CN110928201B - 一种飞机航电系统半物理试验方法及系统 - Google Patents

Abstract

本发明实施例公开了一种飞机航电系统半物理试验方法及系统，其中系统包括：试验管理子系统通过预先设置的测试管理进行试验项目、模型、数据的管理；实时仿真子系统进行飞机航电系统以及飞机各分系统状态的实时仿真解算；信号采集与输出子系统用于仿真系统与真实机载设备之间的数据交互；机载设备为真实机载设备；所述模拟激励设备为航电设备运行环境模拟设备；其中，实时仿真子系统包括空气动力模型、动力学模型、起落架模型、质量特性模型、运动方程、大气数据模型、GPS模型和惯性导航模型。本发明实施例通过硬件系统激励、实时仿真系统、真实机载设备三者测试环境的闭环交联，为飞机航电系统测试提供各种有效途径，接近于外场试验。

Description

一种飞机航电系统半物理试验方法及系统

技术领域

本发明实施例涉及飞机航电试验技术领域，特别涉及一种飞机航电系统半物理试验方法及系统。

背景技术

飞机航电系统试验是指飞机航电系统在正式使用前进行的试验，用来检查飞机航电系统设备的性能。飞机航电系统是飞机重要组成部分，航电系统试验用来验证飞机航电设备的设计指标和制造水平，是研究人员了解飞机航电设备状态，从而进行优化设计的重要手段。航电系统与飞机其他系统均有交联，其测试是一项耗资巨大、技术复杂、涉及范围广的系统工程。现代计算机技术的快速发展为仿真技术在高科技领域的应用打下了强大的基础，虚拟仿真验证技术在试验中发挥着越来越大的作用。半物理仿真将会成为飞机航电试验的新手段，将会发挥越来越大的作用。

现阶段在飞机航电系统试验中，具有三个层次的方法：

第一个层次是利用经验设计指标，单独测试设备的指标，符合设计指标即为合格；

第二个层次是将航电系统各设备组合交联，测试航电系统的输入输出接口指标，符合设计指标即为合格；

第三个层次是在试飞时进行飞机整机的性能测试。

但是在实现本发明的过程中，发明人发现：

以上三个层次的技术方案都没有实现在飞机航电系统设计初始阶段就将航电系统设计指标与现有真实机载设备或飞机模拟器数据动态交联，不能尽早发现设计缺陷，效率低，反复成本大。

应该注意，上面对技术背景的介绍只是为了方便对本发明的技术方案进行清楚、完整的说明，并方便本领域技术人员的理解而阐述的。不能仅仅因为这些方案在本发明的背景技术部分进行了阐述而认为上述技术方案为本领域技术人员所公知。

发明内容

本发明实施方式的目的在于提供一种飞机航电系统半物理试验方法及系统，通过硬件系统激励、实时仿真系统、真实飞机环境三者测试环境的闭环交联，为飞机航电系统测试提供各种有效途径，接近于外场试验。

为解决上述技术问题，本发明的实施方式提供了一种飞机航电系统半物理试验系统，包括：试验管理子系统、实时仿真子系统、信号采集与输出子系统、机载设备和模拟激励设备，其中，所述试验管理子系统通过预先设置的测试管理进行试验项目、模型、数据的管理；所述实时仿真子系统进行飞机航电系统以及飞机各子系统状态的实时仿真解算；所述信号采集与输出子系统用于仿真系统与飞机真件之间的数据交互；所述机载设备为真实机载设备；所述模拟激励设备为航电设备运行环境模拟设备；其中，所述实时仿真子系统包括空气动力模型、动力学模型、起落架模型、质量特性模型、运动方程、大气数据模型、GPS模型和惯性导航模型。

