摘? 要：該文立足于飛機飛控系統(tǒng)的集成測試需求，利用軟硬件動態(tài)配置、虛擬設備、數據庫技術等方式，設計出靈活性較強、兼容性較高的通用飛控系統(tǒng)測試平臺，并對該測試平臺的構成、工作原理進行介紹，對數據采集技術、ICD數據管理技術、EICAS畫面仿真技術、加載臺設計等關鍵技術進行分析和研究。

關鍵詞：飛機飛控;集成測試;ICD

中圖分類號：V249? ? ? ? ? ? ? 文獻標志碼：A

0 引言

該文根據飛機飛控原理與外接口關系，借助虛擬儀器設計出飛控集成測試平臺，在該平臺中利用網絡控制技術進行測試，為飛控系統(tǒng)中的全體部件賦予自動、手動測試、故障注入、故障分析等測試功能。同時，利用軟硬件動態(tài)配置技術，使機載設備與接口出現異常時，能夠與測試變化擴展需求相互適應。

1 飛機飛控集成測試平臺工作原理

該測試平臺具有飛機系統(tǒng)安裝、連接、加載、測試等功能，主要包括測試系統(tǒng)、全套試驗器、配平加載臺、桿力桿位移測試系統(tǒng)等內容。飛控系統(tǒng)中的各個部件均經過試驗器與平臺相連接，在全套試驗器中，分配單元與信號轉接實現系統(tǒng)連接，各部件根據飛機實際接線關系進行連接，為系統(tǒng)測試中的人工檢測、控制、狀態(tài)檢測等提供便利。另外，飛控測試需要得到監(jiān)控總線信號、系統(tǒng)試驗器的支持，將系統(tǒng)試驗器與PXI功能板卡相結合，通過計算機完成對信號的監(jiān)控與激勵。在系統(tǒng)檢測中，測試平臺還可完成加載臺與實驗臺中部件固定、部件配平、舵機配平等工作。

通過對該測試平臺的應用，能夠對飛控系統(tǒng)型號進行檢查，由于不同飛控系統(tǒng)在部件構成、連接方法、部件類型等方面均存在差異，因此可發(fā)揮該測試平臺的作用，借助全套試驗器發(fā)掘飛控系統(tǒng)型號差異，使多樣化飛控系統(tǒng)均可采用相應的試驗器完成信號接口適配、連接、配電等工作，使該系統(tǒng)能夠在實驗平臺下完成測試與實驗。在飛控系統(tǒng)檢測過程中，由實驗平臺給各個飛控系統(tǒng)部件提供電能，平臺對各類飛控零件狀態(tài)進行檢查，在確保工作情況正常的基礎上，發(fā)揮激勵單元在控制增穩(wěn)、模擬航電等方面的作用，與仿真激勵信號相結合，共同為各個飛控操縱臺加載信號，并在此過程中，根據加載情況通過手柄對飛控工作狀態(tài)進行設置，使該系統(tǒng)進入工作模式，測試平臺對飛控系統(tǒng)中的數據信息進行采集，經過ICD解析后將其輸出到測試平臺軟件層面，這時測試人員便可通過EFIS/EICAS仿真界面對飛控系統(tǒng)工作狀態(tài)進行檢驗，也可利用測試軟件對各項測試結論進行分析，并將最終的測試結果存儲到數據庫之中。

2 飛機飛控集成測試關鍵技術分析

2.1 數據采集技術

飛機飛控系統(tǒng)集成測試的重要基礎便是數據采集技術，在數據采集后便可對飛機飛行情況進行科學合理地預測與診斷，提高飛機飛行效率、延長飛機使用壽命。因此，精準采集飛機各個部件的運行狀態(tài)十分重要。在科技飛速發(fā)展的背景下，起落架系統(tǒng)、液壓系統(tǒng)、新型傳感器等新技術、新設備廣泛應用到飛機飛控集成系統(tǒng)之中，為傳統(tǒng)機載系統(tǒng)的更新換代提供了技術支持。另外，還有遠距離無線傳感器、光纖傳感器、超聲波傳感器等均可應用于飛機結構外部，對待測部件以非接觸的形式進行監(jiān)測。機載數據采集需要確保系統(tǒng)的成熟可靠，具有較強的抗干擾性，使數據采集與時間同步，還要考慮到工作環(huán)境、測量條件等因素的影響，經過綜合分析后，獲取最為精準的測試信息。

