一种高升力控制系统的测试系统的制作方法
本发明涉及一种高升力控制系统的测试系统及其方法，特别是高升力控制系统的测试系统，属于航空工程测试领域。
背景技术：
飞机高升力控制系统是飞机重要功能系统，在飞机起飞、着陆阶段或飞行过程中，增加飞机的升力，与飞机的其它功能系统协调配合以便更好地执行飞行任务。飞机高升力控制系统包括前缘缝翼控制系统和后缘襟翼控制系统，分别用于控制前缘缝翼和后缘襟翼收放运动，前缘缝翼控制系统由襟缝翼操纵手柄或超控控制板发出控制命令，发送到高升力控制计算机(也称为高升力控制器，或襟缝翼控制计算机)，高升力控制计算机接收到襟缝翼操纵手柄的命令信号后，综合襟缝翼的位置信号和倾斜信号，产生控制信号发送给襟翼驱动装置控制器和缝翼驱动装置控制器，襟翼驱动装置控制器和缝翼驱动装置控制器分别控制襟翼驱动装置和缝翼驱动装置工作，襟翼驱动装置通过襟翼扭力杆、变角减速器、滚珠丝杠及在滑轨上运动的滑轮架驱动襟翼舵面的运动；缝翼驱动装置通过缝翼扭力杆、变角减速器、旋转作动器驱动缝翼舵面的运动。从而完成前缘缝翼和后缘襟翼收放控制与运动。
飞机的设计研制中，特别是在进行飞机重要功能系统——高升力控制系统的设计研制中，往往需要开展各种不同的试验，如：高升力控制计算机的部件试验、高升力控制系统综合试验、高升力控制系统铁鸟集成试验等。上述试验中，通常需要根据试验对象——高升力控制计算机或高升力控制系统，研制开发相应的试验测试环境，按照试验测试项目内容，开展高升力控制计算机或高升力控制系统接口检查、信号极性与传动比检查、工作逻辑检查、系统控制与保护功能检查、告警信息输出等相关试验工作。
上述试验测试环境往往是针对单一试验对象——高升力控制计算机或高升力控制系统分别设计建造，试验测试环境一次设计建造完成，只能做为整体一次性使用。如高升力控制计算机试验测试环境建造中，需要使用众多功能单一的仪器设备，如使用信号发生器仿真襟缝翼操纵手柄产生操作激励信号或者是仿真襟缝翼位置传感器的反馈信号，使用数字多用表、示波器、数据采集记录系统等设备完成交联接口模拟量、数字量、开关量信号的采集记录，使用数据总线仿真设备、数据总线监控设备完成数据总线信息的发送、接收分析等，试验测试根据试验内容的需要，一次仅能仿真单一信号或进行激励信号的单步仿真，组合使用众多功能单一的仪器设备，操作过程复杂、繁琐，效率低下，而且由于受到试验环境条件限制，仅能完成部分试验测试内容。或者是高升力控制系统综合试验、高升力控制系统铁鸟集成试验测试环境建造中，虽然围绕高升力控制计算机配置了襟缝翼操纵手柄、扭力杆、变角减速器、滚珠丝杠及在滑轨上运动的滑轮架驱动襟翼舵面、旋转作动器及其驱动的缝翼舵面、襟缝翼位置传感器等，其工艺复杂，实施难度大，导致成本也很高，且不具有通用性。试验测试过程仍然需要组合使用众多功能单一的仪器设备，操作过程同样复杂、繁琐，效率低下。
技术实现要素：
本发明的目的是：是设计一种高升力控制系统的测试系统及其方法，完成高升力控制计算机或高升力控制系统的各类试验中与高升力控制计算机交联设备的自动化仿真，同时完成高升力控制系统测试的自动化。
本发明的技术方案是:一种高升力控制系统的测试系统及其方法，包括用于完成高升力控制计算机相关交联信号检测的高升力信号传输断连装置[1]，高升力控制系统接口测试设备[2]，以及襟缝翼超控控制板仿真器[3]、襟缝翼操纵手柄仿真器[4]、襟翼PDU(动力驱动装置)仿真器[5]、缝翼PDU(动力驱动装置)仿真器[6]、襟翼防收刹车制动装置仿真器[7]、襟翼传动线系仿真器[8]、缝翼传动线系仿真器[9]、缝翼防收刹车制动装置仿真器[10]、襟翼舵面位置传感器仿真器[11]、襟翼倾斜传感器仿真器[12]、缝翼倾斜检测装置仿真器[13]、缝翼舵面位置传感器仿真器[14]，航电系统的主飞行显示仿真器[15]、中央维护系统仿真器[16]。
