曾 鳴，李雪青，謝保川，范毅晟

（海軍模擬飛行訓(xùn)練中心，北京 102488）

飛行模擬器必須要進行飛行仿真模型的逼真度測試驗證，是業(yè)內(nèi)公認(rèn)的標(biāo)準(zhǔn)。國外規(guī)定沒有通過VV&A的飛行模擬器不能投入使用，只有對飛行模擬器經(jīng)過嚴(yán)格的鑒定, 包括基于定性方式的功能檢查和基于定量方式的性能驗證, 才能保證飛行模擬器訓(xùn)練飛行員的效果[2]。

根據(jù)經(jīng)典的VV&A理論，對飛行仿真模型的驗證測試需要真實的飛行數(shù)據(jù)。以往的做法是通過飛機試飛院在特定的飛機上加裝傳感器以獲取試飛數(shù)據(jù)，利用試飛數(shù)據(jù)進行飛行仿真模型驗證。而實際上，由于成本高昂和周期較長等原因，試飛數(shù)據(jù)難以獲取并用于模型驗證，因此，定量的飛行模型驗證測試基本處于缺失狀態(tài)，也正因如此，其最核心的飛行仿真模型的逼真度驗證主要依靠飛行員的主觀感受。VV&A量化評估手段的缺失是飛行模擬器發(fā)展和應(yīng)用過程中的巨大缺憾，與近幾年飛行模擬器應(yīng)用技術(shù)的整體快速發(fā)展形成巨大反差。

隨著飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)在各型飛機上的廣泛應(yīng)用，對實際飛行中各種真實數(shù)據(jù)的分析研究變得觸手可及。由于飛參數(shù)據(jù)本身就是機載設(shè)備記錄的真實飛行數(shù)據(jù)，因此，以飛參作為飛行仿真模型驗證的數(shù)據(jù)來源，不僅能保證VV&A的可信度，而且可大大降低VV&A的成本和難度。飛參數(shù)據(jù)和試飛數(shù)據(jù)相比較，其優(yōu)點在于:

·幾乎沒有成本，基本上所有在航飛機均裝配有現(xiàn)成的飛參記錄儀。

·數(shù)據(jù)獲取便捷，飛參數(shù)據(jù)已廣泛應(yīng)用于飛行各領(lǐng)域，各航空保障部門也設(shè)有專業(yè)的飛參判讀和分析研究機構(gòu)。

·數(shù)據(jù)更全面更廣泛，每種型號的飛參記錄儀記錄的數(shù)據(jù)有上百種之多，且每個飛行架次均有飛參記錄。從統(tǒng)計學(xué)意義來講，飛參數(shù)據(jù)具有毋庸置疑的權(quán)威性和真實性。

下面對利用飛參數(shù)據(jù)進行飛行仿真模型驗證測試的方法作深入介紹和探討。

1 仿真模型驗證原理

飛行模擬器的大致工作流程如下:主仿真計算機通過網(wǎng)絡(luò)接收接口分系統(tǒng)發(fā)送的模擬器座艙設(shè)備的操縱信號，經(jīng)飛行仿真模型解算得到飛機狀態(tài)信息，該結(jié)果再通過網(wǎng)絡(luò)發(fā)送給座艙顯示設(shè)備和其它物理效應(yīng)設(shè)備。

飛行模擬器模型驗證通常按圖1所示的流程和方法進行。驗證系統(tǒng)接收來自飛行實時仿真系統(tǒng)運行后得到的仿真結(jié)果（即飛行狀態(tài)信息），并與性能測試比較基準(zhǔn)數(shù)據(jù)進行比較。比較基準(zhǔn)可以是試飛數(shù)據(jù)、實驗數(shù)據(jù)或設(shè)計技術(shù)指標(biāo)參數(shù)等，比較結(jié)果用性能規(guī)范標(biāo)準(zhǔn)給定的允許誤差進行分析，即可得到量化的仿真模型和仿真對象之間的相似度。若某些性能不滿足規(guī)范要求，可返回進行模型修正或參數(shù)調(diào)整, 直到達(dá)到要求為止[2]。

