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(jìn)行飛行仿真模型的逼真度測(cè)試驗(yàn)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(duì)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(yàn)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(duì)飛行仿真模型的驗(yàn)證測(cè)試需要真實(shí)的飛行數(shù)據(jù)。以往的做法是通過飛機(jī)試飛院在特定的飛機(jī)上加裝傳感器以獲取試飛數(shù)據(jù)，利用試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行飛行仿真模型驗(yàn)證。而實(shí)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(yàn)證，因此，定量的飛行模型驗(yàn)證測(cè)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(yàn)證主要依靠飛行員的主觀感受。VV&A量化評(píng)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(jī)上的廣泛應(yīng)用，對(duì)實(shí)際飛行中各種真實(shí)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(jī)載設(shè)備記錄的真實(shí)飛行數(shù)據(jù)，因此，以飛參作為飛行仿真模型驗(yàn)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(diǎn)在于:

·幾乎沒有成本，基本上所有在航飛機(jī)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(jī)構(gòu)。

·數(shù)據(jù)更全面更廣泛，每種型號(hào)的飛參記錄儀記錄的數(shù)據(jù)有上百種之多，且每個(gè)飛行架次均有飛參記錄。從統(tǒng)計(jì)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(shí)性。

下面對(duì)利用飛參數(shù)據(jù)進(jìn)行飛行仿真模型驗(yàn)證測(cè)試的方法作深入介紹和探討。

1 仿真模型驗(yàn)證原理

飛行模擬器的大致工作流程如下:主仿真計(jì)算機(jī)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(hào)，經(jīng)飛行仿真模型解算得到飛機(jī)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(yàn)證通常按圖1所示的流程和方法進(jìn)行。驗(yàn)證系統(tǒng)接收來自飛行實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)運(yùn)行后得到的仿真結(jié)果（即飛行狀態(tài)信息），并與性能測(cè)試比較基準(zhǔn)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較。比較基準(zhǔn)可以是試飛數(shù)據(jù)、實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)或設(shè)計(jì)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(jìn)行分析，即可得到量化的仿真模型和仿真對(duì)象之間的相似度。若某些性能不滿足規(guī)范要求，可返回進(jìn)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(yàn)證基本原理圖

在模型驗(yàn)證過程中，數(shù)據(jù)是一個(gè)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(cè)量，對(duì)原始數(shù)據(jù)進(jìn)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(yàn)?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(cè)飛機(jī)及其系統(tǒng)工作狀態(tài)以及飛行員操縱飛機(jī)情況的自動(dòng)測(cè)試系統(tǒng)，通常包括機(jī)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(duì)“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(jī)/直升機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)有關(guān)信息的機(jī)載自動(dòng)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(jī)及其系統(tǒng)的信息，主要包含:

履歷信息，包括當(dāng)前時(shí)間、航班號(hào)、飛機(jī)號(hào)碼、飛行日期等；

飛機(jī)動(dòng)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(jī)操縱機(jī)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(dòng)力裝置狀態(tài)特征參數(shù)，包括發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)其它系統(tǒng)狀態(tài)特征參數(shù)，包括液壓系統(tǒng)壓力、機(jī)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(píng)估和航空機(jī)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(jī)型的飛參數(shù)據(jù)可能有二、三百項(xiàng)之多。而實(shí)際上，對(duì)于一個(gè)基本空中飛行起降過程的仿真結(jié)果驗(yàn)證，只需要少量的兩類數(shù)據(jù)。以固定翼飛機(jī)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(jī)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(jìn)行模型驗(yàn)證的時(shí)候，以飛參數(shù)據(jù)中的飛行員操縱信號(hào)替代接口信號(hào)，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(shí)際飛行狀態(tài)信息進(jìn)行分析比對(duì)，即能夠客觀地反映出二者之間的差異，并可以此作為評(píng)估和驗(yàn)證之判據(jù)。