襟缝翼超控控制板仿真器[3]包括襟缝翼超控控制板仿真板和襟缝翼超控控制板模型组件，由襟缝翼超控控制板仿真板仿真襟缝翼超控控制板接口信号物理特性，在襟缝翼超控控制板模型组件的运行控制下产生符合襟缝翼超控控制板接口特性和逻辑关系的激励信号。
襟缝翼操纵手柄仿真器[4]包括襟缝翼操纵手柄仿真板和操纵手柄模型组件，由襟缝翼操纵手柄仿真板仿真襟缝翼操纵手柄接口信号物理特性，在操纵手柄模型组件的运行控制下产生符合襟缝翼操纵手柄接口特性和逻辑关系的激励信号。
襟翼PDU(动力驱动装置)仿真器[5]包括襟翼PDU(动力驱动装置)仿真板和襟翼PDU(动力驱动装置)模型组件，由襟翼PDU(动力驱动装置)仿真板仿真襟翼PDU(动力驱动装置)接口信号物理特性，在襟翼PDU(动力驱动装置)模型组件的运行控制下产生符合襟翼PDU(动力驱动装置)接口特性和逻辑关系的激励信号。
缝翼PDU(动力驱动装置)仿真器[6]包括缝翼PDU(动力驱动装置)仿真板和缝翼PDU(动力驱动装置)模型组件，由缝翼PDU(动力驱动装置)仿真板仿真缝翼PDU(动力驱动装置)接口信号物理特性，在缝翼PDU(动力驱动装置)模型组件的运行控制下产生符合缝翼PDU(动力驱动装置)接口特性和逻辑关系的激励信号。
襟翼防收刹车制动装置仿真器[7]包括襟翼防收刹车制动装置仿真板和襟翼防收刹车制动装置模型组件，由襟翼防收刹车制动装置仿真板仿真襟翼防收刹车制动装置接口信号物理特性，在襟翼防收刹车制动装置模型组件的运行控制下产生符合襟翼防收刹车制动装置接口特性和逻辑关系的激励信号。
襟翼传动线系仿真器[8]执行襟翼传动线系仿真算法，按照襟翼PDU(动力驱动装置)转轴输出变化，计算得到襟翼传动线系各部分的运动时间、位置、速率等参数。
缝翼传动线系仿真器[9]执行缝翼传动线系仿真算法，按照缝翼PDU(动力驱动装置)转轴输出变化，计算得到缝翼传动线系各部分的运动时间、位置、速率等参数。
缝翼防收刹车制动装置仿真器[10]包括缝翼防收刹车制动装置仿真板和缝翼防收刹车制动装置模型组件，由缝翼防收刹车制动装置仿真板仿真缝翼防收刹车制动装置接口信号物理特性，在缝翼防收刹车制动装置模型组件的运行控制下产生符合缝翼防收刹车制动装置接口特性和逻辑关系的激励信号。
襟翼舵面位置传感器仿真器[11]包括襟翼舵面位置传感器仿真板和襟翼舵面位置传感器模型组件，由襟翼舵面位置传感器仿真板仿真襟翼舵面位置传感器接口信号物理特性，在襟翼舵面位置传感器模型组件的运行控制下产生符合襟翼舵面位置传感器接口特性和逻辑关系的激励信号。
襟翼倾斜传感器仿真器[12]包括襟翼倾斜传感器仿真板和模型组件，由襟翼倾斜传感器仿真板仿真襟翼倾斜传感器接口信号物理特性，在襟翼倾斜传感器模型组件的运行控制下产生符合襟翼倾斜传感器接口特性和逻辑关系的激励信号。
缝翼倾斜检测装置仿真器[13]包括缝翼倾斜检测装置仿真板和缝翼倾斜检测装置模型组件，由缝翼倾斜检测装置仿真板仿真襟缝翼超控控制板接口信号物理特性，在缝翼倾斜检测装置模型组件的运行控制下产生符合缝翼倾斜检测装置接口特性和逻辑关系的激励信号。
缝翼舵面位置传感器仿真器[14]包括缝翼舵面位置传感器仿真板和缝翼舵面位置传感器模型组件，由缝翼舵面位置传感器仿真板仿真缝翼舵面位置传感器接口信号物理特性，在缝翼舵面位置传感器模型组件的运行控制下产生符合缝翼舵面位置传感器接口特性和逻辑关系的激励信号。
航电系统的主飞行显示仿真器[15]仿真主飞行显示界面的风格和内容，接收高升力控制计算机发送给机载主飞行显示的数据信息，并进行显示。
