一种抗荷服系统性能测试系统

摘要

本发明公开了一种抗荷服系统性能测试系统，包括：上位机，用于下发指令；气源压力控制分系统，与所述上位机通信连接，用于根据上位机下发的指令通过所述抗荷调压管路向抗荷服输入气体；加速度模拟分系统，与所述上位机通信连接，用于模拟飞行出力，使得所述抗荷调压器的执行机构在力的作用下产生位移，打开气体进入抗荷服的阀门；信号采集与处理分系统，与所述上位机通信连接，用于将采集到的出力大小以及所述抗荷服的压力变化情况传输至所述上位机，使得上位机可以根据获取到的数据实现对抗荷服系统性能的测试，保证了抗荷服系统的使用安全性，提高了飞行员的使用体验。

说明书

技术领域

本发明涉及自动化测试技术领域，具体涉及一种抗荷服系统性能测试系统。

背景技术

战斗机在做空中机动动作或特技飞行时会产生持续性加速度，以向心加速度(+Gz)为主，此时飞行员感受到从头到脚方向的惯性力作用，人体血液在惯性力作用下向腹部和下肢聚集。为减小因此产生的脑组织缺血缺氧，一般使用包含抗荷服、抗荷调压器及相关抗荷调压管路组成的抗荷服系统来进行防护，通过给抗荷服充气，形成压力作用于飞行员腹部和下肢，防止血液向下聚集，从而提高飞行员抗荷耐力。

由于抗荷服的压力值随着充气量的增加而加大，抗荷服的压力值既要提供相应加速度时的防护，又要避免压力值过大对飞行员造成不适，且飞行员空中意识丧失的过程非常快，往往在几秒之间，因此什么时候启动抗调器、抗荷服的充放气速度、不同加速度时的抗荷服压力大小等抗荷服系统的动态物理性能，将直接影响抗荷效果。故亟待提出一种抗荷服系统性能测试系统以进行抗荷服系统性能测试，保证抗荷服系统的使用安全性，提高飞行员的使用体验。

发明内容

因此，本发明提供一种抗荷服系统性能测试系统以进行抗荷服系统性能测试，保证抗荷服系统的使用安全性，提高飞行员的使用体验。

本发明实施例公开了一种抗荷服系统性能测试系统，包括：上位机，用于下发指令；气源压力控制分系统，与所述上位机通信连接，用于根据上位机下发的指令通过所述抗荷调压管路向抗荷服输入气体；加速度模拟分系统，与所述上位机通信连接，用于模拟飞行出力，使得所述抗荷调压器的执行机构在力的作用下产生位移，打开气体进入抗荷服的阀门；信号采集与处理分系统，与所述上位机通信连接，用于将采集到的出力大小以及所述抗荷服的压力变化情况传输至所述上位机。

可选地，还包括：定位安装分系统，与所述上位机通信连接，用于根据接收到的上位机下发的指令调整所述抗荷调压器的测试位置。

可选地，所述定位安装分系统，包括：步进电机控制器、步进电机驱动器、步进电机、定位导轨，所述抗荷调压器固定安装在所述定位导轨上，其中，所述步进电机控制器与所述上位机通信连接，通过接收到的上位机下发的定位指令控制步进电机驱动器驱动步进电机运转并带动定位导轨运动，使所述抗荷调压器随着定位导轨运动至测试位置。

可选地，所述气源压力控制分系统，包括：气源装置、减压器、电磁阀、电气比例阀、气体压力传感器；其中，所述气源装置通过气体传输管路上所述减压器减压后通过所述抗荷调压管路向所述抗荷服输入气体；所述电磁阀与所述电气比例阀按照气体输出方向设置在气体传输管路上，所述电磁阀与所述上位机连接，用于控制气体传输管路的通/断；所述电气比例阀与所述上位机连接，用于控制向所述抗荷服输入气体的气体量并向所述上位机传输当前阀门开度；所述气体压力传感器与所述上位机连接，设置在气体传输管路和所述抗荷调压管路的连接接口处，用于检测进入到所述抗荷调压管路的气体压力并向所述上位机传输当前进入到所述抗荷调压管路的气体压力。