本发明的实施方式还提供了一种飞机航电系统半物理试验的方法，基于前述的飞机航电系统半物理试验系统，包括：所述试验管理子系统根据试验项目将模拟飞行员下达的操纵指令发送给实时仿真子系统和模拟激励设备；所述实时仿真子系统根据操纵指令，实时运行实时仿真子系统的飞行动力学模型、起落架模型、发动机模型、大气机模型、惯导模型、机载GPS模型和仪表着陆系统模型；所述模拟激励设备接收到试验管理子系统下达的操纵指令，启动激励设备并发射激励信号给机载设备；所述机载设备接收到激励信号时，启动工作并输出飞行参数给信号采集与输出子系统；所述信号采集与输出子系统将飞行参数传输给试验管理子系统显示。

本发明的实施方式还提供了一种飞机航电系统半物理试验系统设备，包括：至少一个处理器；以及，与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行如前所述的飞机航电系统半物理试验方法。

本发明的实施方式还提供了一种计算机可读存储介质，存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如前所述的飞机航电系统半物理试验方法。

本发明实施方式相对于现有技术而言，针对飞机航电系统系统测试场景进行半实物仿真的建模，模型运行在高速并行的高性能仿真计算机中，通过各航电激励器发送激励信号，激励飞机航电设备，在地面实现航电设备真实信号接口，与飞机模型形成闭环，完成实时仿真功能，从而实现硬件系统激励、实时仿真系统、真实飞机环境三者测试环境的闭环交联，模拟飞机航电系统试验任务、复现异常情况等，为飞机航电系统测试提供多种有效途径。

附图说明

一个或多个实施例通过与之对应的附图中的图片进行示例性说明，这些示例性说明并不构成对实施例的限定，附图中具有相同参考数字标号的元件表示为类似的元件，除非有特别申明，附图中的图不构成比例限制。

图1是根据本发明第一实施方式的飞机航电系统半物理试验系统的架构图。

图2是根据本发明第二实施方式的飞机航电系统半实物仿真系统的架构图。

图3是根据本发明第四实施方式的飞机航电系统半物理试验的流程走向示意图。

图4是根据本发明第四实施方式的飞机航电系统半物理试验的具体流程示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的各实施方式进行详细的阐述。然而，本领域的普通技术人员可以理解，在本发明各实施方式中，为了使读者更好地理解本申请而提出了许多技术细节。但是，即使没有这些技术细节和基于以下各实施方式的种种变化和修改，也可以实现本申请所要求保护的技术方案。

为了现有技术的问题，采用半实物仿真的方法能动态检查和验证飞机航电机载设备的功能性能，该方法的试验结果具有极高的可信度。极小延迟的实时飞机仿真模型能够真正体现飞机航电系统的性能和设计参数。但是，该方法的难点在于两点：一是半实物仿真系统的实时性，二是仿真模型需要完备。

本发明的第一实施方式涉及一种飞机航电系统半实物仿真系统，本实施方式的具体架构如图1所示，包括：

操纵界面，位于飞机驾驶舱内供飞行员使用，操纵界面提供了集成高效的人机环境，为飞行员提供感知飞机整体状态、实时操控飞机的人机接口，通过操纵界面，飞行员掌握飞机的飞行速度、飞行高度、导航参数、油量信息等飞行相关参数，下达操纵指令实现对飞机的操纵；

控制计算机，用于接收飞行员通过操纵界面下达的操纵指令，将操纵指令增强后传送到飞机的舵面；

舵面响应，其中舵面包括飞机的升降舵、方向舵、副翼和其他操纵面的液压作动装置，舵面布有多个信号传感器，舵面响应根据信号传感器采集到的信息解算出升降舵、方向舵、副翼的偏度相关值，输出作为飞机姿态参数；

发动机响应，用于将飞机发动机工作时的油门杆位移量转换为信号，操纵引起的计算发动机性能动力装置响应变化，输出飞机飞行动力参数；

起落架响应，其中起落架由飞行员操纵指令控制，有地面和空中两种工作状态，在地面时，起落架响应获取飞机起落架机轮与地面摩擦力和力矩、支撑力和力矩、刹车响应和转弯力和力矩；在空中时，起落架响应获取飞机起落架收起、放下、以及收放构型变化对飞机空气动力效应影响数据，输出作为飞机飞行起落参数；

