专利名称：一种飞行控制系统控制律自动测试方法
技术领域：
本发明属于飞行控制系统测试技术，涉及对飞行控制系统控制律测试方法的改进。
背景技术：
目前的飞行控制系统控制律测试方法是根据台架控制律试验大纲，针对需要进行 控制律测试的各飞行状态，分别人工手动设置或输入测试的各种初始化条件并加入操纵激 励，记录系统闭环相关飞行参数的时域响应，根据相应的时域判据，检验飞行品质的符合程 度和级别；上述控制律测试需要逐次按照规定试验状态，进行上千次的人工手动操作；其 缺点是测试过程基本由人工手动完成，工作量大，效率低，耗时长，容易出现错误。
发明内容
本发明的目的是提出一种工作量小、效率高、时间短、不容易出现错误的飞行控 制系统控制律自动测试方法。本发明的技术方案是一种飞行控制系统控制律自动测试方法，基于由飞控计算 机1、舵机2、飞机仿真机3、角速率转台4、角速率传感器5、数据采集处理设备6、主控台7 组成的控制律半物理台架试验系统，飞控计算机1通过电缆与主控台7连接，接收来自主控 台7的操纵指令信号，飞机仿真机3的飞机响应信号输出端通过电缆与飞控计算机1相应 的输入端连接，角速率传感器5的三轴角速率信号分别与飞控计算机1相应的输入端连接， 飞控计算机1的舵机控制信号通过电缆与舵机2相应的输入端连接，舵机2上的位移传感 器的输出端通过电缆与飞机仿真机3相应的输入端连接，飞机仿真机3的角速率转台控制 信号输出端通过电缆与角速率转台4相应的输入端连接，角速率传感器5安装在角速率转 台4上，数据采集处理设备6的采集信号输入端通过电缆分别与主控台7、舵机2、飞机仿真 机3和角速率传感器5的采集信号输出端连接；其特征在于，测试的步骤如下1、控制律自动测试初始化条件设置；1. 1、根据控制律试验大纲编写测试输入文件；该文件为二维表格式文本文件，记载了试验相关信息，包括飞行状态、激励种类、 激励大小、激励作用时间和该状态的测试时间，该文件以如下格式编写共有9列，m行，
m^ 10000 ；每行为试验条件的1组数据，每行中的第1列为该组试验条件数据的序号， 第2列为飞行状态数据，第3列为横向左/右压杆指令激励数据“Dx”，第4列为航向脚蹬指 令激励数据“Dy”，第5列为纵向推/拉杆指令激励数据“Dz”，第6列为迎角干扰信号激励 数据“dalf”，第7列为激励输入时刻“tl”，第8列为激励撤销时刻“t2”，第9列为以该组试 验条件数据进行测试的结束时刻“t3” ；1. 2、将测试输入文件读入主控台7上存储有测试程序的计算机内；1. 3、确定其它试验条件；这些试验条件是起落架收起/放下状态、控制律主/备 /直接链/空中加油模态、飞机常规/挂弹/副油箱构型；确定的方法是通过对测试程序
4赋值确定其他试验条件；2、进行控制律的自动测试；2. 1、自动配平；飞控计算机1从测试输入文件按序号提取试验条件数据组，在对 每组试验条件数据进行测试前，对飞机进行配平，配平初值直接取该组试验条件数据给出 的飞行状态下的配平杆和配平舵面，结果稳定2秒后结束配平，进入该状态下的试验过程；2. 2、进入测试；以配平结束时刻为时间原点，按照该组试验条件数据进行测试，tl 秒时给入激励、t2秒时撤销激励，t3秒时测试结束；2. 3、数据存储；当该组试验条件数据测试结束后，将测试结果依次存储为数据记 录文件；数据记录文件的生成依赖于测试输入文件，最终生成数据文件的个数等于测试输 入文件的行数，每个数据记录文件存储着测试输入文件中相应每组试验条件下的测试结果 数据；数据记录文件依次按照试验条件数据的序号命名；数据记录文件中按时间顺序，以 0. 01秒为间隔存储着所有的测试数据，包括飞行状态、测试激励、舵面响应和飞机响应信 息。具体格式按测试激励的不同分为纵向和横航向两种，其中纵向对应激励为纵向推/拉 杆指令激励数据“Dz”和迎角干扰信号激励数据“dalf”，横航向对应激励为横向左/右压杆 指令激励数据“Dx”和航向脚蹬指令激励数据“Dy”，两种数据记录文件格式分别如下纵向测试共有10列，t3X100行；每行为试验中该时刻下的测试数据；其中第1 列为时间信息，从0开始，以0. 01秒递增，直至最后1行t3秒测试结束；第2列为纵向操纵 杆信号；第3列为俯仰角速率信号；第4列为纵向过载信号；第5列为飞机迎角信号；第6 列为平尾同向偏转信号；第7列为前襟舵面位置信号；第8列为高度信号；第9列为马赫数 信号；第10列为俯仰角信号；横航向测试共有11列，t3X100行；每行为试验中该时刻下的测试数据；其中第 1列为时间信息，从0开始，以0. 01秒递增，直至最后1行t3秒测试结束；第2列为飞机侧 滑角信号；第3列为滚转角速率信号；第4列为偏航角速率信号；第5列为滚转角信号；第 6列为侧向过载信号；第7列为襟副翼舵面位置信号；第8列为方向舵位置信号；第9列为 平尾差动信号；第10列为侧向压杆信号；第11列为脚蹬蹬舵信号。2. 4、重复步骤2. 1至步骤2. 3，进行下一组试验条件数据的测试，直到完成所有的 试验条件数据组的测试。本发明的优点是工作量小，效率高，时间短，不容易出现错误。试验证明，采用本 发明的方法后，一轮控制律的测试时间从至少七天缩短到一天以内。