可选地，所述加速度模拟分系统，包括：磁轴直线电机控制器、磁轴直线电机驱动器、磁轴直线电机；其中，所述磁轴直线电机控制器与所述上位机通信连接，通过接收到的所述上位机下发的载荷施加指令控制磁轴直线电机驱动器驱动磁轴直线电机并带动磁轴出力，使得位于测试位置的抗荷调压器中的加速度感应器连接的执行机构沿着磁轴出力方向运动并将采集到的加速度传输至所述上位机。

可选地，所述信号采集与处理分系统，包括抗荷服压力传感器、磁轴出力采集模块；所述抗荷服压力传感器用于检测所述抗荷服的压力并将所述抗荷服的压力传输至所述上位机，所述磁轴出力采集模块用于采集所述磁轴的出力大小，并将磁轴的出力大小传输至所述上位机。

可选地，所述系统还包括：数据采集终端，与所述上位机连接，用于获取抗荷服系统的标识信息。

可选地，所述系统还包括：显示装置，用于显示测试数据。

可选地，所述气源压力控制分系统，还包括：第一压力表和第二压力表，所述第一压力表设置在所述气源装置与所述减压器之间的连接管路上，所述第二压力表设置在所述减压器与所述电磁阀之间的连接管路上，分别用于测量并显示对应管路的管路压力。

可选地，所述磁轴出力采集模块，包括：电流采集模块和/或高精度力传感器，其中，所述电流采集模块用于采集所述磁轴直线电机的电流值并将所述电流值传输至所述磁轴直线电机控制器，所述高精度力传感器用于采集所述磁轴电机的出力大小，并将所述出力大小通过解码器解码后传输至所述磁轴直线电机控制器。

可选地，所述测试位置为所述抗荷调压器的加速度感应器与所述磁轴的端面接触且所述加速度感应器采集到的加速度参数为零时的位置。

可选地，所述定位安装分系统，还包括：光栅尺和编码器，所述光栅尺设置在所述定位导轨上，用于将检测到的定位导轨的位移量通过所述编码器解码后传输给所述步进电机控制器。

可选地，所述气源压力控制分系统还包括气源压力传感器，设置在所述气源装置与所述减压器之间的气体传输管路中，用于检测所述气体传输管路的气体压力并将采集到的气体压力传输至所述上位机中。

本发明技术方案，具有如下优点：

本发明提供的抗荷服系统性能测试系统，通过上位机下发指令，使得与上位机连接的气源压力控制分系统根据上位机下发的指令通过所述抗荷调压管路向抗荷服输入气体、加速度模拟分系统模拟飞行出力，使得所述抗荷调压器的执行机构在力的作用下产生位移，打开气体进入抗荷服的阀门以及信号采集与处理分系统将采集到的出力大小以及所述抗荷服的压力变化情况传输至所述上位机，使得上位机可以根据获取到的数据实现对抗荷服系统性能的测试，保证了抗荷服系统的使用安全性，提高了飞行员的使用体验。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例中抗荷服系统性能测试系统的结构示意图；

图2为本发明实施例中抗荷服系统性能测试系统的结构示意图；

图3为本发明实施例中抗荷服系统性能测试系统的结构示意图；

图4为本发明实施例中抗荷服系统性能测试系统的结构示意图；

图5为本发明实施例中定位安装分系统的结构示意图；

图6为本发明实施例中气源压力控制分系统的结构示意图；

图7为本发明实施例中加速度模拟分系统的结构示意图；

图8为本发明实施例中抗荷服系统性能测试方法的一个具体示例的流程图；

图9为本发明实施例中抗荷服系统性能测试方法的一个具体示例的测试曲线图；

图10为本发明实施例中抗荷服系统性能测试方法的一个具体示例的测试曲线图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，可以是无线连接，也可以是有线连接。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

抗荷服系统由抗荷服、抗荷调压器(下称抗调器)及相关抗荷调压管路系统组成，初始无加速度时，抗调器向抗荷服预充一部分气体，填满抗荷服的腔体，便于加速度上升时快速提升抗荷服压力。随着加速度上升至一定的加速度阈值(如1.4Gz－2.1Gz之间)，抗调器正式启动，根据感受到的战斗机加速度，按照一定数学关系给抗荷服充气，形成压力作用于飞行员腹部和下肢，阻止血液向下聚集，从而提高飞行员抗荷耐力。

本发明实施例公开了一种抗荷服系统性能测试系统，该抗荷服系统，包括：抗荷服、抗荷调压器和抗荷调压管路，结合图1、图2、图3、图4所示，该抗荷服系统性能测试系统包括：

