一种飞行控制系统试验装置的制作方法

本发明专利涉及一种飞行器飞行控制系统试验装置，具体的说，是一种基于虚拟仪器技术的可用于飞行器电传飞行控制系统时域响应和频率响应试验的试验装置。

背景技术：

电传飞行控制系统时域响应和频率响应试验是飞行器试飞前例行地面试验，包括地面时域响应试验、稳定储备试验等，主要测量飞行控制系统各回路动态特性，从而依据试验数据对飞行控制系统的动态特性进行评估。

目前，电传飞行控制系统时域和频率响应试验大多采用频率响应分析仪产生飞行控制系统扫频激励信号，并同时采集飞行控制系统的响应信号，通过频率响应分析仪解算得到飞行控制系统的动态特性数值。试验过程中需要系统试验器、模拟/数字转换装置和数字/模拟转换装置等实现频率响应分析仪与飞控计算机的信号交联，造成试验装置间电缆连接比较复杂，引起信号衰减、波形失真和信号噪声，降低试验过程采集信号的信噪比，造成试验结果准确度降低。

技术实现要素：

(1)发明目的

本发明提出一种基于虚拟仪器技术的电传飞行控制系统试验装置，避免了采用现有频率响应分析仪、系统试验器、模拟/数字转换装置、数字/模拟转换装置和测试电缆引起的信号幅值衰减、波形失真等问题，提高电传飞行控制系统时域和频域响应试验结果的准确性。

(2)发明技术方案

本发明提出的电传飞行控制系统试验装置包括硬件系统和软件系统两个部分，通过硬件系统和软件系统的协同工作，实现飞行控制系统时域和频域响应特性试验、分析与评价。

所述试验装置硬件系统结构如图1所示，该试验装置由上位机和下位机两部分组成。其中下位机包括激励信号输出硬件模块11、舵面响应信号采集硬件模块12、传感器响应信号采集硬件模块13、飞控系统状态采集硬件模块14、数据传输总线15和下位机控制器16,主要完成数字激励信号产生、响应信号采集、信号分析解算等功能。上位机包括试验状态通讯硬件模块17和人机交互计算机18，实现人机接口功能，提供人机操作界面，接受用户输入的飞行状态点信息、激励信号信息、控制命令等，并显示数据结果图形曲线等信息，实现人机交互功能。

其中，激励信号输出硬件模块11、舵面响应信号采集硬件模块12、传感器响应信号采集硬件模块13和飞控系统状态采集硬件模块14与试验飞控系统保持相同余度配置。激励信号输出硬件模块11采用数字通讯总线与飞控计算机相联，为飞控系统时域和频域响应试验分别注入方波和正弦波数字扫频激励信号。舵面响应信号采集硬件模块12采用数字通讯总线与飞控计算机相联，完成飞控系统舵面响应信号的采集。传感器响应信号采集硬件模块13采用数字通讯总线与飞控计算机相联，完成陀螺、加速度计等传感器响应信号采集。飞控系统状态采集硬件模块14与飞控计算机相联，完成飞控系统报警故障状态信息采集。下位机控制器16通过下位机机箱主板的数据传输总线15与激励信号输出硬件模块11、舵面响应信号采集硬件模块12、传感器响应信号采集硬件模块13、飞控系统状态采集硬件模块14通讯。试验状态通讯硬件模块17与铁鸟试验台的综合测控仿真机相联，实现试验飞行状态信息的设置。人机交互计算机18实现人机交互、试验数据分析与存储等功能。

所述激励信号输出硬件模块11、舵面响应信号采集硬件模块12、传感器响应信号采集硬件模块13和飞控系统状态采集硬件模块14与试验飞控系统保持相同余度配置。以上各模块输出和采集的信号均为多余度数字式信号，通过余度表决处理后可有效剔除信号中的奇异值，提高试验结果准确性。

所述激励信号输出硬件模块11为飞控系统试验注入所需的数字式激励信号。激励信号可依据试验项目选取不同的波形，在进行时城响应试验时选取方波数字激励信号，进行频域响应试验时选取正弦波数字激励信号。

所述激励信号输出硬件模块11输出的激励信号及舵面响应信号采集硬件模块12和传感器响应信号采集硬件模块13采集的响应信号均为数字式信号，有效避免了受试验设备和现场电磁干扰造成的信号幅值衰减、波形失真等问题，从而提高试验结果的准确性。

