劉嘉, 向錦武, 韓維, 高永

(1.海軍航空工程學(xué)院 接改裝訓(xùn)練大隊(duì), 山東 煙臺(tái) 264001;2.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院, 北京 100191;3.海軍航空工程學(xué)院 飛行器工程系, 山東 煙臺(tái) 264001)

?

基于自適應(yīng)駕駛員最優(yōu)控制模型的飛行品質(zhì)預(yù)測(cè)

劉嘉1, 向錦武2, 韓維3, 高永3

(1.海軍航空工程學(xué)院 接改裝訓(xùn)練大隊(duì), 山東 煙臺(tái) 264001;2.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院, 北京 100191;3.海軍航空工程學(xué)院 飛行器工程系, 山東 煙臺(tái) 264001)

傳統(tǒng)飛機(jī)駕駛員最優(yōu)控制模型采用卡爾曼濾波,無法反映飛行員對(duì)未知環(huán)境的適應(yīng)能力,在飛行試驗(yàn)中有時(shí)存在與飛行員實(shí)際評(píng)分不一致的現(xiàn)象。為此,采用自適應(yīng)狀態(tài)估計(jì)理論對(duì)傳統(tǒng)駕駛員最優(yōu)控制模型進(jìn)行了修正,提出了基于自適應(yīng)飛機(jī)駕駛員最優(yōu)控制模型的飛行品質(zhì)評(píng)估方法。通過對(duì)比飛行試驗(yàn)和模型仿真結(jié)果表明了這一評(píng)估方法的可行性,所采用的修正加權(quán)系數(shù)得到的評(píng)分結(jié)果精度更高。研究結(jié)果表明,飛行員評(píng)分與指標(biāo)函數(shù)加權(quán)系數(shù)比值相關(guān),采用變化加權(quán)系數(shù)比值得到的評(píng)估結(jié)果與飛行員實(shí)際評(píng)分更為吻合。隨著飛機(jī)動(dòng)態(tài)特性的變差,這一比值將不斷增大,飛行員將投入更多精力進(jìn)行飛行狀態(tài)監(jiān)測(cè),進(jìn)而導(dǎo)致飛行員降低對(duì)飛行品質(zhì)的主觀評(píng)價(jià)。

人機(jī)系統(tǒng); 飛行品質(zhì); 駕駛員模型; 最優(yōu)控制; 駕駛員評(píng)分

0　引言

隨著飛行控制系統(tǒng)的發(fā)展和電傳操縱系統(tǒng)的廣泛使用,現(xiàn)代飛機(jī)明顯呈現(xiàn)高階動(dòng)力學(xué)特性,傳統(tǒng)區(qū)分模態(tài)進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)估的方法已不能完全滿足要求,必須綜合考慮飛機(jī)駕駛員因素,合理設(shè)計(jì)飛行控制系統(tǒng)、人感系統(tǒng),才能充分發(fā)揮人機(jī)系統(tǒng)效能,滿足現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)的需要[1]。

目前評(píng)估人機(jī)系統(tǒng)飛行品質(zhì)的方法主要有CAP準(zhǔn)則、帶寬準(zhǔn)則、Gibson準(zhǔn)則、Neal-Smith準(zhǔn)則等。這些準(zhǔn)則的評(píng)估結(jié)果在與飛行員評(píng)價(jià)對(duì)比時(shí),有時(shí)過于敏感,有時(shí)又不夠靈敏[2]。因此,美國軍用標(biāo)準(zhǔn)中規(guī)定,在飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)盡量綜合運(yùn)用上述準(zhǔn)則[3]。除上述評(píng)估準(zhǔn)則外,在飛行試驗(yàn)或模擬飛行中,依靠Cooper-Harper(C-H)準(zhǔn)則進(jìn)行飛行員評(píng)價(jià)也是主要方法之一。但這一方法主要有以下缺陷:必須根據(jù)飛機(jī)技術(shù)參數(shù)和控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)制造飛行模擬器或樣機(jī)[4],以供飛行員試飛,研制成本和周期較長;飛行員因熟練水平、心理狀態(tài)等個(gè)體差異在評(píng)分上會(huì)出現(xiàn)一定分散性。盡管飛行員評(píng)分存在這些缺陷,但無疑是唯一一種以人為核心,可以作為最終參照標(biāo)準(zhǔn)的人機(jī)系統(tǒng)評(píng)價(jià)方法。

