飛機(jī)總裝分布式網(wǎng)絡(luò)化綜合測試環(huán)境設(shè)計

熊洪睿，李 濤，羅 旋，丁 曉，譚鳳云

（1.航空工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，成都 610092；2.航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計研究所，成都 610073）

隨著航空電子設(shè)備綜合程度的提升，新一代飛機(jī)的機(jī)載系統(tǒng)架構(gòu)逐步由集中控制演變?yōu)榛诟咚倏偩€網(wǎng)絡(luò)的二級集散控制，飛機(jī)系統(tǒng)間高度交聯(lián)和耦合，數(shù)據(jù)信息量越來越大，信號數(shù)量越來越多，致使系統(tǒng)復(fù)雜度急劇提升。以F–35飛機(jī)的機(jī)載系統(tǒng)（圖1）[1]為例，飛機(jī)管理系統(tǒng)計算機(jī)作為一級控制器（如飛機(jī)管理計算機(jī)（VMC）與飛行控制計算機(jī)（BFCC）等），通過飛機(jī)管理系統(tǒng)數(shù)據(jù)總線與飛機(jī)平臺各系統(tǒng)二級控制器（如傳感器、發(fā)動機(jī)控制器、飛機(jī)接口單元（RIU）和飛行員接口單元（PIU）等）通信，驅(qū)動二級控制器控制各終端的機(jī)載成品協(xié)同工作，實現(xiàn)安全飛行。同時，飛機(jī)管理系統(tǒng)計算機(jī)掛接航空電子數(shù)據(jù)總線，為航電系統(tǒng)和任務(wù)系統(tǒng)提供飛行數(shù)據(jù)，支持任務(wù)遂行。通信信號既包含離散量和模擬量，又包含1394B、RS–422、RS–485等總線信號。各系統(tǒng)具有極強(qiáng)的相互依賴關(guān)系，使得飛機(jī)裝配集成中的系統(tǒng)試驗復(fù)雜度有所增加。

這些通信信號體現(xiàn)在飛機(jī)系統(tǒng)功能上，具有高度的相互依賴關(guān)系，使飛機(jī)生產(chǎn)制造過程中的系統(tǒng)試驗驗證工藝過程十分復(fù)雜，具體表現(xiàn)為：一方面，基于復(fù)雜機(jī)載系統(tǒng)架構(gòu)的特點，總裝階段的系統(tǒng)試驗需要通過分層級、分步驟的測試策略來驗證飛機(jī)系統(tǒng)逐步集成的功能/性能；另一方面，系統(tǒng)試驗需面向總裝生產(chǎn)任務(wù)，匹配生產(chǎn)節(jié)奏以滿足產(chǎn)品快速投放市場的需求。

傳統(tǒng)上，飛機(jī)總裝測試以分系統(tǒng)機(jī)上獨立測試為主。根據(jù)各系統(tǒng)具體特性的不同，研制架構(gòu)各異的專測設(shè)備，采用自動測試、手工測試或自動與手工相結(jié)合的方式，連接飛機(jī)實物進(jìn)行測試。這種傳統(tǒng)測試策略會造成機(jī)上試驗內(nèi)容多、隱性故障排查難、占據(jù)飛機(jī)總裝主線生產(chǎn)時間長、測試效率低下，越來越不適應(yīng)新一代飛機(jī)復(fù)雜機(jī)載系統(tǒng)的特點。如何解決制造過程中總裝測試質(zhì)量與生產(chǎn)效率的矛盾，已成為復(fù)雜系統(tǒng)裝備制造領(lǐng)域面臨的瓶頸問題之一，在新一代飛機(jī)上表現(xiàn)尤為突出。

因此，本研究將著重針對新一代飛機(jī)復(fù)雜機(jī)載系統(tǒng)的特點和總裝測試生產(chǎn)的需求開展總裝測試環(huán)境的設(shè)計，探索分布式網(wǎng)絡(luò)化測試架構(gòu)在總裝測試過程的應(yīng)用方式，以滿足系統(tǒng)功能/性能逐級集成的要求，實現(xiàn)飛機(jī)的高效批產(chǎn)。