本发明的软件系统结构如图2所示，包括:激励信号产生软件模块21、舵面响应信号采集软件模块22、传感器响应信号采集软件模块23、飞控系统状态监控软件模块24、试验状态设置软件模块25、试验状态通讯软件模块26、进程控制软件模块27、信号余度表决软件模块28、试验数据分析软件模块29及试验数据库30。其中激励信号产生软件模块21通过人机交互界面由试验人员选定各飞行状态点激励信号类型(时域响应试验选取方波信号，频率响应试验选取正弦波信号)，并设置幅值、频率变化范围、扫频时间等参数，所产生的数字式激励信号，将通过数字式总线直接注入飞控计算机。舵面响应信号采集软件模块22完成飞控系统舵面响应信号采集，并调用信号余度表决软件模块28剔除信号中的奇异值，进行平滑处理。传感器响应信号采集软件模块23完成俯仰速率、滚转速率、偏航速率、法向过载等信号采集，并调用信号余度表决软件模块28剔除信号中的奇异值，进行平滑处理。飞控系统状态监控软件模块24对飞控系统报警故障状态进行监控，故障状态时中断试验。试验状态设置软件模块25完成各飞行状态高度、马赫数、静压、动压、构型等参数设置。进程控制软件模块27按试验人员预先设定信息，控制各软件模块运行，实现多飞行状态点的自动连续试验。试验数据分析软件模块29完成舵面响应和传感器响应信号解算，绘制系统时域或频率响应特性曲线。测得的试验数据和分析结果等保存在试验数据库30中，供试验后分析汇总。

所述试验装置软件系统基于虚拟仪器技术开发，采用目前成熟的虚拟仪器开发系统编程，充分继承成熟虚拟仪器开发系统的开放式体系架构，便于维护，便于升级，具有良好的通用性和可扩展性。

所述试验状态设置软件模块25可以通过人机交互界画由试验人员在飞行包线范围内预先选定多个试验飞行状态点，并设置各飞行状态点高度、马赫数、静压、动压、飞行器构型等参数。试验装置将自动连续完成各飞行状态点试验，在飞行控制系统正常状态下，整个试验过程不需要试验人员干预。

所述激励信号产生软件模块21实现数字式激励信号生成，该模块采用虚拟仪器开发系统的成熟控件开发。首先由波形生成控件依激励信号类型(时域试验选方波，频率响应试验选正弦波)、幅值频率、采样频率生成数字式激励信号，然后依次将各采样点实数数值依据比例尺转化为整数类型数值，并按照数字总线通讯格式添加数据块块头字节、字节数字节、采样率字节、激励舵机序号字节、代码和字节等构成标准数字总线通讯数据块，并通过数字通讯总线发送给飞控计算机。

所述信号余度表决软件模块28负责对多通道试验数据进行多余度表决，表决过程中首先剔除试验数据中极大和极小值，然后确定表决值(三余度试验数据选取中间值作为表决值，四余度试验数据按剩余两个中间值的平均值确定表决值)，以此剔除试验数据中的奇异值。

所述试验数据分析软件模块29对试验数据进行分析处理(时域试验进行时域分析，频率响应试验进行频域分析)，其中频域分析选用离散傅里叶变换DFT算法进行处理，得到飞控各通道动态特性结果。

(3)发明的有益效果

本发明的有益效果包括:

1.通过引入一套基于虚拟仪器的飞行控制系统试验装置，替代目前试验中采用频率响应分析仪、系统试验器、模拟/数字转换装置、数字/模拟转换装置等，实现试验装置与飞控计算机的多余度数字直接交联，避免了采用现有试验装置和测试电缆带来的信号幅值衰减、波形失真等问题，提高试验结果的准确性。

2.通过软件界面可进行试验飞行状态点的选取和参数设置，实现多试验飞行状态点、多通道连续自动测试，减轻试验人员的工作量。

3.试验装置软件系统基于虚拟仪器技术开发，充分继承成熟虚拟仪器开发系统的开放式体系架构，通用性及可扩展性较好，便于推广，具有很好的应用前景。

附图说明

图1为本发明涉及的飞行控制系统试验装置的硬件结构图。

其中：11为激励信号输出硬件模块，12为舵面响应信号采集硬件模块，13为传感器响应信号采集硬件模块，14为飞控系统状态采集硬件模块，15为数据传输总线，16为下位机控制器，17为试验状态通讯硬件模块，18为人机交互计算机。

图2为本发明涉及的飞行控制系统试验装置的软件结构图。

其中：21为激励信号产生软件模块，22为舵面响应信号采集软件模块，23为传感器响应信号采集软件模块，24为飞控系统状态监控软件模块，25为试验状态设置软件模块，26为试验状态通讯软件模块，27为进程控制软件模块，28为信号余度表决软件模块，29为试验数据分析软件模块，30为试验数据库。

