CN101023589B - 从航空器发送数据的系统与方法 - Google Patents

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Abstract

一种用于从航空器发送数据的系统与方法，包括：获得航空器数据并通过射频通信信号将航空器数据发送到航空器外壳的PC卡，航空器外壳又将射频通信信号辐射到远离航空器的位置。

Description

从航空器发送数据的系统与方法
技术领域
本发明涉及通信系统，更具体而言，本发明涉及从航空器发送数据的系统与方法。
背景技术
数字采集单元(DAU)从许多机载航空器系统接收信号，本领域有些技术人员也称DAU为DFDAU。DAU处理作为飞行运行质量保证(FOQA)数据的数据，其是由不同的现有技术从航空器恢复的。例如，PCMCIA卡可以连接到数据采集单元的辅助PCMCIA槽中并将数据记录到卡的闪速存储器中。一旦数据收集到闪速存储器中，航线操作人员手动地用新卡替换PCMCIA卡并从旧卡的闪速存储器检索航空器数据。
用于收集这种航空器数据的其它现有技术包括常常需要昂贵的航空器修改的无线系统。例如，需要记录数据的独立单元，例如地面数据链接单元，且附加的航空器天线必须安装到机身。常常要进行航空器接线的改变。这些地面数据链接单元需要数据处理器、数据收集电路、无线LAN无线电装置、功率放大器及外部机身天线。除了由航空器操作人员进行的显著投资，还常常需要多个线路接收器单元。
已经用于航空器的地面数据链接系统的例子在以下共同受让的美国专利号中公开：6,047,165；6,104,914；6,108,523；6,148,179；6,154,636；6,154,637；6,160,998；6,163,681；6,167,238；6,167,239；6,173,159；6,308,044；6,308,045；6,353,734；6,522,867及6,745,010，这些公开物整体在此引入作为参考。
但是，期望在较不复杂和昂贵的系统中从例如DAU的航空器组件提取飞行运行质量保证数据或其它航空器数据，而不是利用地面数据链接单元或手动替换闪速存储器PCMCIA卡。
发明内容
本发明有利地提供了可拆卸PC卡中的统包(turn-key)解决方案，其中可拆卸PC卡包括存储器、控制逻辑电路、处理器和用于沿射频信号发送航空器数据的无线电收发器。在本发明的一方面，航空器的外壳接收射频信号并将该射频信号辐射到远离航空器的地方，例如局域网的接入点。发送器优选地根据802.11标准运行，其中航空器数据通过扩频通信信号(例如跳频扩频通信信号或直接序列扩频通信信号)发送。
数据可以发送到中央维护显示单元(CMDU)，实时指示航空器的健康和状态。数据可以是飞行性能数据，例如来自DAU的飞行运行质量保证(FOQA)数据、航空器引擎数据、飞行中的娱乐数据或关于航空器内容、乘客数据、航空器出发与到达、乘客事务或空警的航空器数据。PC卡优选地形成为具有期望形式要素的PCMCIA卡形式要素的，例如类型III PCMCIA卡。
在本发明的一方面，PC卡包括适于连接到例如DAU的航空器组件的PC卡接口。存储器存储从航空器组件接收到的航空器数据。无线电发送器从存储器接收航空器数据并通过射频信号发送该航空器数据。处理器可以操作性地连接到PC卡接口、存储器和无线电发送器用于从存储器读取数据并将数据转发到无线电发送器。逻辑电路可与存储器、处理器和PC卡接口一起操作，用于控制将数据从航空器组件下载到存储器并从存储器读取数据并将其转发到无线电发送器，而不会在处理器和航空器组件之间造成冲突。
在本发明的一方面，逻辑电路包括现场可编程门阵列。PC卡主体优选地具有PCMCIA形式要素。发送器优选地包括用于通过扩频通信信号发送航空器数据的扩频发送器，其中扩频通信信号可以是跳频或直接序列扩频通信信号。PC卡还可以包括接收器，作为接收用于机载处理的数据的收发器的一部分。这种类型的所接收数据可以至少包括用于指定要发送的航空器数据的功率极限、频率或类型中一个的数据。
