CN112415979B - 一种飞行控制的测试系统、方法、设备和存储介质 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例公开了一种飞行控制的测试系统，包括：侧杆脚蹬、飞行仿真模块、三轴转台、飞行控制模块FCM、作动器控制电子模块ACE、马达控制电子模块MCE、电作动器及动力加载台；侧杆脚蹬与飞行仿真模块相连；飞行仿真模块分别与三轴转台、FCM和ACE相连；三轴转台与FCM相连；FCM与ACE相连；ACE与MCE相连；电作动器分别与MCE、动力加载台相连。本发明实施例提供的飞行控制的测试系统，解除了飞行控制系统与其他系统的交联关系，从而可以缩短飞行控制系统设计验证迭代时间，降低测试风险，提高测试效率，节约测试成本。
Description
技术领域
本发明涉及飞行控制领域，尤其涉及一种飞行控制的测试系统、方法、设备和存储介质。
背景技术
随着宽体飞机和飞机多电化的技术研究，为满足飞机控制响应特性和经济性的需求，越来越多的先进飞机采用电作动器(EMA、EHA)替代原有的液压作动器。在采用电作动器后，实现了飞机多种能源作动器供应。飞机整体性能有所提高，同时电作动器也会带来一系列的问题，比如力纷争和模式切换瞬态影响等。因此需要加强基于电作动器的飞行控制系统的地面验证工作，现今基于电作动的飞行控制系统地面试验验证大多采用基于铁鸟、电源系统、航电系统交联的架构，系统交联的复杂性增加了飞行控制系统验证的难度和风险。比如，电源质量的影响、信号输入的影响等，这些因素严重时会导致设备损坏和人员伤亡等事故。
发明内容
本发明实施例提供了一种飞行控制的测试系统、方法、设备和存储介质，可以解除飞行控制系统与其他系统的交联关系，从而降低测试验证的风险。
第一方面，本发明实施例提供了一种飞行控制的测试系统，包括：侧杆脚蹬、飞行仿真模块、三轴转台、飞行控制模块FCM、作动器控制电子模块ACE、马达控制电子模块MCE、电作动器及动力加载台；
所述侧杆脚蹬与所述飞行仿真模块相连；所述飞行仿真模块分别与所述三轴转台、所述FCM和所述ACE相连；所述三轴转台与所述FCM相连；所述FCM与所述ACE相连；所述ACE与所述MCE相连；所述电作动器分别与所述MCE、所述动力加载台相连；
所述侧杆脚蹬根据驾驶员的操作生成驾驶员指令，并将所述驾驶员指令发送至所述飞行仿真模块；所述飞行仿真模块用于对所述驾驶员指令进行解算获得角度信号及位移信号，并将所述角度信号和位移信号发送至所述三轴转台、所述FCM和所述ACE；所述三轴转台用于根据所述角度信号及位移信号生成姿态角信号，并将所述姿态角信号发送至所述FCM；所述FCM用于根据所述角度信号、位移信号和姿态角信号进行第一模式的控制律解算，获得第一控制指令，并将所述第一控制指令发送至所述ACE；所述ACE用于根据所述角度信号、位移信号和姿态角信号进行第二模式的控制律解算，获得第二控制指令，并将所述第一指令或第二指令发送至所述MCE；所述MCE根据所述第一指令或第二指令生成作动器位移信号和速度信号，并将所述作动器位移信号和速度信号发送至所述电作动器，使得电作动器输出位移信号；所述动力加载台用于加载模拟气动力，并将所述模拟气动力加载于所述电作动器，以对所述电作动器进行测试。
进一步地，系统还包括：外部电源；所述外部电源分别与所述三轴转台、所述FCM、所述ACE及所述MCE相连；用于提供电压信号。
进一步地，所述MCE还用于将所述外部电源的高压信号发送至所述电作动器。
进一步地，所述外部电源包括270VDC和28VDC；其中，所述外部电源向所述三轴转台提供270VDC的电压信号，向所述FCM、所述ACE及所述MCE提供28VDC的电压信号；所述MCE将270VDC的电压信号转发至所述电作动器。
进一步地，所述第一模式包括正常模式和辅助模式；所述第二模式为直接模式。
第二方面，本发明实施例还提供了一种飞行控制的测试方法，所述方法由上述系统执行，包括：
对驾驶员指令进行解算获得角度信号及位移信号；
根据所述角度信号及位移信号生成作动器位移信号和速度信号；
将所述作动器位移信号和速度信号发送至所述电作动器，并将模拟气动力加载于所述电作动器，以对所述电作动器进行测试。
进一步地，根据所述角度信号及位移信号生成作动器位移信号和速度信号，包括：
根据所述角度信号及位移信号生成姿态角信号；
