基于分布式架構(gòu)及PAC技術(shù)的風(fēng)洞測試及控制系統(tǒng)設(shè)計

于 璐

(1.廣州科技職業(yè)技術(shù)大學(xué) 信息工程學(xué)院，廣州 510550；2.華南理工大學(xué) 計算機科學(xué)與工程學(xué)院，廣州 510006)

0 引言

風(fēng)洞測試是一種空氣動力學(xué)實驗方法，通過在風(fēng)洞中安置飛行器及其它物體模型，掌握氣體流動及氣動載荷間的相互作用能力，實現(xiàn)對飛行器等應(yīng)用類元件的空氣動力學(xué)特性研究。該方法依據(jù)運動相對性原理，將飛行器或飛行模型直接固定在人工地面環(huán)境中，人為地控制氣流流動性，達到模擬飛行器在空間環(huán)境中飛行狀態(tài)的目的，以獲取足量的試驗數(shù)據(jù)[1]。在真實飛行的過程中，靜止的大氣環(huán)境始終處于無邊界狀態(tài)，而在風(fēng)洞中，氣流附近的流線呈彎曲狀，越接近邊界的氣體流動速度越快，這也是風(fēng)洞流場有別于其它飛行器流場的主要原因。隨著PAC技術(shù)手段的發(fā)展，傳統(tǒng)風(fēng)洞測試逐漸演變成一種“自修正式風(fēng)洞”處理行為，利用分布式計算機架構(gòu)，粗略計算飛行器壁面處流線應(yīng)有的真實形狀，使得兩端艙體壁面逐漸逼近，消除風(fēng)洞邊界的真實干擾作用[2]。

由于風(fēng)洞試驗的條件相對受限，很難實時掌握飛行器氣動載荷的基本變化規(guī)律。文獻[3]提出的高速流場控制手段以有限元分析模型作為支持，通過模擬飛行器艙門、艙體在風(fēng)洞中的固有振動頻率，確定結(jié)構(gòu)化部件所受沖擊載荷力度在單位面積上的作用強度。通常情況下，基于此方法的沖擊載荷作用效果始終保持在6 500 GB左右，無法達到理想化數(shù)值水平標(biāo)準(zhǔn)。為解決此問題，引入分布式架構(gòu)及PAC技術(shù)，設(shè)計新型風(fēng)洞測試及控制系統(tǒng)，在HBase加載模塊、Hadoop集群環(huán)境的作用下，更改飛行器加熱供氣管路的連接形式，聯(lián)合待處理多傳感器信息，實現(xiàn)風(fēng)洞測試數(shù)據(jù)的實時顯示，達到對飛行器控制信號的集中化分析。

1 風(fēng)洞測試控制系統(tǒng)的分布式架構(gòu)集群

風(fēng)洞測試控制系統(tǒng)的分布式架構(gòu)集群由Hadoop安裝環(huán)境、HBase加載模塊、壓電傳感器結(jié)構(gòu)、壓力控制子回路、加熱器供氣管路幾部分共同組成，具體搭建方法如下。

1.1 Hadoop集群安裝環(huán)境

Hadoop集群環(huán)境由控制服務(wù)器、Hive數(shù)據(jù)倉庫、測試子系統(tǒng)、分布式數(shù)據(jù)庫等多個硬件執(zhí)行結(jié)構(gòu)共同組成。在實施飛行器風(fēng)洞測試的過程中，相關(guān)控制數(shù)據(jù)首先進入控制服務(wù)器，經(jīng)過多項日志信息的采集處理后，以測試日志數(shù)據(jù)的形式存儲于Hadoop服務(wù)器之中。分布式控制集群位于Hadoop安裝環(huán)境中部，負責(zé)生成必要的協(xié)作與配置指令，在PAC技術(shù)的支持下，飛行器氣動載荷應(yīng)用量可以測試信息的形式轉(zhuǎn)存于Hive倉庫結(jié)構(gòu)之中，隨SQL解析器控制能力的增強，數(shù)據(jù)倉庫內(nèi)的已存儲信息參量也會逐漸增加，直至所有空閑測試信道完全被占用，相關(guān)風(fēng)洞測試數(shù)據(jù)能夠直接進入分析評估單元，生成全新的控制數(shù)據(jù)應(yīng)用包[4]。測試子系統(tǒng)是Hadoop集群安裝環(huán)境的底層應(yīng)用結(jié)構(gòu)，由分布式數(shù)據(jù)庫、測試控制主機兩部分組成。當(dāng)飛行器風(fēng)洞測試數(shù)據(jù)輸入Hadoop集群安裝環(huán)境時，SQL解析器首先提取其中的必要氣動載荷參量，按照分布式控制處理的方式，建立該原件與系統(tǒng)數(shù)據(jù)庫之間的應(yīng)用連接，逐步調(diào)節(jié)控制主機內(nèi)的信息轉(zhuǎn)載形式，直至Hadoop服務(wù)器能夠完全適應(yīng)集群式架構(gòu)主機的實用控制行為[5]。