1 飛機(jī)總裝測試特性

1.1 總裝測試內(nèi)容

飛機(jī)總裝生產(chǎn)活動主要包括結(jié)構(gòu)段件（如機(jī)翼、尾翼和起落架等）對合裝配，電纜線束、管路、航空電子設(shè)備和發(fā)動機(jī)的安裝。對裝機(jī)后的電子設(shè)備進(jìn)行系統(tǒng)測試是總裝階段的典型工藝過程，目的是驗證安裝后的機(jī)載系統(tǒng)和電氣接口的正確性與功能性符合要求?？傃b測試往往通過兩種測試類型（連接性測試和功能/性能測試）來驗證經(jīng)過物理性集成后的供電系統(tǒng)、機(jī)電系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、環(huán)控系統(tǒng)、航電系統(tǒng)及任務(wù)系統(tǒng)等機(jī)載系統(tǒng)的功能/性能是否正確[2]，具體表現(xiàn)在，測試內(nèi)容涵蓋物理量（阻抗、電壓、位移及亮度等）測量，模擬量、離散量、數(shù)字量等信號采集，界面（座艙和地面維護(hù)板）比對，以及系統(tǒng)邏輯，確保各個子系統(tǒng)/系統(tǒng)均能按照設(shè)計要求輸入/輸出標(biāo)準(zhǔn)信號，機(jī)載系統(tǒng)功能/性能完好，以及系統(tǒng)間協(xié)同工作的正確性，使飛機(jī)達(dá)到發(fā)動機(jī)開車和安全飛行的狀態(tài)。

1.2 總裝測試方法

在總裝系統(tǒng)驗證工藝過程中，縮短生產(chǎn)線上的測試時間是一個需要重點考慮的因素[3]?；谏鲜隹傃b測試內(nèi)容，需要探索兼顧測試質(zhì)量和效率的總裝測試方法。

面對這一問題，國外學(xué)者和飛機(jī)制造商一般采用兩種方法：一是基于系統(tǒng)分層級的特點，構(gòu)建了分層級的測試模式[4]。以飛機(jī)管理系統(tǒng)架構(gòu)（圖1）為例，從兩個層級對物理集成后的機(jī)載系統(tǒng)開展總裝測試。第1個層級是地面子系統(tǒng)測試，以二級控制器為核心，驗證二級控制器對各終端成品的控制和信號采集是否滿足設(shè)計要求；第2個層級是機(jī)上子系統(tǒng)間的綜合測試，檢測高速總線網(wǎng)絡(luò)通信和控制邏輯，以驗證系統(tǒng)間協(xié)同工作是否正確，從而分擔(dān)總裝機(jī)上系統(tǒng)驗證內(nèi)容，提前發(fā)現(xiàn)成品/子系統(tǒng)故障，實現(xiàn)機(jī)載系統(tǒng)逐級集成中功能/性能的驗證，確保飛機(jī)功能/性能滿足設(shè)計要求。二是采用數(shù)字化總裝功能集成測試系統(tǒng)，開展飛機(jī)系統(tǒng)交聯(lián)功能測試及全機(jī)功能測試，加快驗證飛機(jī)下線前所有系統(tǒng)是否是完整、可靠，以滿足快速生產(chǎn)的需求。如美國洛·馬公司為F–35研制的飛機(jī)綜合設(shè)施VSIF（Vehicle systems integration facility），可以采集模擬量和數(shù)字量等各種數(shù)據(jù)，是最具代表性的開放式綜合測試設(shè)備，可將F–35的年產(chǎn)量提高到100架/年以上，有效保障了F–35快速生產(chǎn)的需求[5]。

圖1 F–35飛機(jī)管理系統(tǒng)（VMS）架構(gòu)[1]Fig.1 F–35 vehicle management system architecture (VMS)[1]