根据所述角度信号、位移信号和姿态角信号进行第一模式的控制律解算，获得第一控制指令；
根据所述角度信号、位移信号和姿态角信号进行第二模式的控制律解算，获得第二控制指令；
根据所述第一控制指令或第二控制指令生成作动器位移信号和速度信号。
进一步地，所述第一模式包括正常模式和辅助模式；所述第二模式为直接模式。
第三方面，本发明实施例还提供了一种计算机设备，该设备包括：包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如本发明实施例任一所述的飞行控制的测试方法。
第四方面，本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理装置执行时实现如本发明实施例任一所述的飞行控制的测试方法。
本发明实施例提供了一种飞行控制的测试系统，包括：侧杆脚蹬、飞行仿真模块、三轴转台、飞行控制模块FCM、作动器控制电子模块ACE、马达控制电子模块MCE、电作动器及动力加载台，可以由该系统执行一种飞行控制的测试方法，首先对驾驶员指令进行解算获得角度信号及位移信号；然后根据角度信号及位移信号生成作动器位移信号和速度信号；最后将作动器位移信号和速度信号发送至电作动器，并将模拟气动力加载于电作动器，以对电作动器进行测试。本发明实施例提供的飞行控制的测试系统，解除了飞行控制系统与其他系统的交联关系，从而可以缩短飞行控制系统设计验证迭代时间，降低测试风险，提高测试效率，节约测试成本。
附图说明
图1是本发明实施例一中的一种飞行控制的测试系统结构图；
图2是本发明实施例二中的一种飞行控制的测试方法流程图；
图3是本发明实施例三中的一种计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。
实施例一
图1为本发明实施例一提供的一种飞行控制的测试系统结构图，本实施例可适用于进行飞行控制系统测试的情况，该系统可以执行飞行控制的测试方法。如图1所示，具体包括：侧杆脚蹬、飞行仿真模块、三轴转台、飞行控制模块FCM、作动器控制电子模块ACE、马达控制电子模块MCE、电作动器及动力加载台。
其中，侧杆脚蹬与飞行仿真模块相连；飞行仿真模块分别与三轴转台、FCM和ACE相连；三轴转台与FCM相连；FCM与ACE相连；ACE与MCE相连；电作动器分别与MCE和动力加载台相连。
本实施例中，作动器是实施主动控制的关键部件，是主动控制系统的重要环节。作动器用于进行动力学测试，是动力学测试的出力装置。在飞行控制测试中采用电作动器，具有响应快、控制精度高和降低成本等优点。飞行仿真模块可以代替飞机六自由度模型，其中，物体在空间具有六个自由度，即沿x、y、z三个直角坐标轴方向的移动自由度和绕这三个坐标轴的转动自由度。三轴转台可以模拟飞行控制中的三个角速度，按飞行仿真转台台面所复现的角运动的自由度区分，台面运动具有三个角运动的自由度。动力加载台可以模拟气流给作动器施加模拟气动力。
在本实施例中，侧杆脚蹬根据驾驶员的操作生成驾驶员指令，并将驾驶员指令发送至飞行仿真模块；飞行仿真模块用于对驾驶员指令进行解算获得角度信号及位移信号，并将角度信号和位移信号发送至三轴转台、FCM和ACE；三轴转台用于根据角度信号及位移信号生成姿态角信号，并将姿态角信号发送至FCM；FCM用于根据角度信号、位移信号和姿态角信号进行第一模式的控制律解算，获得第一控制指令，并将第一控制指令发送至ACE；ACE用于根据角度信号、位移信号和姿态角信号进行第二模式的控制律解算，获得第二控制指令，并将第一指令或第二指令发送至MCE；MCE根据第一指令或第二指令生成作动器位移信号和速度信号，并将作动器位移信号和速度信号发送至电作动器，使得电作动器输出位移信号；动力加载台用于加载模拟气动力，并将模拟气动力加载于电作动器，以对电作动器进行测试。
其中，第一模式包括正常模式和辅助模式；第二模式为直接模式，姿态角信号包括但不限于角速度信号和角加速度信号。