圖1 模型驗證基本原理圖

在模型驗證過程中，數(shù)據(jù)是一個關(guān)鍵因素，所用的數(shù)據(jù)必須是合適的、精確的和完整的。所有數(shù)據(jù)必須經(jīng)過精確的測量，對原始數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)變換必須準(zhǔn)確，并且數(shù)據(jù)相關(guān)性必須具有充分地描述，數(shù)據(jù)盡量標(biāo)準(zhǔn)化、規(guī)范化[3]。

2 飛參驗?zāi)Ｏ到y(tǒng)

2.1 飛參簡介

飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)又稱飛行數(shù)據(jù)系統(tǒng)，也簡稱為飛參系統(tǒng)，是一種用于監(jiān)測飛機及其系統(tǒng)工作狀態(tài)以及飛行員操縱飛機情況的自動測試系統(tǒng)，通常包括機上設(shè)備和地面處理設(shè)備。其記錄部件稱為飛行數(shù)據(jù)記錄器或飛參記錄器（FDR）[4]。國軍標(biāo)GJB2692中對“飛行數(shù)據(jù)記錄器”的定義是:“記錄飛行狀態(tài)、操縱狀態(tài)和飛機/直升機、發(fā)動機有關(guān)信息的機載自動記錄裝置”。飛參系統(tǒng)中記錄的源代碼需要還原為工程數(shù)據(jù)以供分析判讀。它能夠客觀記錄有關(guān)飛機及其系統(tǒng)的信息，主要包含:

履歷信息，包括當(dāng)前時間、航班號、飛機號碼、飛行日期等；

飛機動態(tài)特征參數(shù)，包括經(jīng)緯度、高度、速度、航向、過載、俯仰角和傾斜角等；

飛機操縱機構(gòu)特征參數(shù)，包括舵面和副翼的偏轉(zhuǎn)角度，水平安定面的位置，駕駛桿（盤）的位移等；

動力裝置狀態(tài)特征參數(shù)，包括發(fā)動機轉(zhuǎn)速、溫度、滑油壓力，油門操縱手柄位置，燃?xì)狻⒖諝馔ǖ绤?shù)等；

飛機其它系統(tǒng)狀態(tài)特征參數(shù)，包括液壓系統(tǒng)壓力、機上電源系統(tǒng)電壓等。

目前，飛參數(shù)據(jù)被廣泛應(yīng)用于飛行事故調(diào)查、飛行訓(xùn)練質(zhì)量評估和航空機務(wù)保障等領(lǐng)域。

飛參數(shù)據(jù)種類基本囊括了飛行仿真模型解算過程中相關(guān)的全部數(shù)據(jù)。一種特定機型的飛參數(shù)據(jù)可能有二、三百項之多。而實際上，對于一個基本空中飛行起降過程的仿真結(jié)果驗證，只需要少量的兩類數(shù)據(jù)。以固定翼飛機為例:一是飛行員的基本操縱信息，包括駕駛桿的縱向位移（或升降舵舵面偏轉(zhuǎn)角），駕駛桿橫向位移（或副翼偏轉(zhuǎn)角），腳蹬位移（或方向舵舵面偏轉(zhuǎn)角），油門桿位移，收放起落架手柄位置（或起落架位置），收放襟翼電門位置（或襟翼位置），減速板電門位置（或減速板位置）等；二是飛機的基本狀態(tài)信息:包括位置、高度、速度、升降速度、俯仰角、傾斜角等。

在使用飛參數(shù)據(jù)進行模型驗證的時候，以飛參數(shù)據(jù)中的飛行員操縱信號替代接口信號，以此作為輸入數(shù)據(jù)讓飛行仿真模型解算，再將得到的仿真結(jié)果與飛參數(shù)據(jù)中的實際飛行狀態(tài)信息進行分析比對，即能夠客觀地反映出二者之間的差異，并可以此作為評估和驗證之判據(jù)。

2.2 驗證系統(tǒng)的基本結(jié)構(gòu)和組成

驗證系統(tǒng)作為一種VV&A的自動化、可視化工具，其功能是對仿真測試結(jié)果進行定量的分析評估[5]，系統(tǒng)以具備高速LAN接口的高性能便攜計算機作為通用硬件，便于對各型飛行模擬器實施現(xiàn)場驗證評估。驗證系統(tǒng)的軟件基本功能模擬和信息流程如圖2所示。