附图说明
当参考附图考虑时，本发明的其它目的、特征与优点将从以下本发明的具体描述变得显而易见，其中：
图1是显示航空器数据采集单元和与该数据采集单元接口的现有技术PCMCIA类型II存储卡的框图，还示出了从数据采集单元到PCMCIA存储卡的不同输入。
图2是本发明PC卡的框图，其中PC卡与例如数字采集单元的航空器组件接口，其示出了处理器、逻辑电路、存储器和收发器。
图3A、3B和3C分别是本发明具有期望类型III PCMCIA形式要素的PC卡的前视图、顶视图和侧视图。
图4是具有连接到航空器组件的本发明PC卡的航空器的不完整部分框图，该PC卡沿射频通信信号将航空器数据无线发送到航空器的外壳中，该外壳将射频通信信号辐射到无线局域网(LAN)接入点(AP)，以在服务器和处理器进行处理。
图5是显示可以与本发明PC卡接口的各种航空器组件的框图。
图6是显示叠加到用于利用本发明系统的20米辐射场测试的区域喷气机上的极坐标图的图。
图7是显示叠加到用于利用本发明系统的渐近远场测量的区域喷气机(jet)上的极坐标图的图。
图8是显示利用本发明系统的20米射频场读数图的图。
图9是显示图8数据的有理化(rationalized)图的图。
图10是通过利用本发明系统收集的近外壳数据的三维立体图。
图11是图10所示数据的平面图。
图12是显示用于比较的20米和2米数据的双弯(two-curved)图的图。
图13是显示作为距离函数的1/r和1/r2功率滚降的表示的图。
具体实施方式
现在将参考附图在下文中更完整地描述本发明，附图中示出了本发明的优选实施方式。但是，本发明可以许多不同的形式体现，而不应当认为是限制到在此所述的实施方式。而且，这些实施方式的提供是为了使本公开内容透彻与完整，并向本领域技术人员完整地传达本发明的范围。相同的标号始终指相同的元件，且前缀符号(primenotation)标号用于指示可选实施方式中类似的元件。
本发明自动而无需手动介入地允许飞行运行质量保证(FOQA)或其它航空器数据从例如数字采集单元(DAU)的航空器组件提取到PC卡，而不需要象在许多现有技术系统中那样需要操作人员手动替换PC卡来获得FOQA数据。本发明还比现有技术的无线系统有利，现有技术的无线系统通常需要昂贵的航空器修改，包括使用独立单元来记录航空器数据、安装到机身的外部航空器天线及航空器接线改变。
本发明使用单个PC卡，例如可以根据个人计算机存储卡国际协会(PCMCIA)运行的PC卡。本发明使用射频通信信号到机身外壳的无源辐射耦合，其中机身外壳辐射，即再次辐射，从已经从其天线辐射了信号的PC卡接收到的射频通信信号，并消除了添加安装到机身的附加外部航空器天线的需要。
现有技术系统包括使用闪速存储器PCMCIA卡或例如上述的、共同受让的并作为参考引入的专利所公开的地面数据链接系统的集成系统。在那些专利中公开的地面数据链接系统有时候需要多个本地接收器单元(LRU)和具有中央处理单元的数据收集单元、无线局域网(LAN)无线电装置、功率放大器及外部机身天线。
上述的、并由作为参考引入的专利所公开的地面数据链接单元与ARINC763系统一起操作，并通常通过利用ARINC429链接的可选辅助输出连接到数据采集单元(DAU)(也称为DFDAU)中。
数字存取单元系统一般包括独立的用于强制部分或段的中央处理单元(CPU)，其中该强制部分或段由ARINC717链接连接到数字飞行数据记录器(DFDR)。DAU从航空器引擎、副翼(flap)、电子设备及各种其它航空器系统(有时候在大型商用航空器中有多达2,000个不同的系统)接收传感器信息。DAU的可选部分一般包括独立的CPU和例如作为PCMCIA槽形成的可选/辅助输出。利用外部机身天线和地面数据链接单元或类似设备的现有技术多LARU方法一般需要昂贵的设备采集与航空器修改。这常常需要航空器业务中止(out-of-service)，以让系统运行。而且，有时候需要FAA认证，FAA认证在安装前后要花费时间。
