一种飞行控制系统故障仿真方法及系统的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明属于飞控系统试验领域，具体涉及一种飞行控制系统故障仿真方法及系统。
【背景技术】
[0002]飞控系统的功能、性能直接影响到直升机整体的性能指标和飞行的安全，所以在地面需对飞控系统进行全面充分的试验验证，而飞控系统的故障仿真则是其中的重要组成部分。只有经过飞控系统故障仿真试验之后的直升机才能保障其飞行的安全性以及具备对故障的快速处理能力。
[0003]现有技术中，在直升机领域内尚无相关的飞控系统故障仿真技术，所以需要一种飞行控制系统故障仿真技术来保证直升机的飞行安全。
【发明内容】
[0004]为了解决上述问题，本发明提供了一种飞行控制系统故障仿真方法及系统，对直升机的飞控故障仿真做到了全面覆盖，能够对每个子系统都进行充分的验证。
[0005]本发明首先提供了一种飞行控制系统故障仿真方法，包括
[0006]收集飞控系统输出；
[0007]将收集到的飞控系统输出对应送入仿真管理系统的通道；
[0008]对所述飞控系统的输出进行动力学数学模型解算；
[0009]将解算结果转换成飞控系统所需的各类总线仿真信号；
[0010]将所述各类总线仿真信号传送至飞控系统中；
[0011]由飞控系统依据所述各类总线仿真信号进行相应的姿态响应，并进行系统输出，重复上述步骤，直至飞控系统的故障响应策略达到满足航飞需求。
[0012]优选的是，所述对飞控系统输出进行动力学数学模型解算时包括将解算结果进行输出及显示，用以对飞行控制系统故障仿真进行监控。
[0013]在上述方案中优选的是，在将解算结果转换成飞控系统所需的各类总线仿真信号的前一步还包括接收对飞控系统输出进行动力学数学模型的解算结果，并将该解算结果进行飞控系统故障噪声叠加，将噪声叠加后的解算结果作为新的解算结果进行总线仿真信号的转换。
[0014]在上述方案中优选的是，在对所述飞控系统输出进行动力学数学模型解算时，包括对所述飞控系统输出进行信号中断或者添加干扰信号。
[0015]本发明另一方面提供了一种飞行控制系统故障仿真系统，包括:
[0016]飞控系统试验控制台，用于收集飞控系统输出；
[0017]仿真管理系统，接受来自所述飞控系统试验控制台收集的飞控系统输出，并对所述飞控系统的输出进行动力学数学模型解算，将解算后的结果发送至总线信号仿真系统；
[0018]总线信号仿真系统，用于对由所述仿真管理系统传送来的解算结果转换成飞控系统所需的各类总线仿真信号，并将所述各类总线仿真信号传送至飞控系统中。
[0019]优选的是，所述仿真管理系统包括仿真管理计算机和模型计算机，所述模型计算机对飞控系统输出进行动力学数学模型解算，所述仿真管理计算机对所述模型计算机进行监控，并对模型解算结果进行动态显示，以及接受并发送信息。
[0020]在上述方案中优选的是，所述仿真管理计算机动态显示的模型解算结果用以评定、确认飞控系统的故障响应策略是否达到预期要求。
[0021]在上述方案中优选的是，所述总线信号仿真系统用以对飞控系统进行半物理仿真，所述半物理仿真是指能够仿真虚拟的航电系统以及真实的飞控系统交联的各项信号参数，同时还包括对飞控系统自身传感器信号的仿真。
[0022]在上述方案中优选的是，所述飞控系统试验控制台包括系统激励单元，用以对飞控系统进行系统激励，并收集飞控系统输出。
[0023]在上述方案中优选的是，所述飞行控制系统故障仿真系统还包括故障仿真模块，所述故障仿真模块包括:
[0024]接口模块，用以从仿真管理系统接收数据，以及向总线信号仿真系统发送数据；
[0025]信号处理模块，用于对接口模块接受的数据进行处噪声叠加，以及当所述仿真管理系统在对由所述飞控系统输出进行动力学数学模型解算时，对所述飞控系统输出进行信号中断或者添加干扰信号。
[0026]本发明的创新点在于:
[0027]执行飞行控制系统故障仿真方法的故障仿真程序能进行飞控系统故障模拟，以检验飞控系统对于突发状况的适应性和稳定性。故障仿真程序在飞控系统试验的过程中，通过模拟信号中断、叠加异常信号等手段来考核飞控系统在传感器异常的情况下的适应能力。
[0028]本发明的有益效果:该故障仿真方法及系统在实际应用过程中，对进行直升机飞控系统地面模拟试验时，发现并解决了飞控系统在研制过程中存在的各类技术问题。通过此技术，缩短型号研制的论证过程，减少研制过程中的不确定因素，加快研制进度，降低型号研制风险，同时也能在将来其它型号的研制中发挥其重要的指导作用。