圖2 軟件結(jié)構(gòu)和信息流程圖

2.2.1 數(shù)據(jù)預(yù)處理模塊

通常情況下，飛參系統(tǒng)記錄的源代碼需要被轉(zhuǎn)譯為工程數(shù)據(jù)后方可用于分析研究，因此，驗證飛行仿真模型所需的數(shù)據(jù)實際上是指工程數(shù)據(jù)。為實現(xiàn)驗證目的，飛參數(shù)據(jù)還需進行預(yù)處理，主要包括兩個步驟:首先，由于飛參數(shù)據(jù)的定義和模擬器仿真數(shù)據(jù)定義存在差異，飛參數(shù)據(jù)必須轉(zhuǎn)換成與仿真數(shù)據(jù)一致的定義和格式；其次，飛參數(shù)據(jù)還必須經(jīng)過插值計算以滿足模擬器的解算周期需求。

2.2.2 網(wǎng)絡(luò)通信模塊

網(wǎng)絡(luò)通信模塊負(fù)責(zé)驗證系統(tǒng)與模擬器主仿真計算機之間的數(shù)據(jù)交互。該模塊將預(yù)處理之后的飛參數(shù)據(jù)發(fā)送往主仿真計算機，供仿真模型解算。并接收解算之后的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)。為實現(xiàn)驗證系統(tǒng)與模擬器之間的數(shù)據(jù)交互，模擬器的主仿真計算機軟件需要增加與驗證系統(tǒng)之間的網(wǎng)絡(luò)通信功能，該功能應(yīng)成為模擬器的必備標(biāo)準(zhǔn)功能之一。

2.2.3 結(jié)果比對和顯示、打印模塊

該模塊的主要功能是實時描繪模擬器仿真結(jié)果曲線和對應(yīng)的飛參數(shù)據(jù)中的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)曲線。曲線應(yīng)反映出包括飛機位置、高度、速度、升降速度、俯仰角、傾斜角等隨時間變化的情況，可通過選擇參數(shù)確定繪制的曲線種類，并可將顯示情況進行打印輸出。若條件滿足，應(yīng)對數(shù)據(jù)進行誤差分析計算，給出特定階段中的最大誤差或平均誤差。曲線顯示效果如圖3所示。

圖3 曲線顯示效果圖

2.3 軟件的編程方法及其特點

系統(tǒng)軟件采用MATLAB與VC.Net聯(lián)合編程的方法。一方面可直接調(diào)用MATLAB完善的數(shù)據(jù)分析和數(shù)學(xué)計算功能實現(xiàn)插值計算；另一方面則利用.NET功能全面、擴展性和通用性強的特點，實現(xiàn)對系統(tǒng)進程的管理和調(diào)度、界面的繪制以及網(wǎng)絡(luò)通信等。MATLAB和VC.Net的聯(lián)合編程可通過MATLAB Builder forVC.Net（也稱為.NET Builder）實現(xiàn)，它可將MATLAB函數(shù)文件打包成.NET組件，提供給.NET程序員通過C#、VB等通用編程語言調(diào)用。

驗證系統(tǒng)作為飛行模擬器校核和驗證的一種標(biāo)準(zhǔn)化工具，具有良好的易用性和通用性。易用性體現(xiàn)在界面簡潔明了、操作簡單方便，能夠直觀地顯示結(jié)果之間的差異，便于實施現(xiàn)場快速驗證評估。通用性主要體現(xiàn)在兩個方面:一是驗證系統(tǒng)要具有與多種計算機操作系統(tǒng)進行數(shù)據(jù)交互的能力，現(xiàn)有的模擬器主仿真計算機可能使用VxWorks、Windows RTX、Linux或者Windows XP中的任意一種，驗證系統(tǒng)必須考慮到與上述各種操作系統(tǒng)進行網(wǎng)絡(luò)通信的差異，保證足夠的兼容能力； 通用性的另一方面體現(xiàn)在驗證系統(tǒng)具有多種飛行仿真模型的驗證能力，可根據(jù)特定機型的飛行參數(shù)選擇對應(yīng)的模擬器實施驗證，以盡可能降低硬件成本，提高開發(fā)效率。

