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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。 |