图1是飞行控制系统控制律测试系统的结构示意图。
具体实施例方式下面对本发明做进一步详细说明。一种飞行控制系统控制律自动测试方法，基于 由飞控计算机1、舵机2、飞机仿真机3、角速率转台4、角速率传感器5、数据采集处理设备 6、主控台7组成的控制律半物理台架试验系统，飞控计算机1通过电缆与主控台7连接，接 收来自主控台7的操纵指令信号，飞机仿真机3的飞机响应信号输出端通过电缆与飞控计算机1相应的输入端连接，角速率传感器5的三轴角速率信号分别与飞控计算机1相应的 输入端连接，飞控计算机1的舵机控制信号通过电缆与舵机2相应的输入端连接，舵机2上 的位移传感器的输出端通过电缆与飞机仿真机3相应的输入端连接，飞机仿真机3的角速 率转台控制信号输出端通过电缆与角速率转台4相应的输入端连接，角速率传感器5安装 在角速率转台4上，数据采集处理设备6的采集信号输入端通过电缆分别与主控台7、舵机 2、飞机仿真机3和角速率传感器5的采集信号输出端连接；其特征在于，测试的步骤如下1、控制律自动测试初始化条件设置；1. 1、根据控制律试验大纲编写测试输入文件；该文件为二维表格式文本文件，记载了试验相关信息，包括飞行状态、激励种类、 激励大小、激励作用时间和该状态的测试时间，该文件以如下格式编写共有9列，m行，
m^ 10000 ；每行为试验条件的1组数据，每行中的第1列为该组试验条件数据的序号， 第2列为飞行状态数据，第3列为横向左/右压杆指令激励数据“Dx”，第4列为航向脚蹬指 令激励数据“Dy”，第5列为纵向推/拉杆指令激励数据“Dz”，第6列为迎角干扰信号激励 数据“dalf”，第7列为激励输入时刻“tl”，第8列为激励撤销时刻“t2”，第9列为以该组试 验条件数据进行测试的结束时刻“t3” ；1. 2、将测试输入文件读入主控台7上存储有测试程序的计算机内；1. 3、确定其它试验条件；这些试验条件是起落架收起/放下状态、控制律主/备 /直接链/空中加油模态、飞机常规/挂弹/副油箱构型；确定的方法是通过对测试程序 赋值确定其他试验条件；2、进行控制律的自动测试；2. 1、自动配平；飞控计算机1从测试输入文件按序号提取试验条件数据组，在对 每组试验条件数据进行测试前，对飞机进行配平，配平初值直接取该组试验条件数据给出 的飞行状态下的配平杆和配平舵面，结果稳定2秒后结束配平，进入该状态下的试验过程；2. 2、进入测试；以配平结束时刻为时间原点，按照该组试验条件数据进行测试，tl 秒时给入激励、t2秒时撤销激励，t3秒时测试结束；2. 3、数据存储；当该组试验条件数据测试结束后，将测试结果依次存储为数据记 录文件数据记录文件的生成依赖于测试输入文件，最终生成数据文件的个数等于测试输 入文件的行数，每个数据记录文件存储着测试输入文件中相应每组试验条件下的测试结果 数据；数据记录文件依次按照试验条件数据的序号命名；数据记录文件中按时间顺序，以 0. 01秒为间隔存储着所有的测试数据，包括飞行状态、测试激励、舵面响应和飞机响应信 息。具体格式按测试激励的不同分为纵向和横航向两种，其中纵向对应激励为纵向推/拉 杆指令激励数据“Dz”和迎角干扰信号激励数据“dalf”，横航向对应激励为横向左/右压杆 指令激励数据“Dx”和航向脚蹬指令激励数据“Dy” ；两种数据记录文件格式分别如下纵向测试共有10列，t3X100行；每行为试验中该时刻下的测试数据；其中第1 列为时间信息，从0开始，以0. 01秒递增，直至最后1行t3秒测试结束；第2列为纵向操纵 杆信号；第3列为俯仰角速率信号；第4列为纵向过载信号；第5列为飞机迎角信号；第6 列为平尾同向偏转信号；第7列为前襟舵面位置信号；第8列为高度信号；第9列为马赫数 信号；第10列为俯仰角信号；
