本發(fā)明涉及航空測試技術(shù)領(lǐng)域，具體為一種飛機舵面偏轉(zhuǎn)測試裝置及方法。

背景技術(shù)：

飛機完成一個轉(zhuǎn)向動作，需要飛行員在飛機的三個軸向都做出相應的動作才能完成轉(zhuǎn)向。設(shè)航空器重心為參考點，劃分出三條軸線，并依此進行改變動作，分別是俯仰(Pitch)、滾轉(zhuǎn)(Roll)和偏航(Yaw)。機身橫軸線為中心，機首/機尾上下的旋轉(zhuǎn)稱為俯仰；機身縱軸線為中心，兩邊機翼上下的旋轉(zhuǎn)稱為滾轉(zhuǎn)；而以機身重心垂直線為中心，機首/機尾左右的旋轉(zhuǎn)稱為偏航。

常規(guī)航空器皆是由三條軸線的協(xié)調(diào)動作在空間中運動。當飛機需要俯仰(爬升或下降)動作時，即是由升降舵作上下的動作，以擾動機身上下的氣流，產(chǎn)生俯仰力矩，達到機首/機尾上下角度的改變。當飛機需要滾轉(zhuǎn)(傾斜)動作時，兩側(cè)機翼后方的副翼分別作出相反的動作，以改變兩邊機翼升力，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，達到機身的旋轉(zhuǎn)。當飛機需要偏航(轉(zhuǎn)向)動作時，即是由方向舵向左或右轉(zhuǎn)動，以擾動機身左右的氣流，產(chǎn)生偏航力矩，達到機首/機尾方向的改變。通過這三組控制面，飛機便可以作任何方向的轉(zhuǎn)動。當然，要完成一個順暢的轉(zhuǎn)彎，飛行員必須同時操作這些控制面，才可以使飛機在相同的水平面上改變方向。主控制面由副翼(Aileron)、升降舵(Elevator)、與方向舵(Rudder)組成。主控制面上的每個微小參數(shù)都直接影響飛行姿態(tài)。

飛機舵面偏轉(zhuǎn)角必須在維護手冊規(guī)定范圍內(nèi)，如果超過規(guī)定范圍，將影響飛機的飛行性能，危及到飛行安全，因此，飛行前每個舵面的角度測試是一項重要的環(huán)節(jié)，測試的精準度直接影響的飛機在空中飛行姿態(tài)調(diào)整時對每個舵面參數(shù)的調(diào)制。因此，提高測試飛機舵面角度的精準度是非常必要的。

現(xiàn)階段測試飛機舵面的滾轉(zhuǎn)、偏航、俯仰等角度都是利用人工測試方法得到測試數(shù)據(jù)。具體操作是：測試工程師站立在升降梯上，用夾具將刻度盤夾在相應位置，因為停放飛機的機庫可能不是完全水平，加之飛機機身、機翼存在一定的俯角，故測試前必須對測試工具進行校正零位，通過繁瑣的工作，使量角器上的0刻度線對準指正，調(diào)整工作完成。啟動測試后，測試工程師站立在升降梯上，利用同位角相等原理，將測試舵面偏轉(zhuǎn)角轉(zhuǎn)換成指針在量角器上所指示的角度值，再通過視覺讀數(shù)，并記錄測量值。這個過程中，測試工程師都身處高空作業(yè)，危險性高；調(diào)零過程復雜，操作難度高，通過視覺觀察調(diào)整的零點，相對誤差大，導致測試精度差；量角器夾具因為飛機的震動會使之松動，也會造成精度差。飛機上面上有多個舵面，利用現(xiàn)階段工裝測試耗時長，而且不具有舵面的實時監(jiān)測功能，測試功能單一。

另外目前也有使用半智能化設(shè)備進行測試，其原理是通過加速度傳感器、陀螺儀傳感器進行舵面角度的測量，其依舊是利用夾具形式將具有傳感器的測試系統(tǒng)固定在上面，通過顯示器將傳感器的數(shù)據(jù)顯示出來。此過程測試工程師需要一直呆在升降梯上記錄數(shù)據(jù)，但是沒有調(diào)零裝置，需要兩次數(shù)據(jù)做差得出對應角度，操作麻煩、存在危險性。同時任何傳感器都會存在溫漂，如果工作時間較長，會因為溫漂等原因?qū)е聹y量精度不準確，而且也不具有舵面的實時監(jiān)測功能，測試功能單一。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

要解決的技術(shù)問題

根據(jù)上述背景技術(shù)所述可以看出，現(xiàn)階段的飛機舵面測試存在以下問題：工作效率低，耗時間、耗勞動力，操作難度高，危險系數(shù)大，測量精度差，測量數(shù)據(jù)單一，測試功能單一，不具有管理功能。為解決目前飛機舵面測試過程中的不足及缺陷，本發(fā)明提出一種飛機舵面偏轉(zhuǎn)測試裝置及方法，具備操作簡單、測量精度高、能夠界面顯示、適用范圍廣、使用壽命長、具備強大的數(shù)據(jù)庫存放各種機型的舵面標準參數(shù)、遠程控制終端測試單元、智能數(shù)據(jù)分析等諸多智能化特點。

