2 系统组成及硬件设计
2.1 系统组成
    如图3所示，该系统由控制机柜、前砝码平台、后砝码平台、前防冻液罐组、后防冻液罐组及驾驶舱显示器等组成。前、后砝码平台由标准砝码和磁感应" title="磁感应">磁感应传感器组成，每个砝码安装的位置下都装有一个磁感应传感器，用来判断该位置有无砝码。前、后防冻液罐组由储液罐、输液泵、电动插板开关、手动插板开关、安全阀、加热器和液位、温度、压力、流量传感器等组成，电动插板开关在输液泵开启后自动打开，停止后自动关闭，防止虹吸现象。通过采集安装在储液罐中的液位传感器和管路上的压力传感器信号" title="传感器信号">传感器信号，实时观测储液罐液位和管路压力。通过采集安装在储液罐中的温度传感器信号，控制加热器工作，保证了防冻液始终保持在5°C～30°C之间。通过安装在管路上的流量传感器实时采集前、后储液罐的质量改变量。控制机柜中安装有PLC控制器、系统显示器和接触器等，控制机柜实现了信号采集、实时计算、输液泵控制和加热等功能，是整个重心调节系统的核心。

2.2 硬件设计
    系统硬件结构如图4所示。为了采集防冻液流量信号和前后砝码平台的砝码位置信号，并控制前后输液泵、前后电动插板开关和加热器，控制器选用三菱FX2N-128MR-D型PLC，并扩展了输入输出模块FX2N-48MR-D。此外，为了接收飞机燃油信号，连接驾驶舱重心显示器，采集砝码位置信号和防冻液压力、液位和温度等参数，还选用了通讯模块FX2N-232IF、FX2N-422-BD、测温模块FX2N-4AD-PT和A/D输入模块FX2N-8AD。驾驶舱重心显示器选用三菱F930GOT－LWD型PLC触摸屏图形操作终端，用来向飞行员显示飞机实时重心值XT0并接收飞行员指令。系统显示器选用三菱F940GOT型彩色触摸屏图形操作终端，用于显示控制系统界面、监控各部分的工作状态、输入飞机试飞各项参数、接收系统操作员的命令和向PLC发送数据等。在将各数据输入后，由PLC计算飞机实时重心值XT0并向操作员显示。其中，PLC与驾驶舱重心显示器和系统显示器都采用RS-422总线进行实时数据传输，飞机燃油信号通过RS-232总线向PLC传送。

3 软件设计
    PLC程序采用FX-PCS-WIN-2.0c软件进行编写，应用该软件可编写PLC梯形图程序。系统显示器和驾驶舱重心显示器由GT Designer V5.0开发平台开发并通过RS-232线缆下载至F940GOT和F930GOT－LWD中。该GOT采用RS-422 CPU编程接口与PLC实时传输数据。系统开始工作后，PLC上电自检，自检通过后系统进入主界面，试验员输入本次飞行参数后选择地面预配平方式，系统按照选择的方式进行地面预配平，配平完成后飞机起飞，PLC采集模拟量和脉冲信号并接收飞机燃油信号，根据各种参数计算出飞机实时重心值XT0。同时接收系统操作员发送的信号和命令，并向驾驶舱重心显示器发送飞机实时重心值X_T0。系统操作员发送飞行中配平命令后，系统进入空中飞行配平阶段，PLC判断是否有紧急指令、特科指令和降落指令三种飞行员指令，如有，则按照相应的调节规律进行重心调节，否则按照正常调节规律进行调节。PLC实时采集防冻液温度信号并判断，当防冻液温度低于5°C并且系统没有进行飞行中调节时，PLC控制加热器开始加热，加热至30°C停止，以防止防冻液过于粘稠，保证防冻液流动顺畅，系统正常工作。系统操作员可以通过系统显示器实时观测系统状态，飞行员可通过驾驶舱重心显示器实时观察飞机重心值。系统程序流程图如图5所示。

4 系统设计难点问题
    在地面试验阶段发现由于外界的干扰会造成飞机燃油信号出现干扰，造成系统运行不稳定，因此需要对接收到的飞机燃油信号进行软件滤波。由于飞机发动机正常工作时，发动机耗油值不会出现剧烈波动的情况，特别是在稳定工作后，耗油值会在一定值上下浮动（但浮动范围不大），因此决定采用限幅滤波法。根据发动机耗油参数确定两次接收值允许的最大偏差值A，每次接收到新值时判断：如果本次值与上次值之差?燮A,则本次值有效；如果本次值与上次值之差>A,则本次值无效,放弃本次值,用上次值代替本次值。采用该滤波方法能有效克服因偶然因素引起的脉冲干扰，保证接收到的飞机燃油信号的准确。图6为程序中限幅滤波部分的程序，其中, D400存放上次值、D410存放本次值、D411为本次值与上次值之差、D500存放最大偏差值A。