圖1 Hadoop集群安裝環(huán)境結(jié)構(gòu)圖

1.2 HBase加載模塊

HBase加載模塊是附屬于Hadoop集群安裝環(huán)境的下級系統(tǒng)應(yīng)用控制結(jié)構(gòu)，以PAC客戶端作為風(fēng)洞測試信息的輸出單元，在數(shù)據(jù)庫、zookeeper、測試節(jié)點等多個中間傳輸組織的作用下，將必要性系統(tǒng)應(yīng)用數(shù)據(jù)由頂層處理結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)送至底層處理結(jié)構(gòu)，以實現(xiàn)對飛行器風(fēng)洞測試數(shù)據(jù)的實時記錄與控制。PAC集群客戶端與系統(tǒng)控制數(shù)據(jù)庫直接相連，可在適應(yīng)飛行器風(fēng)洞測試數(shù)據(jù)變化規(guī)律的同時，記錄zookeeper、HBase(HA)元件內(nèi)Region節(jié)點的實時連接形式，最終借助分布式信道體，將各級測試數(shù)據(jù)參量直接傳輸至底層HDFS結(jié)構(gòu)體之中。HBase加載模塊內(nèi)包含加載、測試、控制三類應(yīng)用節(jié)點，在執(zhí)行分布式架構(gòu)連接指令的過程中，所有節(jié)點均保持Region作用形式[6-7]。為保證測試過程中飛行器氣動載荷量始終不超過理想化數(shù)值水平，Region節(jié)點內(nèi)的風(fēng)洞數(shù)據(jù)參量必須保持由內(nèi)存信息到初步測試再到應(yīng)用控制的執(zhí)行流程。HDFS結(jié)構(gòu)體位于HBase加載模塊最底層，具備較強的數(shù)據(jù)記錄能力，可完整接收與飛行器風(fēng)洞測試操作相關(guān)的所有分布式信息參量。

圖2 HBase加載模塊結(jié)構(gòu)圖

1.3 壓電傳感器結(jié)構(gòu)

風(fēng)洞測試控制系統(tǒng)壓電傳感器以石英晶體作為核心搭建材料，由x0型、y0型兩種結(jié)構(gòu)化主體共同組成，前者在控制執(zhí)行的過程中遵循縱向效應(yīng)規(guī)律，后者在控制執(zhí)行的過程中遵循剪切效應(yīng)規(guī)律。x0型壓電傳感器內(nèi)部只包含負向移動電荷，飛行器控制效應(yīng)力Af與測試維持力Aq始終保持相同的傳輸強度。當(dāng)Af輸入壓電傳感器時，Aq也以同樣的傳輸幅度向外輸出，在此過程中，轉(zhuǎn)矩力T0可完全貫穿x0型壓電傳感器，以此來確保飛行器氣動載荷水平的持續(xù)性穩(wěn)定[8]。

圖3 x0型壓電傳感器

y0型壓電傳感器內(nèi)部也只包含負向移動電荷，飛行器控制效應(yīng)力Af與測試維持力Aq雖不能保持相同的傳輸強度，但二者間的上升與下降幅度卻始終保持一致。當(dāng)Af輸入壓電傳感器時，Aq基本也能以相同的傳輸幅度向外輸出，個別情況下，前者的輸入水平可能會無故升高，為保證整個風(fēng)洞測試控制系統(tǒng)內(nèi)的壓力與電子水平始終保持穩(wěn)定，后者的輸出水平也會隨之升高[9]。在此過程中，轉(zhuǎn)矩力T0始終環(huán)繞在y0型壓電傳感器外側(cè)，但總體數(shù)值水平不會超過飛行器氣動載荷的物理極限標(biāo)準(zhǔn)。

