基于飛行載荷的大數(shù)據(jù)實測方法研究

齊嬋穎，李育超，岳 健，王 茜

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

基于飛行載荷的大數(shù)據(jù)實測方法研究

齊嬋穎，李育超，岳 健，王 茜

(中國飛行試驗研究院，西安 710089)

飛行載荷實測是全面、定量評定飛機結(jié)構(gòu)強度的必要環(huán)節(jié)，在飛行試驗中起著至關(guān)重要的作用；傳統(tǒng)的有人機、小型機載荷標定需要評測的參數(shù)僅需要數(shù)十個或幾十個關(guān)鍵參數(shù)，實時采集系統(tǒng)通道量較小，實時監(jiān)控系統(tǒng)服務(wù)器壓力較??；隨著航空工業(yè)的飛速發(fā)展，大型機、無人機等需要評定的參數(shù)量急速上升到數(shù)百個，而采集通道成為瓶頸，傳統(tǒng)的測量方法難以滿足需求；針對飛行載荷實測的海量參數(shù)難以測試問題，文章提出了一種通道復(fù)用的方案，良好的解決了海量數(shù)據(jù)難以實時測量問題；經(jīng)驗證，該方案可良好的運用在各種型號的飛行載荷海量數(shù)據(jù)實測中。

載荷標定；測試；實時處理；數(shù)據(jù)分發(fā)

0 引言

飛行試驗是在真實飛行條件下進行的科學(xué)研究和產(chǎn)品試驗[1]。它是航空航天科技發(fā)展的重要手段，是航空產(chǎn)品研制和鑒定的必須環(huán)節(jié)，是為用戶摸索和積累經(jīng)驗的有效途徑。飛行試驗對整個航空工業(yè)和航空科技的發(fā)展起著至關(guān)重要的作用。飛行試驗全面測評考核飛機的性能，其中飛行載荷實測是全面、定量評定飛機結(jié)構(gòu)強度必須的重要環(huán)節(jié)[2]。用應(yīng)變法測量飛機結(jié)構(gòu)載荷需要進行載荷校準地面試驗，通過對測載部件實施加載，從而建立滿足飛行實測用的載荷方程，預(yù)測飛機壽命。因此，飛行載荷實測在飛行試驗中有重大意義。隨著航空工業(yè)的飛速發(fā)展，飛行試驗中需要測試的飛行載荷應(yīng)變參數(shù)量也隨之增大，傳統(tǒng)評測方法難以滿足，且數(shù)據(jù)處理過程欲趨復(fù)雜[3]。載荷標定地面試驗通過在地面模擬空中加載應(yīng)變，分析飛機形變，進而計算出極限，為試飛提供參考。

1 載荷標定試驗概述

載荷標定地面試驗實時數(shù)據(jù)處理過程：機載網(wǎng)絡(luò)化測試系統(tǒng)對應(yīng)變、載荷等參數(shù)進行實時采集，并將采集到的網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)經(jīng)過ENC106板卡轉(zhuǎn)換成PCM數(shù)據(jù)送入PCM解調(diào)卡，通過007卡解調(diào)(007卡內(nèi)置在有特定007卡卡槽的計算機中)，由實時數(shù)據(jù)處理前端實時接收，同時實時監(jiān)控系統(tǒng)進行PCM信息的接收、同步，實施PCM字恢復(fù)與工程單位轉(zhuǎn)換、同步與分析計算等處理，并發(fā)送到客戶端相關(guān)設(shè)備上顯示，供試飛工程師進行實時監(jiān)控。流程如圖1所示。

圖1 載荷標定試驗數(shù)據(jù)流程

試驗中整個KAM500采集系統(tǒng)需花費100多萬，007卡七八萬，實時/預(yù)處理系統(tǒng)也需要特定的設(shè)備，需要專門購買。通過我們自主研制的實時處理軟件實時解析PCM數(shù)據(jù)，再通過交換機分發(fā)數(shù)據(jù)到客戶端，供試飛工程師實時監(jiān)控數(shù)據(jù)。