而國內(nèi)，層級測試的模式正在探索建立中。李濤等[6]在研究復(fù)雜機(jī)載系統(tǒng)與總裝生產(chǎn)過程設(shè)計關(guān)系中，指出總裝測試可分為電纜測試、機(jī)械運(yùn)動測試、電源測試和功能測試，并給出對應(yīng)的測試建議。曾亮亮等[7]在機(jī)載系統(tǒng)測試性設(shè)計體系研究中，提到因未銜接與協(xié)調(diào)好系統(tǒng)層測試和成品層測試，導(dǎo)致部分測試需求缺失，機(jī)載故障診斷能力差。但實際工程中，層級測試尚未得到很好的應(yīng)用，仍主要采用以分系統(tǒng)機(jī)上獨立測試的方式，依次單獨對供電系統(tǒng)、機(jī)電系統(tǒng)和飛控系統(tǒng)等機(jī)載系統(tǒng)進(jìn)行機(jī)上測試，開展小范圍系統(tǒng)的綜合測試，具體流程如圖2所示。測試內(nèi)容既包括成品阻抗、電壓與亮度等物理量測試，也涵蓋信號采集和系統(tǒng)邏輯等系統(tǒng)間的綜合測試，尤其是一些屬于單個成品性能的測試，也需占據(jù)機(jī)上主線工作時間再次驗證，且常出現(xiàn)電壓超差和成品間匹配性等問題。以某型機(jī)飛管/飛控系統(tǒng)試驗為例，需要開展飛行員接口單元子系統(tǒng)、舵面綜合控制子系統(tǒng)等6個項目共計94項系統(tǒng)試驗，機(jī)上故障率高，占據(jù)大量生產(chǎn)線的時間。

圖2 總裝測試流程圖Fig.2 Final assembly test flow

在測試系統(tǒng)研制方面，國內(nèi)部分公司雖已開展相關(guān)研究，但大多處于設(shè)備驗證階段，或側(cè)重于總裝測試數(shù)據(jù)融合處理，尚未形成一套用于飛機(jī)總裝生產(chǎn)現(xiàn)場的從測試到數(shù)據(jù)分析的閉環(huán)測試系統(tǒng)。比如廣州新航公司集成先進(jìn)總線技術(shù)、虛擬仿真技術(shù)和綜合測試技術(shù)，研制出下一代自動試驗設(shè)備產(chǎn)品[8]。韓冰等[9]提出基于REST架構(gòu)的總裝階段飛控測試數(shù)據(jù)集成，研發(fā)了一種基于表述性狀態(tài)轉(zhuǎn)移架構(gòu)的多元異構(gòu)數(shù)據(jù)集成服務(wù)。當(dāng)前主機(jī)廠總裝專測設(shè)備仍相互獨立，缺少信息交互，往往形成“數(shù)據(jù)孤島”，無法有效挖掘系統(tǒng)間數(shù)據(jù)的相關(guān)性，很難實現(xiàn)利用數(shù)據(jù)進(jìn)行快速故障定位，導(dǎo)致系統(tǒng)試驗時間延長。因此，國內(nèi)總裝測試周期普遍較長，無法到達(dá)產(chǎn)品快速投放市場的要求。

1.3 問題與差距

對比飛機(jī)復(fù)雜機(jī)載系統(tǒng)架構(gòu)的總裝測試，國內(nèi)在工程應(yīng)用方面與國外存在較大的差距，主要體現(xiàn)在： （1）沒有清晰的總裝測試層級，所有的測試內(nèi)容均在整機(jī)平臺上完成，機(jī)上測試壓力過大，機(jī)上故障率高，無法滿足快速生產(chǎn)的要求； （2）測試環(huán)境仍以分系統(tǒng)機(jī)上獨立測試為主，集成度低，排查故障難； （3）測試數(shù)據(jù)未能互通互聯(lián)，無法有效挖掘測試數(shù)據(jù)價值和研究總裝系統(tǒng)指標(biāo)分配方法。