15.根据权利要求1所述的一种高升力控制系统的测试系统及其方法，其特征在于:中央维护系统仿真器[16]仿真机载中央维护系统功能，接收高升力控制计算机发送给机载中央维护系统的数据信息进行显示，或者是仿真机载中央维护系统功能，向高升力控制计算机发送数据命令。
配备以测试控制总线或计算机总线[202]为基础，由测试仿真控制器[201]，RVDT(或LVDT)信号接口板[203]、模拟量信号接口板[204]、数字量信号接口板[205]、开关量信号接口板[206]、机载数据总线接口板[207]组成的自动化测试系统，测试仿真控制器[201]通过测试仪器总线或计算机总线[202]实现对上述各类接口板[203][204][205][206][207]的控制。
配备功能完整、工作可靠的测试仿真控制器[201]，支持仿真应用软件的运行，完成对各类仿真接口板卡[203][204][205][206][207]的状态设置和操作控制,实现RVDT(或LVDT)信号输入测量或仿真输出，模拟量信号、开关量信号和数字量信号输入测量或仿真输出，以及机载数据信息接收监控或仿真发送；
配备功能完整、工作可靠的RVDT(或LVDT)信号接口板[203]，在高升力控制计算机或高升力控制系统试验中，实现对高升力控制计算机输出RVDT(或LVDT)信号采集，或者是仿真高升力控制系统的指令传感器的RVDT信号、反馈传感器RVDT信号，向高升力控制计算机提供RVDT(或LVDT)信号输入激励；
配备功能完整、工作可靠的模拟量信号接口板[204]、数字量信号接口板[205]、开关量信号接口板[206]，在高升力控制计算机或高升力控制系统试验中，实现对高升力控制计算机输出模拟量、数字量、开关量信号采集，或者是向高升力控制计算机提供模拟量、数字量、开关量信号输入激励；
配备功能完整、工作可靠的机载数据总线接口板[207]，在高升力控制计算机或高升力控制系统试验中，实现与高升力控制计算机的通讯，模拟与高升力控制计算机交联设备数据信息传输，接收高升力控制计算机发送输出的数据信息，以及解析、显示，或者是向高升力控制计算机发送数据信息。
配备功能完整、工作可靠的检测应用软件，提供有人-机操作界面功能、仿真状态与参数设置功能、仿真模型运行控制功能、仿真模型库及管理功能、襟翼传动线系仿真功能、缝翼传动线系仿真功能、主飞行显示仿真功能、中央维护系统仿真功能，对应上述功能，开发专门的软件组件模块实现其功能；
人-机操作界面组件模块[220]提供人-机操作的方式和手段，通过软件组件总线[219]调度执行仿真状态与参数设置组件模块[221]、仿真模型运行控制组件模块[222]、仿真模型库及管理组件模块[223]、襟翼传动线系仿真组件模块[224]、缝翼传动线系仿真组件模块[225]、主飞行显示仿真组件模块[226]、中央维护系统组件模块[227]；
仿真状态与参数设置组件模块[221]实现仿真状态的选择与参数设置，选择仿真模型状态，提供各仿真模型输入参数；
仿真模型库及管理组件模块[222]完成仿真模型库的建立、维护、更新、管理等，便于仿真模型运行控制组件模块对模型库中各仿真模型的调用执行；
仿真模型运行控制组件模块[223]按照高升力控制系统测试需要，调用相应的仿真模型执行模型算法，控制仿真接口板[203][204][205][206][207]，产生仿真激励信号；
襟翼传动线系仿真组件模块[224]按照高升力控制系统测试需要，执行襟翼传动线系仿真算法，计算得到襟翼传动线系各部分的运动时间、位置、速率等参数；
缝翼传动线系仿真组件模块[225]按照高升力控制系统测试需要，执行缝翼传动线系仿真算法，计算得到缝翼传动线系各部分的运动时间、位置、速率等参数；