KAM500網(wǎng)絡(luò)架構(gòu)采集的網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)，在應(yīng)用層封裝成iENA結(jié)構(gòu)。網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)共5個層次：物理層、數(shù)據(jù)鏈路層、網(wǎng)絡(luò)層、傳輸層、應(yīng)用層。通過UDP協(xié)議傳輸。通過ENC106板塊把網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)實時轉(zhuǎn)換成PCM數(shù)據(jù)，使用自主研制的實時數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)實時解析數(shù)據(jù)，再分發(fā)到客戶端。

2 試驗流程詳細說明

2.1 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

目前市場上采集器有很多種，如達明五達明六數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、770數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、KAM500機載數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、UMA2000機載數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)等[4]。載荷標定地面試驗通常采用KAM500機載數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)對飛行試驗中飛機上的各種模擬量進行采集，輸出數(shù)據(jù)格式為以太網(wǎng)數(shù)據(jù)包數(shù)據(jù)，同時通過機上記錄器對數(shù)據(jù)進行記錄。

KAM500采集器有兩種架構(gòu)：一種是基于PCM架構(gòu)的采集系統(tǒng)；一種是基于網(wǎng)絡(luò)架構(gòu)的采集系統(tǒng)。試驗中很多采集系統(tǒng)使用網(wǎng)絡(luò)架構(gòu)。

采集的網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)通過ENC106板塊轉(zhuǎn)換為符合IRIG16遙測標準的PCM信息流數(shù)據(jù)，送入數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)[5]。

2.2 數(shù)據(jù)處理服務(wù)器

實時處理中我們使用自編的預(yù)處理軟件, PCM數(shù)據(jù)流以全幀為單位進入計算機。

PCM幀格式分為兩類：第1類格式是基本的、簡單的，稱為“固定格式”；第2類格式是變化的，用于比較復(fù)雜的情況。我們通常采用固定格式，也稱為可編程的固定格式，PCM幀結(jié)構(gòu)如圖2所示:

圖2 固定格式的PCM幀結(jié)構(gòu)

每個全幀最多2 048個PCM字,輸入的最大速率為16 384 字/秒,實際使用速率為1 k～4 k 字/秒。

對這些參數(shù)的處理,首先是進行譯碼校準。采用兩點線性插值公式,校準數(shù)據(jù)采用5 段 6 點。根據(jù)原始的PCM字和譯校后的物理量進行計算參數(shù)的計算,可執(zhí)行3個計算任務(wù)。

在實時和準實時過程中要為其后進行的最終處理進行兩方面的準備：一是確定動作段時域; 二是轉(zhuǎn)錄相容帶。 實際工作中相容帶轉(zhuǎn)錄主要在預(yù)處理中進行。轉(zhuǎn)錄相容帶記錄格式與達明Ⅲ有所不同。

實時處理服務(wù)器將PCM數(shù)據(jù)流轉(zhuǎn)換成工程量發(fā)送給客戶端。

2.3 客戶端

客戶端總控程序接收服務(wù)器實時傳送的所有數(shù)據(jù)，然后在子程序中根據(jù)試驗時正在加載的參數(shù)進行挑選，實時顯示出來，供試飛工程師評測。自程序中根據(jù)不同的評測項目分為不同的科目，每個科目測量相關(guān)的參數(shù)。

3 實驗瓶頸

傳統(tǒng)的飛行試驗中載荷標定關(guān)注的參數(shù)數(shù)量較少，通常為數(shù)個、數(shù)十個或幾十個，隨著航空工業(yè)的發(fā)展和飛機型號的多樣化，對載荷標定需評測的參數(shù)逐漸上升，甚至高達幾百個。與傳統(tǒng)評測相比，堪稱載荷標定試驗中的“海量數(shù)據(jù)”，評測和鑒定復(fù)雜度大大增加。

載荷標定試驗主要評測應(yīng)變參數(shù)，需要在機上對應(yīng)位置加裝測試應(yīng)變參數(shù)傳感器。通常，一個傳感器測量一個參數(shù)，傳感器一端連接待測試的應(yīng)變、載荷等參數(shù)，傳感器另一端連接采集通道，一個通道對接一個插頭，把機上采集的網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)實時傳到接收設(shè)備。

