分布式网络化动态测试系统在全机落震试验中的应用研究

2022-09-27薛云芳杨建波

工程与试验 2022年3期

薛云芳，张飞，杨建波，陈熠

(中国飞机强度研究所结构冲击动力学航空科技重点实验室，陕西西安 710065)

1 引言

飞机起落架落震试验用于模拟飞机在着陆/着舰过程中的动态特性，以往针对飞机着陆载荷的分析，通常基于单体起落架的落震试验结果分析全机的着陆/着舰特性[1]，数据支撑不够全面和完整。全机落震试验是验证舰载机着舰动载荷预测方法和结构/结构动力学设计的唯一可靠方法，所以开展全机落震试验研究势在必行。

全机落震试验旨在考核飞机在各种着舰边界条件下的强度，通过分析飞机起落架和机身各部件承受的载荷来判断机体是否产生结构失效，以此验证机体的结构完整性。全机落震试验不仅要验证舰载机着舰时起落架的冲击载荷、缓冲性能和越过甲板障碍物等动态特性，还要考核驾驶员以及飞机上的油箱、电子系统、液压系统、发动机、外挂等设备在着舰冲击环境下承受的过载是否超过允许值等。在更为严酷的冲击条件下，结构的弹性效应和起落装置的非线性特性难以通过计算得到准确的结果，所以基于着舰冲击试验的载荷分析在飞机结构设计中起着非常重要的作用。全机落震试验可以通过控制飞机的着舰姿态(俯仰、滚转、偏航)考核着舰冲击载荷和机体各关键部位的弹性响应，获得更准确、更完整的试验数据，从而支撑飞机设计和研制。

全机落震试验中测量项目多、测点位置分布广、采集数据体量大、测试环境复杂，早期集中式测试系统已无法满足现在大型飞机全机动态试验的测试需求。本文基于全机落震试验中这些难点和需求，采用分布式网络化动态测试系统，解决了全机落震试验中测试系统出现的各种问题，满足试验测试要求，获得了准确、可靠的试验数据。

2 全机落震试验分布式网络化动态测试系统组成

所谓分布式网络化测试系统是指通过局域网将分布于各个测控点且能独立完成特定测试功能的测量单元连接起来，达到测量资源共享、协同工作、集中管理、负载均衡、过程监控和设备诊断等目的，具有智能性、动态性、分布性、实时性、扩展性等优点。

在全机落震试验中，根据被测试验件测点繁多、测位复杂、测试数据体量大，以及试验过程中数据采集的高同步性、高精度等特点，开发了一套分布式网络化的测试系统。该系统将各测量单元就近分布安置在飞机各个被测量端附近，这种系统布置法减少了测试线缆的数量，缩短了线缆长度，便于测试系统的维护和排故。网络化测试系统各测量单元不仅可以独立工作，还可以与其他测量单元实现同步触发、同步采集和试验数据同步上传，并且试验人员可以进行远程操控，各子系统通过以太网实现采集设备、监控设备、数据存储设备和数据处理分析设备之间的数据交换。该测试系统主要包含多通道动态高速数据采集系统、高速摄像图像采集分析处理系统、非接触式全机姿态红外三维运动分析系统、分布式全视场实时视频监控系统等子系统，具有高可靠性、高精度、高采样、高同步、高实时性等优点。全机落震试验分布式网络化动态测试系统组成示意图如图1所示。

2.1 动态高速数据采集系统

动态高速数据采集系统是整个测试系统的核心测量设备，该套系统主要由动态数据采集器(共10套子系统)、交换机、测试计算机，以及数据采集、分析软件等组成，连接示意图如图2所示。动态数据采集器根据各传感器分布位置，采用分布式在试验件周围就近安装定位，动态数据采集系统各下位机通过IRIG-B-DC高精度同步时钟完成各通道间的同步采集和同步触发，再通过交换机连接至数据采集中心(上位机)，通过交换机进行集中数据交换，所有参数设置、试验数据保存均由上位机统一配置和操作。测试完成后，所有动态数据采集器的测试数据可以整合为一个数据文件，可实时完成试验数据的上传、分析、再计算和显示监控等。

图2 动态数据采集与分析系统组成示意图

2.2 非接触式高速摄像图像采集分析处理系统

由于试验环境会受到强电磁干扰、强振动、大过载、安装位置受限等因素的影响，为完成落震试验过程中起落架轮轴中心的位移测量，在被测试验件上安装传统的位移传感器(拉线、超声波、激光等传感器)直接测量的方法均无法满足试验测试的要求，因此采用这种非接触式高速摄像测量的方法进行轮轴中心位移测量。