尽管有些现有技术系统包括接口到DAU的标准PCMCIA类型II存储卡，但卡仍然必须手动拆卸，以进行数据检索。其它现有技术系统使用具有光/磁介质的快速存取记录器，其中光/磁介质必须拆卸，以进行数据检索。
本发明允许航空器操作人员从航空器提取航空器数据，例如飞行运行质量保证(FOQA)数据，同时最小化这种检索成本。
本发明使用可拆卸PC卡，例如PCMCIA卡，其中PC卡具有闪存存储器电路、控制逻辑电路、处理器、广局域网(WLAN)无线电驱动器和完整的发送航空器数据并接收数据用于机载处理的数据的802.11WLAN收发器。PC卡的使用降低了航空器操作人员的成本，而不需要在系统安装时使航空器服务中止。根据本发明，因为航空器外壳和机身充当无源辐射器来从航空器发送或接收数据，所以不需要外部天线。这可以优化从航空器的发送并减小内部航空器多路径衰减。
图1说明了传统的数字采集单元(DAU)20和设计成连接到DAU的可选PCMCIA连接器24的PCMCIA闪存存储卡22的PC卡，其中可选PCMCIA连接器24与辅助ARINC429链路接口。这种现有技术PCMCIA存储卡22一般是类型II存储卡，且包括连接到闪速存储器26的ATA闪存卡控制器25和调整电路28。ATA标准是用于PC卡上优选的IDE驱动器接口的AT连接。如图1所示，DAU20上的PCMCIA连接器24是作为连接到PCMCIA类型II存储卡22的68引脚连接器形成的。存储卡一般有大约256兆字节的存储器和大约5mm的厚度。图1还示出了可以从DAU提取并输入到ATA闪存卡控制器25中的各种功能和数据。图1还示出了从ATA闪存卡控制器25到闪速存储器26的不同连接。以下的图表示出了插脚引线(pinout)和引脚(pin)标识。
插脚引线
PinNo. PinName PinNo. PinName PinNo. PinName PinNo. PinName
01 GND 18 RFU 35 GND 52 RFU
02 D3 19 RFU 36 /CD1 53 RFU
03 D4 20 RFU 37 D11 54 RFU
04 D5 21 RFU 38 D12 55 RFU
05 D6 22 A7 39 D13 56 CSEL
06 D7 23 A6 40 D14 57 RFU
07 /CE1 24 A5 41 D15 58 RST
08 A10 25 A4 42 /CE2 59 /WAIT
09 /OE 26 A3 43 VS1 60 INPACK
10 RFU 27 A2 44 /IORD 61 /REG
11 A9 28 A1 45 /IOWR 62 DASP
12 A8 29 A0 46 RFU 63 PDIAG
13 RFU 30 D0 47 RFU 64 D8
14 RFU 31 D1 48 RFU 65 D9
15 /WE 32 D2 49 RFU 66 D10
16 /IRQ 33 /IO16 50 RFU 67 /CD2
17 VCC 34 GND 51 VCC 68 GND
引脚标识
符号 功能
D0-D15 数据总线(双向)
A0-A10 地址总线(输入)
/CE1，/CE2 卡使能(输入)
/OE，/WE 输出/写使能(输入)
/REG 注册表选择(输入)
/IORD，/IOWR I/O存取(输入)
/CD1，/CD2 卡检测(输出)
/IRQ，/IO16，RST，/WAIT，DASP，CSEL，PDIAG，INPACK I/O握手(输入/输出)
RFU 为以后使用保留
VCC +5V或+3.3V功率输入
图2是本发明PC卡30的框图，PC卡30包括用于发送航空器数据和接收用于机载处理的数据的无线收发器32，其中航空器数据包括飞行运行质量保证(FOQA)数据。收发器32包括相应的发送器和接收器部分32a、32b。图3A、3B和3C示出了用于本发明PC卡30的一种形式要素。PC卡包括作为PCMCIA类型III存储卡形成的主体30a，该主体大约10.5mm厚并足够大，以便保持本发明PC卡中所使用的附加电路、逻辑电路、控制器(或处理器)及收发器。