圖4 y0型壓電傳感器

1.4 壓力控制子回路

壓力控制回路存在于微控制器與風(fēng)洞測試閥門之間，可借助飛行器載荷氣源的推動作用，實現(xiàn)進氣壓力閥、排氣壓力閥之間的連接轉(zhuǎn)換，從而解決因飛行器氣動載荷分布不規(guī)律而造成的單位沖擊載荷過強問題。飛行器電壓傳輸信號作為微控制器承接電子參量，可直接作用于系統(tǒng)排氣壓力閥，當(dāng)已累計風(fēng)洞測試數(shù)據(jù)達到額定限度值時，飛行器載荷氣體開始自動向外排放。在此情況下，壓力控制子回路中的執(zhí)行機構(gòu)直接接收飛行器載荷氣體，通過風(fēng)洞測試閥門的兼性調(diào)節(jié)作用，開啟管道(被控介質(zhì))與控制傳感器與壓力傳感器間的應(yīng)用連接。當(dāng)載荷氣源處于良性輸出狀態(tài)時，進氣壓力閥開啟，飛行器載荷氣體同時向微控制器與控制執(zhí)行機構(gòu)輸出，并在其中大量累計，直至整體數(shù)值水平能夠與系統(tǒng)風(fēng)洞測試反饋信號的單位輸出量完全匹配，才能實現(xiàn)由進氣壓力到排氣壓力的完整轉(zhuǎn)換[10]。在系統(tǒng)壓力控制子回路內(nèi)，飛行器電壓傳輸信號始終與測試反饋信號保持互為相反的作用能力，這也是該系統(tǒng)能夠較好適應(yīng)飛行器氣動載荷分布不均規(guī)律的主要原因。

圖5 壓力控制子回路結(jié)構(gòu)圖

1.5 加熱器供氣管路

加熱器供氣管路滿足控制系統(tǒng)內(nèi)的分布式搭建需求，由頂層閥門體、中層支架、底層載荷進/出口共同組成。截止閥位于頂層防護罩中部，負責(zé)控制飛行器氣源載荷的平均輸出寬度值，具備良好的調(diào)節(jié)適應(yīng)性，可跟隨壓力控制子回路內(nèi)的載荷量傳輸水平，更改結(jié)構(gòu)體與整個加熱供氣管路的連接緊密度[11]。流路閥位于截止閥下部，具備一定的物理加熱能力，在飛行器氣動載荷量不達標(biāo)的情況下，快速對暫存于元件內(nèi)部的氣源結(jié)構(gòu)進行加熱，以保證風(fēng)洞體邊緣的壓力負載量始終趨于穩(wěn)定。載荷導(dǎo)流板可有效區(qū)分飛行器氣動載荷量與風(fēng)洞測試實驗的相關(guān)性，將相關(guān)性較強的參量傳輸至控制測試點，以供后續(xù)風(fēng)洞測試實驗的直接應(yīng)用，將相關(guān)性較弱的參量排放至加熱器供氣管路外部[12]。氣源載荷進口與出口只在風(fēng)洞測試實驗的實施期間開啟，可根據(jù)載荷氣源進氣與出氣的配比數(shù)值，更改風(fēng)洞體邊緣的電子與壓力負載水平，隨著實施控制時間的延長，加熱器供氣管路對于風(fēng)洞測試實驗的調(diào)節(jié)能力也逐漸增強，經(jīng)過多次適應(yīng)與調(diào)整，最終與系統(tǒng)Hadoop集群的分布式執(zhí)行能力完全匹配。

2 基于PAC技術(shù)的風(fēng)洞測試自適應(yīng)控制

在風(fēng)洞測試控制系統(tǒng)分布式架構(gòu)集群的支持下，按照控制驅(qū)動程序連接、多傳感器信息處理、測試數(shù)據(jù)顯示、控制信號分析的執(zhí)行流程，完成基于PAC技術(shù)的自適應(yīng)型風(fēng)洞測試實驗控制。

