CN104122885A - 一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统 - Google Patents

Abstract

本发明是一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统，包括主控测试台、便携式测控箱、飞行控制计算机、仿真计算机和接口机。主控测试台提供人机交互界面，发送测试命令给飞行控制计算机；便携式测控箱将测试命令信号进行隔离转接后输出给飞行控制计算机，实现飞行控制计算机供电、模拟量采集的输出和开关量信号的输入输出通道；飞行控制计算机进行分系统的测试与控制，进行飞行控制算法解算，生成舵偏控制量；仿真计算机模拟飞行器，进行模型实时解算；接口机进行数据融合和发送。本发明系统能够完成全系统半实物测试，实现总线信息全面监控，数据实时存储显示，获取飞行过程中可能出现的状况，提前进行排查，为飞行试验顺利进行奠定基础。

Description

一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统

技术领域

本发明属于地面半实物仿真测试技术领域，具体涉及一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统。

背景技术

固液动力飞行器是一种新型的、采用固液动力发动机作为动力装置的、具有推力可调、可多次启动等特点的飞行器。相较于固体动力发动机可实现推力调节、长时间工作、多次启动，并且燃烧产物不污染环境，相较于液体动力发动机，其结构简单、操作方便、成本低廉。因此，在新一代飞行器动力系统研制中，固液动力发动机都具有较大的优势。固液动力飞行器在进行飞行试验之前，必须做好飞行器各个系统的性能与安全性地测试，特别是飞行控制系统的半实物仿真测试，提前进行系统性能验证以及故障排查，为飞行试验的顺利进行奠定基础。

飞行控制计算机程序由底层函数开发和C语言开发，缺乏友好的交互界面，它与组合导航系统、舵系统和电气系统的交互存在黑箱效应，操作人员不能直观地获取实时的反馈结果，且反馈结果无法记录。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述问题，考虑到固液动力飞行器的特点，提出了一种422总线的固液动力飞行器地面飞行控制测试系统，完成对飞行器控制系统的各分系统的测试，以及对弹上设备状态数据进行监控、采集和记录。

本发明提供的一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统，包括主控测试台、便携式测控箱、飞行控制计算机、仿真计算机和接口机。

主控测试台包括人机交互界面和第一422网络节点。便携式测控箱包括交流电源接口、测控箱电源开关、开关电源、直流电源、信号隔离转接器、电流显示表、电压显示表、航空插头、继电器、信号指示灯和测控线缆。仿真计算机包括仿真界面和第一光纤板卡。接口机包括第二422网络节点、第二光纤板卡和接口机显示界面。

主控测试台通过第一422网络节点的一路422串口连接便携式测控箱，便携式测控箱通过测控线缆连接飞行控制计算机。仿真计算机通过光纤连接接口机，接口机通过第二422网络节点连接飞行控制计算机。

主控测试台通过第一422网络节点发送测试命令和接收测试命令执行的反馈信息；主控测试台发送的测试命令包括通信串口测试、固液发动机压力采集测试、发动机时序测试、组合导航测试、舵系统测试和整体飞行控制算法测试。便携式测控箱将主控测试台发送来的测试命令信号进行隔离转接后输出给飞行控制计算机，并实现飞行控制计算机供电、模拟量采集的输出和开关量信号的输入输出通道功能。飞行控制计算机根据主控测试台发来的测试命令，进行飞行控制分系统的测试与控制，并实时将测试命令执行的反馈信息发送给主控测试台，在飞行阶段进行飞行控制算法的解算，生成舵偏控制量。仿真计算机通过仿真界面与后台六自由度模型方程程序模拟飞行器，进行模型实时解算，并将飞行状态信息通过第一光纤板卡下发给接口机。

所述的接口机实现的功能为：通过第二422网络节点接收组合导航静态测量飞行状态信息，与仿真计算机下发的飞行状态信息进行数据融合并转发给飞行控制计算机；接收飞行控制计算机下发的舵偏控制量并进行解算，生成仿真计算机所需的舵数据格式，通过第二光纤板卡回传到仿真计算机，形成仿真控制回路；完成飞行状态的图形实时显示与数据存储。

