本發(fā)明屬于航空電子技術(shù)領(lǐng)域，涉及航空電子系統(tǒng)的仿真分析，具體涉及一種航空電子系統(tǒng)的分布式實時綜合仿真方法。

背景技術(shù)：
電子技術(shù)和網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的快速發(fā)展推動了航空電子系統(tǒng)的升級換代。新一代基于IMA、DIMA架構(gòu)的綜合航空電子系統(tǒng)體系結(jié)構(gòu)復雜，研制周期短，盡早開展系統(tǒng)設(shè)計方案的仿真驗證及迭代顯得尤為重要。在系統(tǒng)研發(fā)初期通過仿真發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)問題，尤其是航空電子系統(tǒng)信號級設(shè)計缺陷和不兼容性，能避免在項目后期乃至系統(tǒng)運行期間產(chǎn)生較高的成本和進度延期。但是，現(xiàn)有的航空電子系統(tǒng)仿真方法只能實現(xiàn)靜態(tài)、單一學科的仿真，且真實度低，無法滿足航空電子系統(tǒng)實時、動態(tài)、復雜環(huán)境的仿真需求。例如，授權(quán)公告號為CN101989067B的中國專利公開了一種飛行環(huán)境仿真系統(tǒng)，其通過信號采集裝置采集飛鳥試驗臺、發(fā)動機控制試驗臺和航電系統(tǒng)試驗臺的數(shù)據(jù)，并用其代替飛行仿真軟件FLSIM中的相應(yīng)模塊來實現(xiàn)更真實的仿真。但是，該仿真系統(tǒng)只是對商用飛行仿真軟件FLSIM進行了一些簡單的改進，其實質(zhì)還是采用飛行仿真軟件FLSIM的主要功能模塊進行飛行環(huán)境仿真，因此，其只能實現(xiàn)飛行環(huán)境的仿真，即，只能實現(xiàn)單一學科的仿真，且無法實現(xiàn)仿真結(jié)果的顯示，無法根據(jù)需要設(shè)置仿真輸入和輸出內(nèi)容，同時也無法實現(xiàn)分布式和實時、動態(tài)仿真，也就無法滿足航空電子系統(tǒng)的綜合仿真需求。因此，目前亟需建立一種開放的分布式實時綜合仿真方法，實現(xiàn)航空電子系統(tǒng)的實時、動態(tài)、多學科、高逼真度的綜合仿真。

技術(shù)實現(xiàn)要素：
本發(fā)明的目的是解決現(xiàn)有航空電子系統(tǒng)仿真方法的上述問題，實現(xiàn)航空電子系統(tǒng)的實時、動態(tài)、多學科、高逼真度的綜合仿真。為了達到上述目的，本發(fā)明提供如下技術(shù)方案：一種航空電子系統(tǒng)分布式實時綜合仿真方法，其包括：在前期設(shè)計得到的航空電子系統(tǒng)的設(shè)備、端口、邏輯和接口控制文件的基礎(chǔ)上，基于SystemC用C++定義出激勵模型、設(shè)備模型和監(jiān)控模型的代碼模板，并基于SystemC用C++定義出仿真內(nèi)核；在前期設(shè)計得到的航空電子系統(tǒng)的接口控制文件、系統(tǒng)架構(gòu)數(shù)據(jù)和設(shè)備邏輯數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，按照已定義好的激勵模型、設(shè)備模型和監(jiān)控模型的代碼模板，生成可仿真的激勵模型、設(shè)備模型和監(jiān)控模型；針對具體仿真需求配置相應(yīng)的仿真激勵源，并通過仿真激勵源產(chǎn)生仿真需要的激勵信號，同時，激勵模型實時讀取來自仿真激勵源的激勵信號完成信號刷新；通過接口控制文件中描述的信號傳遞關(guān)系，把多個設(shè)備模型，激勵模型和監(jiān)控模型的端口連接起來，由仿真內(nèi)核基于統(tǒng)一時間軸來調(diào)度設(shè)備模型，激勵模型和監(jiān)控模型，進行模型之間的信號傳遞，從而實現(xiàn)航空電子系統(tǒng)的仿真；利用仿真監(jiān)控設(shè)備對仿真結(jié)果進行實時處理和顯示，以此來達到信號監(jiān)控的目的。