上位机，用于下发指令。该指令可以包括测试开始指令、气源压力控制分系统充压指令、加速度模拟分系统载荷施加指令等。本申请实施例对上位机下发的指令的类型不作限定，本领域技术人员可以根据实际需要，通过上位机下发对应的指令以实现抗荷服系统测试。

气源压力控制分系统，与所述上位机通信连接，用于根据上位机下发的指令通过所述抗荷调压管路向抗荷服输入气体；

加速度模拟分系统，与所述上位机通信连接，用于模拟飞行出力，使得所述抗荷调压器的执行机构在力的作用下产生位移，打开气体进入抗荷服的阀门；

信号采集与处理分系统，与所述上位机通信连接，用于将采集到的出力大小以及所述抗荷服的压力变化情况传输至所述上位机。

本发明实施例提供的抗荷服系统性能测试系统，通过上位机下发指令，使得与上位机连接的气源压力控制分系统根据上位机下发的指令通过所述抗荷调压管路向抗荷服输入气体、加速度模拟分系统模拟飞行出力，使得所述抗荷调压器的执行机构在力的作用下产生位移，打开气体进入抗荷服的阀门以及信号采集与处理分系统将采集到的出力大小以及所述抗荷服的压力变化情况传输至所述上位机，使得上位机可以根据获取到的数据实现对抗荷服系统性能的测试，保证了抗荷服系统的使用安全性，提高了飞行员的使用体验。

作为本发明一个可选实施方式，如图2所示，该系统还包括：定位安装分系统，与所述上位机通信连接，用于根据接收到的上位机下发的指令调整所述抗荷调压器的测试位置。

示例性地，抗调器安装在定位安装分系统的定位导轨上，上位机根据抗荷服系统中抗调器型号的不同，通过网口控制步进电机带动定位导轨使抗调器做上下定位运动，将抗调器移动至待测试位置。

作为本发明一个可选实施方式，所述测试位置为所述抗荷调压器的加速度感应器与所述磁轴的端面接触且所述加速度感应器采集到的加速度参数为零时的位置。通过调整抗调器的位置使得抗调器的加速度感应器与出力磁轴的端面接触且加速度感应器采集到的加速度参数为零，此时表明磁轴未进行出力，保证在对抗荷服系统进行测试时，加速度模拟分系统在根据出力要求进行出力时，可以准确测试出抗荷服系统在不同力作用下的工作性能，保证了测试结果的准确性。

作为本发明一个可选实施方式，如图5所示，所述定位安装分系统，包括：步进电机控制器、步进电机驱动器、步进电机、定位导轨，所述抗荷调压器固定安装在所述定位导轨上，其中，所述步进电机控制器与所述上位机通信连接，通过接收到的上位机下发的定位指令控制步进电机驱动器驱动步进电机运转并带动定位导轨运动，使所述抗荷调压器随着定位导轨运动至测试位置。其中步进电机控制器、步进电机驱动器、步进电机可以集成在测试柜501内。

作为本发明一个可选实施方式，如图6所示，所述气源压力控制分系统，包括：气源装置、减压器、电磁阀、电气比例阀、气体压力传感器；其中，所述气源装置通过气体传输管路上所述减压器减压后通过所述抗荷调压管路向所述抗荷服输入气体；所述电磁阀与所述电气比例阀按照气体输出方向设置在气体传输管路上，所述电磁阀与所述上位机连接，用于控制气体传输管路的通/断；所述电气比例阀与所述上位机连接，用于控制向所述抗荷服输入气体的气体量并向所述上位机传输当前阀门开度；所述气体压力传感器与所述上位机连接，设置在气体传输管路和所述抗荷调压管路的连接接口处，用于检测进入到所述抗荷调压管路的气体压力并向所述上位机传输当前进入到所述抗荷调压管路的气体压力。抗荷服的抗荷调压管路将气体送入抗荷服，实现对抗荷服充气增压。

示例性地，上位机根据获取到的待测的抗荷服的抗调器的产品型号，判断抗荷服需要的工作气源压力，依据电气比例阀的压力与电信号比例关系将该气源压力转换成电信号，通过PCI－E插槽中的数据采集单元传输到电气比例阀中，通过电信号控制电气比例阀的阀门大小，并通过气体压力传感器将该气源压力反馈给上位机实时监测。当抗荷服压力或气源压力超限值时，可以通过电磁阀断开气源输入对抗荷服进行泄压。