所述的仿真计算机实现的功能包括：三通道控制参数设置，飞控特征参数设置，系统初始化，模式选择，偏差加载和仿真控制。

所述的422网络节点均采用MOXA的CP-134U-I/DB9M多串口板卡；所述的光纤板卡均选用HY-FB2125G-PCI光纤板卡。

本发明的422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统，通过主控测试界面和仿真计算机完成测试功能，相对于现有技术，本发明的优点和积极效果在于：

1.本发明的飞行控制测试系统，通过选择合理的硬件设备，编写人机交互界面，开发了一套集测试与控制于一体、便携性好的固液动力飞行器地面飞行控制测控系统；

2.本发明将主控计算机的人机交互界面作为飞行控制计算机与其他飞控分系统的命令控制与状态显示界面，弥补飞行控制计算机软件交互性不足；通过操作主控计算机的人机交互界面，达到直接操作飞行控制计算机与组合导航系统、舵系统的友好交互；

3.本发明的飞行控制测试系统既具备飞行控制分系统的测试功能，又可以进行整体系统的测试验证；

4.本发明的仿真计算机进行多工况飞行状态、多飞行偏差项加载，实时解算飞行器模型，定周期下发飞行状态信息，验证飞行控制算法的鲁棒性；

5.本发明将整个测试过程中的通信数据进行存储、重要图形进行实时显示，便于测试状态的直观判断和测试后故障的针对性分析；

6.本发明的固液发动机时序测试项从计时开始时弹出计时器，记录逝去的时间，直到指定时间对发动机相应阀门下发命令，获取阀门命令执行反馈结果后，计时器停止计时，并保持当前的时间，时间显示精度为毫秒。查看计时器的时间，就能测试出发动机阀门动作时序，确保时序的精确性。

附图说明

图1是本发明422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统的结构分布图；

图2是本发明422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统的主控交互界面示意图；

图3是本发明飞行控制测试系统中便携式测控箱中各组成部分的连接示意图；

图4是本发明422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统仿真计算机交互界面图；

图5是本发明的飞行控制测试系统进行测试的操作流程图。

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本发明作进一步的说明。

本发明提出的一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统，如图1所示，该飞行控制测试系统包括主控测试台101、便携式测控箱201、飞行控制计算机301、仿真计算机401和接口机501。如图1所示，所述的主控测试台101为一主控计算机，包括：人机交互界面102以及第一422网络节点103。如图1和图2所示，所述的便携式测控箱201主要包括交流电源接口202、测控箱电源开关203、开关电源204、直流电源205、信号隔离转接器206、电流显示表207、电压显示表208、航空插头209、继电器210、信号指示灯211和测控线缆212。继电器210有三个，标记为继电器A、继电器B和继电器C。如图1所示，所述的仿真计算机401主要包括仿真界面402和第一光纤板卡403。所述的接口机501主要包括第二422网络节点502、第二光纤板卡503和接口机显示界面504。本发明实施例中，第一422网络节点和第二422网络节点均采用MOXA的CP-134U-I/DB9M1转4串口板卡，第一光纤板卡403和第二光纤板卡503均选用HY-FB2125G-PCI光纤板卡。

主控测试台101通过第一422网络节点103的一路422串口连接便携式测控箱201，便携式测控箱201通过测控线缆212连接飞行控制计算机301。仿真计算机401通过光纤连接接口机501，接口机501通过第二422网络节点502连接飞行控制计算机301。

所述的主控测试台101通过MOXA的CP-134U-I/DB9M1转4串口板卡103的一路422串口连接便携式测控箱201，经过便携式测控箱201的信号隔离转接器206对主控测试台101发出的测试命令进行信号隔离转接后输入飞行控制计算机301，便携式测控箱201与飞行控制计算机301的智能串行通信口1相连，实现主控测试台101与飞行控制计算机301之间通信线路的连接。人机交互界面102为主控界面，用户通过该界面完成测试命令的发出和测试结果显示。