主飞行显示仿真组件模块[226]按照高升力控制系统测试需要，仿真主飞行显示界面的风格和内容，接收高升力控制计算机发送给机载主飞行显示的数据信息，并进行显示；
中央维护系统组件模块[227]按照高升力控制系统测试需要，仿真机载中央维护系统功能，接收高升力控制计算机发送给机载中央维护系统的数据信息进行显示，或者是仿真机载中央维护系统功能，向高升力控制计算机发送数据命令。
襟缝翼操纵手柄适配器[208]、襟翼倾斜传感器适配器[209]、缝翼倾斜检测装置适配器[210]、襟翼位置传感器适配器[211]、缝翼位置传感器适配器[212]，襟翼PDU(动力驱动装置)适配器[213]、缝翼PDU(动力驱动装置)适配器[214]、襟缝翼超控控制板适配器[215]、襟翼防收刹车制动装置适配器[216]、缝翼防收刹车制动装置适配器[217]、机载数据总线耦合器[218]采用配置有多芯航空插座的组件。
本发明的优点和有益效果是：
(1)结构合理紧凑、工作可靠、采用高可靠性的接口模板，经过优化设计，模块化、标准化和系列化，能适应在严酷电磁与机械环境使用。
(2)良好可扩展性、可剪裁性和可复用性，各仿真单元采用模块化组件设计，可根据需要选配组件模块，实现系统的积木化组合。
(3)由于实现了通用化设计，在功能上相当于原有多个专用设备的功能，大大降低了设备成本。
(4)功能完整、使用方便，大大提高了试验效率，缩短了试验周期，大大减少了费用。
附图说明
图1为本发明组成结构图；
图2为本发明一个实施例组成原理图；
图3为本发明测试软件流程图。
其中，高升力信号传输断连装置[1]，高升力控制系统接口测试设备[2]，以及襟缝翼超控控制板仿真器[3]、襟缝翼操纵手柄仿真器[4]、襟翼PDU仿真器[5]、缝翼PDU仿真器[6]、襟翼防收刹车制动装置仿真器[7]、襟翼传动线系仿真器[8]、缝翼传动线系仿真器[9]、缝翼防收刹车制动装置仿真器[10]、襟翼舵面位置传感器仿真器[11]、襟翼倾斜传感器仿真器[12]、缝翼倾斜检测装置仿真器[13]、缝翼舵面位置传感器仿真器[14]，航电系统的主飞行显示仿真器[15]、中央维护系统仿真器[16]。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作详细描述。
一种高升力控制系统的测试系统及其方法，包括用于完成高升力控制计算机相关交联信号检测的高升力信号传输断连装置[1]，高升力控制系统接口测试设备[2]，以及襟缝翼超控控制板仿真器[3]、襟缝翼操纵手柄仿真器[4]、襟翼PDU(动力驱动装置)仿真器[5]、缝翼PDU(动力驱动装置)仿真器[6]、襟翼防收刹车制动装置仿真器[7]、襟翼传动线系仿真器[8]、缝翼传动线系仿真器[9]、缝翼防收刹车制动装置仿真器[10]、襟翼舵面位置传感器仿真器[11]、襟翼倾斜传感器仿真器[12]、缝翼倾斜检测装置仿真器[13]、缝翼舵面位置传感器仿真器[14]，航电系统的主飞行显示仿真器[15]、中央维护系统仿真器[16]。
襟缝翼超控控制板仿真器[3]包括襟缝翼超控控制板仿真板和襟缝翼超控控制板模型组件，由襟缝翼超控控制板仿真板仿真襟缝翼超控控制板接口信号物理特性，在襟缝翼超控控制板模型组件的运行控制下产生符合襟缝翼超控控制板接口特性和逻辑关系的激励信号。
襟缝翼操纵手柄仿真器[4]包括襟缝翼操纵手柄仿真板和操纵手柄模型组件，由襟缝翼操纵手柄仿真板仿真襟缝翼操纵手柄接口信号物理特性，在操纵手柄模型组件的运行控制下产生符合襟缝翼操纵手柄接口特性和逻辑关系的激励信号。