針對(duì)通過數(shù)學(xué)模型對(duì)飛行員模擬進(jìn)行飛行品質(zhì)評(píng)估問題,學(xué)者們探索了多種飛行員模型及人機(jī)系統(tǒng)飛行品質(zhì)評(píng)估方法[5-6]。其中20世紀(jì)80年代出現(xiàn)的“Paper Pilot”技術(shù)[7]和基于駕駛員最優(yōu)控制模型(Optimal Control Pilot Model,OCM)的飛行品質(zhì)評(píng)估技術(shù)[8]可以直接和飛行員C-H評(píng)分建立聯(lián)系,因此得到了廣泛應(yīng)用。但傳統(tǒng)OCM模型由于采用Kalman濾波器作為估計(jì)器[9],無法體現(xiàn)飛行員在時(shí)間序列上的遞推分析過程,無法反映飛行員在未知環(huán)境下的漸進(jìn)適應(yīng)的飛行操縱能力,因此,傳統(tǒng)模型無法用于實(shí)際飛行中飛行員在未知環(huán)境下的操縱行為預(yù)測(cè)。當(dāng)然在評(píng)估飛行品質(zhì)時(shí),在飛行員是完美的和有經(jīng)驗(yàn)的前提下,如果外界擾動(dòng)統(tǒng)計(jì)特性恒定,且飛行時(shí)間足夠長，使飛行員可以正確評(píng)估飛機(jī)本體特性和外界擾動(dòng)特性,那么上述缺點(diǎn)可能并不影響飛機(jī)飛行品質(zhì)評(píng)估,但有時(shí)可能難以在飛行試驗(yàn)中同時(shí)滿足。正因?yàn)槿绱?在之前的研究中出現(xiàn)了部分模型評(píng)分和實(shí)際飛行員C-H評(píng)分不一致的情況[8-9],其中部分原因是實(shí)際飛行中出現(xiàn)了未知擾動(dòng),而數(shù)學(xué)模型并沒有將其納入考慮。雖然采用模型仿真模擬駕駛員評(píng)分始終無法替代飛行員的真實(shí)評(píng)價(jià),但嘗試對(duì)傳統(tǒng)OCM評(píng)估方法進(jìn)行改進(jìn),獲得更為準(zhǔn)確的飛行品質(zhì)預(yù)測(cè),無疑對(duì)節(jié)省研制成本、縮短研制周期、促進(jìn)飛行品質(zhì)研究具有重要意義。

本文采用自適應(yīng)狀態(tài)估計(jì)飛機(jī)駕駛員最優(yōu)控制模型(Modified Optimal Control Pilot Model Based on Adaptive State Estimation, MOCM-AE),對(duì)傳統(tǒng)評(píng)估方法進(jìn)行改進(jìn),通過對(duì)比試驗(yàn)數(shù)據(jù)和OCM評(píng)分,證明了本文飛行品質(zhì)評(píng)估方法的合理性和優(yōu)越性。

1　飛行品質(zhì)評(píng)估模型

在OCM模型基礎(chǔ)上,MOCM-AE模型采用新的噪聲模型,并引入自適應(yīng)狀態(tài)估計(jì)理論對(duì)傳統(tǒng)模型進(jìn)行了改進(jìn)。新的噪聲模型的優(yōu)點(diǎn)在于:一是避免了多重迭代計(jì)算求解;二是在物理意義上避免了飛行員根據(jù)還未發(fā)生的未來評(píng)估噪聲,這與實(shí)際情況更為相符。引入自適應(yīng)狀態(tài)估計(jì)的好處是:對(duì)于外界環(huán)境未知時(shí)變擾動(dòng),模型依舊適用,這對(duì)描述駕駛員在實(shí)際試驗(yàn)中的駕駛行為尤為重要[10]。

基于MCOM-AE模型的飛行品質(zhì)評(píng)估算法實(shí)現(xiàn)分為以下步驟:

(1)構(gòu)建飛行品質(zhì)預(yù)測(cè)評(píng)價(jià)對(duì)象;(2)建立指標(biāo)函數(shù),確定MOCM-AE模型參數(shù);(3)采用MCOM-AE模型進(jìn)行人機(jī)閉環(huán)時(shí)域仿真;(4)將MCOM-AE模型指標(biāo)函數(shù)與飛行員主觀評(píng)價(jià)建立聯(lián)系,計(jì)算指標(biāo)函數(shù)并按下式計(jì)算駕駛員評(píng)分[8]:

(1)

式中:J為模型指標(biāo)函數(shù),通常采用二次指標(biāo)函數(shù)表達(dá),它表征了飛行員對(duì)飛行駕駛的體力負(fù)荷及部分腦力負(fù)荷;σc為任務(wù)驅(qū)動(dòng)函數(shù)幅值均方誤差;ωw為任務(wù)驅(qū)動(dòng)函數(shù)帶寬。

2　算例與分析

2.1研究對(duì)象

以1993年美國空軍飛行員Darcy Granley在Calspan LearⅡ型飛機(jī)上獲取的試驗(yàn)數(shù)據(jù)為比照對(duì)象[9]進(jìn)行評(píng)估方法驗(yàn)證。試驗(yàn)飛機(jī)俯仰軸傳遞函數(shù)為:

(2)

式中:θ為飛機(jī)俯仰角響應(yīng);δes為駕駛桿偏移量;ζsp為短周期阻尼比;τD為操縱延遲時(shí)間。

根據(jù)ζsp和τD的取值構(gòu)建4種研究對(duì)象,如表1所示。

表1　研究對(duì)象模態(tài)參數(shù)

飛行試驗(yàn)任務(wù)為俯仰姿態(tài)跟蹤。姿態(tài)跟蹤任務(wù)指令由白噪聲建模得到,驅(qū)動(dòng)函數(shù)為:

(3)

式中:θc為姿態(tài)目標(biāo)指令;w為白噪聲。

飛行試驗(yàn)任務(wù)執(zhí)行情況如表2所示。表中:tp為實(shí)測(cè)飛行員反應(yīng)延遲時(shí)間;PR為飛行員實(shí)際評(píng)分[9]。為避免不同飛行員由于反應(yīng)時(shí)間差異造成的評(píng)分分散性,在文獻(xiàn)[9]中選擇同一飛行員進(jìn)行評(píng)估驗(yàn)證。

表2　飛行員模型參數(shù)

由表2可見,在研究對(duì)象3中出現(xiàn)了評(píng)分差異,這也證明了本文對(duì)于評(píng)分差異可能是由于未知擾動(dòng)產(chǎn)生假設(shè)的正確性。

2.2飛行員操縱時(shí)域仿真

采用MOCM-AE模型進(jìn)行人機(jī)閉環(huán)飛行仿真,其中飛行員模型參數(shù)如表3所示。

表3　飛行員模型參數(shù)

閉環(huán)仿真后,得到表1中4種研究對(duì)象的姿態(tài)角跟蹤響應(yīng)如圖1所示。由圖1可見,在MOCM-AE飛行員模型下,可以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)俯仰姿態(tài)跟蹤。

2.3人機(jī)系統(tǒng)飛行品質(zhì)評(píng)估

按本文評(píng)估方法,對(duì)4種研究對(duì)象進(jìn)行人機(jī)系統(tǒng)飛行品質(zhì)評(píng)估。進(jìn)行100次時(shí)長150 s的蒙特卡洛仿真,得到的計(jì)算結(jié)果如表4所示。表中:JM為指標(biāo)函數(shù)均值;JRMS為指標(biāo)函數(shù)均方誤差;RM為評(píng)分預(yù)測(cè)均值;RRMS為評(píng)分預(yù)測(cè)均方誤差。

表4　MOCM-AE評(píng)估飛行品質(zhì)計(jì)算結(jié)果

圖2為飛行員實(shí)際評(píng)價(jià)和模型預(yù)測(cè)結(jié)果的比較。由圖2可見,計(jì)算結(jié)果未能與試驗(yàn)結(jié)果良好吻合,這可能是加權(quán)矩陣選取不當(dāng)導(dǎo)致的,為此下面就加權(quán)系數(shù)選擇問題進(jìn)行討論。