CP-134U-I/DB9M1转4串口板卡103，含有一个44芯的串口输出；有两种工作模式，即422方式和485方式，由于485模式为半双工工作方式，422模式为全双工工作方式，本发明中采取的是422工作方式，可提高通信的传输率，通过安装在主控计算机上的驱动配置软件上更改其模式位，选择422方式。因此CP-134U-I/DB9M1转4串口板卡103的44芯输出即为RS422的输出口，再通过一个1转4的串口转换器，转换之后的均为9芯输出(简称DB9)，9芯中实际用于信号传输的只有5芯，分别为：接收信号正(RX+)，接收信号负(RX-)，地信号(GND)，发送信号正(TX+)，发送信号负(TX-)。

主控测试台101所实现的功能通过人机交互界面102显示给用户。如图2所示，主控测试台101实现的功能有：主要包括：通信串口测试、固液发动机压力采集测试、发动机时序测试、组合导航测试、以及舵系统测试。所述的通信串口测试完成测试系统的422总线测试，保证通信线路的连接正常和通信端口号、数据位和波特率等通信项设置相同，设有手动测试模式和自动测试模式，手动测试模式主要用于测试线路的通断，以及通信项设置是否相同等；自动测试模式主要用于测试通信过程中的误码率。所述的固液发动机压力采集测试，设置开始采集和停止采集两个按钮，用来控制采集命令的发出与中断；压力数值显示编辑框3个，显示压力的数值大小；压力曲线显示框，采用iplotx控件，以图形的方式显示压力的大小趋势。所述的发动机时序测试主要包括专项时序测试和综合时序测试，专项时序测试每次只进行一项时序测试，分为电爆阀门时序测试、液路阀门1时序测试、液路阀门2时序测试、点火器时序测试。综合时序测试为上述专项时序测试中所有时序的整体测试。时序测试时，设置有相应的计时器进行计时，时间精确度为毫秒，通过查看计时器的时间，测试出发动机阀门动作时序，确保时序的精确性。时序测试中由便携式测控箱201的信号指示灯211显示测试的启停。所述的组合导航测试包括组合导航系统的自检、初始化、参数装订和转导航命令；组合导航的测试状态由人机交互界面的状态显示栏进行文字提示。所述的舵系统测试功能包括舵系统的自检、调零和舵偏量大小设置，测试状态由人机交互界面的状态显示栏进行文字提示。

所述的便携式测控箱201将测试命令信号进行隔离转接后输出给飞行控制计算机，并实现飞行控制计算机供电、模拟量采集的输出和开关量信号的输入输出通道功能。前面板设置有交流电源接口202、电流显示表207和电压显示表208。测控箱的上面板设置有测控箱电源开关203、可调直流电源旋钮、信号指示灯211。右面设置有航空插头209。与主控测试台101端连接的航空插头209内含422串口线路，以实现与主控测试台101进行422通信。开关电源204、直流电源205、信号隔离转接器206和继电器210安装于测控箱的内部；开关电源204和直流电源205都是可控可调的。通过可调直流电源旋钮可调节直流电源205的大小。

如图3所示，所述的交流电源接口202、测控箱电源开关203和可控开关电源204的输入端顺次相连；测控箱201通过交流电源接口202获得交流电，经过可控开关电源204得到28V直流电，开关电源204与电流显示表207、电压显示表208连接，直观显示工作电流和输出电压值；直流电源205为可调电压电源，模拟压力传感器转换后的电压，量程为-5～+5V；测控箱电源开关202作为可控开关电源204的输出控制，当飞行控制计算机需要断电时，通过测控箱电源开关203控制电源的输出；继电器210的输出与信号指示灯211连接，用来显示继电器的工作状态，为每个继电器连接一个信号指示灯。航空插头209的一端连接信号隔离转接器206、继电器210、开关电源204以及直流电源205的输出端，另一端通过测控线缆212与飞行控制计算机301的两个端口连接，作为飞行控制计算机301供电、模拟量采集的输出和开关量信号的输入输出通道。