襟翼PDU(动力驱动装置)仿真器[5]包括襟翼PDU(动力驱动装置)仿真板和襟翼PDU(动力驱动装置)模型组件，由襟翼PDU(动力驱动装置)仿真板仿真襟翼PDU(动力驱动装置)接口信号物理特性，在襟翼PDU(动力驱动装置)模型组件的运行控制下产生符合襟翼PDU(动力驱动装置)接口特性和逻辑关系的激励信号。
缝翼PDU(动力驱动装置)仿真器[6]包括缝翼PDU(动力驱动装置)仿真板和缝翼PDU(动力驱动装置)模型组件，由缝翼PDU(动力驱动装置)仿真板仿真缝翼PDU(动力驱动装置)接口信号物理特性，在缝翼PDU(动力驱动装置)模型组件的运行控制下产生符合缝翼PDU(动力驱动装置)接口特性和逻辑关系的激励信号。
襟翼防收刹车制动装置仿真器[7]包括襟翼防收刹车制动装置仿真板和襟翼防收刹车制动装置模型组件，由襟翼防收刹车制动装置仿真板仿真襟翼防收刹车制动装置接口信号物理特性，在襟翼防收刹车制动装置模型组件的运行控制下产生符合襟翼防收刹车制动装置接口特性和逻辑关系的激励信号。
襟翼传动线系仿真器[8]执行襟翼传动线系仿真算法，按照襟翼PDU(动力驱动装置)转轴输出变化，计算得到襟翼传动线系各部分的运动时间、位置、速率等参数。
缝翼传动线系仿真器[9]执行缝翼传动线系仿真算法，按照缝翼PDU(动力驱动装置)转轴输出变化，计算得到缝翼传动线系各部分的运动时间、位置、速率等参数。
缝翼防收刹车制动装置仿真器[10]包括缝翼防收刹车制动装置仿真板和缝翼防收刹车制动装置模型组件，由缝翼防收刹车制动装置仿真板仿真缝翼防收刹车制动装置接口信号物理特性，在缝翼防收刹车制动装置模型组件的运行控制下产生符合缝翼防收刹车制动装置接口特性和逻辑关系的激励信号。
襟翼舵面位置传感器仿真器[11]包括襟翼舵面位置传感器仿真板和襟翼舵面位置传感器模型组件，由襟翼舵面位置传感器仿真板仿真襟翼舵面位置传感器接口信号物理特性，在襟翼舵面位置传感器模型组件的运行控制下产生符合襟翼舵面位置传感器接口特性和逻辑关系的激励信号。
襟翼倾斜传感器仿真器[12]包括襟翼倾斜传感器仿真板和模型组件，由襟翼倾斜传感器仿真板仿真襟翼倾斜传感器接口信号物理特性，在襟翼倾斜传感器模型组件的运行控制下产生符合襟翼倾斜传感器接口特性和逻辑关系的激励信号。
缝翼倾斜检测装置仿真器[13]包括缝翼倾斜检测装置仿真板和缝翼倾斜检测装置模型组件，由缝翼倾斜检测装置仿真板仿真襟缝翼超控控制板接口信号物理特性，在缝翼倾斜检测装置模型组件的运行控制下产生符合缝翼倾斜检测装置接口特性和逻辑关系的激励信号。
缝翼舵面位置传感器仿真器[14]包括缝翼舵面位置传感器仿真板和缝翼舵面位置传感器模型组件，由缝翼舵面位置传感器仿真板仿真缝翼舵面位置传感器接口信号物理特性，在缝翼舵面位置传感器模型组件的运行控制下产生符合缝翼舵面位置传感器接口特性和逻辑关系的激励信号。
航电系统的主飞行显示仿真器[15]仿真主飞行显示界面的风格和内容，接收高升力控制计算机发送给机载主飞行显示的数据信息，并进行显示。
中央维护系统仿真器[16]仿真机载中央维护系统功能，接收高升力控制计算机发送给机载中央维护系统的数据信息进行显示，或者是仿真机载中央维护系统功能，向高升力控制计算机发送数据命令。
图2为本发明一个实施例组成原理图。
实施例中，配备以测试控制总线或计算机总线[202]为基础，由测试仿真控制器[201]，RVDT(或LVDT)信号接口板[203]、模拟量信号接口板[204]、数字量信号接口板[205]、开关量信号接口板[206]、机载数据总线接口板[207]组成的自动化测试系统，测试仿真控制器[201]通过测试仪器总线或计算机总线[202]实现对上述各类接口板[203][204][205][206][207]的控制。