横航向测试共有11列，t3X 100行；每行为试验中该时刻下的测试数据；其中第 1列为时间信息，从0开始，以0. 01秒递增，直至最后1行t3秒测试结束；第2列为飞机侧 滑角信号；第3列为滚转角速率信号；第4列为偏航角速率信号；第5列为滚转角信号；第 6列为侧向过载信号；第7列为襟副翼舵面位置信号；第8列为方向舵位置信号；第9列为 平尾差动信号；第10列为侧向压杆信号；第11列为脚蹬蹬舵信号。2. 4、重复步骤2. 1至步骤2. 3，进行下一组试验条件数据的测试，直到完成所有的 试验条件数据组的测试。
方向舵
0.00000
0.00000
实施例1
1、控制律自动测试初始化条件设置； 1.1、编写如下测试输入文件； 序号飞行状态Dx Dy Dz alf tl t2 t3 0001 0003 20 0 0 0 1 3 10
1. 2、将上述文件读入主控台7上存储有测试程序的计算机内；
1.3、确定其它试验条件；
2、进行控制律自动测试； 2. 1、自动配平；
2. 2、进入自动测试；
2. 3、根据测试输入文件，将测试结果依次存储记录为如下格式的数据文件； 0001. dat
滚转角速率偏航角速率滚转角 侧向过载襟副翼 脚蹬
0. 00000 0. 00000 0. 00000 0. 00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000 0. 02000 0. 00000 0. 00000 0. 00000 0. 00000 0. 00000 0.00000 0.00000 0.00000 0.00000
时间 侧滑角 平尾差动横杆 0.01000 0.00000
0.00000
0.00000
1.01000 0.00000 -0.000570.00003 0.00035 20. 00000 0.00000
1.02000 0.00000 -0.005620.00027 0.00324 20. 00000 0.00000
-0.00000 -0. 00011 0.02176
-0.00003 -0. 00053 0.107063.01000-0.66381-5.68143 0.83301 0.124500.709180.000000.000003. 02000-0. 66873-5. 67037 0. 83793 0.124930.709300.000000.00000…… ……
-9.07626 0. 01092 0.78571
-9. 13384 0.01112 0.76395
0.00000
0.00000
方向舵
0.00000
0.00000
9.99000 -0.32228 0.81951 0.00077 0.03782 0.00000 0.00000 10. 00000 -0.32272 0.82413 0.00107 0.03809 0.00000 0.00000
实施例2
1、控制律自动测试初始化条件设置； 1.1、编写如下测试输入文件； 序号飞行状态Dx Dy Dz alf tl 0001 0004 30 0 0 0 1
0. 68575
0. 68665
-8.94515 0.00676
-8.93761 0.00676
t2 t3 3 10
1. 2、将上述文件读入主控台7上存储有测试程序的计算机内；
1.3、确定其它试验条件；
2、进行控制律自动测试； 2. 1、自动配平；
2. 2、进入自动测试；
2. 3、根据测试输入文件，将测试结果依次存储记录为如下格式的数据文件； 0001. dat
时间 侧滑角 滚转角速率偏航角速率滚转角
脚蹬
0. 00000 0. 00000 0.00000 0.00000 0. 00000 0. 00000 0.00000 0.00000
侧向过载襟副翼
平尾差动横杆
010000.00000 000000.00000020000.00000 000000.00000
0.00000
0.00000
0.00000
0.00000
0.00000
0.00000
1. 01000 0.00035 1. 02000 0.00324
0.00000
30.00000 0.00001 30.00000
-0.00101 0.00000 -0.00998 0.00000
0.00005 -0.00000 -0.00019 0.02176
0.00049 -0. 00005 -0. 00096 0.10706 3.01000 -0.34102 -9.32884 0.13852 0.52841 0.00000 0.00000
3.02000 -0. 34487 -9.31973