所述的飞行控制计算机301拥有6路智能串行通信口、分辨率为12位的3路A/D采集通道、6路输入和12路输出的开关量通道。智能串行通信口1通过测控线缆212连接便携式测控箱201的航空插头209，实现飞行控制计算机301与主控测试台101的连接，进行与主控测试台101的信息交互。智能串行通信口2与接口机501的MOXA的CP-134U-I/DB9M多串口板卡502的串口2连接，智能串行通信口3与接口机501的MOXA的CP-134U-I/DB9M多串口板卡502的串口3连接，智能串行通信口4与接口机501的MOXA的CP-134U-I/DB9M多串口板卡502的串口4连接，进行与接口机501的数据通信。A/D采集通道和开关量通道通过航空插头209与便携式测控箱201连接。

所述的仿真计算机401通过第一光纤板卡403和接口机501的第二光纤板卡503进行数据的实时通信。如图4所示，所述的仿真计算机401实现的功能主要包括：三通道控制参数设置、飞控特征参数设置、系统初始化设置、模式选择、偏差加载和仿真控制。所述的三通道控制参数设置是指设置俯仰、偏航、滚转通道的控制参数，通过设置控制参数，调整飞行弹道，达到预期飞行任务。所述的飞控特征参数设置是指为飞行器发射角度、发射海拔高度进行设置，用来模拟不同发射场地的发射条件。所述的系统初始化设置是指测试系统进行仿真时，首先需要进行通信数据端口和系统参数的初始化，同时清除上一次的显示图形；创建新的数据存储文件。初始化的目的是将测试系统恢复到初始状态，以便进行下一次的仿真。所述的模式选择包括两个模式，一个模式为不包含硬件飞行控制计算机的数学仿真模型，另一个模式为需要包含飞行控制计算机在内的半实物仿真模型。两种模式可以进行切换，可选择性进行数学仿真和半实物仿真。所述的偏差加载提供了风干扰偏差、初始条件偏差、气动参数偏差、推力参数偏差和工艺设计偏差。由于飞行器的真实的飞行条件与仿真模型有较大的不同，所以通过偏差加载，将不同的偏差加入仿真环节，尽可能的模拟真实的飞行条件，验证飞行控制算法的健壮性。所述的仿真控制用于控制仿真任务的状态，包括仿真时间和飞行高度，通过仿真界面还实时显示仿真进行的时间和飞行器飞行的实时高度。

所述的接口机501与仿真计算机401通过光纤板卡进行数据的实时通信。接口机501实现的功能为：接收仿真计算机401的姿态、角速度、速度、位置等飞行状态信息，以及时序零点的标志；将导航静态测量飞行状态信息与仿真计算机401下发的飞行状态信息进行数据融合后发送给飞行控制计算机301；接收飞行控制计算机301下发的舵偏控制量，并进行数据解算生成仿真计算机401所需的舵数据格式，并通过第二光纤板卡发送给仿真计算机401，用于仿真计算机401的下一步模型回路解算，形成仿真控制回路；完成飞行状态的图形实时显示与数据的存储。所述的接口机501的MOXA的CP-134U-I/DB9M多串口板卡有4路串行口，其中串口1接收组合导航系统的测量飞行状态信息，串口2接收飞行控制计算机301下发的舵偏控制量，串口3定周期向飞行控制计算机301下发融合后的飞行状态信息，供飞行控制计算机301进行飞控算法的实时解算，完成飞行控制。

应用本发明的飞行控制测试系统进行飞行控制测试的具体操作流程如下，如图5所示。

在测试系统工作之前，按照图1进行供电线路和通信线路的连接，保证线路的物理上的完整性。对测控系统上电，打开主控测试台101的人机交互界面102，打开串口，向飞行控制计算机301发送通信确认命令以确认是否能正常通信。飞行控制计算机301同时进行初始化和自检。飞行控制计算机301接收到通信确认指令后，反馈通信状态，成功并下发自检结果，提示用户进入发控流程，并等待相应的测试命令，进入不同的测试项目。