進一步地，其中，在仿真過程中，通過飛行器外部模型的模型解算，模擬產(chǎn)生飛行器真實運行狀態(tài)下的一些相關(guān)信號，并使這些相關(guān)信號通過仿真內(nèi)核與設(shè)備模型實時發(fā)生信號交換，以此保持各個設(shè)備模型的信號的實時有效性，使仿真過程中傳遞的信號更加真實。更進一步地，其中，每個傳遞的信號在仿真內(nèi)核中都有相應(yīng)的信號包，在信號傳遞時，各個模型的輸出端口和輸入端口都是與仿真內(nèi)核中的信號包進行交互；同時，輸出端口每一次的寫入信號包都會有相應(yīng)時間標記，同樣，輸入端口每一次的讀取信號包也都會有相應(yīng)時間標記，以此來完成模型間的信號傳遞。再更進一步地，所述航空電子系統(tǒng)分布式實時綜合仿真方法進一步包括通過仿真內(nèi)核獲取仿真過程中的信號，并通過飛行視景系統(tǒng)顯示飛行器的飛行視景。在本發(fā)明中，一方面，所述仿真激勵源包括飛行員操作模塊、模擬座艙控制設(shè)備和自定義輸入界面，其中，所述飛行員操作模塊用于模擬真實飛行環(huán)境下飛行員對飛行器的各種操作，產(chǎn)生操作激勵信號；所述模擬座艙控制設(shè)備用于模擬真實飛行器的座艙控制設(shè)備，產(chǎn)生座艙控制激勵信號；所述自定義輸入界面為根據(jù)仿真需求而定制的圖形化的輸入控件，產(chǎn)生定制的激勵信號。進一步地，所述仿真監(jiān)控設(shè)備包括信號監(jiān)控模塊、模擬座艙顯示設(shè)備和自定義輸出界面，其中，所述信號監(jiān)控模塊用于實時監(jiān)控在仿真過程中發(fā)生變化的信號，保存其數(shù)據(jù)文件，且以波形的形式輸出；所述模擬座艙顯示設(shè)備用于顯示模擬飛行器真實運行狀態(tài)下航空電子系統(tǒng)的各種座艙顯示設(shè)備的輸出信號；所述自定義輸出界面為根據(jù)仿真需求而定制的圖形化的輸出控件，顯示定制的輸出信號。同時，在本發(fā)明中，可以采用數(shù)據(jù)分發(fā)服務(wù)（DDS）或CORBA軟總線技術(shù)實現(xiàn)航空電子系統(tǒng)的各個設(shè)備模型之間的信號傳遞。在本發(fā)明中，將航空電子系統(tǒng)的各個設(shè)備抽象成可仿真的設(shè)備模型，通過仿真內(nèi)核可實現(xiàn)最小可達10ps時間間隔的精確時鐘調(diào)度，從而使前期的設(shè)計數(shù)據(jù)在此階段就可以進行仿真驗證，較早發(fā)現(xiàn)設(shè)計中存在的邏輯問題，進而降低項目成本，縮短整個研發(fā)周期。此外，在本發(fā)明中，通過模擬真實飛行器操作的激勵源和仿真監(jiān)控設(shè)備可以實現(xiàn)閉環(huán)仿真；而且，利用座艙控制顯示設(shè)備和飛行視景系統(tǒng)可以對仿真過程進行動態(tài)展示，提升了仿真的逼真性。并且，在本發(fā)明中，可自定義仿真的輸入輸出信號，極大地提升了仿真的人機交互性。最后，本發(fā)明的綜合仿真系統(tǒng)還具有飛行器外部模型，例如飛行器動力學模型，飛行器電子設(shè)備模型，飛行環(huán)境模型等，能產(chǎn)生較真實的飛行器外部信號并與仿真模型進行信號對接，從而在信號調(diào)度的基礎(chǔ)上，多種模型的支持下實現(xiàn)航空電子系統(tǒng)的分布式多學科綜合仿真。附圖說明圖1是本發(fā)明的航空電子系統(tǒng)分布式實時綜合仿真方法所使用的仿真系統(tǒng)的示意圖。圖2是示例性的仿真過程中的信號傳遞的示意圖。圖3是本發(fā)明的航空電子系統(tǒng)分布式實時綜合仿真方法的流程圖。具體實施方式下面結(jié)合附圖詳細描述本發(fā)明的具體實施方式。