本發(fā)明的技術(shù)方案為：

所述一種飛機舵面偏轉(zhuǎn)測試裝置，其特征在于：包括測試單元和上位機；

所述測試單元包括殼體、吸盤式固定裝置、MCU控制器、MEMS九軸傳感器、溫度傳感器、數(shù)據(jù)傳輸模塊、電源；

MCU控制器、MEMS九軸傳感器、溫度傳感器、數(shù)據(jù)傳輸模塊、電源安裝在殼體內(nèi)，吸盤式固定裝置固定在殼體上，測試單元能夠通過吸盤式固定裝置吸附固定在被測舵面上；MEMS九軸傳感器包括三軸加速度計、三軸磁力計和三軸陀螺儀，通過三軸加速度計采集舵面的三軸加速度信號、通過三軸磁力計采集舵面的三軸磁力數(shù)據(jù)，三軸陀螺儀采集舵面的三軸角速度信號；MEMS九軸傳感器將采集的加速度信號、磁力數(shù)據(jù)和角速度信號傳輸給MCU控制器；溫度傳感器將采集的溫度信號傳輸給MCU控制器用于溫度補償；MCU控制器根據(jù)輸入信號解算得到舵面偏角和舵面偏轉(zhuǎn)角速度，并將舵面偏角和舵面偏轉(zhuǎn)角速度通過數(shù)據(jù)傳輸模塊傳輸給上位機；

所述上位機包括計算機、數(shù)據(jù)傳輸模塊、顯示模塊；上位機通過數(shù)據(jù)傳輸模塊接收測試單元發(fā)出的舵面偏角和舵面偏轉(zhuǎn)角速度，并通過計算機進行數(shù)據(jù)處理后在顯示模塊上進行顯示；上位機還能夠通過數(shù)據(jù)傳輸模塊將校零指令傳輸給測試單元。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種飛機舵面偏轉(zhuǎn)測試裝置，其特征在于：所述殼體為U型結(jié)構(gòu)，電源安裝在殼體U型結(jié)構(gòu)的一側(cè)臂內(nèi)，吸盤式固定裝置安裝在殼體U型結(jié)構(gòu)的中空部分，其中吸盤式固定裝置的排氣開關(guān)安裝在殼體U型結(jié)構(gòu)的另一側(cè)壁上，實現(xiàn)測試單元重心位于吸盤式固定裝置中心位置。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種飛機舵面偏轉(zhuǎn)測試裝置，其特征在于：所述上位機能夠同時與多個測試單元進行數(shù)據(jù)交換；上位機中存儲有被測舵面所屬飛機的機型數(shù)據(jù)，并能夠通過顯示模塊顯示所屬飛機平面圖形，并將多個測試單元的測量結(jié)果在所屬飛機對應位置處顯示。

進一步的優(yōu)選方案，所述一種飛機舵面偏轉(zhuǎn)測試裝置，其特征在于：所述測試單元的數(shù)據(jù)傳輸模塊包括485有線傳輸模塊和Zigbee無線傳輸模塊；所述測試單元上具有控制按鍵，用于選擇數(shù)據(jù)傳輸模式與手動校零。

利用上述裝置進行飛機舵面偏轉(zhuǎn)測試的方法，其特征在于：包括以下步驟：

步驟1：將飛機舵面偏轉(zhuǎn)測試裝置通過吸盤式固定裝置吸附固定在被測舵面指定位置；上位機進行系統(tǒng)初始化，并對MEMS九軸傳感器進行校零；

步驟2：控制飛機舵面偏轉(zhuǎn)期望角度，讀取校零后的MEMS九軸傳感器的測量數(shù)據(jù)：三軸加速度值、三軸陀螺儀值、三軸地磁值；并傳輸給MCU控制器；同時將溫度傳感器采集的溫度信號傳輸給MCU控制器；

步驟3：MCU控制器對MEMS九軸傳感器的測量數(shù)據(jù)進行卡爾曼濾波后，根據(jù)溫度信號進行溫度補償；

步驟4：根據(jù)步驟3得到的數(shù)據(jù)，按照以下過程得到舵面偏角和舵面偏轉(zhuǎn)角速度：

對于水平舵面，采集三軸加速度值后，通過Q因子校正法得到正交的三軸加速度值Xa、Ya、Za；將Xa、Ya、Za通過三角函數(shù)轉(zhuǎn)化成對應的弧度值：

α1＝arctan(Xa/squr(Ya*Ya+Za*Za))

β1＝arctan(Ya/squr(Xa*Xa+Za*Za))

γ1＝arctan(Za/squr(Xa*Xa+Ya*Ya))

α1、β1、γ1分別表示X、Y、Z三軸的對應的弧度值；再將弧度值轉(zhuǎn)換成對應的角度值得到水平舵面偏角；

對于垂直舵面，通過三軸加速度值獲得垂直舵面繞X、Y、Z三軸的偏角后，判斷繞X、Y軸的數(shù)據(jù)是否為零，如果為零，則以繞Z軸的偏角為舵偏角，如果不為零，則按照公式計算：