首先进行通信串口测试，在发送编辑框中任意发送数据，或手动发送，或设定不同周期的自动发送。通过数据接收缓冲区查看接收的数据。先进行手动发送，如果接收缓冲区没有数据或是出现错误数据(与发送的数据不一致)，即认为通信串口出现问题，这时应该检查串口是否一致，通信协议是否相同，奇偶校验位、数据停止位是否设置相同。自动发送是在手动发送成功后，进行通信误码率的测试，设置自动发送数据周期，设置发送数据，然后将接收的数据与发送的数据进行比较，检查是否存在误码，以便确定适合的波特率。在人机交互界面102单击退出测试命令，即可退出该测试项目。

通信串口测试完毕后，便可以进行本发明测试系统中设置的所有的测试项目了，根据需要可以进行整体系统测试，也可以进行分系统测试。

进行固液发动机压力采集测试：物理上连接好飞行控制计算机301与便携式测控箱201。人机交互界面102上单击压力采集按钮，便弹出压力实时显示界面，同时将测试指令发送给飞行控制计算机301，飞行控制计算机301接到命令后，启动A/D转换，对便携式测控箱201的可调直流电源205的输出电压进行采集，采集模拟的电压量，可调直流电源205进行电压值的调节，通过采集电压量，测试A/D采集功能与精度。采集的电压由飞行控制计算机301通过串口下发给主控测试台101，在人机交互界面102上进行数值和图形的显示。同时主控测试台101将接收的电压数据保存记录到指定的文件中。

发动机时序测试项目是测试飞行器发动机阀门动作时间，分为综合测试和专项测试，时间完全按照飞行过程中的时序进行测试，以验证时序的精确性和阀门动作的可执行性。综合测试为完整的飞行过程中的阀门的动作时序，对应阀门动作的时间一到，进行开关量的置位，并反馈执行的结果。专项测试分别为电爆阀门时序、液路电磁阀1开启时序、液路电磁阀2开启时序、点火器的开启时序，分别通过人机交互界面102中时序测试一栏中的电爆阀、液路阀门1、液路阀门2、点火器按钮启动。进入各个测试项时，弹出时间计时器，开始计时，地面接收到开关置位结果反馈后，立即停止计时，并保持。查看计时器即可获取动作时间。硬件上飞行控制计算机301的开关量通过航空插头209与便携式测控箱201连接，一旦开关量进行置位，启动便携式测控箱201中对应的继电器210，继电器210进行动作，驱动信号指示灯，验证开关量的可执行性。

舵系统测试：舵系统测试分为三个部分，自检、调零、舵偏量设置。首先进行自检、自检完成后，调零按钮才会处于有效状态，进行调零指令的发送，并反馈相应的消息。查看舵机是否进行调零的动作，归于零位，明确舵机是否存在故障，调零是否成功。舵偏量设置项为了测试飞行过程中解算出来的舵偏量能否正常的经过舵分配，舵解算，周期发送给舵控系统，实现飞行器的气动控制。通过在舵偏量设置编辑框中输入设定的舵偏量，单击确定按钮将舵偏量数据发送给飞行控制计算机，由飞行控制计算机下发给舵系统，测试舵是否能够偏转相应的角度。上述三个测试步骤为自检、调零和舵偏量测试。

组合导航测试：组合导航系统测试分为多个部分，具体为：自检、初始化、初始数据装订、对准和转导航。测试要求多次保障性发送，并进行组合导航执行状态的反馈，根据反馈状态进行下一步的动作。其中自检命令发出后，飞行控制计算机301自动进行自检命令、初始化命令自动发送给组合导航系统。直到初始数据装订，当状态显示栏显示进行初始化参数时，在人机交互界面102中的初始化参数装订选择组合导航数据装订，分别装订地理纬度、地理经度、海拔高度、航向角、俯仰角和滚转角，单击确定按钮，主控测试台101将上述数据按照约定的规则打包，接着完成飞控特征参数数据装订，飞行高度和发射角，单击确定按钮，完成数据的打包。最后单击发送按钮，将两包数据发送到飞行控制计算机301，飞行控制计算机301等待接收地面装订参数，如果没有接收成功，便一直接收，直到接收成功为止。接收成功后发送给组合导航系统进行参数装订，等待初始化完成结果反馈、然后进行对准完成结果反馈接收。对准完成后，单击转导航指令按钮，组合导航就进入转导航状态，同时进行规定时间周期控制信息发送，主控测试台101将数据接收并存储到指定文件中。如果上述的执行状态反馈有错，或是超出规定的时间，以错误状态显示出来。