配备功能完整、工作可靠的测试仿真控制器[201]，支持仿真应用软件的运行，完成对各类仿真接口板卡[203][204][205][206][207]的状态设置和操作控制,实现RVDT(或LVDT)信号输入测量或仿真输出，模拟量信号、开关量信号和数字量信号输入测量或仿真输出，以及机载数据信息接收监控或仿真发送；
配备功能完整、工作可靠的RVDT(或LVDT)信号接口板[203]，在高升力控制计算机或高升力控制系统试验中，实现对高升力控制计算机输出RVDT(或LVDT)信号采集，或者是仿真高升力控制系统的指令传感器的RVDT信号、反馈传感器RVDT信号，向高升力控制计算机提供RVDT(或LVDT)信号输入激励；
配备功能完整、工作可靠的模拟量信号接口板[204]、数字量信号接口板[205]、开关量信号接口板[206]，在高升力控制计算机或高升力控制系统试验中，实现对高升力控制计算机输出模拟量、数字量、开关量信号采集，或者是向高升力控制计算机提供模拟量、数字量、开关量信号输入激励；
配备功能完整、工作可靠的机载数据总线接口板[207]，在高升力控制计算机或高升力控制系统试验中，实现与高升力控制计算机的通讯，模拟与高升力控制计算机交联设备数据信息传输，接收高升力控制计算机发送输出的数据信息，以及解析、显示，或者是向高升力控制计算机发送数据信息。
配备功能完整、工作可靠的检测应用软件，提供有人-机操作界面功能、仿真状态与参数设置功能、仿真模型运行控制功能、仿真模型库及管理功能、襟翼传动线系仿真功能、缝翼传动线系仿真功能、主飞行显示仿真功能、中央维护系统仿真功能，对应上述功能，开发专门的软件组件模块实现其功能；
人-机操作界面组件模块[220]提供人-机操作的方式和手段，通过软件组件总线[219]调度执行仿真状态与参数设置组件模块[221]、仿真模型运行控制组件模块[222]、仿真模型库及管理组件模块[223]、襟翼传动线系仿真组件模块[224]、缝翼传动线系仿真组件模块[225]、主飞行显示仿真组件模块[226]、中央维护系统组件模块[227]；
仿真状态与参数设置组件模块[221]实现仿真状态的选择与参数设置，选择仿真模型状态，提供各仿真模型输入参数；
仿真模型库及管理组件模块[222]完成仿真模型库的建立、维护、更新、管理等，便于仿真模型运行控制组件模块对模型库中各仿真模型的调用执行；
仿真模型运行控制组件模块[223]按照高升力控制系统测试需要，调用相应的仿真模型执行模型算法，控制仿真接口板[203][204][205][206][207]，产生仿真激励信号；
襟翼传动线系仿真组件模块[224]按照高升力控制系统测试需要，执行襟翼传动线系仿真算法，计算得到襟翼传动线系各部分的运动时间、位置、速率等参数；
缝翼传动线系仿真组件模块[225]按照高升力控制系统测试需要，执行缝翼传动线系仿真算法，计算得到缝翼传动线系各部分的运动时间、位置、速率等参数；
主飞行显示仿真组件模块[226]按照高升力控制系统测试需要，仿真主飞行显示界面的风格和内容，接收高升力控制计算机发送给机载主飞行显示的数据信息，并进行显示；
中央维护系统组件模块[227]按照高升力控制系统测试需要，仿真机载中央维护系统功能，接收高升力控制计算机发送给机载中央维护系统的数据信息进行显示，或者是仿真机载中央维护系统功能，向高升力控制计算机发送数据命令。
本发明的一种高升力控制系统的测试系统及其方法实施例中，测试仿真控制器[201]采用NI(National Instruments Inc.)公司的NI PXI-8108嵌入式控制器；
