大型直升机载荷试飞遥测监控系统设计与实现

2021-07-08余忠烜吴承发顾文标鲍志泽虞汉文

科学与信息化 2021年18期

余忠烜吴承发顾文标鲍志泽虞汉文

航空工业直升机设计研究所江西景德镇 333001

引言

飞行载荷是直升机进行结构设计和寿命验证的关键性数据。新机研制初期，一般采用工程软件如CAMRDII计算结构的设计载荷，用于结构尺寸的定义和寿命的设计工作。由于在建立载荷计算理论模型的过程中，很难系统、全面地模拟诸多因素对直升机载荷的影响，如何提高计算载荷的准确性，特别是旋翼系统的载荷，一直是个具有挑战性的难题。目前结构设计的完善、验证及其寿命评定的主要依据仍然是飞行载荷，一旦新机进入试飞阶段，需要立即开展飞行载荷测量以获取全机的准确载荷。

AC313型直升机载荷试飞为国内首次实现大型直升机载荷试飞全方位实时监控，实时监控系统设计中攻克了参数定义、数据传输、测试噪声控制、界面设计及抗干扰性设计等一系列难题，本文详细论述了AC313直升机载荷试飞遥测监控安全系统的关键参数确定、遥测监控系统硬件和软件系统设计等相关内容，可以为其他大型直升机实时监控系统设计提供借鉴。

1 载荷试飞特征与遥测监控安全系统设计思路

1.1 载荷试飞实时监控总体需求

根据AC29.571要求，AC313适航取证需要进行完备的载荷试飞、评定以保证旋翼航空器在飞行中的结构可靠性。AC313型机载荷测量的试飞项目，主要依据AC313为初步设计飞行谱，测量状态包括不同重量、重心、飞行高度各种飞行状态组合，重量包括大重量（13000千克）、中等重量（12000千克）和小重量（10000千克），重心包括前重心、正常重心、后重心，飞行高度包括低高度（Hp1000m以下）、中高度（Hp2000m以下）、高高度（Hp3000m以上）。主要试飞方法包括地面滑行、滑跑起飞、有地效悬停、无地效悬停、悬停回转、增速转弯、小速度平飞、平飞侧滑、俯冲拉起、自转、下滑转弯等。需要验证的试验状态点达2000余个，大部分状态点属于首次进行，需要进行包线拓展。为保证试飞安全，需要进行全方位的载荷实时监控。

AC313型机安全监控系统需要达到以下2个目标：

1.1.1 实时监测试验机状态：在飞行试验实施过程中，通过飞行试验测量和遥测监控系统，实现飞行参数、关键部件（系统）数据和安全参数的实时处理和显示，辅助试飞工程师、试飞指挥员在地面指挥中心全面掌控飞行试验进展情况和试验机状态，指挥试飞员安全、有效地完成飞行任务；

1.1.2 风险防控及预警：在飞行试验实施过程中，实时进行飞行实测数据处理和专业数据分析，快速评估试飞结果，通过关键部件（系统）数据显示和安全裕值超限报警，提前预警，预防及控制风险的发生。

围绕目标，并考虑直升机试飞飞行的特点和试验场地空域情况对安全监控系统作用范围和范围进一步提出要求；载荷试飞需要监控大量的振动、应变参数，这些参数采样率高达4096Hz，系统需要考虑传输带宽的要求；另外机上电磁环境复杂，需要考虑电磁抗干扰要求；具体如下：

1.1.2.1 地面接收设备可显示不同的飞行参数、操纵参数、总线位参数和其他缓变参数；

1.1.2.2 机载遥测发射子系统和地面遥测接收处理子系统，组成一套单流数字式实时遥测监测系统，系统码速率不小于10Mbps，误码率优于1×10-5，实时性优于60ms。

1.1.2.3 遥测作用范围：距离范围200m～100km，高度≤6000m，系统应符合直升机试飞飞行的特点，保证在直升机近地面低仰角和高速飞行过顶时，能有效跟踪直升机和接收到遥测数据；