圖2　評(píng)分預(yù)測(cè)結(jié)果比較Fig.2　Rating prediction results comparison

2.4加權(quán)系數(shù)選擇

在文獻(xiàn)[9]中,指標(biāo)函數(shù)加權(quán)矩陣Qy和R為常值矩陣,矩陣中的元素為對(duì)應(yīng)向量的最大允許偏差平方的倒數(shù),即:

Qy=diag[q1,…,qn], R=diag[r1,…,rn]

表5　MOCM-AE評(píng)估飛行品質(zhì)計(jì)算結(jié)果

因此,對(duì)不同比例加權(quán)系數(shù)矩陣進(jìn)行評(píng)分預(yù)測(cè),得到的結(jié)果如圖3所示。

圖3　指標(biāo)函數(shù)加權(quán)系數(shù)比值對(duì)評(píng)分的影響Fig.3　Influence of the index function weighting 　coefficient on rating prediction

由圖中趨勢(shì)可見,隨加權(quán)系數(shù)比例Qy/R的增加,評(píng)分值呈遞增趨勢(shì)。這意味著在對(duì)駕駛桿投入精力不變的情況下,隨著在飛行狀態(tài)監(jiān)控上投入精力的增加,飛行員對(duì)飛行品質(zhì)評(píng)價(jià)逐漸降低。

進(jìn)一步結(jié)合本文算例,可以發(fā)現(xiàn),當(dāng)Qy與R比例取值如表6所示時(shí),預(yù)測(cè)評(píng)分均值與試驗(yàn)結(jié)果最接近。這也許預(yù)示著隨著被控對(duì)象動(dòng)態(tài)特性的不同,飛行員對(duì)飛行狀態(tài)觀察和對(duì)駕駛桿操縱的重視程度將發(fā)生變化。從本文算例趨勢(shì)上看,隨著飛機(jī)動(dòng)態(tài)特性的變差,飛行員將額外投入更多精力進(jìn)行飛行姿態(tài)監(jiān)控,這將引起飛行員工作負(fù)擔(dān)和腦力負(fù)荷的增加,也許正是這一原因造成飛行員對(duì)飛行品質(zhì)主觀評(píng)價(jià)的變差。但由于現(xiàn)有實(shí)驗(yàn)手段很難測(cè)量并比較飛行員在視覺監(jiān)測(cè)和駕駛操縱上投入的精力比[11],因此這一推斷仍有待進(jìn)一步研究和驗(yàn)證。

表6　加權(quán)系數(shù)修正后飛行品質(zhì)預(yù)測(cè)比較

加權(quán)系數(shù)修正后得到的本文方法評(píng)估結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果如圖4所示。由圖4可見,采用本文模型并采用修正后的加權(quán)系數(shù)比值,預(yù)測(cè)結(jié)果明顯優(yōu)于傳統(tǒng)OCM模型,與飛行員實(shí)際評(píng)分更為吻合。

圖4　指標(biāo)函數(shù)加權(quán)系數(shù)比值對(duì)評(píng)分的影響Fig.4　Influence of the index function weighting 　coefficient ratio on rating prediction

3　結(jié)束語

采用自適應(yīng)狀態(tài)估計(jì)理論對(duì)傳統(tǒng)OCM模型進(jìn)行修正,提出了基于自適應(yīng)最優(yōu)控制模型的人機(jī)系統(tǒng)飛行品質(zhì)評(píng)估方法。仿真結(jié)果表明,與傳統(tǒng)OCM模型相比,采用本文方法及修正加權(quán)系數(shù),評(píng)估精度明顯提高。同時(shí),研究發(fā)現(xiàn),評(píng)分結(jié)果主要與加權(quán)系