為了節(jié)約資源、降低試飛費用，通常能為每架飛機分配的傳感器數(shù)量有限，較少的參數(shù)可以良好的測試。當載荷標定中測試參數(shù)數(shù)量遠遠大于傳感器數(shù)量時，傳感器個數(shù)成為了載荷標定實測中的瓶頸。

我們提出兩種解決方案：1)增加傳感器數(shù)量；2)通道重復(fù)使用。第一種方案簡單易用，但傳感器價格昂貴，增大了試飛費用，提高了試飛成本，并且要額外安裝更多的傳感器，增大了改裝難度，可操作性差。第二種方案操作略復(fù)雜，但合理利用資源，節(jié)約試飛費用，降低了改裝難度。文章采用第二種解決方案。

4 技術(shù)難點

4.1 通道復(fù)用概述

針對測試參數(shù)較多、傳感器數(shù)量有限的問題，我們提出了“通道復(fù)用”的解決思路。即每個傳感器對應(yīng)一個通道，每個通道對接一個插頭，在整個試驗中每個傳感器重復(fù)測試多個參數(shù)，試驗中傳感器連接測試參數(shù)的一端來回切換。

通常每個傳感器測試一個參數(shù)，試驗中我們分為兩部分(如機翼和垂尾)進行測試。因此，每個傳感器可以同時對接兩部分試驗中需要測試的參數(shù)，根據(jù)試驗的部位在通道對接插頭過程中選擇該參數(shù)的屬性(機翼部分加裝試驗時，該傳感器采集參數(shù)為機翼應(yīng)變參數(shù)；垂尾部分加裝試驗時，該傳感器采集參數(shù)為垂尾應(yīng)變參數(shù)。整體看，傳感器是復(fù)用的，而在單部分試驗中，傳感器依然都是與測試參數(shù)一一對應(yīng)的)。通道復(fù)用如圖3所示。

4.2 技術(shù)難點

載荷標定地面試驗機翼部分開始，系統(tǒng)準備就緒后進行系統(tǒng)聯(lián)試，服務(wù)器前端信號同步、數(shù)據(jù)接收正常，客戶端也接收到實時數(shù)據(jù)，時間顯示正常的GPS計數(shù)模式。為檢查數(shù)據(jù)的有效性，手動對機翼進行了簡單的變形加載，逐個檢查每個參數(shù)的變化趨勢，并對各點原橋與備份橋的數(shù)值作對比(原橋和備份橋是防止試驗中不確定因素導(dǎo)致的應(yīng)變片被損壞導(dǎo)致測量數(shù)據(jù)不準確，因此在原橋的基礎(chǔ)上，貼備份橋應(yīng)變片，兩者數(shù)值理論上應(yīng)該一致)，試驗結(jié)果發(fā)現(xiàn)各點原橋與備份橋在時間軸上位置錯開、數(shù)值也相差很大，數(shù)據(jù)顯示有錯位。試驗中斷開機翼的某一應(yīng)變參數(shù)A(由于試驗機型涉密，文中參數(shù)名均用A、B、C、D表示)傳感器插頭前后的參數(shù)實時顯示如表1所示。

表1 斷開插頭前后參數(shù)測試(客戶端測試)

從試驗結(jié)果看出，斷開插頭前后參數(shù)A、B、C、D均有數(shù)值，且顯示同一數(shù)值，實際操作中參數(shù)A插頭有斷開，理論上A數(shù)值應(yīng)該變化，而試驗結(jié)果顯示A參數(shù)值未變化，可見，參數(shù)值與參數(shù)名顯示錯位。

4.3 解決方案

整個試驗流程從數(shù)據(jù)采集到從網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成PCM數(shù)據(jù)，再到數(shù)據(jù)經(jīng)過處理服務(wù)器經(jīng)過處理，發(fā)送到客戶端實時顯示。我們逐段進行排查。

1)服務(wù)器自查。

為了檢測服務(wù)器分發(fā)的局域網(wǎng)數(shù)據(jù)是否有效，我們在服務(wù)器端同時安裝客戶端，參數(shù)接收順序與服務(wù)器端發(fā)送順序一致。分別開啟服務(wù)器和客戶端后，信號同步，鏈路相通。試驗中隨機選取某一參數(shù)分別對其傳感器插頭進行插拔，試驗結(jié)果顯示如表2所示。