【附图说明】
[0029]图1为本发明的一优选实施例的飞行控制系统故障仿真方法流程图。
[0030]图2为图1所示实施例的仿真程序的模块关系示意图。
【具体实施方式】
[0031]为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0032]在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底” “内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
[0033]下面通过实施例对本发明做进一步详细说明。本发明飞行控制系统故障仿真方法及系统的主要工作原理为:飞控系统试验控制台收集飞控系统输出，并将输出对应送入仿真管理系统，仿真管理系统依据输出进行动力学数学模型解算，同时将解算结果发送至总线信号仿真系统，总线信号仿真系统通过总线信号转换装置转换成飞控系统所需的各类总线仿真信号，并将这些信号传送至飞控系统中，飞控系统则依据所收集的各类总线仿真信号进行相应的姿态响应，而在整个故障仿真测试过程中，飞控系统试验控制台通过相应的故障设置手段来实时设置飞控系统的各类故障，从而实现通过故障仿真测试系统在实时过程中测试飞控系统出现各类故障时响应能力。
[0034]首先，本实施例给出了飞行控制系统故障仿真方法，如图1所示，包括
[0035]收集飞控系统输出；
[0036]将收集到的飞控系统输出对应送入仿真管理系统的通道；
[0037]对所述飞控系统的输出进行动力学数学模型解算；
[0038]将解算结果转换成飞控系统所需的各类总线仿真信号；
[0039]将所述各类总线仿真信号传送至飞控系统中；
[0040]由飞控系统依据所述各类总线仿真信号进行相应的姿态响应，并进行系统输出，重复上述所有步骤，判断飞控系统的故障响应是否满足故障响应策略需求。故障响应策略需求是指故障仿真预期状态，具体的是指在对飞控系统进行故障仿真测试后飞控系统的响应状态，包括直升机飞行姿态的稳定性、故障响应的策略、系统的故障显示、系统当前的工作状态，系统工作状态指示灯等都满足能够达到设计要求。
[0041]需要说明的是，将收集到的飞控系统输出对应送入仿真管理系统的通道，本实施例中，给出了多个仿真管理系统通道，不同的通道对应并处理不同的系统输出，这样，在成功建立故障仿真测试系统后，依据飞控系统的技术特点进行飞控系统的各类故障仿真设计时，针对四余度飞控系统，对故障仿真也进行了划分，主要包括:
[0042]1、计算机系统故障类:
[0043]计算机处理器故障；
[0044]模拟量信号处理故障；
[0045]离散量信号处理故障；
[0046]总线信号处理故障；
[0047]2、机载传感器故障类:
[0048]位移传感器故障；
[0049]惯性导航系统故障；
[0050]姿态传感器故障；
[0051]速度传感器故障；
[0052]高度传感器故障；
[0053]大气数据系统故障；
[0054]3、伺服系统故障类:
[0055]舵机故障；
[0056]伺服放大器故障；
[0057]4、液压系统故障类。
[0058]在将飞控系统进行故障分类后，设计出以下仿真故障手段:
[0059]1、信号输入仿真故障；
[0060]2、信号输出仿真故障；
[0061]3、电源供电仿真故障；
[0062]4、总线信号仿真故障；
[0063]5、外部信号注入仿真故障；
[0064]6、软件仿真故障。
[0065]本实施例中，所述对飞控系统输出进行动力学数学模型解算时包括将解算结果进行输出及显示，用以对飞行控制系统故障仿真进行监控。在完成故障仿真测试后，需要对故障仿真测试的结果进行离线的分析处理，因此在故障仿真测试的过程中，需要记录飞控系统故障产生时飞控系统申报的故障指示灯、故障代码，故障安全值等相关飞控系统信息，同时还需要对飞控系统的各类信号参数进行实时存储，以便后续对飞控系统故障安全策略进行分析和评估
[0066]需要说明的是，在将解算结果转换成飞控系统所需的各类总线仿真信号的前一步还包括接收对系统输出进行动力学数学模型的解算结果，并将该解算结果进行飞控系统故障噪声叠加，将噪声叠加后的解算结果作为新的解算结果进行总线仿