测试仪器总线&计算机总线[202]采用PXI总线，选用NI(National Instruments Inc.)公司NI PXI-1045机箱，支持PXI总线功能；
RVDT信号接口板[203]采用NAI公司NAI(North Atlantic Industries Inc.)75C3板卡，完成对RVDT信号的模拟，输出产生指令信号、反馈信号；
模拟量信号接口板[204]采用NI(National Instruments Inc.)公司的NI PXI-7852R板卡，完成对模拟量信号的采集输入及模拟输出，输出产生指令信号、反馈信号；
数字量信号接口板[205]采用NI(National Instruments Inc.)公司的NI PXI-6514板卡，完成对数字量信号的采集输入及输出状态控制；
开关量信号接口板[206]采用NI(National Instruments Inc.)公司的NI PXI-2530B板卡，完成对开关量信号的仿真与状态设置；
襟缝翼操纵手柄适配器[208]、襟翼倾斜传感器适配器[209]、缝翼倾斜检测装置适配器[210]、襟翼位置传感器适配器[211]、缝翼位置传感器适配器[212]，襟翼PDU(动力驱动装置)适配器[213]、缝翼PDU(动力驱动装置)适配器[214]、襟缝翼超控控制板适配器[215]、襟翼防收刹车制动装置适配器[216]、缝翼防收刹车制动装置适配器[217]、机载数据总线耦合器[218]采用配置有多芯航空插座的组件。
本发明的上述特征可作如下变化,但它们都没有偏离本发明的实质。
如，运行控制单元[1]采用NI(National Instruments Inc.)公司的NI PXI-8108嵌入式控制器外，也可以选择NI公司其它型号PXI总线的嵌入式控制器，还可以选择其它公司的PXI总线的嵌入式控制器；
RVDT信号接口板[203]除采用NAI公司NAI(North Atlantic Industries Inc.)75C3板卡，也可以选择NAI公司NAI 75DL1板卡，还可以选择其它公司的RVDT信号仿真板卡；
进一步，对于RVDT信号的仿真，除采用NAI(North Atlantic Industries Inc.)75C3板卡，也可以选择NI公司的NI PXI-7851R板卡，可以采用目前市场供应的其它型号或其它类型RVDT指令信号接口模板，如ATENA公司提供的ATSIM-LVDT 2024接口模板，North Atlantic Industries Inc.公司提供的Model cPCI-75DL1 3U接口模板，Axiomatic Technologies Corporation公司提供的LVDTS-DR-02接口模板，United Electronic Industries Inc.公司提供的DNA/DNR-AI-254接口模板，或者也可以选择其它公司生产的其它型号的RVDT指令信号接口模板，当然，也可以自行设计研制RVDT指令信号接口模板。
模拟量信号接口板[204]除采用NI(National Instruments Inc.)公司的NI PXI-7852R板卡，也可以选择NI公司其它板卡，还可以选择其它公司的模拟量信号接口板卡；
数字量信号接口板[205]采用NI(National Instruments Inc.)公司的NI PXI-6514板卡，也可以选择NI公司其它板卡，还可以选择其它公司的数字量信号接口板卡；
开关量信号接口板[206]采用NI(National Instruments Inc.)公司的NI PXI-2530B板卡，也可以选择NI公司其它板卡，还可以选择其它公司的开关量信号接口板卡；