具体的，飞行控制系统运行时有三个模式，分别为正常模式、辅助模式和直接模式；三轴转台根据角度信号及位移信号转动，并通过自身传感器测量转动的角速度和角加速度，生成姿态角信号。当FCM正常工作且能够接收到全部姿态角信号时，飞行控制系统处于正常模式；当FCM丧失部分姿态角信号时，飞行控制系统处于辅助模式；当FCM失灵或丧失全部姿态角信号时，飞行控制处于直接模式。在正常模式和辅助模式下，FCM根据角度信号、位移信号和姿态角信号进行计算生成控制指令发送至ACE，再由ACE转发至MCE。在直接模式下，FCM不起作用，直接由ACE根据角度信号、位移信号和姿态角信号生成控制指令并发送给MCE；若丧失全部姿态角信号，则ACE可以根据角度信号和位移信号生成控制指令并发送给MCE。MCE接收到ACE发送过来的控制指令后，可以根据控制指令生成作动器位移信号和速度信号，并将作动器位移信号和速度信号发送至电作动器。同时，动力加载台通过荷载谱加载模拟气动力，并作用于电作动器上，其中，荷载谱是对一个承载体在约定的参变量及范围内，荷载量值变化的描述。电作动器接受MCE发送的作动器位移信号和速度信号并在动力加载台施加的模拟气动力的影响下输出位移。
在本实施例中，系统还包括外部电源。外部电源分别与三轴转台、FCM、ACE及MCE相连；用于提供电压信号。MCE还用于将外部电源的高压信号发送至电作动器。
具体的，外部电源包括270VDC和28VDC。其中，外部电源向三轴转台提供270VDC的电压信号，向FCM、ACE及MCE提供28VDC的电压信号；MCE将270VDC的电压信号转发至电作动器。
本发明实施例提供了一种飞行控制的测试系统，包括：侧杆脚蹬、飞行仿真模块、三轴转台、飞行控制模块FCM、作动器控制电子模块ACE、马达控制电子模块MCE、电作动器及动力加载台，可以通过此系统对飞机的飞行控制系统进行性能测试。本发明实施例提供的飞行控制的测试系统，解除了飞行控制系统与其他系统的交联关系，从而可以缩短飞行控制系统设计验证迭代时间，降低测试风险，提高测试效率，节约测试成本。
实施例二
图2为本发明实施例二提供的一种飞行控制的测试方法流程图。如图2所示，具体包括如下步骤：
步骤210、对驾驶员指令进行解算获得角度信号及位移信号。
具体的，驾驶员操作侧杆和脚蹬生成驾驶员指令，飞行仿真模块接收驾驶员指令并进行计算，生成角度信号及位移信号并分别发送至三轴转台、FCM和ACE。
步骤220、根据角度信号及位移信号生成作动器位移信号和速度信号。
在本实施例中，根据角度信号及位移信号生成作动器位移信号和速度信号，的方式可以是：根据角度信号及位移信号生成姿态角信号；根据角度信号、位移信号和姿态角信号进行第一模式的控制律解算，获得第一控制指令；根据角度信号、位移信号和姿态角信号进行第二模式的控制律解算，获得第二控制指令；根据第一控制指令或第二控制指令生成作动器位移信号和速度信号。
其中，第一模式包括正常模式和辅助模式；第二模式为直接模式。
具体的，三轴转台根据飞行仿真模块发送的角度信号和位移信号转动，并通过自身传感器测量转动的角速度和角加速度，生成姿态角信号。在正常模式和辅助模式下，FCM根据角度信号、位移信号和姿态角信号进行第一模式的控制律解算，生成第一控制指令并发送至ACE。在直接模式下，ACE根据角度信号、位移信号和姿态角信号进行第二模式的控制律解算，生成第二控制指令。ACE将第一控制指令或第二控制指令发送给MCE，MCE根据第一指令或第二指令生成作动器位移信号和速度信号。
步骤230、将作动器位移信号和速度信号发送至电作动器，并将模拟气动力加载于电作动器，以对电作动器进行测试。
具体的，MCE将作动器位移信号和速度信号发送至电作动器，使得电作动器输出位移信号。同时动力加载台加载模拟气动力，并将模拟气动力加载于电作动器上以对电作动器进行测试。
本发明实施例提供了一种飞行控制的测试方法，由上述实施例提供的飞行控制的测试系统执行，首先对驾驶员指令进行解算获得角度信号及位移信号；然后根据角度信号及位移信号生成作动器位移信号和速度信号；最后将作动器位移信号和速度信号发送至电作动器，并将模拟气动力加载于电作动器，以对电作动器进行测试。本发明实施例提供的飞行控制的测试方法，解除了飞行控制系统与其他系统的交联关系，从而可以缩短飞行控制系统设计验证迭代时间，降低测试风险，提高测试效率，节约测试成本。
实施例三
图3为本发明实施例三提供的一种计算机设备的结构示意图。图3示出了适于用来实现本发明实施方式的计算机设备312的框图。图3显示的计算机设备312仅仅是一个示例，不应对本发明实施例的功能和使用范围带来任何限制。设备312是典型的飞行控制的测试计算设备。