表2 斷開插頭前后參數(shù)測試(服務(wù)器端測試)

試驗數(shù)據(jù)顯示錯位。經(jīng)排查，發(fā)現(xiàn)客戶端參數(shù)列表未及時更新，參數(shù)列表前4個時間(時、分、秒、毫秒)參數(shù)未刪除，經(jīng)刪除后，再次試驗，測試結(jié)果如表3所示。

表3 斷開插頭前后參數(shù)測試(服務(wù)器端測試)

從表3看出，客戶端實時監(jiān)控畫面參數(shù)與插頭關(guān)系一一對應(yīng)。可見，客戶端參數(shù)順序錯亂就會導(dǎo)致實時監(jiān)控畫面數(shù)據(jù)錯亂。至此，可以確認測試服務(wù)器端數(shù)據(jù)接收正常。

2)排查源碼數(shù)據(jù)。

試驗數(shù)據(jù)是由機載采集設(shè)備連續(xù)采集參數(shù)，經(jīng)地面計算機作實時校線處理，碼值轉(zhuǎn)換后，以以太網(wǎng)格式把數(shù)據(jù)傳至地面實時監(jiān)控局域網(wǎng)，同時機載記錄器實時記錄試驗數(shù)據(jù)。機載采集的網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)需要通過ENC/106板卡轉(zhuǎn)換成PCM數(shù)據(jù)后傳給測試服務(wù)器。

為了驗證源頭數(shù)據(jù)的有效性，機載分別手動插拔應(yīng)變傳感器，用網(wǎng)絡(luò)實時檢查軟件檢查采集到的網(wǎng)絡(luò)源碼數(shù)據(jù)。試驗結(jié)果如表4所示。

從表4看出，斷開參數(shù)A1和B1傳感器插頭前，碼值顯示某一數(shù)值。斷開對應(yīng)參數(shù)傳感器插頭后，碼值變?yōu)?5535，滿碼，數(shù)值達到碼值的上限，參數(shù)顯示斷開?？梢?，網(wǎng)絡(luò)機載源碼數(shù)據(jù)正確。

表4 斷開插頭前后參數(shù)測試(源碼測試)

為了檢測ENC/106板卡轉(zhuǎn)換的PCM數(shù)據(jù)的有效性，我們用PCM實時檢測軟件檢測經(jīng)ENC/106板卡轉(zhuǎn)換后的PCM數(shù)據(jù)。試驗中，我們分別插拔應(yīng)變參數(shù)C1的插頭，試驗結(jié)果如表5所示。

表5 斷開插頭前后參數(shù)測試(PCM源數(shù)據(jù)測試)

參數(shù)測試結(jié)果與操作一致，機載PCM源碼數(shù)據(jù)未錯位，輸入服務(wù)器端的PCM數(shù)據(jù)有效。

3)排查客戶端。

客戶端工作機制：客戶端主控程序接收服務(wù)器分發(fā)的數(shù)據(jù)，從實時監(jiān)控部分選擇對某一部分試驗有效的數(shù)據(jù)顯示，該過程需要嚴格按照參數(shù)接收順序選取。服務(wù)器發(fā)送了Sum個參數(shù)，客戶端主控程序接收了Sum個參數(shù)，錯位sum2，機翼部分需要sum11個參數(shù)。我們對主控程序接收的參數(shù)列表中Sum個參數(shù)進行了逐一核對，組成如下：

Sum(參數(shù)總數(shù))=sum1(試驗需要參數(shù)總數(shù))+sum2(試驗不需要參數(shù)總數(shù))

其中，Sum個參數(shù)是客戶端接收的參數(shù)總數(shù)，機翼部分試驗需要sum11個數(shù)據(jù)，有repeat個重復(fù)采集參數(shù)(后面垂尾試驗通道用到)。經(jīng)查詢，前sum11+repeat個參數(shù)正是機翼試驗需要的sum11個參數(shù)及重復(fù)的repeat個參數(shù)。參數(shù)列表末尾的sum2個參數(shù)正好是服務(wù)器發(fā)送的參數(shù)與課題需要參數(shù)的差集，且順序排列。

