劉 洋，陳雪峰，韓泉泉

（1.西安愛生技術(shù)集團(tuán)公司 陜西 西安710065；2.西安航空電子科技有限公司，陜西 西安710065）

飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)通用測試平臺設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)

劉 洋1，陳雪峰2，韓泉泉1

（1.西安愛生技術(shù)集團(tuán)公司 陜西 西安710065；2.西安航空電子科技有限公司，陜西 西安710065）

針對系列飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)的通用化測試需求，采用虛擬儀器、軟硬件動(dòng)態(tài)配置及數(shù)據(jù)庫技術(shù)，設(shè)計(jì)了一種能兼容多型飛機(jī)，能靈活手動(dòng)和自動(dòng)測試的通用飛行控制系統(tǒng)的測試平臺。描述了系統(tǒng)的組成與工作原理，并對ICD數(shù)據(jù)管理、飛行儀表畫面仿真顯示、飛行控制系統(tǒng)作動(dòng)器加載等關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了分析和論述。最后，展示了測試平臺的整體效果。經(jīng)過實(shí)際使用，證明該平臺能滿足系列飛機(jī)研制和生產(chǎn)過程中的飛機(jī)飛控綜合測試要求。

飛行控制系統(tǒng)；自動(dòng)測試；ICD；加載臺

通過對系列飛機(jī)的飛控系統(tǒng)[1]原理及對外接口關(guān)系的分析，設(shè)計(jì)了一種基于虛擬儀器[2-5]技術(shù)的飛控通用自動(dòng)測試[6-9]平臺，該測試平臺采用先進(jìn)的計(jì)算機(jī)測試和控制技術(shù)，建立了對飛控系統(tǒng)所有部件進(jìn)行自動(dòng)和手動(dòng)測試、測試數(shù)據(jù)存儲及故障注入分析等功能的平臺；同時(shí)，能通過軟硬件動(dòng)態(tài)配置技術(shù)，滿足了在機(jī)載設(shè)備型號和接口發(fā)生變化時(shí)，適應(yīng)測試變化的擴(kuò)展需求。該測試平臺能最大程度的提高測試效率和提高測試可靠度，依靠信息化設(shè)備，檢測飛機(jī)飛控系統(tǒng)輸出信息，再使用計(jì)算分析即可進(jìn)行故障檢測和隔離，不必要求測試者具備很豐富的系統(tǒng)知識，即可進(jìn)行快速的測試，并對不合格項(xiàng)快速判斷故障點(diǎn)。

1 平臺組成及工作原理

通用測試平臺實(shí)現(xiàn)多型飛行控制系統(tǒng)安裝、加載、連接、激勵(lì)、測試等功能，測試平臺的組成原理如圖1所示，由圖可知該模式下主要由信號激勵(lì)及顯示系統(tǒng)、全套試驗(yàn)器、桿力桿位移測試系統(tǒng)、舵機(jī)加載臺、配平加載臺及系統(tǒng)測試電纜參加測試。飛控系統(tǒng)各部件由全套試驗(yàn)器接入試驗(yàn)平臺，在全套試驗(yàn)器內(nèi)，信號轉(zhuǎn)接與分配單元完成各部件系統(tǒng)連接，各部件接線關(guān)系按飛機(jī)實(shí)際接線關(guān)系連接；信號轉(zhuǎn)接與分配單元在完成飛控系統(tǒng)各部件交聯(lián)接線同時(shí)，把各信號線同時(shí)接入到全系統(tǒng)試驗(yàn)器面板的檢測及控制接口，方便系統(tǒng)測試中人工控制、檢測及狀態(tài)觀察；另外飛控測試中需要計(jì)算機(jī)激勵(lì)與監(jiān)控的總線信號、離散信號和模擬信號由全系統(tǒng)試驗(yàn)器接入信號激勵(lì)及顯示系統(tǒng)的具體PXI功能板卡內(nèi)，由計(jì)算機(jī)控制完成信號的激勵(lì)及信號監(jiān)控。在系統(tǒng)檢查過程中，試驗(yàn)平臺還提供了試驗(yàn)臺架和加載臺完成各部件的試驗(yàn)安裝固定，及舵機(jī)和相關(guān)配平部件的試驗(yàn)加載。