如图2所说明的，本发明的PC卡30包括PC卡-16I/F接口电路34。现场可编程门阵列(FPGA)36电路充当与CF插座38、ATA512兆字节小型闪速存储器40和接口电路34接口的逻辑电路。本发明的PC卡30包括中央处理单元或处理器42，其通过开发头(development header)电路44与现场可编程门阵列36接口，并通过另一开发头电路46经由无线电插座电路48与无线局域网无线电收发器32接口。
通信电路50C01/C02在PC卡接口34与开发头接口44上中央处理单元42和现场可编程门阵列36之间的数字/通信总线之间接口。管理电路52可作为逻辑电路与现场可编程门阵列36一起运行并监视PC卡的操作及其与DAU20的接口，用于控制将数据从航空器组件下载到存储器及将航空器数据从存储器读取并转发到无线电收发器32的无线电发送器部分32a，而不会在处理器和航空器组件之间有冲突。管理电路52和FPGA36允许PC卡中CPU42的断开，并允许DAU20中的CPU控制数据从DAU提取到PC卡30的ATA-512兆字节小型闪速存储器40中。管理器52和FPGA36允许CPU42从小型闪速存储器26读取航空器数据并将航空器数据转发到收发器32，其中收发器的发送部分32a将航空器数据作为射频通信信号无线发送到航空器的外壳中，外壳又将该射频通信信号辐射到远离航空器的地方。
PC卡30可以包括两个天线连接，即RP-SMA54，允许收发器连接到大约一或二英寸长的小的线性或其它天线。优选地，作为一种非限制性的例子，可以使用在设计上遵循所说明的类型III PCMCIA卡的共形天线。应当理解，除了PCMCIA类型III形式要素，其它的形式要素也可以在本发明中使用。收发器32还包括接收器电路32b，该接收器电路32b可操作接收用于指定航空器数据功率极限、频率或类型中一个的数据。
在本发明的优选方面，WLAN无线收发器32可操作以通过例如跳频或直接序列扩频通信信号的扩频通信信号发送航空器数据。优选地，收发器32通过射频信号发送航空器数据，该射频信号根据用于无线LAN技术的802.11规范系列，而且在本发明的一方面，根据应用到无线LAN并提供在2.4GHz带中回降到5.5、2和1Mbps的11Mbps传输的802.11(b)，即高速率或Wi-Fi标准。
优选地，只使用直接序列扩频通信信号，但跳频扩频通信系统及包括修改的线性调频脉冲(chirp)和类似系统的其它扩频通信系统可以在其它实施方式中使用。本发明还允许与以太网可比的无线功能性。但是，应当理解，除了802.11(b)协议，其它802.11或包括用于直接序列扩频技术的不同类型补码键控(CCK)的其它通信协议也可以使用。该系统可以包括通过加密数据和Wi-Fi保护存取(WPA)的有线等价保密(WEP)，其中Wi-Fi保护存取提高了有线等价保密的安全特征。该系统可以包括通过临时密钥完整性协议(TKIP)的改进的数据加密，其中临时密钥完整性协议利用散列算法对密钥加扰并使用完整性检查特征。该系统可以具有通过可扩展认证协议(EAP)的用户认证，其中基于计算机-硬件专用的介质访问控制器(MAC)地址，EAP与WEP一起调整对无线网络的访问。EAP可以建立在安全公钥加密系统之上，以确保只有授权的网络用户可以访问接收航空器数据的任何局域或其它网络。对于本发明，其它类型的频移键控或相移键控方法也可以使用。