本發(fā)明所述的航空電子系統(tǒng)分布式實時綜合仿真方法用于實現(xiàn)航空電子系統(tǒng)的綜合仿真分析，其以仿真內(nèi)核實現(xiàn)在統(tǒng)一時間軸下的航空電子系統(tǒng)內(nèi)的信號傳遞和邏輯事件控制的調(diào)度。利用設(shè)備模塊式架構(gòu)和軟總線技術(shù)等，實現(xiàn)航空電子系統(tǒng)的分布式仿真?？稍诤娇针娮酉到y(tǒng)研發(fā)早期進行系統(tǒng)邏輯仿真及后期的功能性能確認。在介紹本發(fā)明的航空電子系統(tǒng)分布式實時綜合方法之前，先介紹本發(fā)明的航空電子系統(tǒng)分布式實時綜合仿真方法所使用的仿真系統(tǒng)。如圖1所示，所述仿真系統(tǒng)包括仿真模型1、仿真激勵源2、仿真監(jiān)控設(shè)備3和飛行器外部模型4。所述仿真模型1包括激勵模型11、設(shè)備模型12、監(jiān)控模型13和仿真內(nèi)核14。其中，所述激勵模型11為整個仿真過程提供激勵，其包括激勵信號和激勵邏輯。所述激勵信號為從后面將要介紹的仿真激勵源傳遞過來的各種激勵信號。所述激勵邏輯為激勵模型基于激勵信號輸入輸出的邏輯關(guān)系。所述設(shè)備模型12用于模擬航空電子系統(tǒng)的各個設(shè)備，其包括設(shè)備信號和設(shè)備邏輯。設(shè)備信號指此設(shè)備自身可產(chǎn)生的一些信號，例如GPS，它的信號一般會包括經(jīng)度、緯度等。設(shè)備邏輯指設(shè)備基于信號輸入輸出的邏輯關(guān)系，例如平臺計算機，在接收到自檢命令時，平臺計算機自檢后返回其自檢狀態(tài)，整個過程就是它的某個邏輯關(guān)系。在一般的航空電子系統(tǒng)里，會有多個設(shè)備模型，例如，圖2中示出了三個設(shè)備模型，分別為設(shè)備模型一121、設(shè)備模型二122和設(shè)備模型三123。所述監(jiān)控模型13用于獲取仿真過程中各種信號的變化，其包括監(jiān)控信號和監(jiān)控邏輯。所述監(jiān)控信號為監(jiān)控得到的仿真過程中的各種信號。所述監(jiān)控邏輯為監(jiān)控模型基于信號輸入輸出的邏輯關(guān)系。在本發(fā)明中，通過前期設(shè)計得到的接口控制文件中描述的信號傳遞關(guān)系來確定所述激勵邏輯、設(shè)備邏輯和監(jiān)控邏輯。如圖2所示，所述仿真內(nèi)核14包括時間軸141和由各種信號包構(gòu)成的信號庫142，用于在時間軸141的統(tǒng)一調(diào)度下，實現(xiàn)激勵模型11、各個設(shè)備模型12和監(jiān)控模型13之間的信號和邏輯的并行調(diào)度。在本發(fā)明中，仿真模型1可以基于SystemC實現(xiàn)。SystemC是一種基于C++的系統(tǒng)級建模語言，屬于IEEE1666標準。眾所周知，在進行航空電子系統(tǒng)的仿真之前，已經(jīng)進行了航空電子系統(tǒng)的設(shè)計，因此，可以根據(jù)前期設(shè)計的設(shè)備、端口、邏輯、接口控制文件（ICD）等信息，基于SystemC用C++定義出激勵模型11、設(shè)備模型12和監(jiān)控模型13的代碼模板。所述代碼模板指根據(jù)前期設(shè)計的設(shè)備、端口、邏輯、ICD等信息，基于C++實現(xiàn)的特定的代碼規(guī)則，其體現(xiàn)了模型的基本架構(gòu)，在其內(nèi)填充相關(guān)設(shè)備的信號和邏輯，即可得到相應(yīng)的設(shè)備模型。有了代碼模板之后，就可以利用前期設(shè)計時得到的整個航空電子系統(tǒng)的接口控制文件（ICD）、系統(tǒng)架構(gòu)數(shù)據(jù)、設(shè)備邏輯數(shù)據(jù)等，按照已定義的設(shè)備模型代碼模板，針對每一個設(shè)備生成可仿真的設(shè)備模型；按照已定義的激勵模型代碼模板，針對每一個激勵源生成可仿真的激勵模型；按照已定義的監(jiān)控模型代碼模板，針對每一個仿真監(jiān)控設(shè)備，生成可仿真的監(jiān)控模型。