最終找到問題：通道復(fù)用導(dǎo)致機翼和垂尾部分參數(shù)使用同一通道。服務(wù)器分發(fā)Sum個參數(shù)，包含機翼和垂尾的所有參數(shù)，客戶端應(yīng)該接收服務(wù)器發(fā)送的所有參數(shù)，再根據(jù)試驗需求分階段選取對應(yīng)參數(shù)。單個試驗中，通道復(fù)用與單一通道作用一致。試驗中，我們未充分考慮到通道復(fù)用，在客戶端機翼部分需要的sum11+repeat個參數(shù)按照服務(wù)器分發(fā)順序排列，多余的sum2個參數(shù)順序排列在參數(shù)列表末尾，導(dǎo)致從中間某一參數(shù)開始，整體錯位。

經(jīng)過調(diào)整，再次聯(lián)試，實時監(jiān)控畫面參數(shù)顯示與應(yīng)變傳感器插頭操作一一對應(yīng)。進一步記錄一段數(shù)據(jù)，經(jīng)確認，數(shù)據(jù)正確。至此，問題解決。

4)說明。

地面試驗是多個環(huán)節(jié)配合完成，實時數(shù)據(jù)處理軟件采用自主研制，試驗中必須嚴格按照軟件要求解析：參數(shù)名長度不大于24字節(jié)，個數(shù)不大于500個；試驗中服務(wù)器與客戶端必須連接交換機，組成局域網(wǎng)(服務(wù)器端數(shù)據(jù)是通過網(wǎng)絡(luò)分發(fā)給客戶端的)，且端口號服務(wù)器端與客戶端必須一致；007卡卡槽與實時/預(yù)處理設(shè)備連接可能會出現(xiàn)虛連接，導(dǎo)致數(shù)據(jù)無法傳輸。

5 結(jié)束語

文章針對飛行載荷實測的海量參數(shù)難以測試問題，提出了一種通道復(fù)用的方案。針對通道復(fù)用過程中的技術(shù)難點，采用點、線、面的方法進行排查和分析，驗證了該方案的可行性，良好的解決了海量數(shù)據(jù)難以實時測量問題。該方案現(xiàn)已成功運用于在某型號飛行載荷海量數(shù)據(jù)實測中，并取得了預(yù)期的效果。

[1] 周自全.飛行力學(xué)與飛行試驗[J].飛行力學(xué)，2002，20(2):212-217.

[2] 中國飛行試驗研究院.飛行試驗指南[M].北京：航空工業(yè)出版社，2010.

[3] 霍朝暉，覃楊森，祈 春.飛行試驗機載關(guān)鍵參數(shù)快速處理系統(tǒng)設(shè)計[J].現(xiàn)代電子技術(shù)，2012，36(5):121-124.

[4] 袁炳南，張建琳.PCM與網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)技術(shù)分析[J].測控技術(shù)，2009，28(4):29-31.

[5] Range Commanders Council. IRIG Standard 106-01[S]. New Mexico: Range Commanders Council, 2001,88002-5110.

Research on Big Data Test Technology of Flight Load

Qi Chanying, Li Yuchao，Que Jian, Wang Qian

(Chinese Flight Establishment of AVIC, Xi’an 710089, China)

Flight load test playing a vital role in flight test is the necessary link which can evaluate the aircraft comprehensively and quantitatively. The load calibration of the traditional man-machine and small aircraft evaluate parameters need only about a dozen or dozens of key parameters. The real-time collect system channel volume is smaller, and the pressure of real-time monitoring and control system server is less. Along with the rapid development of aviation industry, the needing evaluated parameters of the large aircraft and unmanned aerial vehicles zoom to hundreds. And the collect system channel volume becomes bottle-neck. The traditional measument ways are difficult to satisfy the requirements. In view of the problem that the flight load test of mass parameters are difficult to test, the paper put forward a kind of channel multiplexing scheme, which can solve the problem that the mass parameters are difficult to test. It’s verified that the scheme can be well applied to all kinds of load data measured in flight.

load calibration; test; real-time processing; data distribution

2016-12-19；

2017-02-06。

齊嬋穎(1990-)，女，陜西西安人，碩士研究生，助理工程師，主要從事數(shù)據(jù)管理方向的研究。

1671-4598(2017)07-0066-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.07.017

TP302

A