1.1.2.4 实现自动跟踪、GPS引导跟踪和手动跟踪试验直升机，可靠接收解调遥测信号，跟踪速率优于30°/s；

1.1.2.5 完成遥测码流码同步、帧同步，实现遥测数据分路、合并、工程单位转换、处理、显示、打印和存储，具有实时处理和显示功能，对试飞期间直升机飞行航迹、飞行参数、旋翼载荷、振动、总线参数、温度等关键参数进行实时时域、频谱、幅值监测报警；

1.1.2.6 系统具有误码率统计、丢帧统计、时间连续性检查等；

1.1.2.7 遥测数据可存储记录和打印，事后数据回放处理，要求实时遥测记录数据输出格式能满足地面数据处理系统的数据导入要求；

1.1.2.8 数据真实可靠，系统具备相应的抗干扰技术措施。

1.2 遥测监控安全系统设计总体思路和构架

围绕实时安全监控系统总体技术要求，首先进行系统架构设计，明确系统主要组成部分，重点考虑实时安全监控系统与机载测试系统的兼容与匹配性；利用全机强度理论分析和地面试验结果，明确机体相对薄弱部位并进行针对性的监控；电磁干扰直接影响直升机遥测监控系统监控效果，必须在系统设计之初进行系统降噪设计，具体流程见图1。

图1 系统设计总体思路

根据试飞测试的要求，在直升机上加装机载数据采集记录系统，同时配套机载遥测发射系统，在试飞测试参数中选择需要在地面实时监测的参数，通过机载遥测设备发射到地面。地面建立遥测地面站，由遥测接收系统和计算机数据处理系统组成，遥测计算机和数据终端计算机通过以太网络交换数据，遥测接收系统跟踪接收机载遥测发射信号，遥测终端对遥测数据进行同步、解码，通过计算机网络广播发送到数据处理终端，数据处理计算机进行专业处理和数据显示，由专业技术人员和试飞工程师对试飞直升机的数据进行实时监控，如飞行参数、关键部件（系统）的载荷和振动等数据，监控计算机设在试飞指挥塔台，便于及时快捷地把监测情况反映给试飞指挥员，同时也建立了起飞/着陆摄像视频监视系统，实时遥测监测系统可以及时准确地为试飞指挥提供直升机状态和飞行情况，为试飞安全提供保障。目前我们的试飞遥测和监控指挥系统见图3。

图2 试飞遥测和监控系统总体构架

2 系统软件、硬件设计

2.1 直升机机载遥测发射、接收系统

结合前期和当前遥测与监控系统发展来看，在AC313直升机飞行试验中，保证每个飞行架次测试数据的有效性和飞行的安全是试飞飞行试验的基本要求。试飞最终目的是通过对有效的试飞数据进行分析，验证设计要求和结果。如图3所示AC313直升机遥测综合系统结构体系。

图3 AC313直升机遥测综合系统结构体系

图4 地面遥测系统

2.2 软件系统

自主实时监控组态软件平台以功能模块划分为设计主导思路，划分为三个功能模块：数据I/ O 模块、运行管理模块、图形界面模块。三个部分接口清晰、功能独立。

2.2.1 I/ O 驱动模块：是试飞实时监控组态软件中必不可少的部分，由于和I/ O设备通信，互相交换数据，包括接口模块、实时通信模块等。它是实时监控软件与遥测前端数据处理系统的桥梁，是该软件的基础，为整个软件提供数据来源，向下为实时监控客户端提供监控参数名，向上提供实时遥测数据。

2.2.2 运行管理模块：用于管理和维护工程中的各种信息，如监控软件通信配置信息、监控页面参数配置信息等，同时还将接收到的网络数据处理为可理解和便于进一步利用的结果，并把处理结果递交给图形界面模块以驱动监控组件。此外，该模块还负责新建工程、工程备份等功能。