图4示出了本发明无线PC卡30结合到DAU20中的航空器60。PC卡30沿射频通信信号将航空器数据发送到航空器机身的外壳62中，外壳62又将射频通信信号辐射到远离航空器的地方。在图4所说明的目前描述的例子中，信号发送到具有多个接入点66的无线局域网，其中接入点66充当连接到例如行李服务器的服务器68及连接到例如无线膝上型PC的处理器70的接收器，其中膝上型PC允许从航空器接收到的航空器数据的处理。例如，航空器数据可以是关于什么行李存储在航空器中的数据。行李数据发送到DAU20或其它航空器组件。本发明的PC卡30提取航空器数据并将其存储在存储器40中。CPU42从PC卡存储器40读取航空器数据，并将航空器数据转发到收发器32，收发器32又将航空器数据发送到航空器的外壳。射频通信信号从作为无源天线的航空器外壳再辐射(或辐射)到作为局域网接入点的地面上的接收器。
因为本发明的PC卡30具有接收器32b作为其收发器32功能的一部分，所以数据可以上载，该数据包括用于指定哪些部分数据要从航空器组件检索并发送的控制信号。而且，因为本发明的PC卡具有期望的形式要素，例如类型III PCMCIA形式要素，所以PC卡可以连接到用于不同航空器组件的其它PC卡槽，包括可以位于驾驶舱中、货舱中或主要乘客座舱中航空器引擎上的PC卡槽。
图5示出了不同的航空器组件。例如，DAU20及第二航空器组件80都接纳本发明的PC卡30。依赖于PC卡耦合到什么航空器组件，数据可以利用本发明的PC卡从FADEC82、软件更新84、空警86或飞行中的娱乐系统88检索。信号可以从位于国际或其它国内班机的空警86接收，随后发送到地面或利用例如接口到DAU或其它航空器组件的本发明PC卡直接发送到驾驶舱。航空器数据还可以发送到实时指示航空器系统健康与状态的中央维护显示单元(CMDU)90。CMDU90可以位于驾驶舱92中，以便允许飞行员观看实时的健康与状态数据。
航空器数据还可以包括从安装到FADEC82上的WEMS模块94接收的飞行性能数据或航空器引擎数据。WEMS模块的例子在于2004年2月9日提交的标题为“Wireless Engine Monitoring System”的共同受让的美国专利申请序列号10/774,578中公开，该公开内容整体在此引入作为参考。而且，航空器数据可以关于航空器内容、乘客数据、航空器出发与到达或乘客事务中的至少一种。航空器数据还可以从例如在作为参考引入的’010专利中所公开的手持式单元接收。如果可用，则数据可以发送到飞机驾驶舱。
应当理解，本发明的PC卡30可以有其它的功能，因为它包括用于接收用于机载处理的数据的收发器。这种所接收的数据可以是用于改变发送功率或频率的指令。而且，各种音频、视频和导航文件可以从PC卡上载并传输到航空器组件中，例如飞行中的娱乐文件服务器或DAU，然后传输到其它航空器系统。
本发明的PC卡还可以操作用于当航空器在地面时以第一较高数据速率，而当航空器在靠近机场的空中时以第二、且低很多的数据速率，发送航空器数据，例如在上述的、作为参考引入的’681专利中所公开的。还有可能在多个子带频率通道上发送，其中频率可以基于由机载全球定位系统确定的航空器位置来选择，例如在上述的、作为参考引入的’238专利中所公开的。飞行管理数据也可以上载。本发明的PC卡30可以包括在被引入作为参考的专利中所公开的功能。
本发明的PC卡30还是有利的，因为它从航空器无线发送航空器数据，而无需安装到机身的外部天线。已经发现航空器外壳可以作为无源辐射器使用。结果，有可能缩短在离站分析的航空器数据恢复中所使用的时间并少花精力。实验结果已经显示出了这种系统与方法的优点。
所进行的实验示出了利用通过使用IEEE802.11b无线局域网(LAN)卡的航空器外壳的可行性，其中局域网卡在膝上型电脑的PC卡槽中运行。所使用的航空器是Canadair CL-604区域喷气式航空器。用于这种测试的膝上型电脑放置在后部的设备架上，该设备架在耐压壳体(pressure hull)的外部。它通过航空器腹部的一组放气孔释放到空气中。膝上型电脑设置成在测试过程中靠其自己的电池功率运行。这个事实的重要性在于指出没有航空器电系统(DC或RF)和膝上型电脑之间的耦合。膝上型电脑设置成持续执行“发生脉冲信号(ping)”操作，以便为射频(RF)测量提高稳定的包流。