机载GPS，用于通过GPS实时输出飞机的位置信息，其中GPS通过测量出已知位置的卫星到安装在飞机上的GPS接收机之间的距离，综合多颗卫星的数据计算出飞机的位置；

惯导组件，是一种惯性传感器，使用陀螺仪和加速度计来确定飞机的转动姿态变化(相对于参照系)和平移位置(纬度、经度和高度)；

仪表着陆系统，是一种飞机精密进近和着陆引导系统，通过由地面发射的两束无线电信号实现航向道和下滑道指引，建立一条由跑道指向空中的虚拟路径，飞机通过机载接收设备，确定自身与该路径的相对位置，使飞机沿正确方向飞向跑道并且平稳下降高度，实现安全着陆，仪表着陆系统的输入为地面发射的指引信号和飞机位置、姿态信息，输出为飞机着陆信息。

大气机，用于根据飞机当前的速度、高度、攻角、侧滑角、飞机重心位置以及角速率等飞行参数、操纵面(包括襟翼、调整片、扰流片)和起落架位置，利用飞机六自由度方程解算出飞机的气动力和力矩，其中气动力和力矩包括升力、阻力、侧力、滚转力矩、俯仰力矩以及偏航力矩。

无线电高度表，是测量飞机到地面垂直距离用的无线电设备，测量出的高度是飞机距离地面的真实高度，优选地，飞机上使用的无线电高度表为低高度无线电高度表，测量范围为-20到2500英尺，通常在飞机进近和着陆阶段使用。

系统状态仪表，用于显示飞机的飞行速度、飞行高度、导航参数、油量信息等与飞行息息相关的参数供飞行员操作使用，参数来自于机载GPS、惯导组件、仪表着陆系统、大气机、无线电高度表模块。

本发明实施方式的真实机载设备包括：操纵界面、控制计算机、舵面响应和飞机及子系统状态仪表；仿真模型包括：发动机响应、起落架响应、机载GPS、惯导组件、仪表着陆系统和大气机；真件激励包括：无线电高度表。但任何模块都可以使用仿真模型或真实机载设备，在本发明中并不作具体限制。

本发明实施方式的飞机航电系统半实物仿真系统通过模型仿真和信号激励的方式构建飞机飞行所需的闭环回路，进而实现飞机的地面综合动态监测任务。模拟飞行中，飞行员通过操纵驾驶舱内的油门等操作杆，驱动飞机控制计算机、发动机、起落架等模块响应，控制计算机、发动机、起落架等模块的运行带来飞机状态、姿态和位置等变化，从而驱动机载GPS、惯导组件等模块，这些模块的状态参数一方面发送控制计算机实现飞机飞行的自动控制回路，一方面发送到飞机仪表显示，供驾驶员使用，从而实现飞机航电系统半物理试验系统的人在环控制回路。

本发明的第二实施方式涉及一种飞机航电系统半实物仿真系统，基于上述的架构，如图2所示，该飞机航电系统半实物仿真系统采用上下位机设计模式，上位机用于实现友好的人机交互；下位机采用实时仿真目标机，基于实时仿真平台保证各仿真模型实时性和同步性。上下位机基于以太网协议实现上下位机的交互，包括数据交互和控制指令传输。

本发明实施方式的飞机航电系统半实物仿真系统包括：试验管理子系统、实时仿真子系统、信号采集与输出子系统、机载设备和模拟激励设备。其中，试验管理子系统通过预先设置的测试管理软件进行试验项目、模型、数据的管理；实时仿真子系统进行飞机以及各个子系统状态的实时仿真解算；信号采集与输出子系统实现仿真系统与飞机真件之间的数据交互，进而实现飞机地面动态监测的功能。

