王 健，張會(huì)新

(1.中北大學(xué)電子測(cè)試技術(shù)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,山西 太原 030051；2.儀器科學(xué)與動(dòng)態(tài)測(cè)試教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，山西 太原 030051)

1 引言

隨著我國(guó)現(xiàn)代化航空技術(shù)的飛速發(fā)展，應(yīng)用于航空領(lǐng)域的機(jī)載儀表和設(shè)備種類日益增多。更多先進(jìn)機(jī)載設(shè)備的使用為飛行員、作戰(zhàn)員提供了更快速、更全面的飛行器位置和狀態(tài)信息以及戰(zhàn)場(chǎng)態(tài)勢(shì)信息，與此同時(shí)也對(duì)我們掌握各類機(jī)載設(shè)備使用操作與原理提出了更高的要求。各飛行學(xué)校和部隊(duì)航校在培養(yǎng)飛行員的過程中，考慮到飛行安全、教學(xué)成本和學(xué)習(xí)效率等因素，不能完全滿足飛行學(xué)員在實(shí)際飛行過程中學(xué)習(xí)和掌握各類航空儀表使用方法的條件。而半實(shí)物仿真飛行平臺(tái)的出現(xiàn)為上述問題提供了新時(shí)代下的解決方案，尤其是得益于當(dāng)代5G技術(shù)的超大帶寬和超低延時(shí)[1]2大特點(diǎn)，基于增強(qiáng)現(xiàn)實(shí)性虛擬現(xiàn)實(shí)技術(shù)的半實(shí)物仿真飛行平臺(tái)成為各國(guó)競(jìng)相發(fā)展的重點(diǎn)項(xiàng)目。除此之外，半實(shí)物仿真飛行平臺(tái)[2]及其記錄系統(tǒng)在縮短飛機(jī)研發(fā)時(shí)間，降低研發(fā)成本，建立虛擬學(xué)習(xí)環(huán)境[3]、進(jìn)行夜航單飛模擬訓(xùn)練[4]和錘煉戰(zhàn)士全時(shí)段作戰(zhàn)能力等方面扮演著不可替代的角色。

Figure 1 Design of universal flight parameter testing system based on LabVIEW

2 系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)

基于LabVIEW的通用型飛行參數(shù)測(cè)試系統(tǒng)信源發(fā)生模塊模擬飛機(jī)實(shí)際飛行過程的模擬量、數(shù)字量和離散混合量等參數(shù)的產(chǎn)生，其中參數(shù)個(gè)數(shù)、參數(shù)類型和參數(shù)名稱等均可通過操作界面進(jìn)行添加、刪除和配置等操作。設(shè)備總線互聯(lián)模塊包括總線設(shè)備初始化、設(shè)備連接和設(shè)備斷開3個(gè)子模塊，通過設(shè)備ID、端口號(hào)對(duì)不同設(shè)備進(jìn)行識(shí)別，設(shè)備連接完成之后會(huì)返回連接狀態(tài)指示表明是否連接成功，如果設(shè)備連接超時(shí)則重新發(fā)起連接請(qǐng)求。信源參數(shù)配置模塊包括配置文件操作和配置參數(shù)操作2個(gè)子模塊，配置文件具有編輯、調(diào)用、保存和刪除等功能模塊。信號(hào)數(shù)據(jù)發(fā)生模塊包括信號(hào)數(shù)據(jù)加噪模塊和發(fā)生使能操作模塊，使能操作模塊包括信號(hào)發(fā)生使能控制模塊和信號(hào)停止控制模塊?；贚abVIEW的通用型飛行參數(shù)測(cè)試系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)如圖1所示。

3 系統(tǒng)主控模塊設(shè)計(jì)