2.1 控制驅(qū)動程序

控制驅(qū)動程序中包含與風(fēng)洞測試實驗相關(guān)的所有相關(guān)執(zhí)行指令，在滿足PAC技術(shù)應(yīng)用需求的同時，可實現(xiàn)對飛行器氣源載荷的分布式處理。在多個硬件執(zhí)行設(shè)備的支持下，控制驅(qū)動程序能解決因風(fēng)洞測試實驗實施而造成的指令分布式處理不及時問題。簡單來說，控制驅(qū)動程序為飛行器風(fēng)洞測試實驗提供了統(tǒng)一的操作方式，所具備具體執(zhí)行約束能力如下。

1)對測試設(shè)備進行初始化調(diào)度，并釋放與飛行器氣源載荷相關(guān)的控制應(yīng)用資源：處于分布式狀態(tài)的飛行器氣源載荷參量必須依靠控制驅(qū)動程序來識別，主設(shè)備號顯示風(fēng)洞測試硬件執(zhí)行結(jié)構(gòu)的待標(biāo)注類型，次設(shè)備號顯示當(dāng)前測試結(jié)構(gòu)的占據(jù)個數(shù)[13]。在用戶需要訪問控制驅(qū)動程序的情況下，風(fēng)洞邊緣的飛行器氣源載荷參量基本始終保持穩(wěn)定，為保證測試實驗的順利實施，必須使硬件設(shè)備文件的主、次設(shè)備號與驅(qū)動程序的注冊信息完全保持一致。

2)讀取系統(tǒng)硬件設(shè)備中的已記錄數(shù)據(jù)信息，在滿足PAC需求的前提下，將風(fēng)洞測試參量傳輸至其它飛行器控制主機中：為達到良好的測試控制效果，分布式硬件執(zhí)行結(jié)構(gòu)以字節(jié)作為測試指令讀取單位，針對一部分PAC測試信息，首先對其進行初級化的驅(qū)動控制，再按照與各個結(jié)構(gòu)主體所匹配的測試控制需求，選擇實用性相對較高的設(shè)備元件作為實驗實施主體。在多次讀取驅(qū)動后，風(fēng)洞邊緣的飛行器氣源載荷均值水平基本可以完全低于中心區(qū)間。

3)控制設(shè)備執(zhí)行出錯時，對已記錄的風(fēng)洞測試實驗信息進行驅(qū)動性編碼處理：考慮到分布式架構(gòu)的特殊性，PAC編碼可直接更改控制驅(qū)動程序的現(xiàn)有連接形式。在風(fēng)洞測試實驗的實施過程中，所有關(guān)聯(lián)控制設(shè)備始終保持相同的應(yīng)用狀態(tài)，一方面是為了調(diào)節(jié)飛行器氣源載荷的實際負載水平，另一方面可實現(xiàn)對風(fēng)洞結(jié)構(gòu)的區(qū)域化穩(wěn)定[14]。

2.2 多傳感器信息處理

在分布式架構(gòu)及PAC技術(shù)的支持下，風(fēng)洞測試控制系統(tǒng)的多傳感器信息處理大體上可分為以下3個流程。

1)飛行器艙門與風(fēng)洞測試控制系統(tǒng)間的通信：由風(fēng)洞開啟到載荷流場穩(wěn)定需要經(jīng)歷一定的間隔時間，要求在加熱器供氣管路發(fā)出載荷信號的同時，艙門與風(fēng)洞結(jié)構(gòu)也需同時執(zhí)行開啟動作。若飛行器的氣源載荷流場連續(xù)保持穩(wěn)定，風(fēng)洞測試控制系統(tǒng)將在艙門開啟后發(fā)布執(zhí)行指令，以保證壓電傳感器結(jié)構(gòu)、壓力控制回路等系統(tǒng)傳感器元件始終保持較強的控制聯(lián)動性[15]。