2 總裝分布式網(wǎng)絡(luò)化綜合測試環(huán)境設(shè)計

基于總裝測試特點的分析，總裝測試可分為機(jī)外子系統(tǒng)測試和機(jī)載系統(tǒng)測試，實現(xiàn)“機(jī)外測試–機(jī)上測試”的總裝分層級測試模式，有望縮短總裝機(jī)上主線測試周期。機(jī)外子系統(tǒng)測試作為一種對子系統(tǒng)驗證的方法，將不同機(jī)載成品組成的子系統(tǒng)移至機(jī)外開展試驗，通過測量不依賴于機(jī)載環(huán)境（電源和液壓等）的物理量、功能/性能與故障邏輯，驗證子系統(tǒng)的功能/性能和協(xié)同工作狀態(tài)。機(jī)載系統(tǒng)測試作為對整機(jī)系統(tǒng)功能/性能和協(xié)同工作狀態(tài)的驗證，通過測試依賴于機(jī)載環(huán)境的科目，測量依靠整機(jī)定位的位置，分析機(jī)載總線數(shù)據(jù)，以保證整機(jī)系統(tǒng)協(xié)同工作的正確性。

如何使兩個測試環(huán)境相輔相成，打破“數(shù)據(jù)孤島”現(xiàn)狀，是確保測試質(zhì)量和測試效率的基礎(chǔ)，其有效方式是綜合應(yīng)用計算機(jī)技術(shù)和通信技術(shù)搭建綜合測試環(huán)境，進(jìn)行分布式網(wǎng)絡(luò)化測試技術(shù)研究[10–14]，實現(xiàn)數(shù)據(jù)共享，可對被測對象的測試進(jìn)行全方位追蹤和評價，從而解決總裝測試與生產(chǎn)效率的矛盾，實現(xiàn)復(fù)雜系統(tǒng)裝備制造過程中質(zhì)量和產(chǎn)量的兼顧，如圖3所示。

圖3 整機(jī)測試與評價Fig.3 Aircraft system test and evluation

隨著飛機(jī)系統(tǒng)集成測試技術(shù)的迅速發(fā)展，以及標(biāo)準(zhǔn)接口半自動/自動測試設(shè)備的不斷完善，一些國內(nèi)外的廠商研發(fā)了測試效果良好的飛機(jī)集成測試平臺。比如空客A380飛行試驗數(shù)據(jù)采集網(wǎng)（vNET）的系統(tǒng)[15]，采用了基于網(wǎng)絡(luò)的4層體系結(jié)構(gòu)，通過以太網(wǎng)交換機(jī)完成各傳感器單元的數(shù)據(jù)采集、傳輸和整合，并根據(jù)需求將數(shù)據(jù)發(fā)送給數(shù)據(jù)處理、記錄和遙測設(shè)備；北京潤科通用公司采用通用化、模塊化和綜合化的思路，基于標(biāo)準(zhǔn)的以太網(wǎng)通信協(xié)議，設(shè)計了分布式網(wǎng)絡(luò)化可擴(kuò)展的柔性測試架構(gòu)的集成測試環(huán)境。分布式網(wǎng)絡(luò)化開放性的機(jī)載測試環(huán)境將成為主流。

2.1 總體架構(gòu)設(shè)計

以某型飛機(jī)為例，其通信架構(gòu)如圖4所示，飛機(jī)系統(tǒng)主要由飛機(jī)平臺系統(tǒng)和任務(wù)系統(tǒng)組成。飛機(jī)平臺系統(tǒng)則以飛行管理計算機(jī)/飛行控制計算機(jī)為核心，構(gòu)建1394B總線網(wǎng)絡(luò)，飛行員接口單元、舵機(jī)控制器（ISAC）和遠(yuǎn)程接口單元等主要二級控制器均作為1394B的遠(yuǎn)程子節(jié)點，控制和采集各自后端成品，實現(xiàn)飛機(jī)平臺系統(tǒng)的通信。任務(wù)系統(tǒng)則以核心處理機(jī)（ICP）為核心，構(gòu)建光纖和1394B網(wǎng)絡(luò)，集中控制和采集各個任務(wù)系統(tǒng)信號。VMC/BFCC和ICP通過1394B總線互通，以實現(xiàn)飛機(jī)平臺系統(tǒng)和任務(wù)平臺系統(tǒng)的交聯(lián)。

