关键词：火箭发射平台，盐雾环境防护， 分布式数据采集，故障监控

 

火箭发射平台具有固定、导向、灌装火箭的作用，同时火箭发

射平台也有利于维护和修理火箭上出现的故障和相关载荷的吊装作

业，因此火箭发射平台对于火箭发射是否成功具有直接的影响。监

控火箭发射过程中发射平台的工作状态对于研究火箭发射过程以及

发射台架的设计改进工作具有重要意义。但是发射现场具有高温、

强振动、大噪声等特点，同时海上发射台架还要面临盐雾的腐蚀，

因此给环境监控系统的设计和安装都提出了新的挑战。

火箭发射平台环境监测系统放置在发射平台上，可实时监控平

台上各个关键房间内的各项参数情况，如油源间振动、温度、噪声

情况，电源间振动、氢氧浓度及烟雾情况，发射平台转换装置各路

油压实时变化情况以及平台上各前置设备间内的环境情况等。同时

在异常值出现时报警，包括声光报警以及烟雾报警灯，以便操作人

员及时发现参数异常点排除故障。

系统指标

工作环境

信号类型 通道数采样速率

电流信号（4 ~ 20mA），包括温湿度

信号和氢氧浓度信号

加速度信号，包括振动信号和噪声信

号

100Hz 52

1610KHz（振动信号）

40KHz（噪声信号）

环境类型 盐雾环境温度 相对湿度

室外工作的地面设备使用环境

室内工作环境

储存环境

运输环境

0℃ ~40℃

15℃ ~25℃

0℃ ~40℃

0℃ ~50℃

100%

40%~70%

100%

100%

5mg/m3

≤ 2mg/m3

≤ 2mg/m3

5mg/m3

火箭发射平台环境监测系统

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分布式数采及控制试验系统

系统指标

数据采集部分 控制部分

试验流程图 实物图

序 号 序 号项 目 项 目单 位 单 位通道数量 通道数量类型 / 参数范围 类型 / 参数范围

1

2

3

4

1

2

3

4

5

热电偶

电流

电压

RTD

数字输入

模拟输入

模拟输出

TC、RTD

通信

256

72

14

32

32

16

16

4

5

T、K、J、B

4~20、0~20

0~1

2/3/4

24

4~20

4~20

——

RS- 485

℃

mA

V

℃

V

mA

mA

℃

——

核电工业中安全性至关重要，对于可能发生的核泄漏情况，要

求安全壳的内壁有一定的换热能力，可以将蒸汽冷凝成水，水流到

反应堆或地沟，起到冷却反应堆、保护安全壳的作用。通过试验可

以验证目前应用的安全壳内壁的材料是否能够达到要求。试验由试

验本体、蒸汽供应回路、不凝气体供应回路、冷却水供应回路组成，

主要设备包括：电加热锅炉、恒温水箱、空压机等。试验通过模拟

安全壳壳内蒸汽流动、凝结状态，获得相关试验数据、研究蒸汽在

冷表面的凝结特性提供前提条件。

数据采集与控制系统是整个试验的核心部分，既要保证与主要

设备以及阀门之间的通信和控制稳定可靠，又要实现各回路的温度、

压力、流量等状态的监测，保证整个系统的安全可靠运行。本系统

注：系统中测控 IO 精度要求为模拟量输入信号 ±0.1%，模拟量输出信号 ±0.25%。

关键词：数据采集，信号调理，分布式控制，核安全试验

可以用于研究蒸汽在壳壁面上的凝结换热现象，对相关的工程设计

及安全评审起到重要的支持作用。系统整体由上位机系统、实时测

试部分、信号调理部分、软件系统等部分组成。基于试验过程中测

量点数多，信号类型多样的特点，系统采用便携式数采架构设计，

将各种微弱信号通过隔离、激励、放大、多路复用等方式，转化为

数据采集更容易识别和输出的信号，提高整个数据采集系统的性能

和精度。

本系统可以扩展应用于复杂的分布式大中型试验系统的数据采

集和流程控制中，高精度测量及能够适应多种类型复杂测量的特点，

保证了本系统在类似测量环境中的适应性。

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2014 测试测量系统

解决方案—— 国防军工案例集

高超声速飞行器在大气飞行或返回大气的过程中，由于与气体

的相互作用，其表面会受到严重的气动加热。气动加热使高超声速

飞行器表面温度及内部结构的温度升高，如果没有有效的防热措施，

对飞行器而言将是灾难性的。因此，高超声速飞行器的防热技术研

究是至关重要的。热防护研究就是设计飞行器的整体热防护系统布

置及选择有效的防热材料和防热结构。

热防护研究的地面试验设备主要是电弧加热设备，即电弧风洞

的主要组成部分。电弧风洞是一种能产生高温、高压的地面模拟航

天用再入式飞行器气动环境的设备。在进行测试时，风洞的热流信

息是热防护研究的关键，因此需要对测试过程电弧风洞中的温度、

压力等信息进行测试，为热防护研究提供精确的数据依据。

电弧风洞测试系统主要由一个测试机柜和一个变压子系统组成，

来完成热防护试验过程中的各监测点的温度压力测试。测试柜中的

关键词：电弧风洞测试，热防护研究， 分布式数据采集

电弧风洞热防护测试系统

设备包括主控机箱、控制器、高精度采集设备、KVM 显示套件、直

流电源、激光打印机、信号连接面板等，从机柜外高等级屏蔽线缆

处输入传感器信号，完成对数据的采集、调理、存储、显示、回放、

分析、报表生成、打印等工作。

系统指标

测试通道

采样范围

可同时测量最少 24 个低速、8 个高速、8 个电流数据的采集通道

低速≥ 250KS/s/Ch，高速≥ 2M S/s/Ch，电流 8 通道 250kS

1 ~ 1000 倍可调增益

每通道都带有低通滤波（10 Hz, 100 Hz, 1 kHz, 10 kHz，Pass）信号调理

16bitAD 精度

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海空重力平台数据采集系统以 PXI 系统为核心，实现了重力数