具体实施方式

本发明一个实施例硬件系统结构如图1所示，该试验装置由上位机和下位机两部分组成。其中下位机采用基于PXI数据传输总线系统架构，激励信号输出硬件模块11、舵面响应信号采集硬件模块12、传感器响应信号采集硬件模块13、飞控系统状态采集硬件模块14均采用美国NI公司PXI-8431/8板卡实现4余度配置，数据传输总线15采用PXI数据传输总线，下位机控制器16采用美国NI公司PXIe-8840控制器模块，下位机机箱采用美国NI公司的PXIe-1082机箱。激励信号输出硬件模块11、舵面响应信号采集硬件模块12、传感器响应信号采集硬件模块13及飞控系统状态采集硬件模块14均安装在下位机机箱内，并通过机箱主板的PXI数据传输总线与下位机控制器16通讯。下位机主要完成数字激励信号产生、响应信号采集、信号分析解算等功能。

上位机包括试验状态通讯硬件模块17和人机交互计算机18，实现人机接口功能，提供人机操作界面，接受用户的输入的飞行状态点信息、激励信号信息、控制命令等，并显示数据结果图形曲线等信息，实现试验人机交互功能。试验状态通讯硬件模块17采用MOXA CP-132板卡，人机交互计算机18采用通用的商用计算机或者是工控计算机，试验状态通讯硬件模块17安装在人机交互计算机18的机箱主板上。人机交互计算机18通过以太网与下位机通讯。

本实施例软件系统结构如图2所示，该系统采用基于虚拟仪器技术编程模式，开发系统选用LabVIEW 2013中文版，保证软件系统具有良好的通用性和可扩展性。该软件系统包括激励信号产生软件模块21、舵面响应信号采集软件模块22、传感器响应信号采集软件模块23、飞控系统状态监控软件模块24、试验状态设置软件模块25、试验状态通讯软件模块26、进程控制软件模块27、信号余度表决软件模块28、试验数据分析软件模块29及试验数据库30。

所述激励信号产生软件模块21实现数字式激励信号生成，该模块采用虚拟仪器开发系统的成熟控件开发。首先采用LabVIEW波形生成子选板中基本函数发生器模块依据激励信号类型（时域试验选方波，频率响应试验选正弦波)、幅值、频率、采样频率（本实施例默认为1000Hz)生成数字式激励信号，然后依次将各采样点实数数值依据比例尺转化为整数类型数值(长度2字节)，并按照RS422串口通讯格式添加数据块块头字节、字节数字节、采样率字节激励舵机序号字节、代码和字节等构成标准串口通讯数据块，并通过激励信号输出硬件模块11的RS422串口发送给飞控计算机。飞控计算机在接受数字式激励信号后，通过解算输出模拟式激励信号驱动舵机运动开展试验。

所述舵面响应信号采集软件模块22和传感器响应信号采集软件模块23，分别负责采集飞控计算机发送的多余度数字式舵面指令和传感器响应信号(俯仰速率、滚转速率、偏航速率、法向过载等)。首先采用LabVIEW的串口通信子选板中串口读入控件采集飞控计算机发送来的多余度数字式信号，然后按照预置的RS422串口通讯格式生成多余度数字式舵面指令和各传感器响应信号。

所述飞控系统状态监控软件模块24负责对飞控系统报警故障状态进行监控，首先采用LabVIEW的串口通信子选板中串口读入控件采集飞控计算机发送来状态信号，然后按照预置的RS422串口通讯格式生成飞控系统报警状态信息，并将报警状态信息发送给进程控制软件模块27。当飞控系统发生故障时，进程控制软件模块27发出中断指令，停止试验，并发送报警信息至人机界面。

所述试验状态设置软件模块25采用LabVIEW的成熟控件开发，提供的人机交互界面可实现多飞行状态点高度、马赫数、静压、动压、飞行器构型等参数设置。预设的各飞行状态点信息将在进程控制软件模块27控制下随着试验的进程通过试验状态通讯软件模块26逐个发送到铁鸟试验台的综合测试仿真机中，实现各飞行状态点自动连续试验。

所述信号余度表决软件模块28负责对多通道试验数据进行多余度表决，表决过程中首先剔除多余度试验数据中极大和极小值，然后确定表决值(三余度飞控系统选取中间值作为表决值，四余度飞控系统按剩余两个中间值的平均值确定表决值)，以此剔除试验数据中的奇异值。

所述试验数据分析软件模块29依据试验类型对数据进行分析处理，该模块采用LabVIEW的信号分析子选板的成熟控件，对试验数据进行时域分析和频域分析。其中，频域分析选用离散傅里叶变换DFT算法处理，并通过图形输出类控件输出到人机界面，同时将试验数据和结果保存的试验数据库30中。试验数据库30可选用当前成熟的数据库管理系统，如SQL Server、 Oracle等。

以上实施例是对本发明的技术方案进行的进一步详细说明，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。