飛行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置設(shè)計方法
【專利摘要】本發(fā)明提供了飛行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置設(shè)計方法。本發(fā)明的設(shè)計方法得到的飛行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置，可以根據(jù)模擬器桿力模擬逼真度的評價方法使用的綜合評價指標模型：定量評價飛行模擬器的模擬操縱負荷系統(tǒng)桿力模擬逼真度。通過試驗得到的數(shù)據(jù)，本發(fā)明的設(shè)計方法得到的評價裝置的評價結(jié)果與飛行員主觀評價結(jié)果的相關(guān)系數(shù)=0.91，取得了很好的一致性。證明本發(fā)明的方法是合理性和可靠的。本發(fā)明設(shè)計方法的模型參數(shù)易于修改。因此該設(shè)計方法得到的裝置，還可應(yīng)用到汽車駕駛模擬器方向盤操縱力模擬逼真度的綜合評價。還可用于汽車駕駛模擬器方向盤操縱力模擬逼真度綜合評價裝置的設(shè)計。
【專利說明】飛行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置設(shè)計方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛行仿真領(lǐng)域，涉及飛行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置設(shè)計方法。

【背景技術(shù)】
[0002] 操縱負荷系統(tǒng)是飛機重要的機上系統(tǒng)之一，它在很大程度上決定了飛機使用的可 能性和飛行安全。飛行狀態(tài)變化時，操縱負荷系統(tǒng)桿力的變化比桿位移變化更易被飛行員 所感受，因此，桿力模擬逼真度是影響飛行模擬器實用性的重要因素之一，直接影響模擬器 訓(xùn)練效果。
[0003] 由于飛行模擬器的桿力模擬逼真度受多種因素影響，使其研究和評價錯綜復(fù)雜， 所以，迄今為止還沒找出公認的客觀定量評價桿力模擬逼真度的好方法，操縱人員的主觀 評價在模擬器桿力模擬逼真度的研究中一直占有重要的地位，并作為檢驗?zāi)M器桿力模擬 逼真度的最終標準。目前，從科技查新檢索到的國內(nèi)外文獻上看，主要是研究操縱負荷系 統(tǒng)桿力及其變化特性的控制設(shè)計，而沒有對桿力模擬逼真度評價的方法。實際應(yīng)用中，操縱 人員的主觀評價在模擬器的桿力模擬逼真度評價中一直占有重要地位，而關(guān)于模擬器桿力 模擬逼真度客觀評價方法就是通過對模擬器操縱負荷系統(tǒng)的性能指標量進行測試，是一種 定量客觀的評價。但是，隨模擬器操縱負荷系統(tǒng)不同而標準不同。由于主觀評價是模擬器 操縱人員按照一定的任務(wù)操縱時，對模擬器操縱負荷系統(tǒng)提供的桿力的評價。這時評價不 僅取決于模擬器操縱負荷系統(tǒng)本身，還取決于操縱人員的行為特征、對任務(wù)的要求等；而客 觀評價又沒有操縱人員的參加，這樣往往會出現(xiàn)主、客觀評價不一致的現(xiàn)象。事實上，模擬 器桿力模擬逼真度是包含在人-模擬器的相互作用中，操縱人員在模擬器操縱中起了相當 重要的作用。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 為了解決飛行模擬器桿力模擬逼真度主、客觀評價不一致的問題，本發(fā)明提供了 飛行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置設(shè)計方法。
[0005] 本發(fā)明設(shè)計了定量客觀評價桿力模擬逼真度的一種人-模擬器控制閉環(huán)模型裝 置，為評價模擬器操縱負荷系統(tǒng)桿力模擬逼真度提供一種有效的方法。