据采集、重力值计算、零点漂移校正、Eotvos 修正及空间改正等数

据处理过程。系统可与导航系统进行实时通信 , 为导航系统提供改

正后的实时重力测量数据。 同时，系统利用高精度 GPS 时间信息，

对重力平台数据采集记录系统的系统时间进行校正，从而使重力平

台数据采集记录系统时间与世界时间精准同步，无需人工对时。海

空重力平台数据采集系统可全天候，连续实时显示高精度的日期、

时间、地理位置、速度、航向以及测定的重力、内 / 外恒温等观测数据，

并通过波形图表的方式进行展示，供用户分析。

实时数采界面

关键词：重力仪测试解决方案，专业算法，无需人工对时

海空重力仪数据采集系统

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2014 测试测量系统

解决方案—— 国防军工案例集

自动驾驶仪控制舱性能综合测试系统

自动驾驶仪控制舱性能综合测试系统主要功能包括：驾驶仪静

态测试（惯测组合零位、舵系统零位、舵系统传递系数、舵偏速度、

舵系统最大舵偏角、积分漂移、俯偏回路指令通道等测试项目）、

驾驶仪动态测试（俯偏回路动态、滚动回路动态等测试项目）、控

制舱测试（俯偏回路指令通道、俯偏回路速率通道、俯偏回路过载

通道测试等项目）。测试系统由主机、仿真机（含测试所需板卡）

及相关测试软件构成。其中，主机为整个系统的运行管理平台，负

关键词：实时测试，仿真测试平台

项目 指标通道 / 单位

仿真实时性

模拟量采集

模拟量输出

数字量输出

数字量采集

计数器 / 时钟卡

平均无故障工作时间

可连续通电时间

使用寿命

系统电源

惯测

组合电源

（28.5V1）

控制舱电源

（28.5V1）

50V

大功率电源

——

≥ 16 位

≥ 16 位

输出 TTL 电平（5V）

输入 TTL 电平（5V）

≥ 16 位

——

——

——

——

±10us

≥ 32 路

≥ 16 路

≥ 16 路

≥ 162 路

≥ 2 路

≥ 1000 小时

≥ 12 小时

≥ 10 年

AC220V±10%50 Hz

电压 V

0~80V 电压可调；

输出功率不小于 5kw；

输出纹波电压：Vp-p ≤ 300mV；

满量程输出电流：不小于 50A；

0~40V 电压

可调输出纹波电压：Vp- p ≤ 30mV；

满量程输出电流：不小于 5A；

0~40V 电压可调

输出纹波电压：Vp- p ≤ 30mV；

满量程输出电流：不小于 5A；

电流 A

电压 V

电压 V

电流 A

电流 A

系统指标

责人机交互，通过网络或其它方式向仿真机设定测试模式和测试状

态，接受仿真机通过网络或其它方式发送的测试过程相关信息并实

时显示；仿真机为控制舱测试设备的核心，负责仿真测试程序的执行，

通过计算机附属数据采集卡与测试对象构成测试通路，完成硬件在

回路的测试与仿真。系统采用实时操作系统，响应速度精准，确保

任务执行。

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系统指标

项目 指标

关键词：无极调节，高温变频率，精确控制

热影响试验温度控制系统基于开式温控箱的温控设备，用于

航空器热影响试验，实现温度自动加载功能。温度控制软件是基

于自适应模糊控制算法，采用高精度 RTD 温度传感器（测温范

围：室温 ~500℃）和高精度热电偶温度传感器（测温范围：室温

~1600℃）。在温度试验箱最大升温范围内，实现了高温变速率下

的高温试验箱温度的精确控制。具有自学功能，能够配置任意升温

曲线输入，支持以太网远程控制加载曲线，支持实时记录加载过程

曲线以及其他温度测控的操作。

系统采用了无极调节，温度跟随性好，温度波动度小，实现了

高温变速率下的高温试验箱温度的精确控制。

热影响试验温度控制系统

测量范围

温控精度

采集模块

输出模块

高精度 RTD 温度传感器：室温 ~ 500℃

高精度热电偶温度传感器：室温 ~1600℃

室温 ~ 500℃，温控精度不大于 3%

500 ~ 1000℃，温控精度不大于 5%

4 路热电偶温度采集模块（适用于高温）

高精度 4 路 RTD 温度采集模块（适用于中低温）

8 路固态继电器输出通道模块

4 路模拟输出模块

温控箱

温控系统软件界面

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2014 测试测量系统

解决方案—— 国防军工案例集

风洞攻角机构控制系统

风洞试验过程中需要快速改变试验模型的俯仰角和侧向角来分