本发明实施方式的飞机航电系统半实物仿真系统的工作流程如下，包括：

(1)试验管理子系统根据试验项目模拟飞行员操作操纵界面下达的操纵指令给实时仿真子系统和模拟激励设备；

(2)实时仿真子系统根据操纵指令，实时运行实时仿真子系统的飞行动力学模型、起落架模型、发动机模型、大气机模型、惯导模型、机载GPS模型、仪表着陆系统模型；

(3)模拟激励设备(例如高度表激励器)接收到试验管理子系统下达的操纵指令，启动激励设备，发射激励信号(例如无线电高度模拟信号)给机载设备(例如无线电高度表)；

(4)机载设备(例如无线电高度表)接收激励信号后，开始工作，输出飞行参数(例如飞机飞行高度)给信号采集与输出子系统；

(5)信号采集与输出子系统将飞行参数传输给试验管理子系统显示。

上面的工作流程以无线电高度表采用真实机载设备，飞行动力学模型、起落架模型、发动机模型、大气机模型、惯导模型、机载GPS模型、仪表着陆系统模型采用仿真模型为例，如若其他模块仿真模型替换为真实机载设备的工作流程也与此类似，在此并不赘述。通过形成半实物仿真系统地面闭环，实现飞机地面持续飞行。

本发明的第三实施方式涉及一种飞机航电系统半实物仿真系统，根据实际仿真的功能进行划分，可以包括：空气动力模型、动力学模型、起落架模型、质量特性模型、运动方程、大气数据模型、GPS模型、惯性导航模型等，飞行仿真模型基于真实飞机的物理模型架构进行仿真计算。

其中，由于飞机产生的升力与外界环境密不可分，所以大气环境的模拟也是飞行仿真过程中必不可少的环节。大气模型主要作用在于为空气动力学模型和发动机模型提供飞机质点所在位置的各种仿真大气数据，如气压、气温、风速、风向等信息。

其中，运动方程虽然没有显示的体现在真实的飞机上，但在仿真计算过程中，该模型起到了模拟自然物理规律的作用。将所有模拟外力和外部环境的信息输入到运动方程模块中，便可将力和力矩解算为速度、位置和姿态信息。这些信息传输至数据汇总和航电仿真模型(模拟信号采集)中，形成了可供用户查看参考的数据信息。此外，因为飞行过程中，飞机外部环境多变复杂，需要将模拟采集到的信号回传给自动驾驶系统参与到飞机的操作中，形成负反馈控制回路，完成飞机各个子系统的联动协调工作。

空气动力模型，是飞机仿真模型中对大气数据进行计算的组件，通过输入参数经过计算后直接输出飞行器的阻力、侧力、升力、滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩和各项系数。本发明实施方式的空气动力模型用已有实验数据或CFD仿真数据替代了对N-S方程的解算过程，根据飞机当前的速度、高度、迎角、侧滑角、飞机重心位置以及角速度等飞行参数和由操纵系统提供的操纵面位置、液压系统提供的起落架、襟翼位置，计算气流坐标系下的气动系统，解算飞机的气动力和力矩。其中气动力和力矩包括升力、阻力、侧力、滚转力矩、俯仰力矩以及偏航力矩。

动力学模型，用来计算飞机发动机所提供的机体坐标系下的力和力矩，基于该动力学模型模块的计算包括：(1)启动时计算发动机高压转子转速，根据高压转子状态计算低压转子转速，当达到预设点火阈值时激活点火状态；(2)计算航空发动机的瞬时节流阀状态；(3)根据节流阀大小计算单个航空发动机的总推力、冲压阻力以及净推力；(4)根据发动机的总推力、冲压阻力以及净推力并结合发动机的安装俯仰角、外倾角和安装位置计算出机体坐标系下X、Y、Z方向的力与力矩。动力学模型能够模拟飞行性能范围内飞机发动机的所有工作状态、并考虑大气温度、飞行高度、飞行速度等因素对动力装置的影响，根据外界环境、燃油参数进行状态更新。同时将节流阀杆操纵量转换为模型需要的信号，进行发动机性能计算。正确模拟发动机在不同飞行状态下的操纵响应。针对飞机的发动机模型系统实现以下功能：发动机操纵引起的动力装置响应(如拉力、转速)变化特性与飞机一致；大气环境、飞行高度、飞行速度对动力装置响应的影响；模拟不同飞行环境和飞行状态下飞机燃油特性；飞行仿真动力装置使用限制条件应与动力装置使用限制条件一致。