X＝X_m*cosβ+Y_m*sinα*sinβ-Z_mcosαsinβ

Y＝Y(jié)_m*cosα+Z_m*sinα

垂直舵面偏角＝arctanY/X；其中X_m、Y_m、Z_m為三軸地磁值，α與β為通過三軸加速度值獲得的垂直舵面繞X、Y軸的偏角；

對于水平舵面和垂直舵面，采集三軸陀螺儀數(shù)據(jù)后，通過Q因子校正法得到正交的三軸陀螺儀數(shù)據(jù)X_g、Y_g、Z_g；利用三角函數(shù)將三軸陀螺儀數(shù)據(jù)合成為最后輸出角速度

有益效果

本發(fā)明提出的飛機舵面偏轉(zhuǎn)測試裝置及方法，具備操作簡單、測量精度高、能夠界面顯示、適用范圍廣、使用壽命長、具備強大的數(shù)據(jù)庫存放各種機型的舵面標準參數(shù)、遠程控制終端測試單元、智能數(shù)據(jù)分析等諸多智能化特點。

本發(fā)明的附加方面和優(yōu)點將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本發(fā)明的實踐了解到。

附圖說明

本發(fā)明的上述和/或附加的方面和優(yōu)點從結(jié)合下面附圖對實施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：

圖1：飛機舵面偏轉(zhuǎn)測試裝置整體硬件組成圖；

圖2：數(shù)據(jù)流向圖；

圖3：九軸傳感器電路圖；

圖4：無線通訊模塊電路圖；

圖5：有線通訊模塊電路圖；

圖6：按鍵模塊電路圖；

圖7：MCU控制模塊電路圖；

圖8：供電系統(tǒng)電路圖；

圖9：上位機界面示意圖；

圖10：顯示模塊電路圖；

圖11：測試單元結(jié)構(gòu)示意圖；

圖12：測試單元結(jié)構(gòu)側(cè)視圖1；

圖13：測試單元結(jié)構(gòu)側(cè)視圖2；

圖14：測試單元結(jié)構(gòu)俯視圖。

具體實施方式

下面詳細描述本發(fā)明的實施例，所述實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制。

如圖1所示，本實施例中的飛機舵面偏轉(zhuǎn)測試裝置包括測試單元和上位機。

所述測試單元包括殼體、吸盤式固定裝置、MCU控制器、MEMS九軸傳感器、溫度傳感器、數(shù)據(jù)傳輸模塊、電源。

MCU控制器、MEMS九軸傳感器、溫度傳感器、數(shù)據(jù)傳輸模塊、電源安裝在殼體內(nèi)，吸盤式固定裝置固定在殼體上，測試單元能夠通過吸盤式固定裝置吸附固定在被測舵面上；MEMS九軸傳感器包括三軸加速度計、三軸磁力計和三軸陀螺儀，通過三軸加速度計采集舵面的三軸加速度信號、通過三軸磁力計采集舵面的三軸磁力數(shù)據(jù)，三軸陀螺儀采集舵面的三軸角速度信號；MEMS九軸傳感器將采集的加速度信號、磁力數(shù)據(jù)和角速度信號傳輸給MCU控制器；溫度傳感器將采集的溫度信號傳輸給MCU控制器用于溫度補償；MCU控制器根據(jù)輸入信號解算得到舵面偏角和舵面偏轉(zhuǎn)角速度，并將舵面偏角和舵面偏轉(zhuǎn)角速度通過數(shù)據(jù)傳輸模塊傳輸給上位機。

所述上位機包括計算機、數(shù)據(jù)傳輸模塊、顯示模塊；上位機通過數(shù)據(jù)傳輸模塊接收測試單元發(fā)出的舵面偏角和舵面偏轉(zhuǎn)角速度，并通過計算機進行數(shù)據(jù)處理后在顯示模塊上進行顯示；上位機還能夠通過數(shù)據(jù)傳輸模塊將校零指令傳輸給測試單元。

整個測試裝置的數(shù)據(jù)流向如圖2所示。

傳感器作為設(shè)備的重要器件，傳感器的性能及測試精度直接關(guān)系到最終的測試設(shè)備的性能。本實施例中采用了高精度MEMS九軸智聯(lián)姿態(tài)傳感器，MEME傳感器利用陀螺儀、加速度等慣性元件收到載體在運動過程的加速度，通過計算機進行積分運算，從而得到運動體的姿態(tài)、航向、角速度等參數(shù)，其分辨率在0.005度。為了保證測試數(shù)據(jù)的精準度，還采用了高性能的溫度傳感器AD950，這是因為電子器件都會受溫度的影響，根據(jù)測定的MEMS九軸傳感器的數(shù)據(jù)溫漂曲線，通過溫度傳感器的數(shù)值為九軸傳感器的數(shù)值進行溫度補償。