析不同角度下各种物理场（力场、温度场等）的分布情况，攻角机

构就是用来改变模型的俯仰角和侧向角的机构，攻角控制系统能够

保证对攻角机构的精确控制，因而成为风洞试验各系统中关键的测

控系统之一。

攻角机构为高速和低速两个部分，高速部分有 X，Y 两个运动

方向，其中 X 方向使用电机控制，Y 方式使用液压控制，低速部分

有 X，Y，α 三个运动方向，其中 X 方向使用液压控制，Y 和 α 方

向使用电机控制。同时系统在每个运动方向均有限位开关，在液压

运动的方向设有锁紧以及解锁装置。攻角机构控制系统针对攻角机

构的驱动力特点，采用标准工业控制机柜分体设计，电机强电器件

以及驱动器部分位于强电控制柜，控制采集以及限位等功能实现位

于弱电控制柜，最大限度的避免信号辐射干扰。系统采用本地与远

程两种控制方式，本地控制通过机柜上的按钮实现现场调试以及各

种预演试验，远程控制通过中心控制间的控制计算机实现对攻角机

构的控制，并能够将各种数据上传至中心控制计算机。

关键词：风洞测试，攻角机构控制， 分布式数据采集与控制

系统指标

名称 范围 定位精度

高速 Y 方向

低速 X 方向

低速 Y 方向

低速 α 方向

风洞攻角机构

0~1400mm

0~550mm

0~1400mm

±20°

±5mm

±1mm

±5mm

±1.5′

关键词：冲压发动机测试，燃油加热系统， 分布式数据采集和控制

冲压发动机是利用高速迎面气流进入发动机后减速使空气增压

的航空发动机，具有结构简单、重量轻、成本低。当飞行马赫数大

于 3 时，具有较高经济性。由于冲压发动机不能自行启动，只有当

飞行器达到一定飞行速度后才能有效工作。为了保证冲压发动机在

高空中正常运行，需要对其进行地面性能测试。

在为冲压发动机进行地面测试时，需要由燃油系统提供满足要

求的燃油材料来保证发动机测试时正常点火。该燃油加热监控系统

主要是用来实时采集燃油加热系统工作时的过程参量，同时完成对

过程的手自动控制。

燃油加热系统主要包括燃油供给系统、燃油调节系统、燃油加

热器及管路系统、积炭清除系统 4 个部分。根据技术要求，该燃油

加热系统沿管道方向共布置了 5 个流量调节阀，5 个电磁截止阀，

26 个电磁阀，10 个气动阀，沿程还布置了 15 个压力传感器、5 个

涡轮流量计及 7 个温度传感器。燃油加热控制系统主要实现各个阀

门的控制及调节，同时实现系统运行过程中沿程压力、流量及温度

测量点的监控。

燃油加热系统

国防军工21Page

MIL & Aero

关键词：分时并行操作

直接数字控制器（Direct Digital Control，DDC）是指完

成被控设备特征参数与过程参数的测量，并达到控制目的装置。

在 DDC 系统中计算机通过模拟量输入通道和开关量输入通道采

集实时数据，然后按照一定的规律进行计算，最后发出控制信号，

并通过模拟量输出通道和开关量输出通道直接控制生产过程。

DDC 控制系统主要用于航空发动机辅机控制，通过监测泵

站的压力、流量、温度等信号，经过一定的算法分析，达到控制

泵站的目的，适用于滑油、液压等系统。系统由中央管理计算机、

DDC、通信网络、传感器与执行器等组成，具有并行操作的特点，

终端 DDC 系统将设备信息传送至上位系统，通过操作系统可方

便地管理一个或多个设备，并按要求及时作出反应。DDC 系统

允许控制器在操作时间内同时具有其它功能，这一点是区别于传

统系统的优势。

DDC 控制系统代替传统控制组件，具有优于 PLC 的性能，

成为各种系统中环境控制的最佳模式。

DDC控制系统

亦庄现场

关键词：航天航空，发动机液压系统，安全阀测试， 数据采集，数据分析，数据回放

在航空航天发动机中存在大量的液压与油路系统，在对液压系

统进行控制过程中，保证液压系统稳定可靠运行是控制的关键。而

安全阀作为保障系统安全的调节原件具有重要的作用，一般情况下

安全阀的启闭件受外力作用下处于常闭状态，当设备或管道内的介

质压力升高达到限值时，安全阀打开通过向系统外排放介质来防止

管道或设备内介质压力超过规定数值。安全阀是液压系统安全的重

要保障部分。安全阀测试系统模拟安全阀使用条件，通过外加一定

压力，测量安全阀的开启情况进行分析。

安全阀试验台测试系统可以完成对测试系统自检、安全阀性能

及排量试验的数据测试，通过对测试系统的各项参数进行实时配置，

对系统中的各个设备进行管理和检测，并可以实时对测试到的各项

参数、数据进行分析和处理，最后再完成对测试和分析结果的保存、

存储以及数据回放等功能。

安全阀测试系统

 