2.2.3 图形界面模块：是一个进行图形系统生成工作所依赖的开发环境。图形界面是监控系统的前端，通过建立一系列用户数据文件及操作，生成最终的图形目标应用系统。生成的目标应用程序可在图形运行环境中运行。在图形界面上还具备报警通知及确认、报表组态及打印、显示功能。各种报警、报表、趋势都是动画连接的对象。其数据源都可以通过图形界面指定，然后通过运行模块，取得各种处理好的参数，把监控对象通过仪表、曲线、告警灯等形式反映给试飞工程师。

3 系统关键参数确定和抗干扰性设计

3.1 关键参数的确定

3.1.1 应变监控参数。利用已建立的全机静力模型，计算了AC313直升机不同框段及连接强度，并根据计算结果确定强度薄弱部件（桨毂五叉件典型应力计算云图见图5），并布置监控点，另外考虑重要部件，如桨叶不同剖面应变，尾桨、自动倾斜器旋转部件的应变和防扭臂的扭矩、旋翼轴轴力、应变等48个参数，在监控系统工程师根据实际情况选取部分参数实时监控。

图5 桨毂五叉件应力计算云图

3.1.2 振动监控参数。振动测试参数选择主要考虑需要监控部件，针对性地选择测点：驾驶员座椅、驾驶员座椅地板、主减速器安装支座（左前撑杆）、主减速器安装支座（左后撑杆）、主减速器安装支座（右前撑杆）、主减速器安装支座（右后撑杆）、主减速器安装支座（左防扭）、主减速器安装支座（右防扭）、主减速器上端面、主减速器上机匣和中机匣联结处1、主减速器上机匣和中机匣联结处2、主减速器中机匣和下机匣联结处1、主减速器中机匣和下机匣联结处2、主减速器尾传输出、尾减速器输入端、尾减速器输出端、尾传动轴支座、尾传动轴支座、发动机安装支座、尾水平后轴1/2处。

3.2 电磁抗干扰措施

对于任何一个测试系统，都有干扰的存在，对于直升机遥测监控系统，更是如此，直升机机载设备众多，并且超短波电台的信号频发，加剧了这种电磁干扰。直升机遥测监控系统，如果其抗干扰能力很差，那么它测得的数据就是不可信的，反映不了直升机的特性。

所有的电磁干扰都是有三个基本要素组合而产生的，它们是：干扰源、耦合途径、敏感设备。要抗干扰，就必须分析测试系统所处的工作环境和测试系统组成的各个环节，找出干扰源和耦合途径，并采取措施消除干扰源、切断耦合途径。所以电磁干扰的抑制方法从以下三个方面入手：抑制电磁干扰源、切断电磁干扰耦合途径和降低电磁干扰响应者的电磁敏感性。直升机上空间辐射干扰非常严重，所以，测试系统电源问题的处理和屏蔽非常重要。同时，为了消除计算机对数据采集卡所产生的干扰，还要采取相应的软件抗干扰技术。

信号线和动力线布线时为了避免电磁感应噪声、静电感应噪声干扰，采取了下述对策：

3.2.1 容易受影响的设备，应尽量远离机上电磁发射装置、包括天线。

3.2.2 容易受影响的信号线，应尽量远离变频器的输入、输出线。

3.2.3 避免信号线和动力线平行布线和成束布线。

3.2.4 信号线和动力线使用屏蔽，分别套入金属管，并且金属管之间距离至少20cm。

3.2.5 在采集器设置抗混滤波器，根据直升机载荷、振动、飞行特性参数特点，对1000Hz以上成分滤除。

另外，软件同样起到很好的滤波效果，因为直升机振动、载荷的变化非常复杂，不适合采用限值滤波或中值滤波等数字滤波。所以，本系统主要采取的是：在数据处理软件系统中，采用低通数字滤波，以减弱高频干扰及现场可能存在的随机干扰。