0.13899 0.52839 0.00000 0.00000
… … …
0.99996 -14.47315 0.00884 0.78571
1.00550 -14. 56684 0. 00916 0. 76395 9.99000 —0.21771 0.74131
1. 07792
-15.29524 0.00876
80.00000 0.01512 0.03685 0.00000 0.00000 10. 00000 -0.21720 0.741401.07861
-15.28830 0.00875
0.00000
高度
0.01524 0.03689 0.00000 0.00000
实施例3
1、控制律自动测试初始化条件设置； 1.1、编写如下测试输入文件； 序号飞行状态Dx Dy Dz alf tl 0001 0506 0 0 60 0 1
t2 3
t3 10
1. 2、将上述文件读入主控台7上存储有测试程序的计算机内；
1.3、确定其它试验条件；
2、进行控制律自动测试； 2. 1、自动配平；
2. 2、进入自动测试；
2. 3、根据测试输入文件，将测试结果依次存储记录为如下格式的数据文件； 0001. dat
时间 纵杆操纵俯仰角速率纵向过载 迎角 马赫数 俯仰角
810890 0.011197 1.017089 0.600000 1.639969 810890 0. 018556 1. 009561 0.600000 1.640104 810890 0. 029902 1. 002419 0.600000 1.640366
0. 000000 30 -0.438175 5000.0000000. 010000 30 -0.368052 5000.0000000. 020000 30 -0.223064 5000.000000… …
平尾同向前襟
1. 640179 1. 976686
1. 640451 2. 095598
1. 640923 2. 2086291.000000 90. 810890 0.284889 1.060074 -0.397545 5000.000000 0.600000 1.8860681.010000 90. 810890 0.274111 1.046967 -0.097874 5000.000000 0.600000 1.8888601.020000 90. 810890 0.278661 1.058931 -0. 462924 5000. 000000 0.600000 1.891623…………
1.814415 2. 206293
1. 815404 2. 421398
1. 816640 2. 2381153.000000 90. 810890 -28. 172393 -7.879887 -0.190684 5000.000000 0.600000 -53. 4623423. 010000 30. 810890 -28. 047202 -7. 896871 -0.191096 5000.000000 0.600000 -53. 7434143.020000 30. 810890 -27. 915988 -7. 882219
-26.681199 -8.749605
-26.697499 -8. 599435
-26.712283 -8. 942313-0.429512 5000.000000 0.600000 -54. 023253 109] ·····················9.980000 30. 810890 0.184234 1.042753 1.791167 2.372979 -0.150672 5000.000000 0.600000 -52. 8833069.990000 30. 810890 0. 188370 1.053514 1. 791702 2. 204923 -0.367846 5000.000000 0.600000 -52. 881452上述实施例都大大提高了测试效率。
权利要求