系统指标

类别 子功能

通道参数设置

其他信息配置

数值显示

波形显示

阀门压力控制、气路控制

压力采集、位移采集、流量采集、状态采集

波形数据存储

历史数据查询与回放

必要的提示

错误处理及帮助

系统配置

系统显示

数据管理

系统帮助

系统控制

数据采集

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2014 测试测量系统

解决方案—— 国防军工案例集

关键词：反射内存，实时测试应用环境

AUV， 即 自 主 式 水 下 航 行 器（Autonomous Underwater

Vehicle）。AUV 在水下通过各类传感器测量信号，经过机载计算

机进行处理决策，独立完成各种操作，例如进行水下机动航行，动

力定位，信息采集，水下探测等。

AUV 分布式半实物仿真系统基于 PXI 总线，采用嵌入式实时

控制器、反射内存模块、通讯模块（串口，CAN）、模拟输入输出

模块、数字输入输出模块等，结合 Veristand（IDE）软件实现了分

布式 AUV 半实物仿真平台。其具体功能及参数见下表：

AUV分布式半实物仿真系统

仿真软件系统组成 模块实现功能

目标机模型加载，通道配置功能。AUV 分布式仿真软

件架构主模块

AUV 分布式仿真软

件功能子模块

模型支持功能模块

“主机—多目标机”功能。

调用时钟板卡，实现多目标机箱之间的时钟同步。

调用反射内存卡，实现分布式仿真之间核心数据共享的功能。

编写自定义组件，调用 RS485 串口模块，实现客户需求的 RS485 通讯。

编写自定义组件，调用 RS232 串口模块，实现客户需求的 RS232 通讯。

在分布式仿真系统加载 CAN 模块，实现客户需求的 CAN 2.0A 通讯。

实现模型接口数据至硬件输入，输出功能。

编写自定义组件，实现记录各个仿真模型系统的核心数据。

对 DHIL 系统进行软网关配置，实现多台 PC 机的实时监控功能。

实现分布式半实物仿真平台对 Simulink 常用 MDL 模块的支持。

AUV_DHIL 系统配置

分布式仿真数据可视化界面，用图形 & 数据表的方式表达用户所关心的核心数据，Veristand 中实现

labivew 实现数据接口机。

分布式网络

时钟同步

反射内存网络

RS485 通讯

RS232 通讯

CAN 通讯

模数信号采集

仿真数据记录

分布式用户监控

Simulink MDL 模型支持

AUV_DHIL 系统用户界面实时监控

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MIL & Aero

整套 AUV 分布式半实物仿真系统按照集成机柜的方式，交

付给客户。泛华完成机柜的设计和制作，仿真机柜效果图如图

所示：

机柜结构设计

系统指标

系统指标 参数

32 位

100ns

250us

2ms

2ms

10MB/s

不小于 8 小时

5TB

仿真精度

开环定时同步精度

闭环定时同步精度

实时数据通信周期

数据采集周期

反射内存网络数据吞吐速度

连续工作时间

系统数据存储容量

AUV分布式半实物仿真系统

软件流程图

运行半实物仿真系统

配置项目运行环境

输入模型参数，监控结果

开始

创建半实物仿真项目

部署并运行项目

数据保存与回放

配置从设备监控环境

结束

配置路由关系

配置反射内存通道

配置数采卡通道

配置CAN卡通道

配置模型参数及对应

加载自定义设备

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2014 测试测量系统

解决方案—— 国防军工案例集