同時，可以基于SystemC用C++定義出所述仿真內(nèi)核4，包括時間軸和信號庫。所述仿真激勵源2模擬真實飛行情況下航空電子系統(tǒng)的各種激勵，并與所述激勵模型11進行信號對接。在本發(fā)明中，所述仿真激勵源2包括飛行員操作模塊21、模擬座艙控制設(shè)備22和自定義輸入界面23。其中，所述飛行員操作模塊21用于模擬真實飛行環(huán)境下飛行員對飛行器的各種操作，產(chǎn)生操作激勵信號。通常情況下，操作激勵信號主要指飛機油門控制信號和飛機六自由度控制信號。所述模擬座艙控制設(shè)備22用于模擬真實飛行器的座艙控制設(shè)備，產(chǎn)生常用座艙控制激勵信號。通常情況下，所述模擬座艙控制設(shè)備22主要指座艙的各種控制按鈕，例如電源開關(guān)，自檢開關(guān)等。所述自定義輸入界面23為根據(jù)仿真需求而定制的圖形化的輸入控件，產(chǎn)生定制的激勵信號。利用所述自定義輸入界面23，用于可以根據(jù)仿真需求，產(chǎn)生定制的激勵信號，該定制的激勵信號可以是，例如開關(guān)信號、飛行器搖桿信號等。通過所述自定義輸入界面23，使得用戶可以根據(jù)需要自定義一些綜合仿真激勵信號，極大地提高了仿真的人機交互性。在所述仿真激勵源2開始產(chǎn)生激勵時，激勵模型11實時讀取來自仿真激勵源2的激勵信號，完成激勵模型11中激勵信號的刷新，保證仿真過程是在當前激勵下進行的，從而保證了仿真的實時性。在仿真過程中，所述飛行器外部模型4通過自身模型的解算得到與相應(yīng)模擬飛行相關(guān)的外部信號。所述飛行器外部模型4包括飛行器電子設(shè)備模型41、飛行器動力學模型42和飛行環(huán)境模型43。其中，所述飛行器電子設(shè)備模型41用于模擬飛行器的各種電子設(shè)備，得到飛行器的各種電子設(shè)備產(chǎn)生的信號。所述飛行器動力學模型42用于模擬飛行器的飛行狀態(tài)，得到飛行器的狀態(tài)信號。所述飛行環(huán)境模型43用于模擬飛行器的飛行環(huán)境，得到飛行環(huán)境信號。在本發(fā)明中，通過飛行仿真軟件FLSIM提供所述飛行器電子設(shè)備模型41、飛行器動力學模型42和飛行環(huán)境模型43。FLSIM是加拿大PRESAGI公司開發(fā)的用于實現(xiàn)高精度飛行仿真的商用軟件，其包括用于飛行仿真的多種模塊，諸如飛行器氣動導系數(shù)模塊、運動方程模塊、大氣模塊、操縱面位置變化模塊、發(fā)動機推力模塊等等。通過該FLSIM，即可獲得模擬真實飛行環(huán)境下飛行器運行時的飛機狀態(tài)信號、各電子設(shè)備信號以及外部飛行環(huán)境信號，例如飛行高度、經(jīng)緯度、大氣數(shù)據(jù)等等各項飛行信號。通過FLSIM得到的飛行信號與設(shè)備模型進行信號對接，即可模擬真實飛行環(huán)境中的飛行狀況。當然，在本發(fā)明中，也可以不采用飛行仿真軟件FLSIM，而是設(shè)計模擬飛行器電子設(shè)備、飛行器動力學和飛行環(huán)境的各種模擬設(shè)備，并用信號采集裝置采集各個模擬設(shè)備的信號，從而獲得模擬真實飛行環(huán)境下飛行器運行時的飛行狀態(tài)信號、各電子設(shè)備信號以及外部飛行環(huán)境信號。所述仿真監(jiān)控設(shè)備3與所述監(jiān)控模型13進行信號對接，用以顯示仿真過程的內(nèi)容。在本發(fā)明中，所述仿真監(jiān)控設(shè)備3可以包括信號監(jiān)控模塊31、模擬座艙顯示設(shè)備32和自定義輸出界面33。其中，所述信號監(jiān)控模塊31用于實時監(jiān)控在仿真過程中發(fā)生變化的信號，保存其數(shù)據(jù)文件，且以波形的形式輸出。通過所述信號監(jiān)控模塊31，可以監(jiān)控設(shè)備間的信號傳遞，例如前面所列舉的自檢信號。