对旋翼系统应变，对18Ω（380Hz）以上信号进行滤除。

考虑信号衰减，机身应变对10Ω（212Hz）以上信号进行滤除。

对驾驶员座椅及地板等主桨影响区振动测点，考虑不同频率振动对人体影响因子，对12Ω（48Hz）以上信号进行滤除。

对尾传动及尾减机匣等尾桨影响区测点，主要监控动平衡，机身应变对2Ωt（112Hz）以上信号进行滤除。

所有振动信号，进行频域分析，实时监控频域振动幅值，减少随机干扰的影响。

4 遥测监控系统具体实现

4.1 机载硬件

机载数据采集器简称“采集器”，采集器常用的是脉冲编码（PCM）采集器，脉冲编码（PCM）采集器主要有固定程序（固定程序的逻辑电路）和可编程（可编程的逻辑电路）这两种数据采集器，本系统采用的数据采集器为法国公司生产的UMA2000系列采集器。对多路模拟信号和数字信号以及总线信号进行采集变换的装置，其输出的信号能直接送入遥测发射机，通过遥测发射天线送到遥测接收终端。机载数据采集器是机载数据系统的核心装置。

地面设备系统包括接收机、天线、信号变换器、终端计算机、实时监控计算机、网络交换机、网络打印机、摄像机、视频显示器、GPS、UPS电源及电源稳压器等。

地面设备用来接收、记录、处理飞行遥测数据。并且，可以把所有的数据以不同的形式实时地传送到各个地面监控点。

4.2 软件编码及实现

系统通过建立Socket 套接字的方式与遥测实时数据处理前端进行数据交换。当前，常用的网络数据传输协议包括TCP(Transmission Control Protocol，传输控制协议)和UDP(User Datagram Protocol，用户数据报协议)两种。TCP 是一种面向连接的协议，允许从一台计算机发出的字节流无差错地发往网络上的其他计算机。两台TCP 主机间进行数据交换之前，必须通过三次握手机制先相互建立会话，通过确认和按顺序传递数据来确保数据的可靠传输，其在发生丢包时会进行数据包重传。TCP 一般应用在要求数据传输具有较高可靠性的场合。UDP 提供尽量传递的无连接数据服务，它不能确保或确认数据传递或数据顺序，由使用UDP 的程序负责提供传输数据所需的可靠性。对同一个局域网来说，使用UDP 能够获得良好的性能，它能够满足数据传输量不太大、数据实时性较高的应用场合，在这种情况下，UDP 的低开销和多播能力比TCP更合适。试飞实时监控网络属于专用网络，网络规模较小，数据一般不需要在交换设备间进行多级跳转，因此，数据包丢失或出现错序的概率较低。同时，试飞实时监控对数据实时性具有很高的要求，因此，选用UDP 传输协议具有其特定的优势，PCM 数据处理前端服务器与该自主实时监控组态软件建立UDP 链接，从而将遥测数据“推送”到监控软件画面，确保数据的实时性。

参数解算模块接收到的PCM 参数通常是由服务器软件已经解算好的物理量，对于该类参数，解算模块不做任何操作直接输出到该组件的数据驱动接口。但是，同时也存在着部分服务器无法完成解算或解算过于复杂的参数，如一个PCM[8-9]字中包含了多个开关量。对于这部分参数，则需在监控画面中进行计算以得到正确的物理量。遥测数据处理常用算法包括多PCM 字合并、取位以及表达式运算。

图形界面模块为试飞人员提供了与平台交互的接口，是整个软件的核心部分，用户可以方便地通过鼠标拖拽组件的方式而不是编程方式进行控件的创建和配置编辑工作。监控画面的制作过程完全是一个可视化操作，利用鼠标等输入设备，动态创建所需要的监控组件并对其进行任意缩放和拖动位置以及进行参数和运算配置，从而实现用户对监控画面的自由组态。编辑好的画面进入运行状态后，各组件接收过程逻辑层解算好的参数实现实时状态刷新。该模块的实现主要包括监控组件模型库的开发以及组件的动态调用。