一种飞行控制系统控制律自动测试方法，基于由飞控计算机[1]、舵机[2]、飞机仿真机[3]、角速率转台[4]、角速率传感器[5]、数据采集处理设备[6]、主控台[7]组成的控制律半物理台架试验系统，飞控计算机[1]通过电缆与主控台[7]连接，接收来自主控台[7]的操纵指令信号，飞机仿真机[3]的飞机响应信号输出端通过电缆与飞控计算机[1]相应的输入端连接，角速率传感器[5]的三轴角速率信号分别与飞控计算机[1]相应的输入端连接，飞控计算机[1]的舵机控制信号通过电缆与舵机[2]相应的输入端连接，舵机[2]上的位移传感器的输出端通过电缆与飞机仿真机[3]相应的输入端连接，飞机仿真机[3]的角速率转台控制信号输出端通过电缆与角速率转台[4]相应的输入端连接，角速率传感器[5]安装在角速率转台[4]上，数据采集处理设备[6]的采集信号输入端通过电缆分别与主控台[7]、舵机[2]、飞机仿真机[3]和角速率传感器[5]的采集信号输出端连接；其特征在于，测试的步骤如下1.1、控制律自动测试初始化条件设置；1.1.1、根据控制律试验大纲编写测试输入文件；该文件为二维表格式文本文件，记载了试验相关信息，包括飞行状态、激励种类、激励大小、激励作用时间和该状态的测试时间，该文件以如下格式编写共有9列，m行，1≤m≤10000；每行为试验条件的1组数据，每行中的第1列为该组试验条件数据的序号，第2列为飞行状态数据，第3列为横向左/右压杆指令激励数据“Dx”，第4列为航向脚蹬指令激励数据“Dy”，第5列为纵向推/拉杆指令激励数据“Dz”，第6列为迎角干扰信号激励数据“dalf”，第7列为激励输入时刻“t1”，第8列为激励撤销时刻“t2”，第9列为以该组试验条件数据进行测试的结束时刻“t3”；1.1.2、将测试输入文件读入主控台[7]上存储有测试程序的计算机内；1.1.3、确定其它试验条件；这些试验条件是起落架收起/放下状态、控制律主/备/直接链/空中加油模态、飞机常规/挂弹/副油箱构型；确定的方法是通过对测试程序赋值确定其他试验条件；1.2、进行控制律的自动测试；1.2.1、自动配平；飞控计算机[1]从测试输入文件按序号提取试验条件数据组，在对每组试验条件数据进行测试前，对飞机进行配平，配平初值直接取该组试验条件数据给出的飞行状态下的配平杆和配平舵面，结果稳定2秒后结束配平，进入该状态下的试验过程；1.2.2、进入测试；以配平结束时刻为时间原点，按照该组试验条件数据进行测试，t1秒时给入激励、t2秒时撤销激励，t3秒时测试结束；1.2.3、数据存储；当该组试验条件数据测试结束后，将测试结果依次存储为数据记录文件；数据记录文件的生成依赖于测试输入文件，最终生成数据文件的个数等于测试输入文件的行数，每个数据记录文件存储着测试输入文件中相应每组试验条件下的测试结果数据；数据记录文件依次按照试验条件数据的序号命名；数据记录文件中按时间顺序，以0.01秒为间隔存储着所有的测试数据，包括飞行状态、测试激励、舵面响应和飞机响应信息；具体格式按测试激励的不同分为纵向和横航向两种，其中纵向对应激励为纵向推/拉杆指令激励数据“Dz”和迎角干扰信号激励数据“dalf”，横航向对应激励为横向左/右压杆指令激励数据“Dx”和航向脚蹬指令激励数据“Dy”。两种数据记录文件格式分别如下纵向测试共有10列，t3×100行；每行为试验中该时刻下的测试数据；其中第1列为时间信息，从0开始，以0.01秒递增，直至最后1行t3秒测试结束；第2列为纵向操纵杆信号；第3列为俯仰角速率信号；第4列为纵向过载信号；第5列为飞机迎角信号；第6列为平尾同向偏转信号；第7列为前襟舵面位置信号；第8列为高度信号；第9列为马赫数信号；第10列为俯仰角信号；横航向测试共有11列，t3×100行；每行为试验中该时刻下的测试数据；其中第1列为时间信息，从0开始，以0.01秒递增，直至最后1行t3秒测试结束；第2列为飞机侧滑角信号；第3列为滚转角速率信号；第4列为偏航角速率信号；第5列为滚转角信号；第6列为侧向过载信号；第7列为襟副翼舵面位置信号；第8列为方向舵位置信号；第9列为平尾差动信号；第10列为侧向压杆信号；第11列为脚蹬蹬舵信号。1.2.4、重复步骤1.2.1至步骤1.2.3，进行下一组试验条件数据的测试，直到完成所有的试验条件数据组的测试。
全文摘要
本发明属于飞行控制系统测试技术，涉及对飞行控制系统控制律测试方法的改进。基于由飞控计算机[1]、舵机[2]、飞机仿真机[3]、角速率转台[4]、角速率传感器[5]、数据采集处理设备[6]、主控台[7]组成的控制律半物理台架试验系统，其特征在于，测试的步骤如下控制律自动测试初始化条件设置；进行控制律的自动测试。本发明的工作量小，效率高，时间短，不容易出现错误。
文档编号G05B23/02GK101907890SQ20101026008
公开日2010年12月8日 申请日期2010年8月19日 优先权日2010年8月19日
发明者何战斌, 周成, 唐强, 黄飞 申请人:中国航空工业第六一八研究所