于 璐

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

0 引言

風洞測試是一種空氣動力學實驗方法，通過在風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)對飛行器等應用類元件的空氣動力學特性研究。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，這也是風洞流場有別于其它飛行器流場的主要原因。隨著PAC技術手段的發(fā)展，傳統(tǒng)風洞測試逐漸演變成一種“自修正式風洞”處理行為，利用分布式計算機架構，粗略計算飛行器壁面處流線應有的真實形狀，使得兩端艙體壁面逐漸逼近，消除風洞邊界的真實干擾作用[2]。

由于風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、艙體在風洞中的固有振動頻率，確定結構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)值水平標準。為解決此問題，引入分布式架構及PAC技術，設計新型風洞測試及控制系統(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 風洞測試控制系統(tǒng)的分布式架構集群

風洞測試控制系統(tǒng)的分布式架構集群由Hadoop安裝環(huán)境、HBase加載模塊、壓電傳感器結構、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)行結構共同組成。在實施飛行器風洞測試的過程中，相關控制數(shù)據(jù)首先進入控制服務器，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服務器之中。分布式控制集群位于Hadoop安裝環(huán)境中部，負責生成必要的協(xié)作與配置指令，在PAC技術的支持下，飛行器氣動載荷應用量可以測試信息的形式轉存于Hive倉庫結構之中，隨SQL解析器控制能力的增強，數(shù)據(jù)倉庫內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，相關風洞測試數(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)應用包[4]。測試子系統(tǒng)是Hadoop集群安裝環(huán)境的底層應用結構，由分布式數(shù)據(jù)庫、測試控制主機兩部分組成。當飛行器風洞測試數(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)庫之間的應用連接，逐步調節(jié)控制主機內的信息轉載形式，直至Hadoop服務器能夠完全適應集群式架構主機的實用控制行為[5]。

圖1 Hadoop集群安裝環(huán)境結構圖

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)應用控制結構，以PAC客戶端作為風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)應用數(shù)據(jù)由頂層處理結構轉送至底層處理結構，以實現(xiàn)對飛行器風洞測試數(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，可在適應飛行器風洞測試數(shù)據(jù)變化規(guī)律的同時，記錄zookeeper、HBase(HA)元件內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結構體之中。HBase加載模塊內包含加載、測試、控制三類應用節(jié)點，在執(zhí)行分布式架構連接指令的過程中，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)點內的風洞數(shù)據(jù)參量必須保持由內存信息到初步測試再到應用控制的執(zhí)行流程。HDFS結構體位于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洞測試操作相關的所有分布式信息參量。

圖2 HBase加載模塊結構圖

1.3 壓電傳感器結構

風洞測試控制系統(tǒng)壓電傳感器以石英晶體作為核心搭建材料，由x0型、y0型兩種結構化主體共同組成，前者在控制執(zhí)行的過程中遵循縱向效應規(guī)律，后者在控制執(zhí)行的過程中遵循剪切效應規(guī)律。x0型壓電傳感器內部只包含負向移動電荷，飛行器控制效應力Af與測試維持力Aq始終保持相同的傳輸強度。當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型壓電傳感器內部也只包含負向移動電荷，飛行器控制效應力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，為保證整個風洞測試控制系統(tǒng)內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，轉矩力T0始終環(huán)繞在y0型壓電傳感器外側，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準。

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，當已累計風洞測試數(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)行機構直接接收飛行器載荷氣體，通過風洞測試閥門的兼性調節(jié)作用，開啟管道(被控介質)與控制傳感器與壓力傳感器間的應用連接。當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換[10]。在系統(tǒng)壓力控制子回路內，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 壓力控制子回路結構圖

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，負責控制飛行器氣源載荷的平均輸出寬度值，具備良好的調節(jié)適應性，可跟隨壓力控制子回路內的載荷量傳輸水平，更改結構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的情況下，快速對暫存于元件內部的氣源結構進行加熱，以保證風洞體邊緣的壓力負載量始終趨于穩(wěn)定。載荷導流板可有效區(qū)分飛行器氣動載荷量與風洞測試實驗的相關性，將相關性較強的參量傳輸至控制測試點，以供后續(xù)風洞測試實驗的直接應用，將相關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洞測試實驗的調節(jié)能力也逐漸增強，經(jīng)過多次適應與調整，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技術的風洞測試自適應控制

在風洞測試控制系統(tǒng)分布式架構集群的支持下，按照控制驅動程序連接、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技術的自適應型風洞測試實驗控制。