测试仪器总线&计算机总线[202]除采用PXI总线，也可以选择VXI、LXI仪器控制总线，还可以选择PCI、VME等微机总线；
图3为本发明测试软件流程图。
本发明的一种高升力控制系统的测试软件流程说明了其实现方法，包括以下详细步骤：
步骤1：系统执行开始，按照试验测试需要完成任务，初始化测试系统，设置测试系统的初始状态；
步骤2：初始化信号接口板，设置各接口板卡的初始输出值；
步骤3：读取仿真状态参数；
步骤4：设置仿真模型的初始参数；
步骤5：从操纵手柄仿真器读取操纵手柄当前位置参数；
步骤6：调用执行操纵手柄模型组件，根据操纵手柄当前位置参数仿真计算得到相应指令信号参数，写操作对应操纵手柄指令信号的接口板及控制通道生成指令信号；
步骤7：从超控控制板仿真器读取超控控制板状态；
步骤8：调用执行超控控制板模型组件，根据超控控制板当前状态参数仿真计算得到相应指令信号参数，写操作对应超控控制板指令信号的接口板及控制通道生成指令信号；
步骤9：读取襟翼PDU控制器的指令参数、缝翼PDU控制器的指令参数；
步骤10：调用执行襟翼PDU仿真模型组件，根据襟翼PDU控制器的当前指令参数仿真计算得到相应反馈信号参数，写操作对应襟翼PDU反馈信号的接口板及控制通道生成反馈信号；
调用执行缝翼PDU仿真模型组件，根据缝翼PDU控制器的当前指令参数仿真计算得到相应反馈信号参数，写操作对应缝翼PDU反馈信号的接口板及控制通道生成反馈信号；
步骤11：进入各仿真分支；以襟翼PDU仿真模型组件的输出参数作为襟翼传动线系模型组件的输入参数，进行襟翼传动线系的仿真计算，得到襟翼倾斜状态参数、襟翼位置参数状态，以及缝翼PDU仿真模型组件的输出参数作为缝翼传动线系模型组件的输入参数，进行缝翼传动线系的仿真计算，得到缝翼倾斜状态参数、缝翼位置参数状态；
以襟翼传动线系模型组件输出的襟翼倾斜状态参数作为襟翼倾斜仿真模型组件的输入参数，计算得到襟翼倾斜反馈信号参数，写操作对应襟翼倾斜反馈信号的接口板及控制通道生成反馈信号，以及以缝翼传动线系模型组件输出的缝翼倾斜状态参数作为缝翼倾斜仿真模型组件的输入参数，计算得到缝翼倾斜反馈信号参数，写操作对应缝翼倾斜反馈信号的接口板及控制通道生成反馈信号；
以襟翼传动线系模型组件输出的襟翼防收刹车制动状态参数作为襟翼防收刹车制动仿真模型组件的输入参数，计算得到襟翼防收刹车制动反馈信号参数，写操作对应襟翼防收刹车制动反馈信号的接口板及控制通道生成反馈信号，以及以缝翼传动线系模型组件输出的缝翼防收刹车制动状态参数作为缝翼防收刹车制动仿真模型组件的输入参数，计算得到缝翼防收刹车制动反馈信号参数，写操作对应缝翼防收刹车制动反馈信号的接口板及控制通道生成反馈信号；
以襟翼传动线系模型组件输出的襟翼位置状态参数作为襟翼位置仿真模型组件的输入参数，计算得到襟翼位置反馈信号参数，写操作对应襟翼位置反馈信号的接口板及控制通道生成反馈信号，以及以缝翼传动线系模型组件输出的缝翼位置状态参数作为缝翼位置仿真模型组件的输入参数，计算得到缝翼位置反馈信号参数，写操作对应缝翼位置反馈信号的接口板及控制通道生成反馈信号；
仿真主飞行显示界面的风格和内容，接收高升力控制计算机发送给机载主飞行显示的数据信息，并进行显示；
仿真机载中央维护系统功能，接收高升力控制计算机发送给机载中央维护系统的数据信息进行显示，或者是仿真机载中央维护系统功能，向高升力控制计算机发送数据命令；
步骤12：读取机载数据参数；
步骤13：解析机载数据参数，显示解析后的机载数据参数；
步骤14：是否继续进行，如果是则执行步骤5，否则，执行步骤15；
步骤15：结束执行。
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