2.2 驗(yàn)證系統(tǒng)的基本結(jié)構(gòu)和組成

驗(yàn)證系統(tǒng)作為一種VV&A的自動(dòng)化、可視化工具，其功能是對(duì)仿真測(cè)試結(jié)果進(jìn)行定量的分析評(píng)估[5]，系統(tǒng)以具備高速LAN接口的高性能便攜計(jì)算機(jī)作為通用硬件，便于對(duì)各型飛行模擬器實(shí)施現(xiàn)場(chǎng)驗(yàn)證評(píng)估。驗(yàn)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(yàn)證飛行仿真模型所需的數(shù)據(jù)實(shí)際上是指工程數(shù)據(jù)。為實(shí)現(xiàn)驗(yàn)證目的，飛參數(shù)據(jù)還需進(jìn)行預(yù)處理，主要包括兩個(gè)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(jì)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(yàn)證系統(tǒng)與模擬器主仿真計(jì)算機(jī)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(jì)算機(jī)，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(shí)現(xiàn)驗(yàn)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(jì)算機(jī)軟件需要增加與驗(yàn)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(duì)和顯示、打印模塊

該模塊的主要功能是實(shí)時(shí)描繪模擬器仿真結(jié)果曲線和對(duì)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(jī)位置、高度、速度、升降速度、俯仰角、傾斜角等隨時(shí)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(jìn)行打印輸出。若條件滿足，應(yīng)對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行誤差分析計(jì)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(diǎn)

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(jì)算功能實(shí)現(xiàn)插值計(jì)算；另一方面則利用.NET功能全面、擴(kuò)展性和通用性強(qiáng)的特點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)對(duì)系統(tǒng)進(jìn)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(shí)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(yàn)證系統(tǒng)作為飛行模擬器校核和驗(yàn)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(shí)施現(xiàn)場(chǎng)快速驗(yàn)證評(píng)估。通用性主要體現(xiàn)在兩個(gè)方面:一是驗(yàn)證系統(tǒng)要具有與多種計(jì)算機(jī)操作系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)交互的能力，現(xiàn)有的模擬器主仿真計(jì)算機(jī)可能使用VxWorks、Windows RTX、Linux或者Windows XP中的任意一種，驗(yàn)證系統(tǒng)必須考慮到與上述各種操作系統(tǒng)進(jìn)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(yàn)證系統(tǒng)具有多種飛行仿真模型的驗(yàn)證能力，可根據(jù)特定機(jī)型的飛行參數(shù)選擇對(duì)應(yīng)的模擬器實(shí)施驗(yàn)證，以盡可能降低硬件成本，提高開發(fā)效率。

3 難點(diǎn)、關(guān)鍵問題及解決辦法

為確保驗(yàn)證結(jié)果的可信度和權(quán)威性，在驗(yàn)證系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和開發(fā)過程中需注意以下幾個(gè)難點(diǎn)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(yàn)證所需要求是建立驗(yàn)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(duì)飛參數(shù)據(jù)和模型解算數(shù)據(jù)進(jìn)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(hào)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(duì)應(yīng)的飛參數(shù)據(jù)的精度也必須為16位。此外，還需要對(duì)用于驗(yàn)證的全部數(shù)據(jù)進(jìn)行正確性鑒別，剔除明顯跳變的錯(cuò)誤數(shù)據(jù)。只有嚴(yán)格地控制輸入數(shù)據(jù)的質(zhì)量，對(duì)解算結(jié)果的誤差分析才有實(shí)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(duì)飛參數(shù)據(jù)進(jìn)行插值計(jì)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(diǎn)和適宜的用途。由于高次插值存在插值多項(xiàng)式不收斂的Runge現(xiàn)象，而通過插值點(diǎn)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(yàn)表明，對(duì)飛參數(shù)據(jù)中飛機(jī)操縱信號(hào)的插值計(jì)算適于采用分段線性插值的方法。MATLAB提供了interp1函數(shù)進(jìn)行分段線性插值，其調(diào)用格式為

