李 偉

（中國(guó)商飛試飛中心，上海 200232）

基于小波理論的電傳飛機(jī)飛控系統(tǒng)試飛數(shù)據(jù)預(yù)處理

李 偉

（中國(guó)商飛試飛中心，上海 200232）

隨著科技的不斷發(fā)展，電傳控制已成為民用客機(jī)的標(biāo)配。為驗(yàn)證電傳飛機(jī)滿足適航條款及航行運(yùn)營(yíng)需要，民用飛機(jī)申請(qǐng)人需采用不同的驗(yàn)證手段，其中，試飛是非常重要的驗(yàn)證手段之一。飛行控制系統(tǒng)作為飛機(jī)的重要子系統(tǒng)，其試飛主要驗(yàn)證飛行控制系統(tǒng)的功能及性能等。而試飛數(shù)據(jù)作為驗(yàn)證適航條款的依據(jù)，經(jīng)常受到噪聲污染。同時(shí)，試飛時(shí)還會(huì)受到氣流等干擾因素影響，嚴(yán)重影響飛控系統(tǒng)的性能驗(yàn)證。基于小波理論，消除了試飛數(shù)據(jù)中的噪聲。試驗(yàn)結(jié)果表明，經(jīng)數(shù)據(jù)處理后的試飛數(shù)據(jù)完美驗(yàn)證了飛行控制系統(tǒng)的性能。

電傳控制，小波降噪，試飛

電傳控制系統(tǒng)是以多功能計(jì)算機(jī)為中心，由傳感器、阻尼器、液壓或電動(dòng)作動(dòng)器等通過電纜或光纜組成，并通過控制舵面對(duì)飛機(jī)飛行姿態(tài)實(shí)施控制的一套系統(tǒng)[1]。1984年，歐洲空中客車公司率先研制出了真正意義上的電傳飛機(jī)A320，標(biāo)志著民用飛機(jī)進(jìn)入了電傳控制的新時(shí)代，隨后，以A340、A350、A380、SSJ-100、CRJ系列、B777、B787、ERJ為代表的一大批先進(jìn)民用電傳控制飛機(jī)不斷涌現(xiàn)[2]。目前，電傳給型控制系統(tǒng)已成為現(xiàn)代主流民用飛機(jī)的標(biāo)配，尤其是隨著科技的迅速發(fā)展，數(shù)字電傳開始逐步代替模擬電傳，并成為評(píng)價(jià)民用飛機(jī)先進(jìn)性的重要指標(biāo)。

飛機(jī)的設(shè)計(jì)、制造，以及試飛是飛機(jī)研制的三大支柱。其中，試飛是備受關(guān)注的一個(gè)環(huán)節(jié)。現(xiàn)代飛機(jī)的試飛周期占型號(hào)驗(yàn)證周期的一半以上。飛行控制系統(tǒng)試飛主要驗(yàn)證飛行控制系統(tǒng)的功能及性能是否滿足系統(tǒng)設(shè)計(jì)需求及適航條款，其主要依據(jù)就是飛行試驗(yàn)獲得的試飛數(shù)據(jù)，其中，性能試驗(yàn)對(duì)試飛數(shù)據(jù)的要求更高。民用電傳客機(jī)的主要性能指標(biāo)包括舵面的極限偏度、舵面的啟動(dòng)閾值、舵面的延遲時(shí)間等。