作为本发明一个可选实施方式，如图7所示，所述加速度模拟分系统，包括：磁轴直线电机控制器、磁轴直线电机驱动器、磁轴直线电机；其中，所述磁轴直线电机控制器与所述上位机通信连接，通过接收到的所述上位机下发的载荷施加指令控制磁轴直线电机驱动器驱动磁轴直线电机并带动磁轴出力，使得位于测试位置的抗荷调压器中的加速度感应器连接的执行机构沿着磁轴出力方向运动并将采集到的加速度传输至所述上位机。其中磁轴直线电机控制器和磁轴直线电机驱动器可以集成在测试柜501内。

示例性地，抗调器在飞机上通过感受向心力的大小，引发其加速度感应器产生一定位移，从而通过加速度感应器连接的执行机构打开气体进入抗荷服的阀门，给抗荷服充气。向心力及其变化率的大小决定了加速度感应器所感受的加速度和加速度增长率的大小。因此，测试系统只要能够模拟出合适的向心力即可仿真模拟出抗荷服系统的加速度工作条件。上位机将用户编辑的加速度(Gz)测试曲线对应转换成力控制信号曲线(F＝m＊Gz)，通过串口发送给磁轴直线电机控制器，在力矩模式下，控制该电机上的磁轴出力，磁轴与抗调器的加速度感应器相接触，出力过程中带动加速度感应器上下运动，打开抗调器的入口阀门，气体进入抗荷服中。测试系统中的磁轴直线电机是一种将电能直接转化成直线运动机械能而不需要任何中间转换机构的传动装置，磁轴被包围在一组线圈中间，当线圈中产生电流时，电机轴运动，依据安培力的原理：F＝kBLIN，N是线圈的匝数(常数)，B是磁通量(常数)，k为常系数，L为通电导线的长度(常数)，I为流过线圈的电流值，可知影响电机轴出力的唯一变量是I，所以磁轴直线电机控制器可通过控制电机线圈中电流的大小来间接地控制力的大小。

作为本发明一个可选实施方式，所述信号采集与处理分系统，包括抗荷服压力传感器、磁轴出力采集模块；所述抗荷服压力传感器用于检测所述抗荷服的压力并将所述抗荷服的压力传输至所述上位机，所述磁轴出力采集模块用于采集所述磁轴的出力大小，并将磁轴的出力大小传输至所述上位机。使得上位机可以根据磁轴出力大小以及抗荷服的压力变化情况，对抗荷服系统性能进行计算，具体计算方式参见上述方法实施例，在此不再赘述。

作为本发明一个可选实施方式，所述系统还包括：数据采集终端，与所述上位机连接，用于获取抗荷服系统的标识信息。

作为本发明一个可选实施方式，所述系统还包括：显示装置，用于显示测试数据。

作为本发明一个可选实施方式，所述气源压力控制分系统，还包括：第一压力表和第二压力表，所述第一压力表设置在所述气源装置与所述减压器之间的连接管路上，所述第二压力表设置在所述减压器与所述电磁阀之间的连接管路上，分别用于测量并显示对应管路的管路压力。设置在气源装置与减压器之间连接管路上的第一压力表可以用于显示气源装置的压力，设置在减压器与电磁阀之间连接管路上的第二压力表，可以用于显示经过减压器减压后的气源压力。

作为本发明一个可选实施方式，所述磁轴出力采集模块，包括：电流采集模块和/或高精度力传感器，其中，所述电流采集模块用于采集所述磁轴直线电机的电流值并将所述电流值传输至所述磁轴直线电机控制器，所述高精度力传感器用于采集所述磁轴电机的出力大小，并将所述出力大小通过解码器解码后传输至所述磁轴直线电机控制器。

示例性地，通过高精度力传感器进行实际出力采集或通过电流采集模块采集所述磁轴直线电机的电流值并将所述电流值传输至所述磁轴直线电机控制器，磁轴直线电机控制器根据获取到的电流值间接得到实际磁轴出力大小。本申请实施例对磁轴出力采集模块的类型以及数量不作限定，本领域技术人员可以根据实际需要确定。

作为本发明一个可选实施方式，所述定位安装分系统，还包括：光栅尺和编码器，所述光栅尺设置在所述定位导轨上，用于将检测到的定位导轨的位移量通过所述编码器解码后传输给所述步进电机控制器。