水声甄别跟踪系统主要应用于对水下产品进行轨迹跟踪的过程。

系统通过将水声传感器采集得到的信号通过光纤传至地面，在地面

设备中使用 PXIe 总线的数字信号处理板卡上的 FPGA 资源进行实

时算法计算分析，并输出结果。

该系统采用先进的可自定义 FPGA 技术和高效的软件算法处理

关键词：FPGA 技术，专业算法

系统结构图

计算机服务器

结果显示数据解码及运算数据编码

光端机 1

基阵 1

基阵2

光端机 1

前端数据采集

PXIe-1082

DB37

DB37

PXIe-8375

PXIe-7965R

PXIe-7965R

PXIe-7965R

PXIe-7965R6585

6585

6585

6585

千兆网络

终端

终端

终端

光纤借口

光纤借口

RJ45

RJ45

MXI-4 光纤DB37 转 VHDCI(10 - 30Km) 光纤

(10 - 30Km) 光纤

千兆网络

千兆网络

水声甄别跟踪系统

水声甄别跟踪系统

水下目标信息，能够实时处理 I2S 数字水声信号，可在 160 毫秒内

获得目标的准确位置，角度分辨率 0.02 度。同时具有数据仿真功能，

可将测试数据与 Matlab 算法仿真数据进行比对，其频点信息完全

一致，幅度信息误差小于 1%。

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航空电子 MMP 和 UFCP 测试系统由控制器模块、LVDS 测

试模块、RGB 测试模块、模拟输出模块、同步采集模块、RS232

模块和多功能数据采集模块组成，主要实现对空中作战中飞机的平

视显示器或多功能显示器的测试。系统通过 LVDS 测试模块以及对

应的前端信号适配器将采集到的图像信号传输至上位机中进行图像

处理和对比从而对被测对象进行评价。系统可实现 16 路 LVDS 信

号的高速采集，每通道最大数据速率为 1Gbit/s；8 路高速图像信号

（R/G/B 分量）的同步采集，并进行数据处理和图像还原。

关键词：FPGA 技术，高速数据采集

航空电子MMP和 UFCP测试系统

系统指标

测试对象 路数 范围

RS232

AO

笔划测试

AI

DIO

LVDS

RGB

20

34

6

16

24

3（1024*768）+1(640*480)

2

1 Mbit/s

±10V

±10V 差分

2.5 MS/s

TTL 电平（5V）

1 Gbit/s

640*480，PAL- D 制式，单端

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2014 测试测量系统

解决方案—— 国防军工案例集

高速 CCD 组件及数据模拟源测试设备主要用于高速 CCD 组

件出厂前各项大型试验中的电测试以及发射场测试中高速 CCD 组

件与其平台的接口匹配性、功能及电磁兼容性测试。该系统是高速

CCD 组件及整机调试、测试、调焦等过程中必不可少的测试设备，

贯穿整个高帧率面阵相机的装调、测试过程的多个阶段。使用高速

CCD 组件及其数据模拟源测试设备能够全面调试、测试高速 CCD

关键词：FPGA 技术，高速数据采集

高速CCD组件及数据模拟源测试设备

组件的性能。由于高速 CCD 组件的调焦非常困难，采用高速 CCD

组件及其数据模拟源测试设备（4 通道高速图像采集）调焦能够实

时（500 帧每秒）观测到调焦效果，有利于高帧率面阵相机的调焦

与测试。其次，高速 CCD 组件及其数据模拟源测试设备能够实现

高速 CCD 组件测试数据的长时间（5 小时）实时存储和回放。

国防军工29Page

MIL & Aero