圖4 系統(tǒng)通信架構(gòu)Fig.4 System communication architecture

針對上述飛機(jī)系統(tǒng)通信架構(gòu)，基于機(jī)外子系統(tǒng)測試內(nèi)容和機(jī)載系統(tǒng)測試內(nèi)容，設(shè)計總裝分布式網(wǎng)絡(luò)化綜合測試環(huán)境[16]，從子系統(tǒng)測試和整機(jī)測試兩個維度驗證機(jī)載系統(tǒng)功能/性能的正確性和完整性?？傃b分布式網(wǎng)絡(luò)化綜合測試環(huán)境主要由機(jī)外子系統(tǒng)測試平臺和機(jī)上整機(jī)測試平臺組成，充分利用信息化手段，融入基于整機(jī)研制過程的網(wǎng)絡(luò)化測試體系，其總體架構(gòu)如圖5所示。

圖5 總裝分布式網(wǎng)絡(luò)化綜合測試環(huán)境總體架構(gòu)Fig.5 Overall structure of distribted and networked comprehensive test environment for final assembly

2.2 機(jī)外子系統(tǒng)測試平臺架構(gòu)

基于飛機(jī)系統(tǒng)特點，機(jī)外子系統(tǒng)的測試以總線環(huán)設(shè)備為中心向后端成品輻射，采用“控制節(jié)點–測試節(jié)點”的架構(gòu)，綜合模擬機(jī)外子系統(tǒng)工作的必要條件，提供激勵信號，在機(jī)外驗證子系統(tǒng)協(xié)同工作的正確性。其結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖6 機(jī)外子系統(tǒng)測試平臺結(jié)構(gòu)圖Fig.6 External subsystem test platform structure diagram

在圖5中，輔助信號模擬設(shè)備給VMC提供正常工作所需的信號，如輪載信號等。總線數(shù)據(jù)記錄設(shè)備記錄試驗過程中的總線數(shù)據(jù)，并將數(shù)據(jù)傳輸給數(shù)據(jù)分析及處理計算機(jī)。VMC/仿真CC模塊既可在開展單個總線節(jié)點及其后端成品的子系統(tǒng)聯(lián)試時，模擬VMC通信，控制總線節(jié)點及其后端成品，又可連接VMC實物，驗證整個總線環(huán)上設(shè)備的功能/性能。斷線箱作為仿真與實物切換的中轉(zhuǎn)設(shè)備，既可完成成品缺件下的子系統(tǒng)測試，又可實現(xiàn)成品在環(huán)下的信號實時采集，并將采集的數(shù)據(jù)傳輸給數(shù)據(jù)分析及處理計算機(jī)。仿真控制計算機(jī)承擔(dān)管理與控制仿真計算機(jī)的功能，實時顯示仿真計算機(jī)反饋的數(shù)據(jù)。數(shù)據(jù)分析及處理計算機(jī)用于記錄所有試驗數(shù)據(jù)，并形成數(shù)據(jù)庫，可供其他終端設(shè)備訪問查詢數(shù)據(jù)。

通過機(jī)外子系統(tǒng)的測試，充分全面驗證子系統(tǒng)功能/性能的正確性，可以減少機(jī)上測試內(nèi)容，降低機(jī)上測試故障。

2.3 機(jī)上整機(jī)測試平臺架構(gòu)

為保證機(jī)外測試與機(jī)上測試架構(gòu)的兼容性和擴(kuò)展性，機(jī)上整機(jī)測試平臺也由測試節(jié)點和控制節(jié)點組成，測試節(jié)點由斷線箱和仿真計算機(jī)（即測試節(jié)點）組成，統(tǒng)一安置于飛機(jī)附近。控制節(jié)點由一臺或多臺控制計算機(jī)（即控制節(jié)點）組成，集中在控制區(qū)中。控制節(jié)點和測試節(jié)點可通過以太網(wǎng)連接通信，最終組成機(jī)載測試環(huán)境。其架構(gòu)如圖7所示。