示例性地，抗调器的加速度感应器端面与磁轴的端面接触而不受力，在对测试位置的定位过程中可以通过安装在定位导轨上的光栅尺反馈位移量信号。光栅尺的精度越高，测试位置的定位结果越准确，本申请实施例中采用精度为1μm的光栅尺，对应的定位精度可达1mm，通过高精度的定位，保证了测试结果的准确性和可靠性。

作为本发明一个可选实施方式，所述气源压力控制分系统还包括气源压力传感器，设置在所述气源装置与所述减压器之间的气体传输管路中，用于检测所述气体传输管路的气体压力并将采集到的气体压力传输至所述上位机中。通过在气源装置与减压器之间的气体传输管路上设置气源压力传感器，可以对气源装置的压力进行监控，保证气源装置的压力满足相应的抗荷服系统的冲压需求，避免压力过大对抗荷服造成损坏，或压力过小，影响测试效果。

对于图3、图4中未示出的测试系统的组件均可集成在测试柜501内，本申请实施例不作限定。

本申请实施例中上位机根据获取到的数据实现对抗荷服系统性能的测试的方法可以包括，如图8所示：

步骤101，获取抗荷服系统的抗荷调压器的标识信息。

示例性地，抗荷服系统的抗荷调压器的标识信息的获取方式可以是用户通过用户终端上传得到，也可以是与用户终端建立通过后，通过发送数据获取指令得到。本申请实施例对标识信息的获取方式不作限定，本领域技术人员可以根据实际需要确定。

步骤102，根据所述抗荷服系统的抗荷调压器的标识信息，加载预先编制完成的加速度测试曲线对应的测试程序，其中所述预先编制完成的加速度曲线表征载荷随时间的变化关系。

示例性地，预先编制并存储多个不同抗荷服系统的加速度测试曲线对应的测试程序，其中该预先编制完成的加速度曲线表征载荷随时间的变化关系，根据获取到的抗荷服系统的抗荷调压器的标识信息，加载与该标识信息对应的测试程序。

步骤103，当接收到确认试验指令时，触发所述测试程序运行，控制所述载荷施加设备按照所述预先编制完成的加速度测试曲线对所述抗荷调压器进行载荷施加，使得所述抗荷调压器的执行机构在施加的载荷的作用下产生位移，打开气体传输通道的阀门，使得所述气源装置通过气体传输通道向所述抗荷服输入气体。

示例性地，载荷施加设备可以是磁轴，该磁轴直线电机集成在加速度模拟分系统中，并与加速度模拟分系统中的磁轴直线电机控制器、磁轴直线电机驱动器以及磁轴直线电机共同实现载荷施加。

确认试验指令的产生方式可以是显示确认试验的交互模块，当用户操作该确认试验的交互模块，触发产生确认试验指令。当抗荷服系统性能测试系统接收到该确认试验指令，触发测试程序的运行，控制载荷施加设备按照该测试程序对应的预先编制完成的加速度测试曲线对抗荷调压器进行载荷施加。

抗荷调压器包括加速度感应器、执行机构、阀门等元件构成。加速度感应器用于感应执行机构在载荷施加设备施加的载荷的作用下产生加速度，在施加的载荷的作用下使得抗荷调压器产生加速度来模拟飞行员在空中飞行过程中产生的加速度；执行机构在施加的载荷的作用下产生位移打开气体传输通道的阀门，使得气源装置通过导通的气体传输通道向抗荷服输入气体，增加抗荷服内的气体压力，保证飞行员飞行的安全性。

气源装置输出的气体压力的大小可以等于抗荷服入口压力要求对应的压力，在气体传输管路的阀门导通后，直接向抗荷服输入气体，也可以是在气体传输管路上设置减压阀和电气比例阀，通过减压阀控制从气源装置输出的气体压力的大小，通过电气比例阀的阀门开度大小控制单位时间内向抗荷服输入气体量。

步骤104，根据施加的载荷以及所述抗荷服压力传感器采集到的所述抗荷服的压力变化情况，确定所述抗荷服系统性能。

示例性地，对于抗荷调压器在不同加速度下工作性能的研究，由于对于特定型号的抗荷调压器的质量是固定的，根据牛顿第二定律F＝m*a，由于载荷施加设备根据预先制定的加速度测试曲线进行载荷施加，施加的载荷的大小是已知的，故对抗荷调压器在不同加速度的工作性能的研究可以转化为对抗荷调压器在不同载荷下的工作性能的研究。根据施加的载荷以及通过抗荷服压力传感器采集到的在抗荷服的压力变化，可以得到抗荷服的启动时间、抗荷服的充放气速度以及不同加速度时的抗荷服压力大小等抗荷服系统的动态物理性能，实现对抗荷服系统性能的测试。