所述模擬座艙顯示設(shè)備32用于顯示模擬飛行器真實運行狀態(tài)下航空電子系統(tǒng)的各種座艙顯示設(shè)備的輸出信號，包括狀態(tài)信號、連續(xù)信號等。所述模擬座艙顯示設(shè)備32可以是多功能顯示器、平視顯示器等；也可以是桌面仿真儀表的圖形化輸出界面。所述自定義輸出界面33為根據(jù)仿真需求而定制的圖形化的輸出控件，顯示定制的輸出信號。利用所述自定義輸出界面33，用于可以根據(jù)仿真需求，輸出定制的信號，該定制的信號可以是，例如開關(guān)信號、飛行器搖桿信號等。通過所述自定義輸出界面33，使得用戶可以根據(jù)需要自定義一些綜合輸出信號，極大地提高了仿真的人機交互性。在仿真過程中，仿真監(jiān)控設(shè)備3可以實時從監(jiān)控模塊13獲得監(jiān)控信號和監(jiān)控邏輯，保證仿真輸出的實時性。下面介紹仿真過程中各個模型之間的信號傳遞。圖2示出了示例性的仿真過程中的信號傳遞的示意圖。為了簡化和清楚，在圖2中只示出了三個設(shè)備模型，當然，真實的航空電子系統(tǒng)會包括更多個設(shè)備模型。同理，在圖2中只示出了設(shè)備模型二與設(shè)備模型三之間的信號傳遞，當然，在真實的航空電子系統(tǒng)中，其它設(shè)備模型之間以及激勵模型與設(shè)備模型之間、設(shè)備模型與監(jiān)控模型之間也存在信號傳遞，但是它們之間的信號傳遞方式和設(shè)備模型二與設(shè)備模型三之間的信號傳遞方式相同，因此，在這里只以設(shè)備模型二與設(shè)備模型三之間的信號傳遞方式為例介紹各個模型之間的信號傳遞方式。如圖2所示，在本發(fā)明中，激勵模型11、設(shè)備模型一121、設(shè)備模型二122、設(shè)備模型三123和監(jiān)控模型13之間通過端口互相連接，在仿真內(nèi)核14的支持下完成信號傳遞。在時間軸141的統(tǒng)一調(diào)度下，不同模型間通過信號庫142中的信號包寫入讀出的方式來進行信號傳遞。具體地，在仿真時，根據(jù)激勵模型11的激勵邏輯112、設(shè)備模型一121的設(shè)備邏輯1212、設(shè)備模型二122的設(shè)備邏輯1222、設(shè)備模型三123的設(shè)備邏輯1232和監(jiān)控模型13的監(jiān)控邏輯132建立起激勵模型11、設(shè)備模型一121、設(shè)備模型二122、設(shè)備模型三123和監(jiān)控模型13之間的端口連接。然后，在仿真內(nèi)核14的統(tǒng)一調(diào)度下，基于統(tǒng)一時間軸141，實現(xiàn)激勵模型11、設(shè)備模型一121、設(shè)備模型二122、設(shè)備模型三123和監(jiān)控模型13之間的信號傳遞。例如，假如圖2中的設(shè)備模型二122為總控計算機模型，設(shè)備模型三123為平臺計算機模型。針對總控計算機給平臺計算機發(fā)送自檢信號這一過程，由于它們之間存在信號輸入輸出的邏輯關(guān)系，所以它們的端口互相連接，并且在它們的端口互相連接之后，先由總控計算機在前一時刻輸出信號包1421至仿真內(nèi)核4的信號庫142，該信號包1421不僅包括總控計算機輸出的信號1，還包括基于時間軸141得到的輸出信號時的時間1；再由平臺計算機在后一時刻從仿真內(nèi)核4的信號庫142讀取自檢信號包1422，該自檢信號包1422不僅包括平臺計算機讀取的信號2，還包括基于時間軸141得到的讀取信號時的時間2，繼而完成自檢信號的傳遞。由于在信號的傳遞過程中，不僅包括信號本身，還包括與信號相關(guān)的時間，因此能夠?qū)崿F(xiàn)航空電子系統(tǒng)的實時仿真。所述仿真系統(tǒng)進一步包括飛行視景系統(tǒng)5。所述飛行視景系統(tǒng)5通過仿真內(nèi)核14獲取仿真過程中的一些信號，包括航空電子系統(tǒng)的各個設(shè)備的信號以及飛行器外部信號，顯示飛行器的模擬飛行視景。