九軸傳感器的三軸加速度值來測量飛機水平舵面的舵偏角，通過采集傳感器在該坐標系上的加速度值，然后與重力加速度為參考標量，利用三角函數(shù)即可得出此時此刻舵面的偏轉(zhuǎn)角度值；九軸傳感器的三軸地磁值是用來測試垂直舵面上的舵偏角，通過采集傳感器該方向上的地磁值，利用地球磁場的分布，通過三角函數(shù)得出此時的舵面所對應的舵偏角；九軸傳感器的三軸陀螺值利用陀螺儀的二自由度陀螺得出舵面運動過程中的角速度。

九軸傳感器的電路圖如圖3所示，模塊由LSM9DS0、電感電容電阻組成，U2是包括加速度計、陀螺儀、地磁傳感器的九軸傳感器；U2的2、3、4、5、6端口連接GND；U2的7端口連接C6的正端，C6的負端連接GND；U2的8端口連接C7的一端，C7的另一端連接U2的9端口；U2的10端口連接DEN端；U2的11端口連接INT端；U2的12端口連接DEDY；U2的13端口連接INT1端；U2的14端口連接INT2端口；U2的15、17連接3.3VC；U2的16端口分別連接3.3VC與C5，C5的一端連接GND；U2的18端口連接C4的正極，C4的負極連接GND；U2的19端口分別連接R14、CS_G端口，R14的另一端分別連接3.3VC、電感L8，L8的另一端連接VCC；U2的20端口分別連接R15、CS_XM端口，R15的另一端分別連接3.3VC、電感L8，L8的另一端連接VCC；U2的21端口分別連接R16、SCL端口，R16的另一端分別連接3.3VC、電感L8，L8的另一端連接VCC；U2的22端口分別連接R17、SD0_G端口，R17的另一端分別連接3.3VC、電感L8，L8的另一端連接VCC；U2的23端口分別連接R18、SD0_XM端口，R18的另一端分別連接3.3VC、電感L8，L8的另一端連接VCC；U2的24端口分別連接R21、SDA端口，R21的另一端分別連接3.3VC、電感L8，L8的另一端連接VCC。

本實施例中，測試單元的數(shù)據(jù)傳輸模塊包括485有線傳輸模塊和Zigbee無線傳輸模塊；所述測試單元上具有控制按鍵，用于選擇數(shù)據(jù)傳輸模式與手動校零?？梢钥闯?，本實施例中采用了兩種通訊方式：一種為低功耗、調(diào)頻加密、高速傳遞的zigbee無線通訊，一種是遠程有線的485通訊。采用無線加密通訊主要目的是為了檢測人員的安全，同時防止另外一種通訊出現(xiàn)故障，已備切換，不影響測試終端。選擇有線的485通訊的原因一是為了保證信號遠距離傳輸?shù)馁|(zhì)量，不至于接收到的信號因為傳輸距離的原因衰減、失真；原因二是為了在環(huán)境復雜、信號干擾大的環(huán)境下終端測試單元的數(shù)據(jù)依舊可以傳送到計算機平板電腦上。

無線通訊模塊電路圖如圖4所示，模塊由zigbee、電阻、LED組成。U1為zigbee系類的無線通訊器件，U1的GND端口與電源的地連接；U1的VCC端口與VXS連接；為了可以直觀的顯示通訊是否成功，在U1的P1.0端口添加了一個指示燈用來體現(xiàn)通訊情況，U1的P1.0與R8的一端連接，R8的另一端與LED的正端連接，LED的負端與低相連接；U1的P0.2端口與TXD連接；U1的P0.3端口與TXD連接；U1的P2.0、P2.1、P2.2分別連接S1、S2、S3。

有線通訊模塊電路圖如圖5所示，電路主要由mXa14940、da234、阻容器件。U10為485電平轉(zhuǎn)化芯片、T1為電源隔離模塊，為了信號的提高抗干擾能力。U10的1端口與T1的4端口相連；U10的2端口與T1的1端口相連；U10的3端口與GND連接；U10的4端口與AVCC連接；U10的5端口與單片機的R連接；U10的6端口與地電阻R7連接，R7的另一端與GND連接；U10的7端口DE連接；U10的8端口與單片機的D連接；U10的9端口隔離前的AGND連接；U11的11端口分別與C64、C63、D1的負極、D2的負極連接，電容C64、C63的另一端與T1的6端口連接，D1的正極與T1的8端口連接，D2的正極與T1的5端口連接；U10的15、14端口與T1的6端口連接；U10的16端口與電容c66的一端連接，電容C66的另一端與T6端連接；T2的2端口與C62、C65還有T1的3端口連接，C62、C65的另一端與GND連接。

控制按鍵模塊電路圖如圖6所示，端口KY分別連接電阻R1、電容C1、開關(guān)S1，電阻R1的另一端連接VCC，電容C1的另一端連接GND，開關(guān)S1的另一端連接GND。