本通用測試平臺能檢查多型號的飛控系統(tǒng)，因各型號飛控部件型號、組成、供電與接線方式各不相同，所以本通用測試平臺配置了多套全套試驗(yàn)器來適配不同飛控系統(tǒng)的型號差異，不同的飛控系統(tǒng)使用不同全套試驗(yàn)器進(jìn)行系統(tǒng)信號連接、信號接口適配和系統(tǒng)配電，保證所有飛控系統(tǒng)均能進(jìn)行在本試驗(yàn)平臺下試驗(yàn)及測試。

試驗(yàn)平臺配置了公用的試驗(yàn)及測試資源，即信號激勵(lì)與顯示系統(tǒng)、電源系統(tǒng)在各飛控系統(tǒng)試驗(yàn)與測試中是通用的，具體測試中通過軟件配置與選擇完成各飛控系統(tǒng)差異型試驗(yàn)與測試，實(shí)現(xiàn)了資源的最大化利用和軟件[10]的通用性操作。

信號激勵(lì)器及顯示系統(tǒng)試驗(yàn)由信號激勵(lì)/測試控制計(jì)算機(jī)、EFIS/EICAS界面仿真計(jì)算機(jī)、數(shù)據(jù)監(jiān)測計(jì)

算機(jī)、數(shù)據(jù)庫服務(wù)器、PXI激勵(lì)及測試單元組成；全套試驗(yàn)器由系統(tǒng)供電電源、電源分配與監(jiān)測單元、信號轉(zhuǎn)接與分配單元及開關(guān)與切換單元組成；舵機(jī)加載臺，主要用于模擬實(shí)際飛行過程中空氣作用于模型飛行器舵面上的鉸鏈力矩，以驗(yàn)證舵機(jī)的作動(dòng)效能。此負(fù)載力矩由鉸鏈力矩、慣性力矩和阻尼力矩3部分組成；配平加載臺，主要用于安裝各配平部件，并模擬作用在配平舵機(jī)和電動(dòng)機(jī)構(gòu)上的力矩，測試位移。

在飛控系統(tǒng)檢查時(shí)，由試驗(yàn)平臺給各飛控系統(tǒng)部件供電，平臺檢查各飛控部件的自檢信息，在上電自檢工作正常的情況下，由激勵(lì)單元模擬航電、控制增穩(wěn)和襟翼控制等系統(tǒng)的信號給飛控計(jì)算機(jī)，并控制加載臺給舵機(jī)和配平系統(tǒng)加載，再結(jié)合仿真激勵(lì)信號和加載情況在操作各飛控操縱臺和手柄上設(shè)置飛控工作狀態(tài)，飛控系統(tǒng)進(jìn)入相應(yīng)的工作模式正常工作，試驗(yàn)平臺采集飛控系統(tǒng)的工作數(shù)據(jù)，經(jīng)ICD解析后輸出到試驗(yàn)平臺的軟件界面，試驗(yàn)人員可在EFIS/EICAS仿真界面和數(shù)據(jù)監(jiān)控界面上觀察飛控系統(tǒng)工作是否正常，也可由測試軟件判斷各測試項(xiàng)測試結(jié)論，最后把所有測試數(shù)據(jù)保存到數(shù)據(jù)庫。

圖1 系統(tǒng)平臺的組成原理

2 ICD數(shù)據(jù)管理設(shè)計(jì)

ICD指的是航空電子接口控制文件，定義了設(shè)備之間輸入、輸出的數(shù)據(jù)格式。由于航空電子設(shè)備繁多，數(shù)據(jù)量龐大，ICD通常是十分龐雜的，為查詢和使用帶來困難。所以，該設(shè)計(jì)使用數(shù)據(jù)庫來對ICD數(shù)據(jù)進(jìn)行存儲，并構(gòu)建ICD管理軟件對所有的ICD數(shù)據(jù)進(jìn)行管理。使用數(shù)據(jù)庫管理各類機(jī)載電子設(shè)備的ICD定義。該數(shù)據(jù)庫中的ICD定義，應(yīng)能與平臺硬件相映射。即錄入相應(yīng)ICD后，測試平臺能夠通過訪問數(shù)據(jù)庫，調(diào)用ICD相關(guān)信息，完成數(shù)據(jù)的組包和解析等功能。由程序根據(jù)數(shù)據(jù)庫中的信息對ICD進(jìn)行組包、解碼，需要對ICD信息進(jìn)行規(guī)范。ICD管理框圖如圖2所示。