圖7 機(jī)上整機(jī)測試平臺架構(gòu)Fig.7 Airborne test platform architecture

其測試環(huán)境的原理為，將機(jī)載系統(tǒng)進(jìn)行區(qū)域劃分，以區(qū)域主控設(shè)備或主輸入/輸出設(shè)備為核心節(jié)點，通過斷連箱接入仿真測試環(huán)境，在仿真計算機(jī)配置多種通信接口測試信號，包含1394B、RS422等機(jī)載主用通信信號，構(gòu)建局域網(wǎng)絡(luò)，傳輸數(shù)據(jù)和指令，在上位機(jī)統(tǒng)一處理、記錄和分析，實現(xiàn)機(jī)載飛控系統(tǒng)分布式網(wǎng)絡(luò)化自動測試。單一測試節(jié)點、控制節(jié)點與機(jī)載設(shè)備的連接結(jié)構(gòu)如圖8所示。

圖8 測試設(shè)備連接結(jié)構(gòu)圖Fig.8 Test equipment connection structure diagram

通過機(jī)上整機(jī)測試，驗證物理集成后機(jī)載系統(tǒng)功能的完好性及系統(tǒng)間協(xié)同工作的正確性，避免安裝問題帶來的功能降級或喪失，從而全面檢測裝配集成后飛機(jī)的功能/性能。

3 總裝分布式網(wǎng)絡(luò)化綜合測試環(huán)境應(yīng)用

3.1 應(yīng)用案例介紹

針對基于高速總線網(wǎng)絡(luò)的集散式復(fù)雜機(jī)載系統(tǒng)特點，飛機(jī)管理系統(tǒng)同時具備物理性集成與功能性集成，測試信號既包括較多的離散信號和模擬信號測試，又包含基于總線的數(shù)字信號測試和邏輯驗證，而航電任務(wù)系統(tǒng)則主要開展基于總線的數(shù)字信號測試。因此，本研究將飛機(jī)管理系統(tǒng)作為典型應(yīng)用案列，驗證總裝分布式網(wǎng)絡(luò)化綜合測試環(huán)境的可行性。

以某型飛機(jī)的飛管/飛控系統(tǒng)為試點，構(gòu)建總裝分布式網(wǎng)絡(luò)化綜合測試環(huán)境，設(shè)計飛管/飛控集成控制系統(tǒng)、飛管/飛控系統(tǒng)機(jī)載測試平臺和飛管/飛控系統(tǒng)機(jī)外測試平臺，如圖9所示。飛管/飛控集成測試系統(tǒng)實現(xiàn)對機(jī)外測試環(huán)境和機(jī)載測試環(huán)境的遠(yuǎn)程控制、試驗設(shè)備配電管理、試驗構(gòu)型管理、試驗數(shù)據(jù)智能管理及試驗狀態(tài)監(jiān)控展示；飛管/飛控系統(tǒng)機(jī)載測試平臺主要實現(xiàn)飛管/飛控系統(tǒng)及部件的機(jī)上性能檢測工作，如飛行員接口單元子系統(tǒng)、舵面綜合控制子系統(tǒng)、飛管/飛控系統(tǒng)綜合，以確保其有效工作；飛管/飛控系統(tǒng)機(jī)外測試平臺實現(xiàn)裝機(jī)前飛管/飛控系統(tǒng)各子系統(tǒng)測試，主要以全尺寸實物方式對PIU和ISAC進(jìn)行子系統(tǒng)級綜合，驗證飛管/飛控系統(tǒng)在各子系統(tǒng)發(fā)生故障時的系統(tǒng)性能及響應(yīng)，支持整機(jī)地面試驗和飛行中遇到的問題排查。

圖9 飛管/飛控系統(tǒng)綜合測試平臺架構(gòu)圖Fig.9 Architecture diagram of flight control system integrated test platforom

飛管/飛控集成測試系統(tǒng)、飛管/飛控機(jī)外測試環(huán)境和飛管/飛控機(jī)載測試環(huán)境通過KVM以太網(wǎng)、試驗以太網(wǎng)、試驗數(shù)據(jù)光纖網(wǎng)絡(luò)和反射內(nèi)存光纖網(wǎng)絡(luò)相連，實現(xiàn)飛管/飛控集成測試系統(tǒng)對機(jī)外測試環(huán)境和機(jī)載測試環(huán)境的控制與監(jiān)控，以及試驗數(shù)據(jù)傳輸。