测试由两部分组成。第一测试是在距航空器中心20米的地方进行的一系列测量(图6)。测量每隔15度进行，其中0度处于航空器前端(nose)。第二组测量在最靠近航空器外壳的统一2米距离处、每隔3米进行(图7)。
测量设备包括通过6米电缆连接到2.4GHz测试天线的Agilent模型8563EC频谱分析器。该天线安装到大约2米长的绝缘杆上。这个高度将其放置到航空器外壳的外凸出部分并高于多路径的本地源及其它无意识的再辐射器的水平面。
第一20米测试是要确定机场可用停机坪空间内但同时离航空器合理远距离处辐射的远场模式。第二2米测试是要检查用于点状或线线的辐射器的渐短(close-in)远场，其中渐短远场不成比例地对远场模式作出贡献或作为主要的贡献因素(contributor)反向地消除它们。
图6是叠加到用于20米辐射场测试的CL-604区域喷气机上的极坐标图，并说明了用于20米数据收集工作的几何结构。航空器总长大约是21米，两个机翼端之间的距离是大约19 1/2米。因此，总地来说，第一测量离最接近航空器外壳的最近点20米或更多。
图7说明了矩形栅格叠加到用于渐近远场测量的CL-604航空器略图上及所变换后数据点，所述变换后数据点被收集以确定是否有任何强的点源辐射器存在，以致产生了远场辐射模式。这些测量使用与第一测试中所使用的相同的数据收集设备。每个圆代表一个测量点。
来自第一测试(20米)的数据以下被制成表格并以如随后在图8的图中所示出的极线图格式绘制。角度大小表示数据点的步进式级数，其中数据点从航空器的前端以0度开始。径向大小表示在所指示的角度在20米距离处所接收的单位为dBm的RF功率。由于数据的这种表示，因此有点违背直觉地显示大部分远点有减小的功率读数。图9校正了这种感性偏好并示出了图8的有理化极坐标图。该图并不试图确切地按比例绘制功率读数，而是为了能够理解而示出了相对幅值。在图8和9中所反映的制表数据在下表中示出：
Ch 1 : = 0 · deg 86.4 15 · dcg 83.37 30 · deg 84.53 45 · deg 84.03 60 · deg 82.53 75 · deg 83.03 90 · deg 82.53 105 · deg 77.03 120 · deg 80.2 135 · deg 81.53 150 · deg 75.70 165 · deg 77.03 180 · deg 75.53 195 · deg 77.2 210 · deg 78.87 225 · deg 75.53 240 · deg 81.20 255 · deg 82.37 270 · dcg 80.53 285 · dcg 86.03 300 · dcg 87.37 315 · deg 85.37 330 · deg 87.87 345 · deg 83.53 360 · deg 86.4
φ:＝Ch1 <0>
r:＝Ch1<1>
I1:＝(-Ch1)<1>
I 2 : = 1 Ch 1 < 1 >
I2:＝I2·1000
Figure S05831169220070320D000141
Figure S05831169220070320D000142
图8和9所示曲线的没有急剧的高峰与低谷的平滑本质暗示了航空器机身上大量平均分布的发射器，或者可选地，暗示航空器的主体或外壳是辐射的主要源。航空器主体(外壳)是主要辐射源的结论是由后半球中小而均匀的增加加强的。
来自用于远场渐近部分的第二组测量的RF场数据基于从制造商维护手册获得的按比例航空器图像绘制在直线图上。这种变换以上在图7中示出。然后，这些数据点加入到22×2的矩阵中，该矩阵提供了航空器周围区域的两维表示。非零矩阵项的原始数据在下面示出。矩阵下标是数据点的x和y位置，而矩阵项的值是以dBm表示的RF功率。
Ch27，13:＝-86.33
Ch23，16:＝-81.17
Ch20，16:＝-80.50
Ch17，17:＝-87.67
Ch14，22:＝-83.00