分系统测试完毕后，进行系统整体的测试，即飞控算法测试。启动仿真计算机401和接口机501，打开仿真界面和显示界面，设定偏差条件和飞行特征参数，进行仿真参数的配置，进入等待测试开始的命令。组合导航系统进入对准完成状态后，由主控界面下发转导航指令，组合导航进入导航状态，接口机501接收组合导航的导航信息，仿真计算机401启动仿真，向接口机501下发信息，仿真机的信息与组合导航系统的导航信息进行数据的融合，生成约定的串行口通信格式的数据，下发给飞行控制计算机301，飞行控制计算机301接收数据后，判断零点时序，进入飞控算法的解算，得到舵偏量，飞行控制计算机301通过一路串行口将舵偏量发送给舵系统，同时接收舵系统的反馈，通过另一路串口将舵偏量和舵反馈值下发给接口机501。接口机501对舵系统的信息进行解算，生成仿真计算机401所需的舵偏量数据格式，发送给仿真计算机401，形成完成的控制回路。

上述舵系统和组合导航系统测试中，飞行控制计算机301发送给舵系统和组合导航系统的命令以及接收的舵系统和组合导航系统的命令执行反馈，都发送给主控测试台101，主控测试台101进行文件记录，方便查看测试故障的原因。

本发明的测试系统以飞行控制计算机301为核心，结合主控测试台101，仿真计算机401和接口机501，进行飞行控制系统(舵系统、组合导航系统和电气系统)的测试，完成全系统半实物测试，实现了总线信息的全面监控，数据的实时存储显示，获取飞行过程中可能出现的状况，提前进行排查，为飞行试验的顺利进行奠定基础。

Claims (6)

1.一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统，其特征在于，包括主控测试台、便携式测控箱、飞行控制计算机、仿真计算机和接口机；

主控测试台包括人机交互界面和第一422网络节点；便携式测控箱包括交流电源接口、测控箱电源开关、开关电源、直流电源、信号隔离转接器、电流显示表、电压显示表、航空插头、继电器、信号指示灯和测控线缆；仿真计算机包括仿真界面和第一光纤板卡；接口机包括第二422网络节点、第二光纤板卡和接口机显示界面；

主控测试台通过第一422网络节点的一路422串口连接便携式测控箱，便携式测控箱通过测控线缆连接飞行控制计算机；仿真计算机通过光纤连接接口机，接口机通过第二422网络节点连接飞行控制计算机；

主控测试台通过第一422网络节点发送测试命令和接收测试命令执行的反馈信息，所述的测试命令包括通信串口测试、固液发动机压力采集测试、发动机时序测试、组合导航测试、舵系统测试和整体飞行控制算法测试；便携式测控箱将主控测试台发送来的测试命令信号进行隔离转接后输出给飞行控制计算机，并实现飞行控制计算机供电、模拟量采集的输出和开关量信号的输入输出通道功能；飞行控制计算机根据主控测试台发来的测试命令，进行飞行控制分系统的测试与控制，并实时将测试命令执行的反馈信息发送给主控测试台，在飞行阶段进行飞行控制算法的解算，生成舵偏控制量；仿真计算机模拟飞行器，进行模型实时解算，并将飞行状态信息通过第一光纤板卡下发给接口机；