本實施例中MCU控制模塊電路圖如圖7所示，MCU控制模塊由電阻、電容、P3(下載插槽)、U9(msp430單片機)組成。U9的13端口連接電阻R30，電阻R30的另一端連接KY端口；U9的14端口連接電阻R24，電阻R24的另一端連接SOIN端口；U9的15端口連接電阻R39，電阻R39的另一端連接DE端口；U9的16端口連接電阻R25，電阻R25的另一端連接EN端口；U9的17端口連接電阻R33，電阻R33的另一端連接INT1端口；U9的18端口連接電阻R34，電阻R34的另一端連接INT2端口；U9的19端口連接電阻R35，電阻R35的另一端連接DRDY端口；U9的20端口連接電阻R36，電阻R36的另一端連接INT端口；U9的21端口連接電阻R37，電阻R37的另一端連接DEN端口；U9的22端口連接電阻R38，電阻R38的另一端連接S1端口；U9的23端口連接電阻R26，電阻R26的另一端連接S2端口；U9的24端口連接電阻R40，電阻R40的另一端連接S3端口；U9的25端口連接電阻R28，電阻R28的另一端連接RXD端口；U9的26端口連接電阻R29，電阻R29的另一端連接TXD端口；U9的27端口連接電阻R2，電阻R2的另一端連接SDA端口；U9的28端口連接電阻R3，電阻R3的另一端連接SD0-XM端口；U9的29端口連接電阻R4，電阻R4的另一端連接SD0-G端口；U9的30端口連接電阻R5，電阻R5的另一端連接SCL端口；U9的33端口連接電阻R12，電阻R12的另一端連接R10一端，R10的另一端連接RXD端；U9的34端口連接電阻R6，電阻R6的另一端連接電阻R11一端，電阻R11另一端連接TXD；U9的35端口連接電阻R41，電阻R41的另一端連接CS_XM端口；U9的36端口連接電阻R22，電阻R22的另一端連接CS-G端口；U9的3、2、1、48端口連接排阻R23，電阻R23的另一端連接CS、RES、D/C端口；U9的47端口連接電阻R32，電阻R32的另一端連接EN0端口；U9的4端口連接電容c67,電容另一端連接地GND與電容C68，電容C68另一端連接電阻R27與U46，電阻R27另一端連接VCC；U9的46、45、44、43、42、41端口連接插針P3；U9的11、31、38、9端口連接地GND，U9的12端口連接電容C69，電容C69的另一端連接地GND；U9的6、10、32端口連接電源VCC跟電容C70、極性電容正極C71，電容C70的另一端跟極性電容負極C7連接地GND。

供電系統(tǒng)電路圖如圖8所示，供電系統(tǒng)由4部分組成，其中P5、P6為電源的輸出口，U4、U6、U7為電源轉(zhuǎn)化芯片，別分給MCU、Zigbee、MXA14940、LSM9DS0進行供電；電源從P5、P6插插孔引進，從P6的1端口輸出，分別連接到U4的1、3端、U6的1端、U7的1端；U4的1端口分別連接極性電容C3的正端、電容C4、R9，R9的另一端分別連接ADC0端口、電阻R13，電阻R13另一端連接GND，極性電容C3與電容C4另一端連接GND；U4的5端口分別連接VCC、極性電容C2的正極、電容C41，極性電容C2與電容C41的另一端連接GND；U4的2端口連接GND；U6的1端口分別連接PW、極性電容C55的正端，極性電容的負端連接GND；U6的3端口連接EN端口；U6的5端口分別連接AVCC、極性電容C54的正極，極性電容C54的負極連接負極；U6的2端口連接GND；U7的1端口分別連接PW、極性電容C57的正端，極性電容的負端連接GND；U7的3端口連接EN0端口；U7的5端口分別連接VXS、極性電容C56的正極，極性電容C56的負極連接負極；U7的2端口連接GND。

本實施例中上位機中安裝有圖形化編程語言編制出具有工程實用價值的飛機舵面多性能測試軟件。該測試軟件能實現(xiàn)對測試數(shù)據(jù)的自動采集、實時顯示、實時存儲、單多路控制、自動校零、指紋解鎖、波形回放、測試報告輸出、人員管理，且能對測試數(shù)據(jù)進行解析處理。同時，該測試軟件存儲有飛機機型數(shù)據(jù)庫，該數(shù)據(jù)庫具備所測機型的舵面標準參數(shù)，實時的調(diào)用數(shù)據(jù)庫內(nèi)的數(shù)據(jù)跟測量數(shù)據(jù)進行對比，評估測試數(shù)據(jù)。

測試軟件安裝在可以移動全強固10.4寸的軍用平板計算機上，該計算機作為測試軟件的載體。計算機是通過廠家定制而成，具有指紋解鎖功能，可以設(shè)置只有工作人員方可進行操作。計算機內(nèi)部安裝通訊協(xié)議轉(zhuǎn)換模塊，它可以支持485有線通訊，還可以支持zigbee無線通訊。通過兩種通訊方式，將數(shù)據(jù)源源不斷的從測試終端設(shè)備上傳遞給測試軟件，保證了監(jiān)測數(shù)據(jù)的實時性。為了明顯的觀察到每個設(shè)備是否正常通訊，在測試軟件界面中設(shè)置了通訊指示燈，每個燈的亮滅都代表著哪路通訊是否出現(xiàn)故障，以便后期設(shè)備的故障鎖定及維護。