3.1 主控模塊決策及處理流程

主控模塊是飛行參數(shù)測(cè)試系統(tǒng)的主體，用于協(xié)調(diào)各個(gè)模塊正常運(yùn)行，是各個(gè)模塊正常運(yùn)行的平臺(tái)。該模塊采用圖形化編程語(yǔ)言G語(yǔ)言(Graphical Programing Language)[5]編寫，主控模塊提供系統(tǒng)操作主界面，能夠獨(dú)立啟動(dòng)，系統(tǒng)參數(shù)可從配置文件中獲得，從而對(duì)系統(tǒng)各模塊初始化并進(jìn)行調(diào)用，同時(shí)支持對(duì)各模塊操作界面進(jìn)行通道切換。

在切換到特定通道后，主控模塊首先加載各個(gè)功能子模塊，通過讀取相應(yīng)配置獲取相應(yīng)參數(shù)，創(chuàng)建文件并顯示程序主界面。由操作員選擇系統(tǒng)工作狀態(tài)。操作員針對(duì)相應(yīng)的工作狀態(tài)調(diào)用系統(tǒng)相應(yīng)子模塊進(jìn)行模擬指令輸入并對(duì)相應(yīng)操作動(dòng)作編碼進(jìn)行存儲(chǔ)模型仿真，最后由主控模塊完成程序的退出并關(guān)閉系統(tǒng)。

3.2 主控模塊數(shù)據(jù)元素及仿真設(shè)計(jì)

主控模塊包含視景顯示接口、系統(tǒng)主界面配置、系統(tǒng)初始化界面設(shè)定、飛行數(shù)據(jù)分析接口[6，7]及配置參數(shù)讀取等內(nèi)部數(shù)據(jù)仿真元素。其中數(shù)據(jù)分析模塊一方面用于實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)仿真過程中的各種狀態(tài)參數(shù)，另一方面用于事后分析系統(tǒng)飛行狀態(tài)，分析模塊包括數(shù)據(jù)解碼、實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)[8]和事后分析處理3個(gè)子模塊。數(shù)據(jù)解碼模塊包括數(shù)據(jù)解壓縮、有效數(shù)據(jù)挑選和數(shù)據(jù)通道分離3個(gè)子模塊，實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)模塊包括數(shù)據(jù)抽取、數(shù)據(jù)刷新、參數(shù)量化和異常報(bào)警4個(gè)子模塊，事后分析處理模塊包括文件調(diào)取、數(shù)據(jù)解碼、參數(shù)量化和日志分析4個(gè)子模塊。

主控模塊中的解壓縮子模塊是壓縮編碼的逆過程，用來盡可能還原原始數(shù)據(jù)；數(shù)據(jù)挑選子模塊根據(jù)幀標(biāo)志將原始數(shù)據(jù)中的無效數(shù)據(jù)剔除；通道分離子模塊是在原始數(shù)據(jù)中剔除無效數(shù)據(jù)之后，按照參數(shù)波道將表示不同通道的數(shù)據(jù)進(jìn)行分離[9]。數(shù)據(jù)抽取子模塊是在大量原始數(shù)據(jù)中抽取一部分進(jìn)行解碼，這樣做的目的是可以在不影響監(jiān)測(cè)狀況的前提下減少飛控計(jì)算機(jī)的工作量，有利于飛行記錄系統(tǒng)仿真平臺(tái)的運(yùn)行。飛行記錄系統(tǒng)仿真平臺(tái)組成框圖如圖2所示。

Figure 2 Block diagram of the simulation platform of the flight recording system

4 系統(tǒng)接口與主要功能

系統(tǒng)接口通過AFDX總線與實(shí)時(shí)仿真機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)交互和數(shù)據(jù)刷新，數(shù)據(jù)刷新子模塊在監(jiān)測(cè)人員視覺觀察能力之內(nèi)刷新顯示數(shù)據(jù)，當(dāng)接口數(shù)據(jù)出現(xiàn)異常時(shí)，報(bào)警模塊會(huì)將標(biāo)定后參數(shù)值和參考參數(shù)值進(jìn)行比較，如果接口傳輸異常則發(fā)出報(bào)警信號(hào)；在進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸?shù)耐瑫r(shí)可以通過文件調(diào)取子模塊選擇并打開之前從實(shí)時(shí)仿真機(jī)[10]回讀的數(shù)據(jù)文件，并根據(jù)幀計(jì)數(shù)的連續(xù)性情況分析在系統(tǒng)接口傳輸過程中是否存在數(shù)據(jù)丟失的情況，同時(shí)在測(cè)試結(jié)束時(shí)生成data格式的測(cè)試報(bào)告[11]和txt格式的操作評(píng)估報(bào)告。系統(tǒng)測(cè)試接口數(shù)據(jù)對(duì)齊示例如圖3所示。