高速摄像图像分析处理系统是利用高速视频影像技术对试验过程中需要监控的对象进行定量分析，主要依据摄影测量原理，对被测目标点的运动轨迹进行跟踪、采集、计算和分析。在试验件的被测点上粘贴mark标，利用专用触发模块完成多个高速相机的同步触发和同步采集。再利用图像分析和处理软件跟踪并计算图像中mark标上任意一点坐标位置绘制被测点的位移变化，得到需要的试验数据。高速摄像采集分析处理系统如图3所示。

图3 高速摄像采集分析处理系统

2.3 非接触式全机姿态红外三维运动分析系统

非接触式全机姿态红外三维运动分析系统主要用于全机落震试验过程中机体的姿态监控。该三维运动分析系统是利用红外高速摄像机发出特定波长的红外线，经过反光标记球反射红外线，通过TRACKER动作捕捉软件计算出标记球在空间中的三维坐标数据。试验前将标记球固定在机体的关键部位，通过跟踪标记球得到被测物体各个部位或整个机体的空间位置信息。由于是动态持续测量，所以可实时解算得到关键部位的速度、加速度、俯仰、滚转、偏航等数据。

该测试系统的优点是精度高、采集范围广、数据处理速度快、试验数据能实时输出。全机总体变形非接触测量系统组成示意图如图4所示。

2.4 分布式全视场实时视频监控系统

利用多套摄像机组建了一套全视场视频监控系统，能够有效地对试验现场和试验状态进行全面掌控，同时还有助于试验后的分析。落震试验的整个过程中都需要利用该套系统对试验全程进行实时监控，并进行录像和保存。该系统能监控试验件的航向、侧向、逆航向关键部位以及整机的全景。多套像机通过主控计算机将视频数据上传至试验数据分析中心以及大屏监控中心，现场人员可通过大屏监控直接全方位观察试验现场画面。分布式全视场实时视频监控系统如图5所示。

图5 分布式全视场实时视频监控系统

3 全机落震试验关键测试技术

3.1 数据的同步触发与同步采集

全机落震试验要求数据采集的同步性，为满足各测量单元同步采集和同步触发，需要将各测量单元的系统时钟同步。本测试系统中的网络核心交换机接收来自GPS时钟源的时间信号，同时把主控时钟通过以太网络传递给下一层网络交换机，从而实现系统时钟同步。通过软件补偿校准时钟偏差和网络延时，从而控制各测量单元工作在同一时间点上，实现分布式测试系统同步工作。

3.2 动态应变测量

全机落震试验中，结构的动态应变测量不同于准静态应变测量，结构件的应变以应变波的形式经过试验件、弹性元件和粘合层快速传播至应变片，然后转换成电阻参数的变化量，从而得到试验过程中试验件被测点产生的应变。

应变片的动态测量要求被测信号中的高频分量不失真，有足够高的频率响应。影响应变片频响最主要的因素就是选择合适长度(标长为I)的应变片，应变测量的信号是其标长范围内真实应变分布的平均值。标长越短，应变非均匀性造成的测量误差越小，应变片的频响越高。通常要求应变片标长I≤(0.05～0.1)λ，此时的测量误差≤1%，满足试验要求。再配以高精度、高采样率的应变采集系统，可以准确采集微小的脉冲信号，从而进一步提高系统的测量精度。

3.3 大数据的传输

本试验采集通道多，采样率高，试验过程中采集的数据量极为庞大，试验过程中易发生电脑死机、网络瘫痪、程序报错等风险。应对措施是采用万兆级交换机，所有测试计算机配备固态硬盘，规定各测量单元输出数据格式，合理设置各测量单元的输出带宽等。在试验调试阶段开展了模拟试验，在试验件静态情况下，各测量单元进行空采，根据采集数据量的大小摸清了测试电脑的能力，确保不在试验过程中发生意外。

3.4 数据的处理和分析

利用LabVIEW虚拟仪器编程软件开发了全机落震试验数据处理分析系统，该系统能够实时显示试验监控数据和试验结果，便于试验操作人员实时判断试验数据的有效性，对试验数据进行实时分析，及时发现和排查试验测试系统的异常现象和故障点。程序界面显示如图6所示。