測試軟件界面根據(jù)所有功能經(jīng)行合理規(guī)劃，進入測試軟件界面后需要選定測試工作人員以及測試的飛機型號。飛機模型舵面上分配著每個測試終端的位置圖標，此圖標位置與實際中測試終端在飛機上的位置一致。測試軟件上每個測試終端圖標的位置旁邊顯示著當前的舵面偏向角度三個參數(shù)，形象的得到飛機對應設(shè)備上所測的數(shù)據(jù)。同時，測試前必須進行校零工作，因此設(shè)置了一個校零圖標，點擊該圖標后，可以直觀的在界面上看到每個測試終端圖標旁邊的三個參數(shù)全為零；校零后，開始測試的每一個數(shù)據(jù)測試系統(tǒng)都保存在相應的存儲區(qū)域，待測試完畢后，點擊數(shù)據(jù)回放邊框內(nèi)對應的測試設(shè)備終端序號，就可以進入另外一個界面，該界面如同示波器界面，可以調(diào)節(jié)顯示的時間間隔、幅值等參數(shù)。進入顯示界面后，所有測試結(jié)果都會以時間加上測試工程人名進行命名，點擊對應文件，數(shù)據(jù)以波形形式沿時間軸展現(xiàn)出來。如果不需要了，選中該文件然后可以點擊刪除圖標；接著可以進入數(shù)據(jù)分析及評估界面，系統(tǒng)會調(diào)用數(shù)據(jù)庫中對應的機型進行數(shù)據(jù)評估，評估完畢后，計算機會自動生成一份測試報表，報表包含測試日期、測試人員組成、測試數(shù)據(jù)、測試波形、數(shù)據(jù)評估等多項數(shù)據(jù)單。計算機可以連接內(nèi)網(wǎng)上，對所有生成的報表進行打印存檔。

測試軟件的界面顯示圖如圖9所示，顯示器主要的功能就是給用戶提供信息以及數(shù)據(jù)。整個測試終端有三組數(shù)據(jù)，兩種通訊模式，終端是電池供電，界面有電量提醒功能，保證測試的穩(wěn)定性。整個顯示屏將會有三組舵面偏角數(shù)據(jù)顯示、三組提醒信息(無線通訊提示、有線通訊提示、電量提示)。因為被測試物的特殊性，整個測試終端不能影響其原始的信號，這就要求這側(cè)終端的體積、質(zhì)量要很小。顯然使用的器件都是小型化的，顯示器也必然是小型的。顯示的數(shù)據(jù)類型通過按鍵進行控制，每種按鍵狀態(tài)對應不同的顯示效果。通過按鍵選擇通訊方式，選擇成功與否感官是無法知道，對此這里進行顯示提示，選擇成功后，顯示器會出現(xiàn)相對應的標示符或者提醒。用電量提醒，在顯示器都有個用電量百分比的圖標。

顯示模塊電路圖如圖10所示，模塊由液晶顯示器插槽P1、電阻、電容組成，主要的功能是驅(qū)動液晶顯示；P1的2端口連接GND，P1的3端口連接C53，C53的另一端連接GND；P1的4端口連接C52，C52的另一端連接GND；P1的5端口連接R19，R19的另一端連接GND；P1的6端口連接SOIN端口；P1的7端口連接SCK端口；P1的8端口連接D/C端口；P1的9端口連接RES端口；P1的10端口連接CS端口；P1的11、12、14端口連接GND；P1的13端口連接VCC；P1的15端口分別連接VCC、C47，C47的另一端連接P1的11端口；P1的16端口連接C46，C46的另一端口連接P1的17端口；P1的18端口連接C45，C45的另一端連接P1的19端口。

因為飛機舵面的特殊性，確定了測試終端必須結(jié)構(gòu)簡單，質(zhì)量輕。對此，承載電路板的裝置的質(zhì)量也得小，整體結(jié)構(gòu)選用可塑性的高分子材料進行加工，通過布局設(shè)計，充分利用空間，使得整個殼體微型化。而且使用高分子材料作為電路版殼體是為了保證測試終端的安全性，即使測試工程師不慎將設(shè)備從飛機舵面掉下也不會使整體結(jié)構(gòu)以及內(nèi)部電路損壞。此結(jié)構(gòu)的優(yōu)點：微型化，操作方便、易拆分，更換易損器件方便、結(jié)構(gòu)穩(wěn)定，不易損壞。安裝結(jié)構(gòu)圖如圖11～圖14所示，其中1表示真空吸盤上面固定電路裝置的橡膠螺絲，2表示一個四插孔的485通訊接口，3表示一個四插孔的備用485通訊接口，4表示吸盤與外邊大氣導通按鈕，5表示橡膠吸盤，7表示真空吸盤裝置的排氣活塞桿，8表示電路的復位開關(guān)接口，9表示固定真空吸盤的位置的夾具，10表示固定的螺絲孔，11表示吸盤排氣孔，12表示電路板的開關(guān)接口，13表示固定電路板的空間，14表示存放電池的空間，15表示吸盤的密封圈，16表示終端設(shè)備編號，17表示吸盤裝置跟電路外殼穩(wěn)定橡膠螺絲，18表示OLED顯示，19表示真空吸盤的排氣活塞固定裝置。