所述的接口机实现的功能为：通过第二422网络节点接收组合导航静态测量的飞行状态信息，与仿真计算机下发的飞行状态信息进行数据融合并转发给飞行控制计算机；接口机接收飞行控制计算机下发的舵偏控制量并进行解算，生成仿真计算机所需的舵数据格式，通过第二光纤板卡回传到仿真计算机，形成仿真控制回路；完成飞行状态的图形实时显示与数据存储；

所述的便携式测控箱，其中的交流电源接口、测控箱电源开关和开关电源的输入端顺次相连，便携式测控箱通过交流电源接口获得交流电，经过开关电源得到28V直流电，开关电源与电流显示表、电压显示表连接，显示工作电流和输出电压值，测控箱电源开关为开关电源的输出控制；直流电源为可调电压电源，模拟压力传感器转换后的电压，量程为-5～+5V；继电器的输出与信号指示灯连接，用来显示继电器的工作状态；航空插头的一端连接信号隔离转接器、继电器、开关电源以及直流电源的输出端，另一端通过测控线缆与飞行控制计算机的两个端口连接。

2.根据权利要求1所述的一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统，其特征在于，所述的主控测试台，对于通信串口测试，设有手动测试模式和自动测试模式，手动测试模式用于测试线路的通断和通信项设置是否相同，自动测试模式用于测试通信过程中的误码率；对于固液发动机压力采集测试，在人机交互界面设置有开始采集和停止采集两个按钮、压力数值显示编辑框、以及压力曲线显示框；对于发动机时序测试，包括专项时序测试和综合时序测试，专项时序测试每次只进行一项时序的测试，所测试的时序有电爆阀门时序、液路阀门1时序、液路阀门2时序以及点火器时序，综合时序测试是指对专项时序测试中的所有时序进行整体测试；发动机时序测试时，设置有计时器进行计时，时间精确度为毫秒；对于组合导航测试，包括组合导航系统的自检、初始化、参数装订和转导航命令；对于舵系统测试，包括舵系统的自检、调零和舵偏量大小设置。

3.根据权利要求1所述的一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统，其特征在于，所述的422网络节点均采用MOXA的CP-134U-I/DB9M多串口板卡；所述的光纤板卡均选用HY-FB2125G-PCI光纤板卡。

4.根据权利要求1所述的一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统，其特征在于，所述的飞行控制计算机，拥有6路智能串行通信口、分辨率为12位的3路A/D采集通道、6路输入和12路输出的开关量通道；智能串行通信口1通过测控线缆连接便携式测控箱的航空插头，智能串行通信口2～4与接口机的第二422网络节点的串口连接，实现与接口机的数据通信；A/D采集通道和开关量通道通过测控线缆连接便携式测控箱的航空插头。

5.根据权利要求1所述的一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统，其特征在于，所述的仿真计算机，实现如下功能：三通道控制参数设置、飞控特征参数设置、系统初始化、模式选择、偏差加载和仿真控制；所述的三通道控制参数设置是指设置俯仰、偏航、滚转通道的控制参数，通过设置控制参数，调整飞行弹道，达到预期飞行任务；所述的飞控特征参数设置是指为飞行器发射角度和发射海拔高度进行设置，用来模拟不同发射场地的发射条件；所述的系统初始化设置是指测试系统进行仿真时，进行通信数据端口和系统参数的初始化，同时清除上一次的显示图形，创建新的数据存储文件；所述的模式选择包括两个模式，一个模式为不包含飞行控制计算机的数学仿真模型，另一个模式为包含飞行控制计算机在内的半实物仿真模型；所述的偏差加载提供了风干扰偏差、初始条件偏差、气动参数偏差、推力参数偏差和工艺设计偏差，通过偏差加载，将不同的偏差加入仿真环节，模拟真实的飞行条件；所述的仿真控制用于控制仿真任务的状态，包括仿真时间和飞行高度。

6.根据权利要求1所述的一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统，其特征在于，所述的接口机的第二422网络节点，包括4路串行口，其中，串口1接收组合导航系统静态测量的飞行状态信息，串口2接收飞行控制计算机下发的舵偏控制量，串口3定周期向飞行控制计算机下发融合后的飞行状态信息。