圖2 ICD管理框圖

本ICD數(shù)據(jù)庫采用三層訪問方式，指在客戶端和數(shù)據(jù)庫中間有一個(gè)應(yīng)用服務(wù)，客戶端訪問數(shù)據(jù)庫時(shí)，直接與這個(gè)應(yīng)用進(jìn)行通訊，應(yīng)用再和數(shù)據(jù)庫進(jìn)行通訊。這樣，訪問數(shù)據(jù)庫的是應(yīng)用服務(wù)，客戶端沒有直接操作。因此，客戶端是不需要了解數(shù)據(jù)庫的部署情況的，也不需要部署與數(shù)據(jù)庫有關(guān)的客戶端，為部署和數(shù)據(jù)安全帶來了方便。

3 EFIS/EICAS畫面仿真設(shè)計(jì)

在測試過程中，需模擬EFIS、EICAS顯示屏，仿真EFIS的PFD界面，提供圖形化的ADI及HIS界面，故障界面；仿真EICAS中和飛控有關(guān)的畫面；EFIS和EICAS畫面分屏顯示，并可切換需要顯示的參數(shù)畫面；能在手柄操縱下在EFIS的ADI及HIS界面顯示飛機(jī)的姿態(tài)、航向等信息；配平系統(tǒng)在EICAS上顯示的角度分辨率為0.1度，桿力的測試分辨率為0.001 V，離散量的測試分辨率為0.1 V。

EFIS/EICAS畫面仿真界面，使用由愛斯特爾公司開發(fā)SCADE Display工具對其進(jìn)行設(shè)計(jì)，該仿真界面為獨(dú)立模塊。使用VS2010工具對數(shù)據(jù)處理模塊進(jìn)行開發(fā)，使其與仿真界面進(jìn)行對接。該部分的設(shè)計(jì)使用模塊化處理方式，將數(shù)據(jù)處理[11]和仿真顯示進(jìn)行分離，通過數(shù)據(jù)映射表，完成數(shù)據(jù)間的數(shù)據(jù)交互，以實(shí)現(xiàn)更加可靠的軟件架構(gòu)[12]。

1）映射表，是將兩個(gè)模塊進(jìn)行對接交互的依據(jù)，通過修改映射表，就可以更改兩個(gè)模塊的映射關(guān)系，并且方便設(shè)計(jì)人員和技術(shù)人員進(jìn)行查詢，增加系統(tǒng)的可配置能力。

2）仿真顯示顯示模塊，通過SCADE Display工具進(jìn)行開發(fā)，并將相應(yīng)的接口進(jìn)行統(tǒng)一化處理，存放到映射表中，以供數(shù)據(jù)模塊進(jìn)行對接交互。

3）數(shù)據(jù)處理模塊，將接收到的數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，并通過映射表，完成仿真界面和數(shù)據(jù)處理模塊的數(shù)據(jù)交換。

電子飛行儀表仿真界面如圖3所示，EICAS仿真界面如圖4所示。

圖3 電子飛行儀表仿真界面

圖4 EICAS仿真界面

4 加載臺設(shè)計(jì)

在飛行控制系統(tǒng)測試過程中，需給各舵面的舵機(jī)、配平電動(dòng)機(jī)構(gòu)加一定的力矩，模擬飛行過程中空氣動(dòng)力作用在舵面上的力，所以飛控系統(tǒng)需設(shè)計(jì)加載臺，給各作動(dòng)器[13-15]加力，這里采用力矩電機(jī)直接驅(qū)動(dòng)加載的方案。本系統(tǒng)由機(jī)械結(jié)構(gòu)、加載控制裝置、傳感器等部分構(gòu)成，圖5為系統(tǒng)的組成框圖。