從圖中可以看出，殼體為U型結(jié)構(gòu)，電源安裝在殼體U型結(jié)構(gòu)的一側(cè)臂內(nèi)，吸盤式固定裝置安裝在殼體U型結(jié)構(gòu)的中空部分，其中吸盤式固定裝置的排氣開關(guān)安裝在殼體U型結(jié)構(gòu)的另一側(cè)壁上，實現(xiàn)測試單元重心位于吸盤式固定裝置中心位置。

由于測試設(shè)備需要固定到飛機的舵面上，舵面測試不但需要在靜態(tài)測試，還需要滿足動態(tài)測試要求。為保證終端測試單元在飛機舵面測試的過程中舵面的底漆不會被破壞。設(shè)計中選用了以宇航橡膠為底盤的自吸式真空吸盤，橡膠底盤不會給舵面上造成任何劃傷或掉漆的現(xiàn)象。這是因為橡膠吸盤是天然橡膠，其主要成分是聚異戊二烯為主要成分的天然高分子化合物組成。其物理特性具有彈性高、帶有塑性、機械強度較好、耐低溫等特性使得吸附在舵面上而不會造成表面的損傷。該吸盤的正面吸附力大約在500N，其橡膠吸盤的摩擦系數(shù)定制為0.5，其摩擦力遠大它的離心力，所以可以牢固的吸附在飛機舵面上，不會因為離心力被甩出。同時還可根據(jù)不同機型制作對應的吸盤類型，其吸盤的摩擦系數(shù)是可以人工制定的。

真空吸盤有橡膠吸盤與真空泵組成。真空泵是利用活塞運動將橡膠吸盤內(nèi)的氣體不斷的吸完，使得橡膠吸盤與內(nèi)的大氣壓與外部產(chǎn)生大氣壓。采用這種活塞式排空氣的方法很容易操作。橡膠吸盤的采用聚異戊二烯分子加特殊高分子成分組成的，該橡膠因為高分子材料再加上本身具有的特性，使之密封性極強、抵抗溫度性極強。當在與物體接觸后會形成一個臨時性的密閉空間,。我們通過氣動管路或者一定的裝置，抽走或者稀薄密閉空間里面的空氣。這樣，密閉空間里面的氣壓就低于外界的一個大氣壓了。于是，內(nèi)外壓力差產(chǎn)生了。外面的大氣壓會把物體和真空吸盤牢牢地擠壓在一起。這樣，真空吸盤承載著測試系統(tǒng)吸住在飛機的舵面。測試完畢后，把密閉空間和外面的大氣壓聯(lián)通，真空吸盤就與物體分離開了。

真空吸盤工作時的受力分析及設(shè)計：用P1表示表切削力，P2表示所承受大氣壓力及即合力，S1表示與吸盤體間形成真空吸力的吸合面，S2表示為與吸盤裝置吸合后與之接觸面。即吸盤的吸合力P2＝(P0-P)，P為吸盤內(nèi)真空度。當真空度P<0.1P0,既可以忽略。P0的值約為1公斤/厘米²，則P2＝S1；由此可知吸盤內(nèi)真空度達到一定程度以后，吸合力大小只取吸合面積的大小。吸合力P2相當于吸盤的正壓力。那么吸盤與垂直面接觸面S2為光滑接觸，靜態(tài)摩擦系數(shù)設(shè)為0.25，則摩擦力為0.25*P2。只有在切削力P1遠小于P2產(chǎn)生的摩擦力時，吸盤才能保持穩(wěn)定，否則就吸盤就會滑落。

利用上述裝置進行飛機舵面偏轉(zhuǎn)測試的過程包括以下步驟：

步驟1：將飛機舵面偏轉(zhuǎn)測試裝置通過吸盤式固定裝置吸附固定在被測舵面指定位置；上位機進行系統(tǒng)初始化，并對MEMS九軸傳感器進行校零。

系統(tǒng)初始化要進行MCU上電初始化，包括MCU主頻配、AD采集、定時器A0配置、串口配置、三種傳感器的上電配置。MCU主頻配置：MCU主頻采用采用內(nèi)部高精度12MHz；ADC0采集配置：12位AD采集,，采用內(nèi)部4MHz主頻采集、單次單通道采集；Timer0定時器配置：采用內(nèi)部高精度32768Hz振蕩器；Uart0串口配置：采用115200的波特率。