2)壓電傳感元件啟停時刻與飛行器氣動載荷之間的關(guān)聯(lián)：風(fēng)洞測試開始運行時控制系統(tǒng)傳感器元件已處于準(zhǔn)備狀態(tài)，在獲取艙門載荷信息時，如何界定起始和終止時刻對應(yīng)的氣源流場數(shù)值是得到正確風(fēng)洞測試實驗結(jié)果的前提條件。

3)飛行器角度信息與氣源載荷間的關(guān)聯(lián)：由于風(fēng)洞邊緣氣源載荷流場的限制，飛行器艙門旋轉(zhuǎn)角度基本呈現(xiàn)持續(xù)變動狀態(tài)。若角度信息變化量直接影響加熱器供氣管路內(nèi)的載荷分布水平，則艙門開啟過程中的精確時間信息將直接影響風(fēng)洞測試控制實驗的最終記錄數(shù)值[16]。

2.3 測試數(shù)據(jù)顯示

測試數(shù)據(jù)顯示是實現(xiàn)對風(fēng)洞測試控制系統(tǒng)分布式調(diào)節(jié)支配的重要處理環(huán)節(jié)，在整個顯示界面中包含數(shù)據(jù)存盤、數(shù)據(jù)導(dǎo)出等多個應(yīng)用模塊，中間區(qū)域直接注明與測試實驗相關(guān)的載荷量、電壓、場強、PAC等實用信息條件。在分布式系統(tǒng)架構(gòu)的支持下，飛行器艙門、艙體等結(jié)構(gòu)部件所承擔(dān)的載荷水平最大不能超過9.0 C，且所有載荷等級都只能對應(yīng)相同的電壓參量值。隨當(dāng)前風(fēng)洞氣源輸出量的增加，氣源載荷流場強度則始終保持階段性變化的趨勢[17]。系統(tǒng)所承擔(dān)控制壓力與實際測試電壓屬于同等級變動參量，在整個風(fēng)洞結(jié)構(gòu)內(nèi)，始終保持相對穩(wěn)定的變化狀態(tài)。圖6為測試數(shù)據(jù)顯示界面示意圖。

圖6 測試數(shù)據(jù)顯示界面

2.4 控制信號分析

控制信號分析是實現(xiàn)飛行器風(fēng)洞測試實驗的末尾處理環(huán)節(jié)，在分布式系統(tǒng)架構(gòu)及PAC技術(shù)等應(yīng)用手段的支持下，可直接根據(jù)氣源載荷的流場強度，確定現(xiàn)有測試電壓與壓力水平是否能完全適應(yīng)實驗所需的實施效果。從宏觀角度來看，控制信號分析是確定飛行器艙門、艙體等結(jié)構(gòu)部件現(xiàn)有氣源載荷輸出水平的必要處置步驟，無關(guān)電壓強度等其它物理數(shù)值，可單純根據(jù)分布式架構(gòu)內(nèi)相關(guān)硬件設(shè)備元件的執(zhí)行現(xiàn)狀，確定后續(xù)風(fēng)洞測試實驗的實施控制方向[18]。從微觀角度來看，隨著氣源載荷輸出水平的改變，風(fēng)洞邊緣的氣體流速也逐漸加快，可將飛行器逐漸向著風(fēng)洞邊緣推進，從而影響艙門、艙體等結(jié)構(gòu)所受的實際沖擊載荷作用[19]。至此，完成各項軟、硬件執(zhí)行結(jié)構(gòu)的搭建，不斷調(diào)節(jié)Hadoop集群的現(xiàn)有安裝環(huán)境，實現(xiàn)基于分布式架構(gòu)及PAC技術(shù)風(fēng)洞測試及控制系統(tǒng)的順利應(yīng)用。

3 實驗結(jié)果與分析

3.1 實驗環(huán)境及步驟

為驗證基于分布式架構(gòu)及PAC技術(shù)風(fēng)洞測試及控制系統(tǒng)的實際應(yīng)用價值，設(shè)計如下對比實驗組。在Linux主機中模擬飛行器在風(fēng)洞體中的存在狀態(tài)，多次更改飛行壓電傳感器所承受的氣動載荷總量，以實驗組主機和對照組主機對測試數(shù)據(jù)進行實時記錄，其中實驗組主機搭載基于分布式架構(gòu)及PAC技術(shù)的控制系統(tǒng)，對照組主機搭載高速流場控制系統(tǒng)。在相同模擬實驗環(huán)境下，根據(jù)數(shù)值記錄結(jié)果，分析艙門、艙體所受實際沖擊載荷作用的具體變化情況。圖7、8分別為風(fēng)洞測試模擬實驗圖及測試控制主機示意圖。