如图3所示，计算机设备312以通用计算设备的形式表现。计算机设备312的组件可以包括但不限于：一个或者多个处理器316，存储装置328，连接不同系统组件(包括存储装置328和处理器316)的总线318。
总线318表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储器总线或者存储器控制器，外围总线，图形加速端口，处理器或者使用多种总线结构中的任意总线结构的局域总线。举例来说，这些体系结构包括但不限于工业标准体系结构(Industry StandardArchitecture，ISA)总线，微通道体系结构(Micro Channel Architecture，MCA)总线，增强型ISA总线、视频电子标准协会(Video Electronics Standards Association，VESA)局域总线以及外围组件互连(Peripheral Component Interconnect，PCI)总线。
计算机设备312典型地包括多种计算机系统可读介质。这些介质可以是任何能够被计算机设备312访问的可用介质，包括易失性和非易失性介质，可移动的和不可移动的介质。
存储装置328可以包括易失性存储器形式的计算机系统可读介质，例如随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)330和/或高速缓存存储器332。计算机设备312可以进一步包括其它可移动/不可移动的、易失性/非易失性计算机系统存储介质。仅作为举例，存储系统334可以用于读写不可移动的、非易失性磁介质(图3未显示，通常称为“硬盘驱动器”)。尽管图3中未示出，可以提供用于对可移动非易失性磁盘(例如“软盘”)读写的磁盘驱动器，以及对可移动非易失性光盘(例如只读光盘(Compact Disc-Read Only Memory，CD-ROM)、数字视盘(Digital Video Disc-Read Only Memory，DVD-ROM)或者其它光介质)读写的光盘驱动器。在这些情况下，每个驱动器可以通过一个或者多个数据介质接口与总线318相连。存储装置328可以包括至少一个程序产品，该程序产品具有一组(例如至少一个)程序模块，这些程序模块被配置以执行本发明各实施例的功能。
具有一组(至少一个)程序模块326的程序336，可以存储在例如存储装置328中，这样的程序模块326包括但不限于操作系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。程序模块326通常执行本发明所描述的实施例中的功能和/或方法。
计算机设备312也可以与一个或多个外部设备314(例如键盘、指向设备、摄像头、显示器324等)通信，还可与一个或者多个使得用户能与该计算机设备312交互的设备通信，和/或与使得该计算机设备312能与一个或多个其它计算设备进行通信的任何设备(例如网卡，调制解调器等等)通信。这种通信可以通过输入/输出(I/O)接口322进行。并且，计算机设备312还可以通过网络适配器320与一个或者多个网络(例如局域网(Local AreaNetwork，LAN)，广域网Wide Area Network，WAN)和/或公共网络，例如因特网)通信。如图所示，网络适配器320通过总线318与计算机设备312的其它模块通信。应当明白，尽管图中未示出，可以结合计算机设备312使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理单元、外部磁盘驱动阵列、磁盘阵列(Redundant Arrays of IndependentDisks，RAID)系统、磁带驱动器以及数据备份存储系统等。
处理器316通过运行存储在存储装置328中的程序，从而执行各种功能应用以及数据处理，例如实现本发明上述实施例所提供的飞行控制的测试方法。
实施例四
