该飞机试验测试参数繁多，状态复杂，变化快，测试精度高，而且测试系统性能要求很高；比较传统的航空测试方法是先采用磁带记录机将需要测试的参数按一定的格式和次序以磁迹的形式记录下来，然后等飞行结束后，根据磁带上的磁迹与预先设定好的参数对应关系，参数进行物理还原，数据处理及分析。这种方法有以下几个缺点：
一、数据采集与数据处理彻底脱离，在测试过程中无法诊断测试结果是否合理，测试过程不直观；
二、难以确定测试系统是否正常；
三、在测试参数复杂多样的情况下在后期数据处理时参数的对应关系复杂；
四、由于不能实时监测参数的物理值，难以判断测试系统工作的正确性，故不能有效利用飞行时间，增加试飞成本；
五、设备成本昂贵，性能价格比低。
1．系统工作原理及硬件结构组成
随着工控机在测控领域的应用日趋广泛和成熟，与传统的测控方式相比，工控机系统的功能更强大，性能更稳定，在Y7-200A型飞机防冰系统适航性飞行试验中，采用艾雷斯工控产品开发的一套64路高速数据采集与处理系统，其结构框图如图1所示：
该数据采集系统主机部分采用艾雷斯科技Pentium级ACS-2410P工业电脑，并配套ACS-3802上架式17寸工业显示器；
采集部分选用艾雷斯科技DAC-7112DG半长多功能数据采集控制卡，该卡有16路单端/8路差分A/D输入通道，12位100KHz采样速率，根据输入信号大小不同每通道增益从0.5、1、2、4至8可编程设定，量程从±0.625、±1.25、±2.5、±10也可以软件设定，转换精度在最大增益时仍可达到0.04%FSR，卡内具有1K字FIFO；同时板上还具有2路双缓冲模拟量输出通道和16路数字量输入/输出等功能。
由于在该试验中，一次敏感元件（传感器）的信号很小，而且信号的大小量程差别较大，最小的只有零点几毫伏，那么选择合适的前端信号调理板为数据采集板提供满足量程及精度要求的输入信号也变得非常重要。在系统中，我们选用了4块艾雷斯科技DAT-7112DG多功能数据采集卡，DAT-7689D多路放大及转换端子板作为DAC-7112DG的前端信号调理端子板，对各种传感器的信号进行调理。该板具有16路差动输入通道；通道增益从1、2、10、50、100、200、500到1000可开关设定；输入量程从±10mV、±20mV、±50mV、一直到10V，精度在增益为1时可达0.02%，增益为1000时仍可达0.17%完全满足测试系统要求；另外，该端子板的前端均采用螺钉连接，增加了信号连接的可靠度，减少因信号接触不良引起的干扰，增强了系统的抗震动、抗冲击能力。
在Y7-200A飞机防冰系统适航验证飞行试验中，需要测试的参数共为38个，其中，温度参数18个，测试要求每秒钟1次，测量精度±1摄氏度；压力参数14个，测试要求每秒4次，测量精度±5%；电流、电压参数各1个，测量精度±1%，同时要求每个测量周期不少于5分钟，其中，流量测量采用的是皮托管流量测量法，该测量方法是通过测量流量管的静压和压差并通过一定的流量系数换算进行间接测量的，所以四个流量参数可转化成四个压力和四个压差参数，这样整个系统共有42个测量参数。其中温度采用K型热电偶进行测量，信号随温度的变化从零点几毫伏到几毫伏不等；压力采用精度高，响应快的GGKY-1J系统绝对压力传感器进行测量，压差采用CYC19系统压差传感器进行测量，压力和压差传感器的信号最大均在50mV左右；精度优于0.5%；电流、电压采用WBE新型电流电压传感器，量程为50mV，精度为0.5%。
采用艾雷斯科技ACS-2410P/300W工业电脑、DAC-7112DG多功能数据采集控制卡和4块DAT-7689D信号调理端子板构成的高速数据采集系统配合适当的前端敏感元件，无论系统的稳定性还是数据采集的精度和速度都完全满足试验测试要求。
2．软件的开发
本数据采集系统采集速度快，数据存储量大，实时性要求高，整个软件采用C语言编写，在Borland C++和DOS6.0环境下开发运行，共包含传感器校验及数据库、数据实时采集记录以及数据处理3个部分，其中数据采集部分采用了艾雷斯科技DAC-7112DG的随卡示范程序。由于传感器的性能、精度不一，在使用前均需进行标定，确定其精度及线性度，所以在传感器校验和数据库软件模块中首先将准备使用的温度，压力、压差、流量等传感器的校定数据以及传感器的编号，对应的精度，线性度或有关系数等值存放数据库，以便在参为数据物理值还原时调用；在实时数据采集模块中，首先确定试验测试状态，给定试验的据文件名，选择采集通道并设置通道增益，选择传感器类型及编号等，然后进行测量，除必须将所有被测参数值记录存盘外，还要按一定的周期将部分关键的参数物理值进行显示，以便在测试过程中进行实时监测，发现问题，及时排除，以便有效利用每个飞行架次，控制试飞成本。
3．测试难点
试验状态复杂，整个系统试验要求在飞机地面滑行和空中飞行两种状态下进行。在地面滑行时，飞行发动机工作状态有单发和双发空中慢车、巡航以及爬升等状态，而且还要完成180度急转弯。在空中飞行试验中，分正常飞行和极限飞行两种状态，在正常飞行时，以300Km/h的速度分别在2Km,4Km,6Km高度巡航飞行，检查并考核防冰系统的功能以及对飞机仰角姿态的影响，以上的测试环境给测试系统提出了严格的抗震动、抗加速度、抗超重、失重以及具备高速运动时能可靠运行的要求。
飞行防冰系统的各个分系统本身并不是连续工作的，而是按照一定的周期循环工作的，周期最长的为三分钟，最短的仅为一分钟，这就要求参数的测量值的连续有效的，测试数据本身不能出现断续或丢失现象。
被测参数信号小，而且量程大小参差不齐，最大的为50mV以上，最小的只有零点几毫伏，这就要求测试系统既有较宽的量程范围，又要能满足测量精度。
4．效益及前景
整套数据采集系统的软硬件开发仅耗时两个月，投资少，见效快，开发方便，按时完成了Y7-200A防冰系统飞行试验的全部数据采集和处理工作，通过了民航适航飞行部门的检查和认证；同时该系统功能完善，性能稳定，可靠性高，适用性好也得到了认可和好评，取得了很好的时间效益和社会效益。
整套测试系统在机上安装除了条例飞机机上装要求外，并没有经过特殊的加工处理，体现艾雷斯的工控产品较强的抗冲击、抗震动能力，同时在机上运行过程中也没发现采集系统对飞机或飞机对采集系统产生明显的干扰，充分显示了艾雷斯产品优良的EMC和EMI性能。