雖然飛行試驗(yàn)是驗(yàn)證飛行控制系統(tǒng)最可靠的方法，但是飛行試驗(yàn)中受到的干擾因素很多，很容易產(chǎn)生噪聲數(shù)據(jù)。噪聲數(shù)據(jù)的產(chǎn)生，會(huì)影響飛行控制性能指標(biāo)的驗(yàn)證，尤其是對(duì)于小幅值的指標(biāo)。例如，某民用飛機(jī)飛行控制舵面的啟動(dòng)閾值幅值一般小于0.5o，如果噪聲數(shù)據(jù)幅值大于0.1o，就會(huì)嚴(yán)重影響飛行控制性能驗(yàn)證。同時(shí)，根據(jù)民用電傳飛機(jī)控制律，當(dāng)飛機(jī)受到氣流擾動(dòng)后，飛機(jī)控制律會(huì)產(chǎn)生相應(yīng)的操縱指令，控制飛機(jī)系統(tǒng)舵面偏轉(zhuǎn)，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的平穩(wěn)飛行。在試飛時(shí)，可以避免氣流較大的試飛空域，但是較小的氣流擾動(dòng)難以避免。若為了避免較小的氣流擾動(dòng)重復(fù)試飛動(dòng)作，就會(huì)增加額外試飛成本。因此，對(duì)試飛數(shù)據(jù)中的干擾源及信號(hào)源進(jìn)行分離，具有很高的現(xiàn)實(shí)及經(jīng)濟(jì)意義。

對(duì)于數(shù)據(jù)的噪聲剔除及信號(hào)源分離，國(guó)內(nèi)外很多學(xué)者開展了大量研究，也取得了很多成果[3～6]，但在民用飛機(jī)試飛領(lǐng)域，由于國(guó)內(nèi)民用飛機(jī)試飛起步較晚，目前在此方面的研究成果較少。本文主要采用小波理論開展噪聲剔除、獨(dú)立數(shù)據(jù)源的分離，以對(duì)電傳飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行分析、研究。

1 噪聲剔除

由于試飛環(huán)境的特殊性，試飛中會(huì)受到各種外部干擾因素的影響，導(dǎo)致試飛數(shù)據(jù)中含有大量噪聲信號(hào)，影響試飛數(shù)據(jù)驗(yàn)證。根據(jù)某民用飛機(jī)的試飛數(shù)據(jù)，飛行控制系統(tǒng)主要參數(shù)的采集頻率為32Hz，經(jīng)分析，其噪聲源主要為高頻信號(hào)，因此，本文采用小波分析法進(jìn)行試飛數(shù)據(jù)噪聲的剔除。

小波轉(zhuǎn)換（Wavelet Transform）是指用有限長(zhǎng)及衰減速度較快的振蕩信號(hào)（母小波）來代替原始數(shù)據(jù)[3]。小波變換是將時(shí)間及頻率相結(jié)合的時(shí)頻分析方法，經(jīng)小波變換后可以得到不同頻率范圍的信號(hào)，對(duì)含有工頻噪聲的原始信號(hào)進(jìn)行小波變換，可以實(shí)現(xiàn)信號(hào)的噪聲剔除。

門限法降噪是基于小波變換的一種多分辨率分析方法。帶有噪聲的原始信號(hào)經(jīng)過小波變換可以實(shí)現(xiàn)多分辨率的逐級(jí)分解，隨著小波變換尺度的增加，噪聲信號(hào)的幅值逐漸降低，而需要重點(diǎn)關(guān)注的信號(hào)則會(huì)越來越占據(jù)主導(dǎo)地位。因此，通過確定合適的門限值，可以實(shí)現(xiàn)信號(hào)去噪的目的。小波變換的主要步驟有：選擇合適的小波基、選擇合適的分解尺寸、閾值確定、閾值函數(shù)選取、確定小波基分解系數(shù)及小波重構(gòu)。不同的小波基具有不同的特征，如表1所示。

表1 6種小波基的特征

由飛行控制系統(tǒng)信號(hào)噪聲的特征可知，小波基必須具備3個(gè)特征：正則性、正交及對(duì)稱。由表1可知，滿足此3個(gè)特征要求的小波基有sym N、bior Nr.Nd，以及coif N。電傳飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)的采樣頻率一般為32Hz，根據(jù)小波分解特點(diǎn)，選擇sym N小波基對(duì)其進(jìn)行分解，對(duì)比分析某電傳飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)的參數(shù)需求，對(duì)其進(jìn)行5層分解，如圖1所示。