本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该程序被处理装置执行时实现如本发明实施例中的飞行控制的测试方法。本发明上述的计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质或者是上述两者的任意组合。计算机可读存储介质例如可以是但不限于电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子可以包括但不限于：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机访问存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(CD-ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本公开中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。而在本公开中，计算机可读信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读信号介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于：电线、光缆、RF(射频)等等，或者上述的任意合适的组合。
在一些实施方式中，客户端、服务器可以利用诸如HTTP(HyperText TransferProtocol，超文本传输协议)之类的任何当前已知或未来研发的网络协议进行通信，并且可以与任意形式或介质的数字数据通信(例如，通信网络)互连。通信网络的示例包括局域网(“LAN”)，广域网(“WAN”)，网际网(例如，互联网)以及端对端网络(例如，ad hoc端对端网络)，以及任何当前已知或未来研发的网络。
上述计算机可读介质可以是上述电子设备中所包含的；也可以是单独存在，而未装配入该电子设备中。
上述计算机可读介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被该电子设备执行时，使得该电子设备：对驾驶员指令进行解算获得角度信号及位移信号；根据角度信号及位移信号生成作动器位移信号和速度信号；将作动器位移信号和速度信号发送至电作动器，并将模拟气动力加载于电作动器，以对电作动器进行测试。
可以以一种或多种程序设计语言或其组合来编写用于执行本公开的操作的计算机程序代码，上述程序设计语言包括但不限于面向对象的程序设计语言，诸如Java、Smalltalk、C++，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可以完全地在用户计算机上执行、部分地在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。在涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络连接到用户计算机，包括局域网(LAN)或广域网(WAN)，或者，可以连接到外部计算机(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。
附图中的流程图和框图，图示了按照本公开各种实施例的系统、方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方框可以代表一个模块、程序段、或代码的一部分，该模块、程序段、或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件与计算机指令的组合来实现。
描述于本公开实施例中所涉及到的单元可以通过软件的方式实现，也可以通过硬件的方式来实现。其中，单元的名称在某种情况下并不构成对该单元本身的限定。
本文中以上描述的功能可以至少部分地由一个或多个硬件逻辑部件来执行。例如，非限制性地，可以使用的示范类型的硬件逻辑部件包括：现场可编程门阵列(FPGA)、专用集成电路(ASIC)、专用标准产品(ASSP)、片上系统(SOC)、复杂可编程逻辑设备(CPLD)等等。
在本公开的上下文中，机器可读介质可以是有形的介质，其可以包含或存储以供指令执行系统、装置或设备使用或与指令执行系统、装置或设备结合地使用的程序。机器可读介质可以是机器可读信号介质或机器可读储存介质。机器可读介质可以包括但不限于电子的、磁性的、光学的、电磁的、红外的、或半导体系统、装置或设备，或者上述内容的任何合适组合。机器可读存储介质的更具体示例会包括基于一个或多个线的电气连接、便携式计算机盘、硬盘、随机存取存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦除可编程只读存储器(EPROM或快闪存储器)、光纤、便捷式紧凑盘只读存储器(CD-ROM)、光学储存设备、磁储存设备、或上述内容的任何合适组合。