圖7 風(fēng)洞測試模擬實驗圖

圖8 測試控制主機

在風(fēng)洞測試模擬實驗環(huán)境下，選取壓電傳感器所受氣動載荷量等于3.0 C作為初始比照數(shù)值，每一次記錄數(shù)值相較上一次上升0.5 C，在風(fēng)洞測試環(huán)境下，分析3.0～9.0 C區(qū)間內(nèi)，飛行器艙門、艙體所受實際沖擊載荷作用的物理數(shù)值，得到艙門沖擊載荷作用力實驗結(jié)果。

3.2 實驗結(jié)果

艙門沖擊載荷作用力實驗詳情如表1、表2所示(已知理想狀態(tài)下，飛行器艙門、艙體所受的沖擊載荷作用力均保持在4 500 GB左右)。

表1 艙門沖擊載荷作用力

分析表1可知，在風(fēng)洞測試環(huán)境下，隨壓電傳感器所受氣動載荷量的增加，實驗組艙門沖擊載荷作用基本保持階段性穩(wěn)定的變化趨勢，整個實驗過程中最大、最小極值間的差值僅達到4 GB，極大值與理想化數(shù)值相比，下降了500 GB；對照組艙門沖擊載荷作用在短暫上升狀態(tài)后，開始趨于穩(wěn)定，實驗后期出現(xiàn)兩次相對較小的上升波動狀態(tài)，整個實驗過程中最大、最小極值間的差值達到4 GB，與實驗組數(shù)值水平相比，無明顯變化狀態(tài)，極大值與理想化數(shù)值相比，上升了379 GB，遠高于實驗組數(shù)值水平。綜上可知，在模擬風(fēng)洞測試環(huán)境中，隨著基于分布式架構(gòu)及PAC技術(shù)控制系統(tǒng)的應(yīng)用，壓電傳感器承載的氣動載荷量，不再成為影響艙門所受沖擊載荷作用的物理條件。

表2 艙體沖擊載荷作用力

分析表2可知，在風(fēng)洞測試環(huán)境下，隨壓電傳感器所受氣動載荷量的增加，實驗組艙體沖擊載荷作用在小幅下降后，開始逐漸趨于穩(wěn)定，后續(xù)實驗過程中雖有幾次明顯的數(shù)值上升變化趨勢，但對整體數(shù)值穩(wěn)定趨勢并不產(chǎn)生影響，整個實驗過程中最大、最小極值間的差值僅達到2 GB，極大值與理想化數(shù)值相比，下降了500 GB；對照組艙體沖擊載荷作用除一次上升和一次下降外，始終保持穩(wěn)定，整個實驗過程中最大、最小極值間的差值達到3 GB，極大值與理想化數(shù)值相比，上升了189 GB，遠高于實驗組數(shù)值水平。綜上可知，在模擬風(fēng)洞測試環(huán)境中，應(yīng)用基于分布式架構(gòu)及PAC技術(shù)的控制系統(tǒng)，可在壓電傳感器氣動載荷量提升的同時，實現(xiàn)對飛行器艙體沖擊載荷作用力的有效抑制。

4 結(jié)束語

與高速流場控制系統(tǒng)相比，基于分布式架構(gòu)及PAC技術(shù)的控制系統(tǒng)可聯(lián)合Hadoop集群安裝環(huán)境，在HBase加載模塊的基礎(chǔ)上，實現(xiàn)壓電傳感器與壓力控制回路間的氣動載荷轉(zhuǎn)換。在整個風(fēng)洞測試環(huán)境中，電傳感器所受的氣動載荷量不再成為影響飛行器艙門、艙體所受沖擊載荷作用的物理條件，更符合風(fēng)洞測試實驗的實際應(yīng)用需求。