[0006] 本發(fā)明的飛行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置設(shè)計方法的步驟和條件如下：
[0007] I、設(shè)計的飛行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置；
[0008] II、基于設(shè)計的飛行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置，建立一種飛行模擬器桿力 模擬逼真度評價方法使用的綜合評價指標模型，存儲在計算機中，包括：
[0009] ①考慮桿力跟蹤好壞的誤差指標；②考慮桿力方向誤差指標；③總誤差指標；
[0010] ④綜合評價指標：

【權(quán)利要求】
1.飛行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置設(shè)計方法，其特征在于，包括如下步驟和條 件： I、 設(shè)計的一種飛行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置；其包括操縱控制輸入單元（1)、 被測操縱負荷系統(tǒng)單元（2)，計算機（3)、測試儀（4)順次連接；模擬飛行任務(wù)單元（5)、飛 行員操縱控制策略模型單元￠)、標稱桿力位移曲線單元（7)、飛機動力學模型單元（8)順 次連接，飛行員操縱控制策略模型單元（6)還與被測操縱負荷系統(tǒng)單元（2)連接；飛機動力 學模型單元（8)與飛機空間位置單元（10)、洗出模型單元（13)分別連接；飛機空間位置單 元（10)與視覺感受模型單元（9)連接；視覺感受模型單元（9)還與飛行員操縱控制策略模 型單元（6)連接；洗出模型單元（13)與前庭模型單元（11)、運動速度、加速度單元（12)順 次連接；前庭模型單元（11)還與飛行員操縱控制策略模型單元（6)連接； 確定模擬飛行任務(wù)單元（5)的飛行任務(wù)后，該飛行任務(wù)作為飛行員操縱控制策略模型 單元（6)的輸入，經(jīng)飛行員操縱控制策略模型單元（6)解算得到操縱力，輸出至標稱桿力位 移單元（7)，標稱桿力位移單元（7)輸出操縱位移到飛機動力學模型單元（8)，經(jīng)飛機動力 學模型單元（8)計算出飛機空間位置，輸入到飛機空間位置單元（10)再輸出到視覺感受模 型單元（9);飛機動力學模型單元（8)將解算得到的飛機線加速度、角速度等飛機過載信號 輸出到洗出模型單元（13)，經(jīng)洗出模型單元（13)解算后得到模擬器運動系統(tǒng)線加速度和 角速度，將結(jié)果送給運動角速度、線加速度單元（12),經(jīng)運動角速度、線加速度單元（12)輸 出至前庭模型單元（11)，飛行員操縱控制策略模型單元（6)根據(jù)視覺感受模型單元（9)、前 庭模型單元（11)、模擬飛行任務(wù)單元（5)的內(nèi)容進行下一步?jīng)Q策；基于飛行模擬器桿力模 擬逼真度評價裝置，建立一種飛行模擬器桿力模擬逼真度評價方法使用的綜合評價指標 模型，存儲在計算機（3)中； 綜合評價指標：
式中，4t，t分別是操縱負荷系統(tǒng)俯仰、傾斜、偏航三個通道位置階躍響 應(yīng)上升時間及其門檻值； II、 基于設(shè)計的行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置，建立一種飛行模擬器桿力模擬逼 真度評價方法使用的綜合評價指標模型，存儲在計算機（3)中，包括： ① 考慮桿力跟蹤好壞的誤差指標：
式中，fp(t)，fr(t)，fy(t)分別是俯仰、傾斜、偏航方向的期望桿力， fpcl(t)，frcl(t)，fycl(t)分另Ij是試驗時操縱負荷系統(tǒng)的俯仰、傾斜、偏航方向的實際桿力， Epf，Eyf分別是俯仰、傾斜、偏航方向桿力的誤差標準門檻值，tn試驗時間； ② 考慮桿力方向誤差指標： Jej2取值為3, 2,1，0 ;期望桿力方向與實際桿力方向相同或低于人的可感知量，方向誤 差上2取零，否則，取1，該指標包含俯仰、傾斜、偏航三個通道桿力方向誤差；當俯仰、傾斜、 偏航三個期望桿力與試驗時操縱負荷系統(tǒng)相應(yīng)的實際桿力方向均一致時，Je2 = O ;當兩個 期望桿力與試驗時操縱負荷系統(tǒng)相應(yīng)的實際桿力方向均一致時，Je2 = 1;當一個期望桿力 與試驗時操縱負荷系統(tǒng)相應(yīng)的實際桿力方向均一致時，Je2 = 2 ;均不相同時，上2 = 3 ; ③總誤差指標： 取上兩項誤差指標的加權(quán)平均值，得到總誤差