用戶在飛管/飛控集成測試系統(tǒng)進(jìn)行操作，KVM以太網(wǎng)絡(luò)將操作信號（USB和視頻信號）轉(zhuǎn)換為數(shù)字TCP/IP網(wǎng)絡(luò)協(xié)議，機(jī)外測試環(huán)境和機(jī)載測試環(huán)境的KVM主機(jī)將TCP/IP網(wǎng)絡(luò)協(xié)議轉(zhuǎn)換為對應(yīng)的指令，操作前端的控制計算機(jī)（ITF），如圖10所示。

圖10 KVM以太網(wǎng)絡(luò)Fig.10 KVM ethernet

試驗以太網(wǎng)絡(luò)實現(xiàn)對測試中心內(nèi)計算機(jī)、機(jī)載/機(jī)外測試平臺前端綜合測試設(shè)備中的程控PDU、計算機(jī)、5766電源和模型系統(tǒng)的綜合管理，試驗管理系統(tǒng)服務(wù)器能夠根據(jù)不同的試驗構(gòu)型對構(gòu)型中的用電設(shè)備實現(xiàn)上下電順序控制，打開或關(guān)閉計算機(jī)上的應(yīng)用軟件，向應(yīng)用軟件發(fā)送構(gòu)型信息。同時，試驗管理系統(tǒng)服務(wù)器能監(jiān)控構(gòu)型內(nèi)的計算機(jī)和應(yīng)用軟件狀態(tài)，如在線、下線和故障等。

試驗數(shù)據(jù)光纖網(wǎng)絡(luò)實現(xiàn)試驗數(shù)據(jù)管理系統(tǒng)（服務(wù)器）與采集終端（FTI）和分析終端（數(shù)據(jù)分析/監(jiān)控計算機(jī)）之間的試驗數(shù)據(jù)傳輸。反射內(nèi)存光纖網(wǎng)絡(luò)實現(xiàn)關(guān)鍵試驗參數(shù)的實時監(jiān)控，前端綜合測試設(shè)備中的ITF/FIT計算機(jī)將試驗設(shè)備信息和1394總線數(shù)據(jù)寫入到反射內(nèi)存網(wǎng)絡(luò)中，試驗環(huán)境監(jiān)控服務(wù)器從反射內(nèi)存網(wǎng)絡(luò)讀取需要的數(shù)據(jù)，經(jīng)過試驗環(huán)境監(jiān)控軟件解析和仿真模型計算后，將數(shù)據(jù)以圖形化的方式展現(xiàn)出來。

飛管/飛控機(jī)外測試環(huán)境由飛行員操縱單元前端綜合測試設(shè)備、電動油門前端綜合測試設(shè)備、舵面控制系統(tǒng)前端綜合測試設(shè)備和舵面機(jī)械液壓試驗環(huán)境組成。飛管/飛控機(jī)載測試環(huán)境由飛管/飛控計算機(jī)前端綜合測試設(shè)備、飛行員操縱單元前端綜合測試設(shè)備、電動油門前端綜合測試設(shè)備和舵面控制系統(tǒng)前端綜合測試設(shè)備組成。兩個測試環(huán)境里各前端綜合測試設(shè)備的控制計算機(jī)、數(shù)據(jù)記錄計算機(jī)及電子斷線控制計算機(jī)由飛管/飛控集成控制系統(tǒng)的操作席通過KVM以太網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行遠(yuǎn)程操作。控制計算機(jī)和電子斷線控制計算機(jī)通過試驗以太網(wǎng)與測試前端工控機(jī)通信，控制與被測對象或機(jī)載成品進(jìn)行通信。

以飛管/飛控機(jī)上測試環(huán)境的飛行員操縱單元前端綜合測試設(shè)備為例，如圖11所示，試驗狀態(tài)綜合管理系統(tǒng)通過試驗以太網(wǎng)控制飛行員操縱單元前端綜合測試設(shè)備上電和構(gòu)型管理。飛行員操縱單元控制席通過KVM以太網(wǎng)控制電子斷線控制計算機(jī)、前端測試設(shè)備控制計算機(jī)和數(shù)據(jù)解析計算機(jī)，通過試驗以太網(wǎng)控制測試工控機(jī)（PXI設(shè)備等）實現(xiàn)與被測對象/機(jī)載成品進(jìn)行通信。