即對(duì)一組節(jié)點(diǎn)（x,Y） 進(jìn)行插值，計(jì)算插值點(diǎn)xi的函數(shù)值。x為節(jié)點(diǎn)向量值，Y為對(duì)應(yīng)節(jié)點(diǎn)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(jìn)一步提高了數(shù)據(jù)的可信度，那么對(duì)飛行過程采取分段驗(yàn)證的辦法則能最大限度地確保數(shù)據(jù)的精度。在一個(gè)簡單的飛行過程中，飛機(jī)操縱數(shù)據(jù)的變化是連續(xù)、有限和較平滑的，一般會(huì)在即將進(jìn)入下一個(gè)飛行階段時(shí)發(fā)生較大的變化，如果我們按照飛行階段對(duì)全部操縱數(shù)據(jù)進(jìn)行劃分后再實(shí)施分段驗(yàn)證，則可完全避免數(shù)據(jù)上的奇點(diǎn)出現(xiàn)，并可對(duì)飛機(jī)的各項(xiàng)性能作更為明確的深入評(píng)估。一般情況下，一個(gè)簡單飛行過程可劃分為以下幾個(gè)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(duì)飛參數(shù)據(jù)進(jìn)行截取后，再對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行線性插值計(jì)算，即可測(cè)試飛行仿真模型的起飛、平飛、轉(zhuǎn)彎、下降等各項(xiàng)性能。

3.3 實(shí)時(shí)性問題

實(shí)時(shí)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(shí)時(shí)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(shí)時(shí)性的一個(gè)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(yàn)證程序可創(chuàng)建曲線描繪和數(shù)據(jù)接收兩個(gè)主要的線程，并通過函數(shù)調(diào)用為線程分配CPU:

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

使用上述函數(shù)進(jìn)行精確定時(shí)的步驟如下:

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

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

在保證網(wǎng)絡(luò)通信實(shí)時(shí)性的同時(shí)，保證數(shù)據(jù)的可靠性同樣重要，因此應(yīng)采用具備校驗(yàn)?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(jī)制上，可避免數(shù)據(jù)的丟失。同時(shí)，TCP協(xié)議的數(shù)據(jù)段報(bào)頭內(nèi)包含了數(shù)據(jù)的校驗(yàn)和，可檢驗(yàn)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(jìn)行如下誤差分析計(jì)算:

最大絕對(duì)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(píng)估的主要內(nèi)容是地面加速時(shí)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(cè)試項(xiàng)目中, 除以上所述主要測(cè)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(shí)間歷程曲線測(cè)試結(jié)果與飛機(jī)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(yàn)證必須采用客觀、量化的手段以確保驗(yàn)證活動(dòng)本身的權(quán)威性。本文在提出利用飛參數(shù)據(jù)驗(yàn)證仿真模型的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)和開發(fā)了一個(gè)功能較為完備的自動(dòng)驗(yàn)?zāi)Ｏ到y(tǒng)，有效解決了因?yàn)殡y以獲取基準(zhǔn)數(shù)據(jù)而導(dǎo)致的驗(yàn)?zāi)－h(huán)節(jié)缺失的問題。

該系統(tǒng)在飛機(jī)工業(yè)部門設(shè)計(jì)的某型國產(chǎn)軍機(jī)上進(jìn)行了驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)。結(jié)果表明，利用飛參數(shù)據(jù)驗(yàn)證飛行仿真模型不僅可行，而且實(shí)用高效。目前正準(zhǔn)備在軍內(nèi)進(jìn)一步推廣應(yīng)用。與此同時(shí)，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(yàn)?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(bào),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(yàn)證的自測(cè)試軟件[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào),2000,12(6):617-620.

[3]王行仁.飛行實(shí)時(shí)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.

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[5]賈榮珍,彭曉源,王行仁.飛行模擬器建模、驗(yàn)?zāi)：托阅軠y(cè)試與評(píng)估[J].航空學(xué)報(bào),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(huì),1992.