此外，在本發(fā)明中，可以采用數(shù)據(jù)分發(fā)服務(wù)（DDS）或CORBA等現(xiàn)有的軟總線技術(shù)實現(xiàn)航空電子系統(tǒng)的各個設(shè)備模型12之間的信號傳輸，從而可以更好地實現(xiàn)各個模型之間的分布式仿真。下面介紹本發(fā)明的航空電子系統(tǒng)分布式實時綜合仿真方法。圖3示出了本發(fā)明的航空電子系統(tǒng)分布式實時綜合仿真方法的流程圖。如圖3所示，在該綜合仿真方法中，首先，經(jīng)過前期對航空電子系統(tǒng)的設(shè)計，可以得到各個設(shè)備、端口、邏輯、接口控制文件（ICD）等信息。在這些信息的基礎(chǔ)上，可以基于SystemC用C++定義出激勵模型、設(shè)備模型和監(jiān)控模型的代碼模板；并基于SystemC用C++定義出仿真內(nèi)核。其次，經(jīng)過前期對航空電子系統(tǒng)各個設(shè)備接口的設(shè)計，可得到整個航空電子系統(tǒng)的接口控制文件（ICD）、系統(tǒng)架構(gòu)數(shù)據(jù)和設(shè)備邏輯數(shù)據(jù)。在這些數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，按照已定義好的激勵模型、設(shè)備模型和監(jiān)控模型的代碼模板，生成可仿真的激勵模型、設(shè)備模型和監(jiān)控模型。再次，針對具體仿真需求配置相應(yīng)的仿真激勵源，并通過仿真激勵源產(chǎn)生仿真需要的激勵信號，同時，激勵模型實時讀取來自仿真激勵源的激勵信號完成信號刷新。然后，通過前期設(shè)計的接口控制文件（ICD）中描述的信號傳遞關(guān)系，把多個設(shè)備模型，激勵模型和監(jiān)控模型通過端口連接起來。由仿真內(nèi)核基于統(tǒng)一時間軸來調(diào)度設(shè)備模型，激勵模型和監(jiān)控模型，進行模型之間的信號傳遞，從而實現(xiàn)航空電子系統(tǒng)的仿真。最后，利用仿真監(jiān)控設(shè)備對仿真結(jié)果進行實時處理和顯示，以此來達到信號監(jiān)控的目的。此外，在本發(fā)明中，在仿真過程中，可以利用一些飛行器外部模型，包括飛行動力學模型，飛行環(huán)境模型，飛行器電子設(shè)備模型，通過模型解算，模擬產(chǎn)生飛行器真實運行狀態(tài)下一些相關(guān)信號，這些相關(guān)信號通過仿真內(nèi)核與設(shè)備模型實時發(fā)生信號交換，以此保持各個設(shè)備模型的信號的實時有效性，使仿真過程中傳遞的信號更加真實。而且，在本發(fā)明中，優(yōu)選地，每個傳遞的信號在仿真內(nèi)核中都有相應(yīng)的信號包，在信號傳遞時，各個模型的輸出端口和輸入端口都是與仿真內(nèi)核中的信號包進行交互；同時，輸出端口每一次的寫入信號包都會有相應(yīng)時間標記，同樣，輸入端口每一次的讀取信號包也都會有相應(yīng)時間標記，以此來完成模型間的信號傳遞。同時，在本發(fā)明中，可以采用數(shù)據(jù)分發(fā)服務(wù)（DDS）或CORBA軟總線技術(shù)實現(xiàn)航空電子系統(tǒng)的各個設(shè)備模型之間的信號傳遞，從而更好地實現(xiàn)分布式仿真。具體實施方式的內(nèi)容是為了便于本領(lǐng)域技術(shù)人員理解和使用本發(fā)明而描述的，并不構(gòu)成對本發(fā)明保護內(nèi)容的限定。本領(lǐng)域技術(shù)人員在閱讀了本發(fā)明的內(nèi)容之后，可以對本發(fā)明進行合適的修改。本發(fā)明的保護內(nèi)容以權(quán)利要求的內(nèi)容為準。在不脫離權(quán)利要求的實質(zhì)內(nèi)容和保護范圍的情況下，對本發(fā)明進行的各種修改、變更和替換等都在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。