目前，閾值確定主要有兩類方法，一類是常規(guī)法，一類是自適應(yīng)法，其中：

常規(guī)法：

自適應(yīng)法：

其中，N為實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)數(shù)目，σ為數(shù)據(jù)方差，j為參數(shù)，wj,k為尺度水平j(luò)的第k點(diǎn)的小波系數(shù)。

對(duì)飛行控制系統(tǒng)的噪聲信號(hào)進(jìn)行小波分解，其結(jié)果如圖2所示。

目前，對(duì)于噪聲處理，一般選用自適應(yīng)法。采集一組側(cè)桿的試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行噪聲剔除，其結(jié)果如圖3所示。

由上圖可知，試飛數(shù)據(jù)中的高頻噪聲信號(hào)基本已被過濾掉，達(dá)到了降噪目的。

2 飛行控制系統(tǒng)性能校核

為了驗(yàn)證噪聲剔除，以及數(shù)據(jù)源分離算法的效率，選擇飛行控制系統(tǒng)研發(fā)試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行飛行控制系統(tǒng)性能指標(biāo)計(jì)算，并對(duì)比分析數(shù)據(jù)處理前后性能指標(biāo)的差異。以某民用電傳飛機(jī)的飛行控制系統(tǒng)為例，研發(fā)試飛階段主要驗(yàn)證的飛行控制系統(tǒng)性能包括桿到舵面的增益、飛行控制系統(tǒng)舵面的響應(yīng)延遲時(shí)間等。

2.1 舵面的響應(yīng)延遲時(shí)間

采集一組副翼舵面的控制指令及其實(shí)際位置，計(jì)算延遲時(shí)間，如圖4所示。

圖4（a）為未經(jīng)過數(shù)據(jù)處理的結(jié)果，圖4（b）為經(jīng)過數(shù)據(jù)處理后的結(jié)果。圖中相同偏度的舵面指令位置與舵面實(shí)際偏度對(duì)應(yīng)的時(shí)間差（t1與t2對(duì)應(yīng)的時(shí)間差）即為舵面延遲時(shí)間，可以采用以下公式計(jì)算舵面的延遲時(shí)間：

其中，Td為舵面指令的延遲時(shí)間；m為所選取的試飛數(shù)據(jù)點(diǎn)的數(shù)量。

由圖4可知，雖然圖4（a）也可以計(jì)算出舵面的響應(yīng)延遲時(shí)間，但是舵面與擬合曲線的誤差較大，曲線平滑度不好，即公式中的t2,i-t1,i的誤差變大；而圖4（b）中的試飛數(shù)據(jù)，其曲線平滑度較好，相應(yīng)的擬合曲線的誤差較小。選取50組經(jīng)過數(shù)據(jù)處理及未經(jīng)過處理的試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析，未經(jīng)數(shù)據(jù)處理的試飛數(shù)據(jù)計(jì)算結(jié)果為：Td,m1=0.147s（均值），Td,std1=0.0483（均方差）；經(jīng)數(shù)據(jù)處理后的結(jié)果為Td,m1=0.142s，Td,std1=0.0045。

2.2 桿到舵面的增益

對(duì)于桿到舵面的增益，與飛行控制系統(tǒng)的模式有關(guān)。某民用電傳飛機(jī)共有3種模式，不同模式下桿到舵面的增益不同。正常情況下，桿到舵面的增益不是固定值，隨襟縫翼構(gòu)型、飛機(jī)空速等改變。但喪失這些信號(hào)后，增益可能僅隨襟縫翼構(gòu)型改變，其增益為固定值。本文以增益僅隨襟縫翼構(gòu)型變化為例，其計(jì)算公式如下：

其中，Gd為桿到舵面增益，δi為舵面實(shí)際偏度，δssu為經(jīng)整形后的桿的控制指令。

由前文可知，桿的控制指令容易受到氣流等因素引起的控制指令干擾。采集50組側(cè)桿指令及升降舵偏度，計(jì)算不經(jīng)過數(shù)據(jù)處理及經(jīng)過數(shù)據(jù)處理后的增益，并與設(shè)計(jì)的理論值進(jìn)行比較，如圖5所示。