起落架模型，用于计算飞机起落架所提供的机体坐标系下的力和力矩。该起落架模块的计算包括：(1)计算机轮、支柱和减震阻尼装置在地面坐标系下的相互作用内力和提供给飞机的外力；(2)通过机轮速度和欧拉角及其角速度结合(1)得出的支持力计算出摩擦力；(3)将地面坐标系下的力转换到机体坐标系下，根据机轮相对重心的位置计算出力矩。起落架模型模拟地面和空中两种工作状态。在地面时模拟飞机起落架机轮与地面摩擦力和力矩、支撑力和力矩、刹车响应和转弯力和力矩；在空中模拟飞机起落架收起、放下、以及收放构型变化对飞机空气动力效应影响。实现的功能如下：轮胎与地面的相对运动，以及由此产生的摩擦作用力和力矩、支撑力和力矩；飞机刹车功能特性；飞机转弯功能特性；起落架收放运动气动效应。

质量特性模型用于模拟飞机质量、质心和转动惯量的变化对飞机性能和操纵特性的影响。飞机的重量由总重减去总油耗计算出，根据飞机燃油消耗，模拟飞机重量重心和转动惯量变化。质量特性模型模拟了燃油消耗质量变化，以及燃油不平衡引起的飞机重心和转动惯量变化。

惯性导航模型，用于接收运动方程模型的数据，经过简单的加权处理或单位转换后输出。实时仿真子系统用于进行仿真模型的编译、下载、运行管理及仿真数据的存储记录等服务支持。

需要说明的是，本发明实施方式针对飞机航电系统测试场景进行半实物仿真的建模，模型运行在高速并行的高性能仿真计算机中，通过各航电激励器发送激励信号，激励飞机航电设备，在地面实现航电设备真实信号接口，与飞机飞行模型形成闭环，完成实时仿真功能，从而实现硬件系统激励、实时仿真系统、真实飞机环境三者测试环境的闭环交联，模拟飞机航电系统试验任务、复现异常情况等，为飞机航电系统测试提供多种有效途径。上述的飞机航电系统半实物仿真系统，采用实时仿真平台可以完成CPU上最小10微秒的实时计算，FPGA上完成亚微秒级的实时计算，并可以通过高速数字IO、模拟IO和被测控制器进行实时的信号交互。

本发明第四实施方式涉及一种飞机航电系统半实物试验方法。第四实施方式基于本发明第一～三实施方式的飞机航电系统半实物仿真系统，本实施方式的具体流程走向如图3所示，具体流程如图4所示：包括：

步骤41，所述试验管理子系统根据试验项目将模拟飞行员下达的操纵指令发送给实时仿真子系统和模拟激励设备；

步骤42，所述实时仿真子系统根据操纵指令，实时运行实时仿真子系统的飞行动力学模型、起落架模型、发动机模型、大气机模型、惯导模型、机载GPS模型和仪表着陆系统模型；

步骤43，所述模拟激励设备接收到试验管理子系统下达的操纵指令，启动激励设备并发射激励信号给机载设备；

步骤44，所述机载设备接收到激励信号时，启动工作并输出飞行参数给信号采集与输出子系统；

步骤45，所述信号采集与输出子系统将飞行参数传输给试验管理子系统显示。

本发明实施例的飞机航电系统半实物试验方法是基于前述的飞机航电系统半实物仿真系统，具体细节相似，故不再赘述。

上面各种方法的步骤划分，只是为了描述清楚，实现时可以合并为一个步骤或者对某些步骤进行拆分，分解为多个步骤，只要包括相同的逻辑关系，都在本专利的保护范围内；对算法中或者流程中添加无关紧要的修改或者引入无关紧要的设计，但不改变其算法和流程的核心设计都在该专利的保护范围内。