Ch12，26:＝-80.67
Ch9，28:＝-83.00
Ch8，23:＝-76.00
Ch9，21:-75.67
Ch10，18:＝-75.67
Ch8，18:＝-71.83
Ch5，16:＝-64.50
Ch0，13:＝-74.83
Ch5，10:＝-68.17
Ch9，9:＝-64.33
Ch9，7:=-71.17
Ch8，3:＝-81.33
Ch8，0:＝-83.67
Ch14，2:＝-78.5
Ch16，6:＝-81.67
Ch17，9:＝-83.00
Ch22，9:＝-79.50
这个矩阵中的数据已经以三维表示绘制，这在两个视图中示出。图10中示出的第一个视图是近外壳数据的三维透视图，来帮助关于航空器的场强度测量的可视化。图11中示出的第二个视图是图10的平面图，它帮助确定数据位置和航空器朝向的合理精度。
基于这些结果，有可能通过数学、图形或两者兼有地创建两个场图之间的直接比较。这是通过将近外壳图的直线坐标转换成极坐标并将数据绘制到一个极坐标图的两条曲线上实现的。结果数据以下示出，且为了比较，用于比较目的的20米和2米数据的两条曲线图在图12中示出。
v : = 13.5 0.0 10 2.8 6.5 3.5 4.25 3.5 1.25 9.0 - 0.5 12.5 - 3.5 14.5 - 5.2 10.3 - 4.0 7.5 - 2.8 4.8 - 4.8 4.8 - 8.25 2.8 - 12.8 0.0 - 8.25 - 3.0 - 4.0 - 4.25 - 4.0 - 5.75 - 5.25 - 10.0 - 5.25 - 13.25 1.25 - 11.25 3.00 - 7.0 4.25 - 4.25 9.0 - 4.25
P : = 86.33 81.17 80.50 87.67 83.00 80.67 83.00 76.00 75.67 75.67 71.83 64.5 74.83 68.17 64.33 71.17 81.33 83.67 78.5 81.67 83.00 79.5
i:＝0，1..21
j:＝0..1
Ri:＝Pi
在图12和以上表示的数据中，数量i和j是用于极数据图的索引，且从P到R的变量变化是为了方便。通过从坐标对的正x轴返回角度，函数φ1和“angle()”从一对直线坐标创建一组角度坐标。这个函数从0到2n运行。径向坐标是从原点的零dBm到圆周的87.87dBm。就象以前一样，dBm实际上是从发送器的值起的-dB。
φ1i:＝anglc[(v<0>)i，(v<1>)i]
这两条曲线指示用于航空器RF辐射模式的可能机制。感兴趣的特定点是：(a)没有任何一条曲线显示出象如果源是少量离散发射源的情况下一样的显著可变性；(b)在机翼区域的前部，即离内部RF源最远的区域，两条曲线几乎可以彼此覆盖。它们不是机翼区域的岔出很大的尾部；及(c)辐射的功率电平不以点源的速率，即1/r2，减小，它更象是从直线源1/r的发射。
用于解释RF辐射模式的两种可信机制是：(1)相当均匀地分布在航空器周围的大量离散发射器；或(2)具有均匀本质的相伴辐射的航空器外壳的激励，该相伴辐射只是当表面波从源区域尾部移动到前部区域时，作为外壳中的结果传导损耗才减小。当然，第三种可能是这两种机制的组合。
分布在航空器外壳上的离散源的可能性被研究并丢弃。来自开口的两个可能的强辐射区域也被检查，以确定是否有任何机身开口造成RF发射的强度。检查驾驶舱窗口和进入包含膝上型电脑的后部设备架的放气孔舱口。与前端直接前方2或20米比较，将天线直接放置到驾驶舱窗口的前面不会在所测量的场中产生变化。双层的金属化聚脂薄膜薄片放置在尾部舱口的放气孔上，并重复前面的读数。观察到所接收功率电平中大约有1dB的减小。
由于缺少断续性及缺少功率读数1/r2行为，两个距离处相对平滑和相似的测量值指示用于辐射能量的合理均匀的源。