本发明实施例提供的抗荷服系统性能测试方法，通过获取的抗荷服系统的抗荷调压器的标识信息，加载并运行与抗荷服系统对应的加速度测试曲线测试程序，控制载荷施加设备按照该加速度曲线对抗荷调压器进行载荷施加，使得抗荷调压器的加速度感应器在施加的载荷的作用下产生位移，打开气体传输通道的阀门，使得气源装置通过气体传输通道向抗荷服输入气体，并根据施加的载荷以及抗荷服压力传感器采集到的抗荷服的压力变化情况，确定抗荷服系统性能，根据对抗荷服系统性能进行测试，保证了抗荷服系统的使用安全性，提高了飞行员的使用体验。

作为本发明一个可选实施方式，所述预先编制完成的加速度测试曲线包括：启动测试曲线段和动态性能测试曲线段，其中所述启动测试曲线段包含多个载荷梯度依次递增的曲线段，所述动态性能测试曲线段包含多个载荷梯度依次递增的梯形曲线段。

示例性地，预先编制完成的加速度测试曲线包括启动测试曲线段和动态性能测试曲线段。初始无加速度时，通过根据启动测试曲线段施加载荷向抗荷服中预充一部分气体，填满抗荷服的腔体，便于加速度上升时快速提升抗荷服压力。如图9所示，初始载荷值为0，启动测试曲线段从1.4G载荷开始，每个载荷梯度的平台持续5s，载荷值步长0.1，载荷按照0.1步长的增长量持续增长至2.1G。动态性能测试曲线段由多个标准梯形曲线段构成，基础载荷为1.4G，每个梯形曲线段的平台期持续20s，平台从3G开始，相邻平台期的载荷步长为1G，依次递增直至平台载荷为9G。本申请实施例对启动测试曲线段和动态性能测试曲线段的基础载荷值、平台值、相邻平台的载荷增长率、每个平台的载荷持续时间不作限定，本领域技术人员可根据抗荷服系统的类型自行设置。两段不同的曲线的测试程序以flagDynamic标志位区分。对于动态性能测试曲线段中相邻的两个梯形曲线段之间曲线段对应的载荷大小根据所述启动测试曲线段的初始载荷大小确定，如图9中的初始载荷为1.4G，则动态性能测试曲线段中相邻的两个梯形曲线段之间的曲线段对应的载荷大小可以为1.4G，本领域技术人员也可以需要设置其他载荷值。

作为本发明一个可选实施方式，步骤103，包括：控制所述载荷施加设备按照所述启动测试曲线段进行载荷施加；当当前所述抗荷服的压力与预充压之间的差值大于预设值，控制所述载荷施加设备按照所述动态性能测试曲线段进行载荷施加。

示例性地，当抗荷服系统性能测试系统在按照启动测试曲线段进行载荷施加过程中，通过抗荷服压力传感器和采集卡采集抗荷服压力，并可以通过低通滤波器平滑滤波并实时显示，将实时采集到的当前抗荷服的压力与预充压进行比较，当当前抗荷服的压力与预充压之间的差值大于预设值，判定抗调器启动，读取当前的载荷值，记录为启动载荷G值(startG)，置flagDynamic标志位为1，此时停止运行启动测试曲线段转入运行动态性能测试曲线段。

预充压的确定方式可以是在运行启动测试曲线段对应的测试程序过程中，以预设频率(如10Hz)读取抗荷服的压力值，将预设时长(如2s)内抗荷服压力的平均值作为预充压(prePressure)，将实时采集到的抗荷服的当前压力值与前2s内抗荷服压力的平均值进行比较，当两者之间的差值大于预设值(两者之间的变化量大于30％)，判定此时的抗荷服系统的抗荷调压器启动，控制所述载荷施加设备按照动态性能测试曲线段进行载荷施加，对启动后的抗荷调压器的性能进行测试。本申请实施例对上述预设值的大小不作限定，本领域技术人员可以根据实际测试的抗荷服系统确定运行动态性能测试曲线段的时机。