數(shù)比值相關(guān),而加權(quán)系數(shù)比值又與飛機(jī)動(dòng)態(tài)特性相關(guān)。隨著飛機(jī)動(dòng)態(tài)特性的變差,觀察加權(quán)系數(shù)比值應(yīng)不斷增大才能與飛行員實(shí)際評(píng)分吻合,這從側(cè)面揭示了飛行員對(duì)飛行品質(zhì)主觀評(píng)價(jià)降低的原因,即駕駛中腦力負(fù)荷和精力投入的增加將直接影響飛行品質(zhì)評(píng)價(jià)。因此,在飛機(jī)氣動(dòng)外形、控制系統(tǒng)、人機(jī)界面設(shè)計(jì)中應(yīng)盡量采取合理措施,降低飛行員腦力負(fù)荷,進(jìn)而提高飛行員飛行品質(zhì)主觀評(píng)價(jià),促進(jìn)人機(jī)系統(tǒng)效能的發(fā)揮。

[1]Tan Wenqian,Efremov A V,Qu Xiangju.A criterion based on closed-loop pilot-aircraft systems for predicting flying qualities[J].Chinese Journal of Aeronautics,2010,23(5):511-517.

[2]Damveld H J,Van Paassen M M,Mulder M.Cybernetic approach to assess aircraft handling qualities[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2011,34(6):1886-1898.

[3]高金源,李陸豫,馮亞昌.飛機(jī)飛行品質(zhì)[M].北京:國防工業(yè)出版社,2003:55-56.

[4]田涌,邵山,張雷.飛行品質(zhì)模擬器設(shè)計(jì)[J].電光與控制,2010,17(6):89-91.

[5]Nieuwenhuizen F M,Mulder M,Van Paassen M M,et al.Influences of simulator motion system characteristics on pilot control behavior[J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,2013,36(3):667-676.

[6]韓曉寧,趙欣凱.用飛行員模型進(jìn)行飛行品質(zhì)自動(dòng)評(píng)估技術(shù)研究[J].飛行力學(xué),2013,31(4):293-296.

[7]Teper G L.An assessment of the "paper pilot":an analytical approach to the specification and evaluation of flying qualities[R].AFFDL-TR-71-174,1972.

[8]Edkins C R.The prediction of pilot opinion ratings using optimal and sub-optimal pilot models[R].AD-A278629,1994.

[9]Edkins C R.Human pilot response during single and multi-axis tracking tasks[R].AFFTC-TLR-93-41,1993.

[10]劉嘉,向錦武,張穎,等.自適應(yīng)飛機(jī)駕駛員最優(yōu)控制模型研究及應(yīng)用[J].航空學(xué)報(bào),2016,37(4):1127-1138.

[11]柳忠起,袁修干,劉偉,等.飛行員注意力分配的定量測(cè)量方法[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2006,32(5):518-520.

(編輯：崔立峰)

Flying quality prediction based on adaptive optimal control pilot model

LIU Jia1, XIANG Jin-wu2, HAN Wei3, GAO Yong3

(1.Equipment Receiving and Training Group, NAAU, Yantai 264001, China;2.School of Aeronautic Science and Engineering, BUAA,Beijing 100191, China;3.Department of Airborne Vehicle Engineering, NAAU, Yantai 264001, China)

A modified optimal control pilot model based on adaptive state estimation (MOCM-AE) is developed to deal with the accuracy decrease in rating prediction by the traditional optimal control pilot model (OCM) with Kalman filter. By comparison of the pilot rating in the flight test, the feasibility and correctness of the MOCM-AE were tested. With the MOCM-AE and the modified weighting matrixes, more accurate rating predictions were achieved. The results show the rating prediction depends on the weighting ratios obviously. The varying weighting ratios will produce more accurate rating prediction. As the dynamic character degraded, higher weighting rations are recommended. It indicates that the pilot should pay more attention in the aircraft status monitoring, and the increasing workload may degrade the rating prediction.

man-machine system; flying quality; pilot model; optimal control; pilot rating

2015-12-18;

2016-04-19; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2016-05-18 13:49

國家自然科學(xué)基金資助(51505493,91116019)；國家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計(jì)劃(973計(jì)劃)資助(2011CB707002)

劉嘉(1982-)，男，吉林省吉林市人，講師，博士研究生，研究方向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)、飛行品質(zhì)和人機(jī)工程。

V212.1

A

1002-0853(2016)05-0082-04