步驟2：控制飛機舵面偏轉(zhuǎn)期望角度，讀取校零后的MEMS九軸傳感器的測量數(shù)據(jù)：三軸加速度值、三軸陀螺儀值、三軸地磁值；并傳輸給MCU控制器；同時將溫度傳感器采集的溫度信號傳輸給MCU控制器。

步驟3：MCU控制器對MEMS九軸傳感器的測量數(shù)據(jù)進行卡爾曼濾波后，根據(jù)溫度信號進行溫度補償；加速度計偏置溫度系數(shù)為0.001mg/℃，陀螺儀偏移溫度系數(shù)為0.0025sec/℃，磁力計偏移溫度系數(shù)為0.03mgauss/℃。將九軸數(shù)據(jù)帶入U＝Uo-K(T-25)公式內(nèi)，完成溫度補償(溫度只有大于25度才允許進入溫度補償)，U為修正后的數(shù)據(jù)；Uo為修正前的數(shù)據(jù)；K溫度偏移系數(shù)。

步驟4：根據(jù)步驟3得到的數(shù)據(jù)，按照以下過程得到舵面偏角和舵面偏轉(zhuǎn)角速度：

對于水平舵面，采集三軸加速度值后，通過Q因子校正法得到正交的三軸加速度值Xa、Ya、Za；將Xa、Ya、Za通過三角函數(shù)轉(zhuǎn)化成對應的弧度值：

α1＝arctan(Xa/squr(Ya*Ya+Za*Za))

β1＝arctan(Ya/squr(Xa*Xa+Za*Za))

γ1＝arctan(Za/squr(Xa*Xa+Ya*Ya))

α1、β1、γ1分別表示X、Y、Z三軸的對應的弧度值；再將弧度值轉(zhuǎn)換成對應的角度值得到水平舵面偏角；

對于垂直舵面，通過三軸加速度值獲得垂直舵面繞X、Y、Z三軸的偏角后，判斷繞X、Y軸的數(shù)據(jù)是否為零，如果為零，則以繞Z軸的偏角為舵偏角，如果不為零，則按照公式計算：

X＝X_m*cosβ+Y_m*sinα*sinβ-Z_mcosαsinβ

Y＝Y(jié)_m*cosα+Z_m*sinα

垂直舵面偏角＝arctanY/X；其中X_m、Y_m、Z_m為三軸地磁值，α與β為通過三軸加速度值獲得的垂直舵面繞X、Y軸的偏角；

對于水平舵面和垂直舵面，采集三軸陀螺儀數(shù)據(jù)后，通過Q因子校正法得到正交的三軸陀螺儀數(shù)據(jù)X_g、Y_g、Z_g；利用三角函數(shù)將三軸陀螺儀數(shù)據(jù)合成為最后輸出角速度

下面給出本系統(tǒng)的工作流程：

測試首先是需要通過多功能開關(guān)來確定整個系統(tǒng)的通訊方式，默認上電為無線通訊(這個可以用軟件控制調(diào)節(jié))，設(shè)置好通訊方式。終端測試單元具備的宇航橡膠吸盤，該吸盤采用自吸式正空固定方式，反復推動排氣真空泵將吸盤緊吸在飛機舵面上，吸附力可達500N，固定方式簡單。布局完所有設(shè)備后，工程師可以離開飛機，進入檢測室內(nèi)，打開特制全強固10.4寸軍用平板電腦，打開上位機軟件測試系統(tǒng)，該測試系統(tǒng)上有自動校零功能，可實現(xiàn)單一或多點同時校零，還可以手動校零，通過測試終端上按鍵可進行手動校零。校零后，開始動態(tài)測試，舵面在動作的過程中，測試終端以每100HZ的傳輸速率將數(shù)據(jù)發(fā)送到上位機軟件測試系統(tǒng)上，傳輸?shù)臄?shù)據(jù)實時顯示在上位機測試界面與終端測試單元OLED屏上，并且實時將數(shù)據(jù)存儲于平板電腦的特定空間內(nèi)，當舵面運動停止時，終端單元將當前狀態(tài)的不同舵面的偏角數(shù)據(jù)傳輸至平板PC，并實時顯示在PC的屏幕上。終端測試單元安裝具有任意性，可以隨意安裝在飛機舵面的任何位置，也可以安裝在指定位置，飛機上所有的舵面都可以利用此終端單元進行測試。測試完畢后平板PC保存從測試開始后結(jié)束的所有數(shù)據(jù)，可以進行數(shù)據(jù)回放以及數(shù)據(jù)圖形化顯示，便于將測試參數(shù)與操作員動作參數(shù)進行比對，判讀測試機型舵面的健康狀態(tài)。整個測試過程操作簡單，只需要一個工程師就可以完成一架次飛機舵面檢測。

盡管上面已經(jīng)示出和描述了本發(fā)明的實施例，可以理解的是，上述實施例是示例性的，不能理解為對本發(fā)明的限制，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員在不脫離本發(fā)明的原理和宗旨的情況下在本發(fā)明的范圍內(nèi)可以對上述實施例進行變化、修改、替換和變型。