注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。
Claims (10)
1.一种飞行控制的测试系统，其特征在于，包括：侧杆脚蹬、飞行仿真模块、三轴转台、飞行控制模块FCM、作动器控制电子模块ACE、马达控制电子模块MCE、电作动器及动力加载台；
所述侧杆脚蹬与所述飞行仿真模块相连；所述飞行仿真模块分别与所述三轴转台、所述FCM和所述ACE相连；所述三轴转台与所述FCM相连；所述FCM与所述ACE相连；所述ACE与所述MCE相连；所述电作动器分别与所述MCE、所述动力加载台相连；
所述侧杆脚蹬根据驾驶员的操作生成驾驶员指令，并将所述驾驶员指令发送至所述飞行仿真模块；所述飞行仿真模块用于对所述驾驶员指令进行解算获得角度信号及位移信号，并将所述角度信号和位移信号发送至所述三轴转台、所述FCM和所述ACE；所述三轴转台用于根据所述角度信号及位移信号生成姿态角信号，并将所述姿态角信号发送至所述FCM；所述FCM用于根据所述角度信号、位移信号和姿态角信号进行第一模式的控制律解算，获得第一控制指令，并将所述第一控制指令发送至所述ACE；所述ACE用于根据所述角度信号、位移信号和姿态角信号进行第二模式的控制律解算，获得第二控制指令，并将所述第一控制指令或第二控制指令发送至所述MCE；所述MCE根据所述第一控制指令或第二控制指令生成作动器位移信号和速度信号，并将所述作动器位移信号和速度信号发送至所述电作动器，使得电作动器输出位移信号；所述动力加载台用于加载模拟气动力，并将所述模拟气动力加载于所述电作动器，以对所述电作动器进行测试。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，还包括：外部电源；所述外部电源分别与所述三轴转台、所述FCM、所述ACE及所述MCE相连；用于提供电压信号。
3.根据权利要求2所述的系统，其特征在于，所述MCE还用于将所述外部电源的高压信号发送至所述电作动器。
4.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，所述外部电源包括270VDC和28VDC；其中，所述外部电源向所述三轴转台提供270VDC的电压信号，向所述FCM、所述ACE及所述MCE提供28VDC的电压信号；所述MCE将270VDC的电压信号转发至所述电作动器。
5.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述第一模式包括正常模式和辅助模式；所述第二模式为直接模式。
6.一种飞行控制的测试方法，其特征在于，所述方法由权利要求1-5任一所述的系统执行，包括：
对驾驶员指令进行解算获得角度信号及位移信号；
根据所述角度信号及位移信号生成作动器位移信号和速度信号；
将所述作动器位移信号和速度信号发送至所述电作动器，并将模拟气动力加载于所述电作动器，以对所述电作动器进行测试。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，根据所述角度信号及位移信号生成作动器位移信号和速度信号，包括：
根据所述角度信号及位移信号生成姿态角信号；
根据所述角度信号、位移信号和姿态角信号进行第一模式的控制律解算，获得第一控制指令；
根据所述角度信号、位移信号和姿态角信号进行第二模式的控制律解算，获得第二控制指令；
根据所述第一控制指令或第二控制指令生成作动器位移信号和速度信号。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述第一模式包括正常模式和辅助模式；所述第二模式为直接模式。
9.一种计算机设备，其特征在于，所述计算机设备包括：包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求6-8任一所述的飞行控制的测试方法。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理装置执行时实现如权利要求6-8中任一所述的飞行控制的测试方法。
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