該飛機(jī)整形后側(cè)桿俯仰控制指令與升降舵增益理論值為0.683，未經(jīng)過數(shù)據(jù)處理及經(jīng)過數(shù)據(jù)處理后的增益值的均值分別為0.6728及0.6798。由t檢測(cè)結(jié)果可知，未經(jīng)數(shù)據(jù)處理的增益與理論增益相比，其結(jié)果偏小，具有統(tǒng)計(jì)學(xué)意義上的差異（t1=7.518，P1=0.000＜0.05）。而經(jīng)數(shù)據(jù)處理后的增益與理論增益相比，其結(jié)果不存在統(tǒng)計(jì)學(xué)意義上的差異

3 結(jié)束語(yǔ)

針對(duì)民用電傳飛機(jī)試飛數(shù)據(jù)，采用小波降噪進(jìn)行了預(yù)處理。試驗(yàn)結(jié)果表明，經(jīng)預(yù)處理后的試飛數(shù)據(jù)消除了噪聲的污染，降低了外部因素對(duì)試飛數(shù)據(jù)的影響。通過對(duì)飛行控制系統(tǒng)相關(guān)性能指標(biāo)的計(jì)算，利用未進(jìn)行處理的試飛數(shù)據(jù)計(jì)算獲得的飛行控制系統(tǒng)指標(biāo)，部分指標(biāo)不滿足飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)要求，需要進(jìn)行后續(xù)試飛結(jié)果分析；而基于預(yù)處理后的試飛數(shù)據(jù)計(jì)算獲得的飛行控制系統(tǒng)性能指標(biāo)滿足設(shè)計(jì)要求，減少了后續(xù)工作量，提高了試飛效率，降低了試飛成本。

1 張亮, 葛志浩, 董新民. 基于MATLAB的電傳控制系統(tǒng)仿真與分析[J]. 電光與控制, 2005, 12(5)∶ 54～57

2 楊菊平, 陳益. 民用飛機(jī)飛控計(jì)算機(jī)的現(xiàn)狀與展望[J]. 航空計(jì)算計(jì)算, 2007, 37(5)∶ 131～134

3 Starck J L, Siebenmorgen R, Gredel R. Spectral analysis using the wavelet transform[J]. The Astrophysical Journal, 1997, 482 (2)∶ 1011～1020

4 Comon P, Jutten C. Handbook of blind source separation∶ Independent component analysis and applications[M]. Academic Press, 2010

5 呂永樂, 郎榮玲. 基于奇異值分解的飛行數(shù)據(jù)降噪方法[J].計(jì)算機(jī)工程, 2010, 36(3)∶ 260～262

6 王幫峰, 林劍祥, 蘆吉云. 基于EEMD—HT的飛行數(shù)據(jù)小突變信號(hào)檢測(cè)[J]. 振動(dòng)、測(cè)試與診斷, 2013, 33(3)∶388～392

7 Hyv?rinen A, Hurri J, Hoyer P O. Independent component analysis[J]. Natural Image Statistics, 2009∶ 151～175

Preprocessing of Flight Test Data for Flight Control System of Fly-bywire Airplane Based on Wavelet Theory

Li Wei
(COMAC Flight Test Center, Shanghai 200232)

Fly-by-wire control system has been recognized as the standard configuration of commercial airplane. As a regulation of CCAR, the designer of airplane should demonstrate that the airplane is in accord with the airworthiness of CCAR using different methods. Flight test is one of the most efficient methods for the demonstration of airworthiness. Flight test of the flight control system (FCS), which is one of the most important systems for airplane, is usually used to demonstrate the function and performance of FCS. However, flight test data is usually influenced by the noise and other factors (i.e., the turbulence), which will dramatically reduce the efficiency of flight test. The wavelet theory is introduced to eliminate the noise, and the results have shown that the proposed algorithm can demonstrated the performances of FCS efficiently.

Fly-by-wire, Wavelet, Flight test

1009-8119（2017）01（1）-0057-03