圖11 飛行員操縱單元前端綜合測試設(shè)備連接關(guān)系圖Fig.11 Connection diagram of pilot control unit comprehensive test equipment

3.2 初步應(yīng)用結(jié)果

通過在飛管/飛控系統(tǒng)上的應(yīng)用，形成了“機(jī)外測試–機(jī)上測試”的試驗?zāi)Ｊ?，提高了總裝飛管/飛控系統(tǒng)測試效率，縮短了總裝生產(chǎn)測試周期。與傳統(tǒng)上飛管/飛控系統(tǒng)試驗相比，其具體表現(xiàn)如下。

（1）分擔(dān)機(jī)上測試壓力，將總裝機(jī)上測試的94個試驗科目減少到45個試驗科目，具體如表1所示，機(jī)上測試內(nèi)容減少52%，極大縮短了機(jī)上測試周期。

表1 飛管/飛控系統(tǒng)總裝整機(jī)平臺測試科目Table 1 Flight control and management system final assembly platform test subjects

（2）通過機(jī)外子系統(tǒng)測試，發(fā)現(xiàn)多起飛管/飛控系統(tǒng)成品問題，有效將機(jī)上測試的成品故障率降低60%，且機(jī)上排故效率提高89%。

（3）實現(xiàn)機(jī)外測試數(shù)據(jù)和機(jī)載測試數(shù)據(jù)的互聯(lián)互通，建立了飛管/飛控系統(tǒng)試驗數(shù)據(jù)庫，為研究系統(tǒng)指標(biāo)分配和故障診斷模型奠定了基礎(chǔ)。

4 結(jié)論

本研究面向新一代飛機(jī)復(fù)雜機(jī)載系統(tǒng)架構(gòu)的特點，構(gòu)建和應(yīng)用了兼顧系統(tǒng)集成特點、匹配總裝生產(chǎn)需求的測試策略，較好地解決了傳統(tǒng)測試架構(gòu)無法同時滿足機(jī)載系統(tǒng)功能/性能逐級集成測試需求和高效批產(chǎn)需求的問題。針對不同層級的測試內(nèi)容，結(jié)合分布式網(wǎng)絡(luò)化測試技術(shù)，設(shè)計了一種總裝分布式網(wǎng)絡(luò)化綜合測試環(huán)境，通過以太網(wǎng)集中控制分布在不同層級的測試前端，提前發(fā)現(xiàn)成品/子系統(tǒng)的問題，分擔(dān)機(jī)上測試壓力和周期占用。同時，該測試架構(gòu)環(huán)境支持各層級間數(shù)據(jù)的互通互聯(lián)，挖掘測試數(shù)據(jù)的價值，實現(xiàn)不同層級的測試參數(shù)跟蹤和相關(guān)性分析，提高故障排查效率，為研究系統(tǒng)工程中系統(tǒng)指標(biāo)分配標(biāo)準(zhǔn)提供數(shù)據(jù)。本研究以飛管飛控系統(tǒng)總裝測試為例，驗證了新構(gòu)建的總裝分布式網(wǎng)絡(luò)化綜合測試環(huán)境的可行性，成功在某型飛機(jī)總裝生產(chǎn)線運(yùn)用，有效縮短了飛管/飛控系統(tǒng)總裝測試周期。

下一步工作將基于該飛管/飛控系統(tǒng)總裝分布式網(wǎng)絡(luò)化綜合測試平臺，擴(kuò)展到供電系統(tǒng)、機(jī)電系統(tǒng)、航電系統(tǒng)和任務(wù)系統(tǒng)的測試，構(gòu)建整機(jī)系統(tǒng)總裝分布式網(wǎng)絡(luò)化測試環(huán)境，實現(xiàn)全機(jī)機(jī)載系統(tǒng)協(xié)同工作的測試，并研究系統(tǒng)指標(biāo)分配標(biāo)準(zhǔn)。