本发明的第五实施方式涉及一种飞机航电系统半实物仿真系统设备，包括：

至少一个处理器；以及，

与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，

所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行实现上述的方法步骤。

其中，存储器和处理器采用总线方式连接，总线可以包括任意数量的互联的总线和桥，总线将一个或多个处理器和存储器的各种电路连接在一起。总线还可以将诸如外围设备、稳压器和功率管理电路等之类的各种其他电路连接在一起，这些都是本领域所公知的，因此，本文不再对其进行进一步描述。总线接口在总线和收发机之间提供接口。收发机可以是一个元件，也可以是多个元件，比如多个接收器和发送器，提供用于在传输介质上与各种其他装置通信的单元。经处理器处理的数据通过天线在无线介质上进行传输，进一步，天线还接收数据并将数据传送给处理器。

处理器负责管理总线和通常的处理，还可以提供各种功能，包括定时，外围接口，电压调节、电源管理以及其他控制功能。而存储器可以被用于存储处理器在执行操作时所使用的数据。

本发明第六实施方式涉及一种计算机可读存储介质，存储有计算机程序。计算机程序被处理器执行时实现上述方法实施例。

本领域技术人员可以理解，实现上述实施例方法中的全部或部分步骤是可以通过程序来指令相关的硬件来完成，该程序存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一个设备(可以是单片机，芯片等)或处理器(processor)执行本申请各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-OnlyMemory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。

值得一提的是，本实施方式中所涉及到的各模块均为逻辑模块，在实际应用中，一个逻辑单元可以是一个物理单元，也可以是一个物理单元的一部分，还可以以多个物理单元的组合实现。此外，为了突出本发明的创新部分，本实施方式中并没有将与解决本发明所提出的技术问题关系不太密切的单元引入，但这并不表明本实施方式中不存在其它的单元。

本领域的普通技术人员可以理解，上述各实施方式是实现本发明的具体实施例，而在实际应用中，可以在形式上和细节上对其作各种改变，而不偏离本发明的精神和范围。

Claims (8)

1.一种飞机航电系统半物理试验系统，适用于有人飞机，其特征在于，包括：试验管理子系统、实时仿真子系统、信号采集与输出子系统、机载设备和模拟激励设备，其中，

所述试验管理子系统通过预先设置的测试管理进行试验项目、模型、数据的管理，其中所述试验管理子系统包括操纵界面和控制计算机；操纵界面位于飞机驾驶舱内供飞行员使用，通过所述操纵界面获取实时参数，根据实时参数操控飞机航电系统试验管理接口下达操纵指令给控制计算机，所述控制计算机将操纵指令增强后传送到实时仿真子系统和模拟激励设备；

所述实时仿真子系统用于根据操纵指令，实时运行实时仿真子系统中的模型，所述实时仿真子系统包括空气动力模型、动力学模型、起落架模型、质量特性模型、运动方程、大气数据模型、GPS模型和惯性导航模型；

所述模拟激励设备为航电系统运行环境模拟设备，用于根据所述操纵指令，启动激励设备并发射激励信号给航电系统的机载设备；

所述机载设备为真实机载设备，用于接收激励信号，并根据激励信号输出飞行参数给信号采集与输出子系统；其中真实机载设备包括：操纵界面、控制计算机、舵面响应和飞机及子系统状态仪表；

所述信号采集与输出子系统用于仿真系统与飞机真实机载设备之间的数据交互，用于将飞行参数传输给试验管理子系统显示；

其中，所述模拟激励设备包括高度表激励器、GPS激励器、仪表着陆激励器，所述高度表激励器用于激励无线电高度表，无线电高度表工作输出飞机高度参数；GPS激励器通过模拟GPS卫星激励GPS机载设备或GPS模型工作，输出飞机位置信息；仪表着陆激励器用于激励仪表着陆设备或模型工作，在飞机着陆过程中输出着陆导航信息，支持飞机平安着陆。