作为本发明一个可选实施方式，该方法还包括：当所述载荷施加设备当前按照所述动态性能测试曲线段中的任一梯形曲线段进行载荷施加时，从按照当前梯形曲线段进行载荷施加的结束时刻开始计时，直至达到预设时长，响应执行下一梯度曲线段的载荷施加操作，在所述预设时长内控制所述载荷施加设备施加的载荷处于目标载荷范围内。

示例性地，在运行动态性能测试曲线段对应的测试曲线时，由于动态性能测试曲线段由多个载荷梯度依次递增的梯形曲线段构成，载荷施加设备可以按照动态性能测试曲线段中任一梯形曲线段进行载荷施加。

如图9所示，任一梯形曲线段由载荷上升段、平台期、载荷下降段三段组成，若当前按照梯形曲线段1进行载荷施加，当结束时响应计时操作直至达到预设时长开始按照梯形曲线段2进行载荷施加，相邻的梯形曲线段的间隔的预设时长可以相同，也可以不同，本领域技术人员可以根据实际需要确定。本申请实施例中相邻的梯形曲线段的间隔的预设时长相同，该预设时长可以取值为大于20s的任意时长，并在预设时长内控制载荷施加设备施加的载荷处于目标载荷范围内，本申请实施例中该目标载荷范围为可以根据启动测试曲线段的初始载荷值确定。如图9中的启动测试曲线段的初始载荷值为1.4G，则目标载荷范围可以是以初始载荷值为中心，上下浮动5％。

具体的，如图9所示，为了能对抗荷服系统进行全面测试，保证抗荷服系统的安全性，本申请实施例记载的抗荷服系统性能测试方法按照平台期载荷由小到大的顺序进行嵌套循环测试。嵌套循环的外循环为：置分段动态曲线开始时刻tStart(n)为当前时刻(tNow+10)s，当到达(tNow+10)s时，开始运行梯形曲线段1，梯形曲线段1的平台期的平台值n＝3G(本申请实施例中平台载荷值n的取值范围为3G～9G)，当梯形曲线段1运行结束，转入内循环；内循环(即相邻梯形曲线段的过渡段)：在内循环过程中需满足两个条件：①运行时长(tNow减tStart(n)的值)大于20s，即当前时刻与tStart(n)开始时刻的差值大于20s；②载荷施加设备施加的载荷值在(1.4G±5％)范围内。在满足内循环条件后，则令n＝n+1，转入外循环。通过将多个具有不同平台期平台值的梯形曲线段组成动态性能测试曲线段，在按照动态性能测试曲线段进行测试时，可通过嵌套循环测试一次性完成不同梯形曲线段的测试，按不同平台值将曲线分割成前、后基础载荷1.4G、平台期持续10s的梯形曲线段，在连续测试抗荷服系统性能的同时能够按不同的梯形曲线段对该抗荷服压力进行统计，在实现对抗荷服系统的多载荷全面测试的同时，也可以根据连续变化的载荷，计算压力梯度，根据得到的压力梯度的变化来确定抗荷服系统性能。

作为本发明一个可选实施方式，步骤104，包括：根据施加的载荷以及所述抗荷服的压力变化情况，得到所述抗荷服系统在动态性能测试曲线段中不同载荷梯度的梯形曲线段对应的载荷下的性能参数，所述性能参数包括：抗荷服充气速度、抗荷服泄气速度、抗荷服压力稳态值、抗荷服压力动态偏差值以及压力梯度中的任意多种；根据所述性能参数确定所述抗荷服系统性能。

示例性地，如图10所示，充气速度为将抗荷服压力初始上升的时间点与施加载荷G初始上升的时间点之间的时间差值，也即抗荷服充气建压滞后于载荷施加的时间，称为抗调器响应时间，标记为t1Rise(n)，其中n为当前梯形曲线段的平台期对应的平台载荷值；将抗荷服完成充气的时间点与施加的载荷值曲线上升至平台的时间点之间的差值，称为抗荷服充气建压时间，标记为t2Rise(n)。t1Rise(n)和t2Rise(n)共同表示抗荷服充气速度。卸气速度：与充气速度对应，用t3Fall(n)和t4Fall(n)表示。