3 難點、關(guān)鍵問題及解決辦法

為確保驗證結(jié)果的可信度和權(quán)威性，在驗證系統(tǒng)的設(shè)計和開發(fā)過程中需注意以下幾個難點和關(guān)鍵問題。

3.1 數(shù)據(jù)的定義和精度問題

確保飛參數(shù)據(jù)的定義和精度符合模型驗證所需要求是建立驗證可信度的第一關(guān)，否則“差之毫厘，謬以千里”。因此要早在數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換之前，就需要對飛參數(shù)據(jù)和模型解算數(shù)據(jù)進行周密、精確的甄別和分析。首先確定數(shù)據(jù)定義的一致性，例如偏移量的起始零度位置定義是否相同，正負(fù)號的意義定義是否相同等等；其次確保數(shù)據(jù)精度滿足解算要求，比如仿真模型解算數(shù)據(jù)的精度一般為16位，對應(yīng)的飛參數(shù)據(jù)的精度也必須為16位。此外，還需要對用于驗證的全部數(shù)據(jù)進行正確性鑒別，剔除明顯跳變的錯誤數(shù)據(jù)。只有嚴(yán)格地控制輸入數(shù)據(jù)的質(zhì)量，對解算結(jié)果的誤差分析才有實際意義。

3.2 插值算法

目前飛行模擬器的主仿真解算周期一般為10ms，而飛參系統(tǒng)的數(shù)據(jù)采樣率最高為250 ms，必須對飛參數(shù)據(jù)進行插值計算以滿足主仿真解算需求。

常見的插值算法有Lagrange插值、Hermite插值、分段線性插值、樣條插值、Newton插值等。各種插值算法有各自的特點和適宜的用途。由于高次插值存在插值多項式不收斂的Runge現(xiàn)象，而通過插值點用折線連接起來逼近原曲線的分段線性插值算法則可避免Runge現(xiàn)象的發(fā)生。經(jīng)過反復(fù)的比較試驗表明，對飛參數(shù)據(jù)中飛機操縱信號的插值計算適于采用分段線性插值的方法。MATLAB提供了interp1函數(shù)進行分段線性插值，其調(diào)用格式為

即對一組節(jié)點（x,Y） 進行插值，計算插值點xi的函數(shù)值。x為節(jié)點向量值，Y為對應(yīng)節(jié)點函數(shù)值。method指定插值使用的方法，默認(rèn)為線性算法，其值可以是如下類型:

如果說分段線形插值能夠在數(shù)學(xué)方法上進一步提高了數(shù)據(jù)的可信度，那么對飛行過程采取分段驗證的辦法則能最大限度地確保數(shù)據(jù)的精度。在一個簡單的飛行過程中，飛機操縱數(shù)據(jù)的變化是連續(xù)、有限和較平滑的，一般會在即將進入下一個飛行階段時發(fā)生較大的變化，如果我們按照飛行階段對全部操縱數(shù)據(jù)進行劃分后再實施分段驗證，則可完全避免數(shù)據(jù)上的奇點出現(xiàn)，并可對飛機的各項性能作更為明確的深入評估。一般情況下，一個簡單飛行過程可劃分為以下幾個階段:

·起飛滑跑階段

·上升階段

·轉(zhuǎn)彎階段（包括一轉(zhuǎn)彎、二轉(zhuǎn)彎、三轉(zhuǎn)彎和四轉(zhuǎn)彎）

·平飛階段

·下降階段

·著陸滑跑階段

按照上述階段劃分對飛參數(shù)據(jù)進行截取后，再對數(shù)據(jù)進行線性插值計算，即可測試飛行仿真模型的起飛、平飛、轉(zhuǎn)彎、下降等各項性能。

3.3 實時性問題

實時性方面要注意解決兩方面的問題，即界面顯示和網(wǎng)絡(luò)通信的實時性。

從系統(tǒng)軟件的總體結(jié)構(gòu)上看，采用指定CPU（或其內(nèi)核）的多線程程序架構(gòu)是保證實時性的一個大前提。當(dāng)前多CPU或多核單CPU 已成為應(yīng)用主流，也為多線程架構(gòu)提供了硬件上的資源保障。驗證程序可創(chuàng)建曲線描繪和數(shù)據(jù)接收兩個主要的線程，并通過函數(shù)調(diào)用為線程分配CPU:

同時，選擇一個高優(yōu)先級、高精度的定時器也是系統(tǒng)實時性的重要保證。在硬件條件允許的情況下，可使用微秒級誤差的QueryPerformanceFrequency()和QueryPerformanceCounter()函數(shù)作精確定時，其精度與CPU時鐘頻率相關(guān)，函數(shù)原型為:

使用上述函數(shù)進行精確定時的步驟如下:

1）首先調(diào)用QueryPerformanceFrequency()函數(shù)取得高精度運行計數(shù)器的頻率f，單位是次/秒（n/s）；

2）在需要定時的代碼的兩端分別調(diào)用QueryPerformanceCounter()以取得高精度運行計數(shù)器的數(shù)值n1、n2，兩次數(shù)值的差值通過f換算成時間間隔，t=(n2-n1)/f，當(dāng)t大于或等于定時時間長度時，啟動定時器。

在保證網(wǎng)絡(luò)通信實時性的同時，保證數(shù)據(jù)的可靠性同樣重要，因此應(yīng)采用具備校驗?zāi)芰Φ膫鬏斂刂茀f(xié)議TCP方式。TCP的數(shù)據(jù)傳輸建立在正向認(rèn)可與重傳機制上，可避免數(shù)據(jù)的丟失。同時，TCP協(xié)議的數(shù)據(jù)段報頭內(nèi)包含了數(shù)據(jù)的校驗和，可檢驗數(shù)據(jù)的正確性。

3.4 誤差分析

設(shè)S為飛參數(shù)據(jù)，T為仿真解算結(jié)果，可進行如下誤差分析計算:

最大絕對值誤差:

新版國軍標(biāo)明確給出了飛行模擬器飛行性能的誤差范圍。比如，正常起飛/上升階段飛行性能評估的主要內(nèi)容是地面加速時間、最小離地速度和上升率等指標(biāo)，依據(jù)新版國軍標(biāo)標(biāo)準(zhǔn)[6]，允許公差為:

在各測試項目中, 除以上所述主要測試數(shù)據(jù)外,其它一些重要指標(biāo), 如高度、速度、俯仰角的時間歷程曲線測試結(jié)果與飛機的飛參結(jié)果比較也應(yīng)在允許的公差范圍之內(nèi)。

4 結(jié)束語

飛行仿真模型的可信度和逼真度直接決定了飛行模擬器的整體應(yīng)用效益，而模型的可信度和逼真度驗證必須采用客觀、量化的手段以確保驗證活動本身的權(quán)威性。本文在提出利用飛參數(shù)據(jù)驗證仿真模型的基礎(chǔ)上，設(shè)計和開發(fā)了一個功能較為完備的自動驗?zāi)Ｏ到y(tǒng)，有效解決了因為難以獲取基準(zhǔn)數(shù)據(jù)而導(dǎo)致的驗?zāi)－h(huán)節(jié)缺失的問題。

該系統(tǒng)在飛機工業(yè)部門設(shè)計的某型國產(chǎn)軍機上進行了驗證實驗。結(jié)果表明，利用飛參數(shù)據(jù)驗證飛行仿真模型不僅可行，而且實用高效。目前正準(zhǔn)備在軍內(nèi)進一步推廣應(yīng)用。與此同時，國內(nèi)的模擬器研制生產(chǎn)單位已經(jīng)在逐步將飛參數(shù)據(jù)用于仿真模型的修改調(diào)整。由此可以預(yù)見，飛參驗?zāi)Ｏ到y(tǒng)將成為飛行模擬器的標(biāo)準(zhǔn)配置之一，也必將成為提高飛行仿真模型逼真度的助推器。

[1]賈榮珍,王行仁,林勝.飛行模擬器ATG軟件系統(tǒng)研究[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報,1995,7(1):1-4.

[2]賈榮珍,劉麗,王行仁,等.仿真系統(tǒng)的校核與驗證的自測試軟件[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報,2000,12(6):617-620.

[3]王行仁.飛行實時仿真系統(tǒng)及技術(shù)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,1998.

[4]飛行事故調(diào)查程序和技術(shù)要求[S]. 北京:國防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會,1996.

[5]賈榮珍,彭曉源,王行仁.飛行模擬器建模、驗?zāi)：托阅軠y試與評估[J].航空學(xué)報,1998,19(1):41-44.

[6]飛行模擬器通用規(guī)范[S]. 北京:國防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會,1992.