图6 试验数据处理软件界面

3.5 试验抗干扰技术

全机落震试验现场情况比较复杂，存在大量的电磁、机械振动以及噪声干扰源，这些干扰会影响传感器、计算机甚至整个测试系统的正常工作，造成测量数据不稳定、控制状态失灵、程序运行失常、测试仪器失灵和损伤等现象。通过分析各种干扰的产生、来源、耦合方式和传导模式，采用如下相应的抗干扰技术手段，在试验中获得高质量、高精度的试验数据。采用屏蔽技术抑制由大功率交流电机和变频器在通断时产生的电磁干扰。其中，接地降噪示意图如图7所示。

(1)采用带屏蔽网的双绞导线抑制由信号线回路产生的电磁干扰；

(2)采用隔离方式抑制由电源电路引起的电磁干扰；

(3)采用合理的单点接地方法抑制测量系统内部产生的噪声干扰；

(4)采用合理的软件滤波方法抑制其他因素的高频干扰。

图7 接地降噪示意图

4 应用实例

本系统应用于某型飞机全机落震试验中，该试验要求动态测试点多达600多个通道，需要完成姿态、加速度、应变、载荷、速度、压力、位移等多物理量的实时动态测量，试验具有规模大、测试系统复杂、测量参数多、测点分布广、测试精度高等特点。

4.1 测量参数

试验中需要测量的物理参数如下：

(1)地面载荷测量：作用在前、主起落架机轮上的航向、垂向和侧向载荷分别用安装在各机轮正下方固定于地面的三向测力平台进行测量；

(2)轮胎压缩量测量：用安装在各机轮正侧面的高速摄像进行测量；

(3)缓冲器行程：前、主起落架缓冲器行程用安装在起落架缓冲器上的拉线位移传感器进行测量；

(4)气腔压力测量：缓冲器气腔压力用安装在缓冲器充气嘴上的压力传感器进行测量；

(5)位移、速度测量：飞机指定部位的位移和速度使用全机总体变形非接触测量系统(即三维运动分析系统)进行测量；

(6)加速度测量：用安装在机体重点结构部位的加速度传感器进行测量；

(7)应变测量：用粘贴在机体疑似危险部位的应变片进行测量；

(8)拉杆载荷测量：用粘贴在拉杆重点监控位置的应变片通过载荷标定后，进行载荷测量；

(9)仿升力测量：仿升力用拉压力传感器进行测量；

(10)飞机姿态测量：用安装在不同方位的惯性传感器和摄像机同步监控机体姿态。

4.2 测量设备

试验过程中用到的测量设备如表1所示。

表1 测量设备清单

4.3 试验流程

全机落震试验先进行各子系统安装和调试，再进行系统联调。根据现场实际测试环境情况，将各测试子系统合理分布在飞机四周，测试系统实时完成现场试验数据的采集、监控、显示、计算、分析、上传、存储等任务，并对异常信号(如漂移、突降、高频噪声与超载值等)进行及时报警并进行后续排故检查等。全机落震试验程序流程图见图8。

图8 全机落震试验程序流程图

4.4 试验结果及分析

该分布式测试系统经过多次调试和预试，最终高质量地完成了试验任务，为获取全机落震试验中飞机的动态响应提供了可靠准确的试验数据。全机落震试验典型试验曲线如图9所示。

图9 全机落震试验典型试验曲线

由于试验现场电控设备繁杂，各种干扰信号不是单一存在的，经常耦合在一起侵入信号传输线路，产生串模和共模干扰。按照干扰源分析，来自空间的电磁干扰，采取相应的屏蔽措施；来自过程通道干扰，采用带屏蔽双绞导线进行屏蔽；来自供电系统的工频干扰，采取单端接地和软件滤波等措施。整个测试系统采用多种抗干扰方法后，信号中的干扰得到明显消除，改善了信噪比，进一步提高了系统的测试精度。

试验中，在所有用电设备开启的情况下，数据采集系统的所有测试通道的干扰信号均较大。以某应变测量通道的零位测量信号为例，干扰信号的幅值达到-80～80μm/m，干扰频率有50～60Hz，还附加有高频干扰信号。采用屏蔽、带屏蔽线缆、隔离、接地、滤波等抗干扰技术处理后，干扰信号得到了明显抑制和消除，零位干扰信号幅值降低到5μm/m以内，试验测试精度得到明显提高。测试通道采取抗干扰措施前后曲线对比如图10所示。