来自无限导电面的场不会作为距离的函数衰减。如果面的两个相对边缘被带到一起，形成无限长的导电线，则功率象1/r一样衰减，而且，如果线的末端收缩到点，则功率象1/r2一样衰减。这在图13中说明，该图构造成反映从航空器获得的测量值。图13是作为距离函数的1/r和1/r2功率滚降的图形表示。一条线是1/r2，另一条线是1/r。水平线表示所指示数据速率的无线NIC的额定敏感性。应当指出，1/r曲线看起来比其它曲线更接近符合测量数据。
到航空器外壳表面的曲线的次要的外推示出了-35dBm的源强度。航空器内部的实际源正产生大约+15dBm，因此，显示出在耦合到外壳处有50dB的损耗，这是个合理的数字。基于可以获得的数据及这种信息自组织(ad hoc)测量方法，假定航空器是组合有限线发射器，且在更少的程度上，是允许其它航空器模型与类型行为预测的有限曲面发射器，这也不是不合理的。
这些测量使得宽带数字通信系统可以安装到任何航空器的航空架中，而且不需要安装外部天线，就可以操作上有用的距离与终端办公室可靠地通信是很清楚的。还有些实验要对商用航空器的几种不同模型进行，以便通过将膝上型电脑放置到不同航空器的航空架中、靠近航空器、并利用第二膝上型电脑开始应答所涉及的这些测试中的一些，确定离机身的距离，该距离使外部计算机可以与内部计算机继续通信。总地来说，发现这可以合理的数据速率在60至90米的距离实现。但是，通过航空器外壳从一台计算机到另一台计算机的能量耦合机制没有被充分理解，以便继续证实这对于很广范围的航空器类型和模型是在操作上可行的。这种考虑产生以上的数据收集和分析。
基于所收集的数据和启发式(heuristic)分析，能量从自由空间传播耦合到航空器外壳，然后外壳又在伴随传播和/或导电损耗之后再次辐射能量。在靠近航空器外壳的辐射模式的任何给定点测量的这种损耗一般为从源功率电平起大约40至50dB。
在任何给出的操作上有用的范围内预测可用的RF功率时，可以把航空器看做是线辐射器的集合。这是保守但合理的结论。辅助结论是在航空器的前半球场将是相当均匀的。这种试验性结论是基于RF源在尾部的放置。

Claims (9)

1.一种用于从具有外壳的航空器发送数据的系统，包括：
航空器组件；
与航空器组件接口的PC卡，用于从航空器组件获得航空器数据，所述PC卡包括具有PCMCIA形式要素的PC卡主体和配置成用于通过射频通信信号将航空器数据发送到航空器外壳并将射频能量无源地耦合到航空器外壳的无线电发送器，航空器外壳又可作为无源辐射器以将射频通信信号再次辐射到远离航空器的位置，从而不使用安装在航空器上的单独天线而发射射频通信信号。
2.如权利要求1所述的系统，其中所述航空器组件包括记录飞行数据的数据采集单元。
3.如权利要求1所述的系统，其中射频通信信号包括扩频通信信号。
4.如权利要求1所述的系统，其中所述航空器数据包括飞行性能数据。
5.如权利要求1所述的系统，其中航空器数据包括关于乘客数据、航空器出发与到达、乘客事务或来自空警的数据中的一个的数据。
6.一种用于从具有外壳的航空器发送数据的方法，包括：
从航空器组件获得航空器数据，并将航空器数据发送至包括具有PCMCIA形式要素的PC卡主体、并与航空器组件接口的PC卡；及
通过射频通信信号将航空器数据从PC卡主体上的无线电发送器发送到航空器外壳并将射频能量无源地耦合到航空器外壳，航空器外壳又可作为无源辐射器以将射频通信信号再次辐射到远离航空器的位置，从而不使用安装在航空器上的单独天线而发射射频通信信号。
7.如权利要求6所述的方法，其中所述射频通信信号包括扩频通信信号。
8.如权利要求6所述的方法，其中航空器数据与乘客数据、航空器出发与到达、乘客事务或来自空警的数据中的至少一个有关。
9.如权利要求6所述的方法，在从航空器组件获得航空器数据，并将航空器数据发送至包括具有PCMCIA形式要素的PC卡主体、并与航空器组件接口的PC卡之前，还包括从数据采集单元DAU收集关于航空器飞行性能的数据。
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