圖5 加載臺系統(tǒng)組成框圖

力矩負(fù)載模擬器是以力矩為被調(diào)整量的電動(dòng)伺服系統(tǒng)，是一個(gè)典型的被動(dòng)式力矩控制系統(tǒng)。舵機(jī)加載系統(tǒng)通過控制裝置產(chǎn)生控制指令輸出驅(qū)動(dòng)電壓，驅(qū)動(dòng)力矩電機(jī)工作，力矩電機(jī)通過轉(zhuǎn)軸連接磁粉離合器，磁粉離合器的輸出軸安裝扭矩傳感器、加載連接裝置剛性連接舵機(jī)。通過磁粉離合器將負(fù)載傳遞到舵機(jī)。來模擬舵機(jī)負(fù)載，同時(shí)通過磁粉離合器輸出軸的扭矩傳感器采集加載力矩值并顯示。當(dāng)負(fù)載增加時(shí)，電動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速能自動(dòng)的隨之降低，而輸出力矩增加，保持與負(fù)載平衡，在電機(jī)軸上加測速裝置，配上控制器，利用測速裝置輸出的電壓和控制器給定的電壓相比，來自動(dòng)調(diào)節(jié)電機(jī)的端電壓，使電機(jī)穩(wěn)定，具有低轉(zhuǎn)速、大扭矩、過載能力強(qiáng)、響應(yīng)快、特性線性度好、力矩波動(dòng)小的特點(diǎn)。

電動(dòng)加載機(jī)構(gòu)由加載通道組件與滑臺基板組成，加載通道組件通過高精度導(dǎo)向鍵沿滑臺基板的定位鍵槽前后移動(dòng)，舵機(jī)安裝座也通過導(dǎo)向鍵固定于滑臺基板上，這樣便于保證加載通道的力矩輸出軸與舵軸之間同心。同時(shí)滑臺基板上布置 T型槽，以方便不同尺寸的舵機(jī)的安裝固定，使得加載通道應(yīng)用更廣泛。

5 測試平臺效果

測試平臺占地面積：13 000mm（長）×5 000mm（寬），實(shí)驗(yàn)室面積：16 000mm（長）×8 000mm（寬），整體結(jié)構(gòu)布局示意如圖6所示。

圖6 飛控通用測試平臺整體效果圖

6 結(jié)束語

該飛控測試平臺采用了先進(jìn)的測試技術(shù)及模塊化和標(biāo)準(zhǔn)化的測試儀器設(shè)計(jì)，并做到了系統(tǒng)配置優(yōu)化，結(jié)構(gòu)合理，功能完善，自動(dòng)化程度高、適應(yīng)能力強(qiáng)，能滿足各系列飛機(jī)研制和生產(chǎn)過程中的飛機(jī)飛控綜合測試要求，是一套可靠性高、性價(jià)比優(yōu)良，實(shí)用性強(qiáng)、操作簡單、維護(hù)方便和測試能力強(qiáng)的測試平臺。

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Design and implementation of flight control system universal test platform

LIU Yang1，CHEN Xue-feng2，HAN Quan-quan1
（1.Xi’an ASN Technology Group Co.，Ltd，Xi’an 710065，China；2.Xi’an Avionics Technology Co.，Ltd，Xi’an 710065，China）

For the test requirements of series aircraft flight control system，using the virtual instrument，dynamic configuration of software and hardware and database technology，a general flight control system test platform with compatible types aircraft，more flexible manual and automated testing platform was designed.This paper describes composition and working principle of the system.Some key technology such as ICD data management，flight instrument simulation displaying，flight control actuator loading are analyzed and discussed.Finally，the overall effect of test platform is showed.Through actual use，the platform can satisfy comprehensive testing requirements for the development and production.

flight control system；automatic test；ICD；loading platform

TN98

A

1674－6236（2016）24-0005-04

2016-03-09 稿件編號：201603120

國家自然科學(xué)基金（61074155）

劉 洋（1980—），女，陜西乾人，碩士，高級工程師。研究方向：導(dǎo)航、制導(dǎo)與地面指揮控制。