2.1 控制驅動程序

控制驅動程序中包含與風洞測試實驗相關的所有相關執(zhí)行指令，在滿足PAC技術應用需求的同時，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)行設備的支持下，控制驅動程序能解決因風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，控制驅動程序為飛行器風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)對測試設備進行初始化調度，并釋放與飛行器氣源載荷相關的控制應用資源：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動程序來識別，主設備號顯示風洞測試硬件執(zhí)行結構的待標注類型，次設備號顯示當前測試結構的占據(jù)個數(shù)[13]。在用戶需要訪問控制驅動程序的情況下，風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，必須使硬件設備文件的主、次設備號與驅動程序的注冊信息完全保持一致。

2)讀取系統(tǒng)硬件設備中的已記錄數(shù)據(jù)信息，在滿足PAC需求的前提下，將風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)行結構以字節(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動控制，再按照與各個結構主體所匹配的測試控制需求，選擇實用性相對較高的設備元件作為實驗實施主體。在多次讀取驅動后，風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)控制設備執(zhí)行出錯時，對已記錄的風洞測試實驗信息進行驅動性編碼處理：考慮到分布式架構的特殊性，PAC編碼可直接更改控制驅動程序的現(xiàn)有連接形式。在風洞測試實驗的實施過程中，所有關聯(lián)控制設備始終保持相同的應用狀態(tài)，一方面是為了調節(jié)飛行器氣源載荷的實際負載水平，另一方面可實現(xiàn)對風洞結構的區(qū)域化穩(wěn)定[14]。

2.2 多傳感器信息處理

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

1)飛行器艙門與風洞測試控制系統(tǒng)間的通信：由風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，艙門與風洞結構也需同時執(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構、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聯(lián)：風洞測試開始運行時控制系統(tǒng)傳感器元件已處于準備狀態(tài)，在獲取艙門載荷信息時，如何界定起始和終止時刻對應的氣源流場數(shù)值是得到正確風洞測試實驗結果的前提條件。

3)飛行器角度信息與氣源載荷間的關聯(lián)：由于風洞邊緣氣源載荷流場的限制，飛行器艙門旋轉角度基本呈現(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)對風洞測試控制系統(tǒng)分布式調節(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)導出等多個應用模塊，中間區(qū)域直接注明與測試實驗相關的載荷量、電壓、場強、PAC等實用信息條件。在分布式系統(tǒng)架構的支持下，飛行器艙門、艙體等結構部件所承擔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相同的電壓參量值。隨當前風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)所承擔控制壓力與實際測試電壓屬于同等級變動參量，在整個風洞結構內，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)飛行器風洞測試實驗的末尾處理環(huán)節(jié)，在分布式系統(tǒng)架構及PAC技術等應用手段的支持下，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、艙體等結構部件現(xiàn)有氣源載荷輸出水平的必要處置步驟，無關電壓強度等其它物理數(shù)值，可單純根據(jù)分布式架構內相關硬件設備元件的執(zhí)行現(xiàn)狀，確定后續(xù)風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，風洞邊緣的氣體流速也逐漸加快，可將飛行器逐漸向著風洞邊緣推進，從而影響艙門、艙體等結構所受的實際沖擊載荷作用[19]。至此，完成各項軟、硬件執(zhí)行結構的搭建，不斷調節(jié)Hadoop集群的現(xiàn)有安裝環(huán)境，實現(xiàn)基于分布式架構及PAC技術風洞測試及控制系統(tǒng)的順利應用。

3 實驗結果與分析

3.1 實驗環(huán)境及步驟

為驗證基于分布式架構及PAC技術風洞測試及控制系統(tǒng)的實際應用價值，設計如下對比實驗組。在Linux主機中模擬飛行器在風洞體中的存在狀態(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及PAC技術的控制系統(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分別為風洞測試模擬實驗圖及測試控制主機示意圖。

圖7 風洞測試模擬實驗圖

圖8 測試控制主機

在風洞測試模擬實驗環(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，在風洞測試環(huán)境下，分析3.0～9.0 C區(qū)間內，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果。

3.2 實驗結果

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，在模擬風洞測試環(huán)境中，隨著基于分布式架構及PAC技術控制系統(tǒng)的應用，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，在模擬風洞測試環(huán)境中，應用基于分布式架構及PAC技術的控制系統(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 結束語

與高速流場控制系統(tǒng)相比，基于分布式架構及PAC技術的控制系統(tǒng)可聯(lián)合Hadoop集群安裝環(huán)境，在HBase加載模塊的基礎上，實現(xiàn)壓電傳感器與壓力控制回路間的氣動載荷轉換。在整個風洞測試環(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，更符合風洞測試實驗的實際應用需求。