式中，Tc^ Tra，Tct, ,分別是操縱負荷系統(tǒng)俯仰、傾斜、偏航三個通道位置階躍響 應(yīng)上升時間及其門檻值； III、 確定與模擬器操縱負荷系統(tǒng)匹配的桿力數(shù)據(jù)，實際的桿力數(shù)據(jù)是通過飛行模擬器 桿力模擬逼真度評價裝置的被測操縱負荷系統(tǒng)單元（2)中的力傳感器獲得的；被測操縱負 荷系統(tǒng)單元（2)的輸入位移是飛行員操縱控制策略模型單元（6)輸出； IV、 確定飛行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置中飛機的動力學模型，即飛行模擬器桿 力模擬逼真度評價裝置的飛機動力學模型單元（8)中的動力學模型為：
在上述模型中，飛機動力學模型單元（8)輸出的飛機空間位置是飛機空間位置單元 (10)的輸入；飛機動力學模型單元（8)還輸出飛機的瞬時過載的線加速度，角速度等到洗 出模型單元（13); V、 確定與模擬器操縱負荷系統(tǒng)匹配的操縱控制策略模型： 利用飛機的動力學模型和模擬飛行任務(wù)單元（5)的飛行任務(wù)數(shù)據(jù)，進行飛行模擬器桿 力模擬逼真度評價裝置與模擬器操縱負荷系統(tǒng)匹配的調(diào)試，確定與模擬器操縱負荷系統(tǒng)匹 配的操縱控制策略模型；飛行員操縱控制策略模型單元￠)中存儲有操縱人員操縱控制策 略數(shù)學模型如下：
式中，H_(s)，HvisP(S)，HvisK(s)分別是前庭模型，視覺感受模型，中樞神經(jīng)模型； WvisP，WvisK，Wves，分別是相應(yīng)的加權(quán)系數(shù)；盡^是神經(jīng)決策系統(tǒng)模型； T工是延時；其中，前 庭模型單元11關(guān)于線加速度的模型Hves(S)為：如圖4所示； 前庭模型單元11關(guān)于角速度的模型為：如圖5所示；
VI、選取表1的四組以上不同模擬飛行任務(wù)，進行模擬器操縱負荷系統(tǒng)桿力輸入輸出 數(shù)據(jù)記錄，得到實裝飛機桿力位移曲線；
W、輸入相關(guān)數(shù)據(jù)，根據(jù)步驟II建立的一種模擬器桿力模擬逼真度的評價方法使用的 綜合評價指標：
得到模擬操縱負荷系統(tǒng)桿力逼真度結(jié)果； VIL利用本發(fā)明設(shè)計的飛行模擬器桿力模擬逼真度評價裝置及所用的模擬器桿力模擬 逼真度的評價方法的評價結(jié)果，與飛行員主觀評價作為兩組采樣數(shù)據(jù)的相關(guān)系數(shù)rxy，來評 價本發(fā)明設(shè)計的評價裝置及所用的模擬器桿力模擬逼真度的評價方法的合理性和可靠性， 相關(guān)系數(shù)rxy計算公式存儲在計算機3中，所述的相關(guān)系數(shù)rxy計算公式為：
其中，
Xi, yi分別是兩組采樣數(shù)據(jù)； I，J7分別是對應(yīng)的兩組采樣數(shù)據(jù)的平均值； rxy = O完全不相關(guān)；當:Txy越接近1,兩組數(shù)據(jù)越相關(guān)；;rxy = 1完全相關(guān)。
【文檔編號】G05B17/02GK104330976SQ201310745161
【公開日】2015年2月4日 申請日期:2013年12月31日 優(yōu)先權(quán)日:2013年12月31日
【發(fā)明者】熊壯, 劉紅軍, 蓋永軍, 步健, 唐升全, 趙振鵬, 張偉, 齊麗君, 潘春萍 申請人:中國人民解放軍空軍航空大學軍事仿真技術(shù)研究所