2.2 ICD數據管理技術

ICD是指航空電子接口控制文件，對設備之間信息傳輸的數據格式進行測試與分析。由于航空電子設備類型眾多、數量較大，因此ICD也十分龐雜，在一定程度上加大了查詢與使用的難度。因此，可采用數據庫對ICD中的信息進行存儲，并建立ICD管理軟件，對存儲的數據信息進行管理，對各類記載電子設備進行定義。在數據庫中，應與平臺硬件相結合，在錄入相應ICD以后，測試平臺可通過數據庫訪問將ICD相關信息調出，完成數據解析與重組工作，對ICD進行規(guī)范管理。在該文設計的ICD數據庫中，采用3層訪問方式，包括客戶端、數據庫以及二者之間的應用服務，客戶端無權進行直接操作。因此，客戶端無須對數據庫的分布情況進行了解，更無須將數據庫相關信息發(fā)布到客戶端中，進而在很大程度使數據信息的安全性得到顯著提升。

2.3 EICAS畫面仿真技術

在系統(tǒng)測試過程中，需要對EFIS、EICAS顯示屏、PFD界面進行仿真，以圖形的形式將故障界面、ADI界面、HIS界面進行展示，支持EICAS與EFIS畫面的分屏展示，且可對畫面中的參數信息進行更換，在手柄操作下，在HIS界面中顯示出飛機的航向、姿態(tài)等相關信息;在EICAS中顯示不同角度，角度分辨率為0.1°，將桿力測試分辨率設置為0.001 V，離散量設置為0.1 V。

在EICAS畫面仿真中，使用的是埃斯特爾公司開發(fā)的SCADE Display軟件進行設計與仿真，且該仿真界面具有較強的獨立性，采用VS2010工具實現數據處理與開發(fā)，使與仿真界面完成對接。在對其進行設計與模塊化處理的過程中，將仿真界面與數據處理分割開來，借助數據映射表實現數據交互，從而提高軟件架構的穩(wěn)定性與可靠性，具體如下。

（1）映射表，將2個模塊數據進行交互，通過更改映射表，對2個模板間的映射關系進行更改，為技術人員的查詢工作提供便利，使系統(tǒng)更具可配置能力。

（2）仿真顯示模塊，借助SCADE Display軟件進行開發(fā)，對接口進行處理使其統(tǒng)一，存儲到映射表中，為數據模塊交互提供便利。

（3）數據處理模塊，對獲取到的數據信息進行處理，發(fā)揮映射表的作用，實現數據處理與仿真界面中的信息交換。

2.4 加載臺設計

在飛行飛控集成測試過程中，需要給各個配平電動機、舵機賦予一定力矩，模擬飛機在飛行中的空氣動力，因此需要給飛控系統(tǒng)安裝加載，給各個機器增加動力，此時采用力矩電機將可對加載方案進行直接驅動。該系統(tǒng)主要包括機械結構、傳感器、加載控制裝置等部分。

力矩負載模擬器屬于電動伺服系統(tǒng)的一種，加載系統(tǒng)借助控制裝置的力量生成驅動電壓，對力矩電機進行驅動，電機在轉軸磁粉離合器的作用下，將扭矩傳感器、加載裝置與舵機進行剛性連接，在離合器的作用下將負載傳遞到舵機之中，完成舵機負載模擬工作。與此同時，通過磁粉離合器將扭矩傳感器中的數據導入，并用加載力矩值表示出來，在負載增加的情況下，電動機的轉速將隨之降低，此時輸出力矩提高，可與負載保持平衡，在電機軸中安裝測速裝置，再設置控制器，由測速裝置輸出電壓，與控制器中的電壓數值進行對比，以此來改變電機中的電壓，使電機能夠處于穩(wěn)定運行狀態(tài)，具有較強的過載力、低轉速、高速響應、力矩波動小等特點。電動加載機構主要包括滑臺基板與加載通道，其中加載組建通過高精度導向對基板進行定位，舵機安裝座也可借助導向鍵的作用與滑臺基板連接起來，這樣便可使力矩輸出軸與舵軸的中心相同，并在滑臺基板中設置T型槽，為多種尺寸舵機安裝提供便利，使加載通道得到廣泛應用。

3 結論

綜上所述，該文研究的飛控集成測試平臺采用先進的模塊化、標準化測試技術，具有結構合理、自動化程度高、功能健全、適應力強等特征，能夠符合多種類型飛機的生產與研制測試要求，是一套可靠性高、實用性強、使用方便快捷、維護簡單具有較強測試效果的測試平臺，能夠為我國航空事業(yè)做出更大貢獻。

參考文獻

[1]高偉光.某自動飛控測試系統(tǒng)的設計與實現[D].成都：電子科技大學，2014.

[2]范軍華，劉貢平.飛機飛控系統(tǒng)健康管理關鍵技術的探析[J].山東工業(yè)技術，2018（6）：221.

[3]劉暢.某飛機飛控系統(tǒng)綜合自動測試設備設計與實現[D].成都：電子科技大學，2015.