抗荷服压力稳态值为抗荷服压力曲线平台期的抗荷服压力的平均值，用meanPressure(n)表示；抗荷服压力动态偏差值为抗荷服压力曲线平台期的抗荷服压力的标准差，作为抗荷服压力动态偏差值pressureSD(n)；压力梯度：相邻梯形曲线段对应的抗荷服压力曲线段平台期的压力值之差gradientG(n)。

具体的，以tStart(n)和tStart(n+1)为时间切片的起始点和终止点，将数组G(time,G)和pressure(time,pressure)分割成不同的切片，分别保存至G(time,G)和pressuren(time,pressure)数组中，如pressure4(time,pressure)表示平台载荷为4G对应的抗荷服压力数组。

以目标频率(如100Hz)的频率读取载荷值曲线对应的载荷值和抗荷服压力曲线对应的抗荷服压力值，分别存入二维数组G(time，G)和pressure(time，pressure)中，并根据二维数组中的数值绘制直方图，分别确定出每段梯形曲线中载荷值数组和抗荷服压力值数组的高参考位及低参考位，其中高参考位为直方图中上部分具有最多波形点区间的中心高度，低参考位为直方图中下部分具有最多波形点区间的中心高度。

根据高参考位和低参考位分别找出梯形载荷值曲线上升段的起始时间点tG1以及终止时间点tG2，其中起始时间是数组与低参考位的最后一个相交点的时间，终止时间是数组与高参考位的第一个相交点的时间；同理，找出梯形载荷值曲线下降段的起始时间点tG3和终止时间点tG4。利用同样的方法找出抗荷服压力曲线上升段的起始时间tP1和终止时间tP2，下降段的起始时间tP3和终止时间tP4。

根据定义，可计算出抗荷服充气速度t1Rise(n)＝tP1-tG1，t2Rise(n)＝tP2-tG2，抗荷服卸气速度t3Fall(n)＝tP3-tG3，t4Fall(n)＝tP4-tG4。根据抗荷服压力曲线平台时间段tP2～tP3的抗荷服压力数值，计算出平均值meanPressure(n)和标准差pressureSD(n)。

压力梯度计算：相邻梯形曲线段对应的抗荷服压力曲线段平台期的压力值之差gradientG(n)＝meanPressure(n)-meanPressure(n-1)，其中n取值为4～9之间的整数。

作为本发明一个可选实施方式，该方法还包括：按照预设频率读取施加的载荷值以及所述抗荷服的压力值，并将读取的载荷值、压力值以及计算得到的性能参数与所述标识信息存储到目标数据库中。

示例性地，本申请实施例对该预设频率不作限定，本领域技术人员可以根据实际需要确定，本申请实施例中该预设频率为100Hz。将根据预设频率获取到的载荷值、抗荷服的压力值，以及根据载荷值、压力值计算得到的抗荷服的性能参数与对应的抗荷服的标志信息一同存储到目标数据库对应的表和字段中，便于后续查找与分析。

作为本发明一个可选实施方式，该方法还包括：当接收到测试数据查询请求，根据所述数据查询请求中的抗荷服系统对应的标识信息，在所述目标数据库中查询对应的测试数据并触发执行打印程序。

示例性地，根据待测产品ID号检索数据库中存储的产品性能参数、实验结果文件并生成包含原始曲线的测试报告，并触发连接打印机执行打印操作，由实验人员确认后签字，形成测试报告。

作为本发明一个可选实施方式，该方法还包括：当出现异常测试情况，响应报警与停止测试操作。

示例性地，异常测试情况的判定标准可以预先制定，如抗荷服压力超限值、气源压力不在工作范围以及平台可能出现的其他工作故障，均可以根据预先设定的标准及时响应报警并控制停止测试，以保证整个测试过程安全性。

本发明实施例提供的抗荷服系统动态物理性能测试方法能够动态模拟待测抗荷服系统工作所需的气源压力、载荷条件，能够自动化、快速、准确地在完成预充压、启动Gz值、充气速度、卸气速度、抗荷服压力稳态值、平台期抗荷服压力动态误差、压力梯度等性能参数的测试，保证了测试效率，减少了人为测量误差；同时由于不同抗荷服系统所对应的测试条件可能不一样，本发明实施例能够根据抗荷服系统型号自动匹配测试曲线程序，也可以且根据需求能够手动修改或选取匹配的测试曲线，满足可扩展和通用性要求。

虽然结合附图描述了本发明的实施例，但是本领域技术人员可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下作出各种修改和变型，这样的修改和变型均落入由所附权利要求所限定的范围之内。