2.根据权利要求1所述的飞机航电系统半物理试验系统，其特征在于，所述空气动力模型根据飞机当前的飞行参数、操纵系统提供的操纵面位置、液压系统提供的起落架和襟翼位置，来计算气流坐标系下的气动系统，以解算飞机的气动力和力矩；

其中，飞机当前的飞行参数包括下面的一种或多种：飞机当前的速度、高度、迎角、侧滑角、飞机重心位置以及角速度；

气动力和力矩包括下面的一种或多种：升力、阻力、侧力、滚转力矩、俯仰力矩以及偏航力矩。

3.根据权利要求1所述的飞机航电系统半物理试验系统，其特征在于，所述动力学模型用来计算飞机发动机所提供的机体坐标系下的力和力矩；

基于所述动力学模型的计算包括：

启动时计算发动机高压转子转速，根据高压转子状态计算低压转子转速，当达到预设点火阈值时激活点火状态；

计算发动机的瞬时节流阀大小；

根据节流阀大小计算发动机的总推力、冲压阻力以及净推力；

根据发动机的总推力、冲压阻力以及净推力并结合发动机的安装俯仰角、外倾角和安装位置计算出机体坐标系下X、Y、Z方向的力与力矩。

4.根据权利要求1所述的飞机航电系统半物理试验系统，其特征在于，所述起落架模型用于计算飞机起落架所提供的机体坐标系下的力和力矩；

基于所述起落架模型的计算包括：

计算起落架机轮、支柱和减震阻尼装置在地面坐标系下的相互作用内力和提供给飞机的外力；

通过起落架机轮速度和欧拉角及其角速度并结合上述的地面坐标系下的相互作用内力和提供给飞机的外力，来计算起落架机轮的摩擦力；

将地面坐标系下的相互作用内力转换到机体坐标系下，根据机轮相对重心的位置计算出力矩。

5.根据权利要求1所述的飞机航电系统半物理试验系统，其特征在于，所述质量特性模型用于根据飞机燃油消耗，模拟飞机重量重心和转动惯量变化；

所述运动方程用于将在接收到模拟外力和外部环境的信息时，将力和力矩解算为速度、位置和姿态信息，并将结算出的信息回传给信号采集与输出子系统，并形成负反馈控制回路；

所述大气数据模型为空气动力学模型和发动机模型提供飞机质点所在位置的仿真大气数据，所述仿真大气数据包括下面的一种或多种：气压、气温、风速、风向；

所述GPS模型用于实时输出模拟飞行时飞机的位置信息；

所述惯性导航模型模拟陀螺仪和加速度计来确定飞机的转动姿态变化和平移位置。

6.一种飞机航电系统半物理试验方法，基于权利要求1～5中任一项所述的飞机航电系统半物理试验系统，其特征在于，包括：

所述试验管理子系统根据试验项目将模拟飞行员下达的操纵指令发送给实时仿真子系统和模拟激励设备；

所述实时仿真子系统根据操纵指令，实时运行实时仿真子系统中的模型，所述实时仿真子系统包括空气动力模型、动力学模型、起落架模型、质量特性模型、运动方程、大气数据模型、GPS模型和惯性导航模型；

所述模拟激励设备接收到试验管理子系统下达的操纵指令，启动激励设备并发射激励信号给机载设备；

所述机载设备接收到激励信号时，启动工作并输出飞行参数给信号采集与输出子系统；

所述信号采集与输出子系统将飞行参数传输给试验管理系统显示。

7.一种飞机航电系统半物理试验装置，其特征在于，包括：

至少一个处理器；以及，

与所述至少一个处理器通信连接的存储器；其中，

所述存储器存储有可被所述至少一个处理器执行的指令，所述指令被所述至少一个处理器执行，以使所述至少一个处理器能够执行如权利要求6中所述的飞机航电系统半物理试验方法。

8.一种计算机可读存储介质，存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求6中所述飞机航电系统半物理试验方法。