Figure 3 Example of system data alignment

本文系統(tǒng)作為飛控操縱參數(shù)記錄的工程級(jí)驗(yàn)證設(shè)備，能將包括模擬座艙[12]操控輸入信息、各種告警信號(hào)、飛行員通話信息和座艙語(yǔ)音信息[13]在內(nèi)的55種飛行仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)并循環(huán)記錄，具體參數(shù)如表1所示。

5 系統(tǒng)測(cè)試

啟動(dòng)系統(tǒng)后仿真模型自動(dòng)進(jìn)行設(shè)備連接，配置無誤情況下右側(cè)列表顯示 “設(shè)備連接成功”，若顯示“設(shè)備連接失敗”，需點(diǎn)擊菜單欄“設(shè)備連接”項(xiàng)，選擇子菜單項(xiàng)“配置”，修改IP地址和端口號(hào)后重新連接。圖4所示為平臺(tái)啟動(dòng)首頁(yè)。

Figure 4 Launch home page of platform

進(jìn)入飛行參數(shù)信源設(shè)置模塊，按照設(shè)計(jì)需要依次設(shè)置55種飛行參數(shù)，在本次測(cè)試中把經(jīng)緯度分別設(shè)置為42.439 6°和314.688°，把存儲(chǔ)位置設(shè)置為第6塊的第62頁(yè)(每塊共64頁(yè))，剩余參數(shù)不一一列舉。點(diǎn)擊菜單欄“實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)”項(xiàng)，彈出并點(diǎn)擊子菜單項(xiàng)“開始監(jiān)測(cè)”，軟件界面切換至實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)界面并開始實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)，消息列表顯示相應(yīng)的狀態(tài)消息，而監(jiān)測(cè)界面數(shù)字顯示各參數(shù)數(shù)據(jù)。圖5所示為實(shí)時(shí)采集界面,圖6所示為監(jiān)測(cè)界面，圖7所示為記錄界面。

Figure 5 Real-time acquisition interface of total pressure parameters

圖6中飛行經(jīng)度顯示為42.439 5°，設(shè)置值為42.439 6°，依次分析飛行數(shù)據(jù)且對(duì)比飛行參數(shù)信源設(shè)定值，可判定本文系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了模擬環(huán)境下的飛行參數(shù)測(cè)試，為復(fù)雜環(huán)境下的飛行狀態(tài)評(píng)估、飛行狀態(tài)監(jiān)測(cè)及飛行故障復(fù)現(xiàn)提供了有效的工具。

Table 1 Flight data record parameters

Figure 6 Monitoring interface of real-time flight data

Figure 7 Recording interface of flight data

6 結(jié)束語(yǔ)

本文提出了一種基于LabVIEW(Laboratory Virtual Instrument Engineering Workbench)的通用型飛行參數(shù)測(cè)試平臺(tái)設(shè)計(jì)，通過平臺(tái)操作員不僅可以在不受任何天氣、場(chǎng)地、環(huán)境、執(zhí)照和空管等多種因素制約的情況下熟悉儀器儀表的基本界面、使用原理、操作方法、告警條件和處置方式等，更重要的是飛行仿真平臺(tái)記錄系統(tǒng)能如實(shí)記錄操作員在模擬飛行過程中的空中技戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作[14]，監(jiān)控飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)各種參數(shù)[15]變化，對(duì)于提高訓(xùn)練質(zhì)量和預(yù)防飛行安全事故意義重大。