一種模擬飛行員主觀評價的飛行品質(zhì)預(yù)測方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種模擬飛行員主觀評價的飛行品質(zhì)預(yù)測方法，屬于飛行器設(shè)計領(lǐng) 域。
【背景技術(shù)】
[0002] 隨著飛行控制系統(tǒng)發(fā)展和電傳操縱系統(tǒng)的廣泛使用，現(xiàn)代飛機明顯呈現(xiàn)高階動力 學(xué)特性，傳統(tǒng)區(qū)分模態(tài)進行飛行品質(zhì)評估的方法，已不能完全滿足飛機設(shè)計需要，必須綜合 考慮飛行員因素，合理設(shè)計飛行控制系統(tǒng)、人感系統(tǒng)，才能充分發(fā)揮人機系統(tǒng)效能，滿足現(xiàn) 代飛機設(shè)計需要。
[0003]目前評估人機系統(tǒng)飛行品質(zhì)的方法主要有操縱期望參數(shù)準則法（Contro1AnticipationParameter，簡稱CAP準則）、帶寬準則法、時域頻域響應(yīng)準則法（簡稱Gibson 準則）、閉環(huán)尼爾-史密斯準則法（簡稱Neal-Smith準則）等等，這些準則的評估結(jié)果在與 飛行員評價對比時，有時過于敏感，有時又不夠靈敏。因此，在美國軍用標準中建議，在飛機 設(shè)計時應(yīng)盡量綜合運用上述準則，此外這些準則無法反映飛行員的主觀感受。除上述評估 準則外，在飛行試驗或模擬飛行中，依靠庫伯-哈?自評價準則（Cooper-Harper，簡稱C-H準 貝1J)進行飛行員主觀評價也是主要方法之一。但這一方法主要有兩個缺陷，一是必須根據(jù) 飛機技術(shù)參數(shù)和控制系統(tǒng)設(shè)計制造飛行模擬器或樣機，以供飛行員試飛評價，研制成本和 周期較長，這一方法在飛行器設(shè)計初期無法使用；二是，飛行員因熟練水平、心理狀態(tài)等個 體差異在評分上會出現(xiàn)一定分散性。
[0004] 因此有必要提供一種可以在飛機設(shè)計初期使用、能夠反映飛行員主觀感受、使用 成本低且富有進步性的飛行品質(zhì)評價新方法。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 盡管飛行員主觀評價法存在一些缺陷，但無疑這是唯一以人為核心，可以作為最 終參照標準的人機系統(tǒng)評價方法。為此，本發(fā)明針對現(xiàn)有飛行品質(zhì)評價方法不足，結(jié)合自 適應(yīng)最優(yōu)控制飛行員模型（AdaptiveOptimalControlPilotModel，簡稱A0CM)，將所述 A0CM模型指標函數(shù)與飛行員主觀評分進行關(guān)聯(lián)，提出了一種新的基于自適應(yīng)最優(yōu)控制飛行 員模型的模擬主觀評價的飛行品質(zhì)預(yù)測方法。所述方法可以在飛機設(shè)計階段使用，又可直 接與飛行員主觀評價進行對應(yīng)，克服了傳統(tǒng)評價方法不足。
[0006] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是，將自適應(yīng)最優(yōu)控制飛行員模型的指標函數(shù)與飛行員主 觀評分建立聯(lián)系，進而生成一種新的可以模擬飛行員主觀評價的飛行品質(zhì)預(yù)測方法。
[0007] 所述模擬飛行員主觀評價的飛行品質(zhì)預(yù)測方法具體包括如下步驟：
[0008] 步驟一，構(gòu)建飛行品質(zhì)預(yù)測評價對象；
[0009] 步驟二，建立A0CM模型指標函數(shù)，確定A0CM模型參數(shù)；
[0010] 步驟三，采用A0CM模型進行人機閉環(huán)時域仿真；
[0011] 步驟四，將A0CM模型指標函數(shù)與飛行員主觀評分建立聯(lián)系，模擬飛行員進行飛行 品質(zhì)主觀預(yù)測。
[0012] 本發(fā)明的優(yōu)點在于：
[0013] (1)可以模擬飛行員主觀評價進行飛行品質(zhì)預(yù)測；
[0014] (2)可以在飛行器設(shè)計初期使用本方法進行飛行品質(zhì)預(yù)測，使用成本低；
[0015] (3)使用了自適應(yīng)最優(yōu)控制飛行員模型描述飛行員行為，與實際飛行員操縱行為 更相符。
【附圖說明】
[0016] 圖1為本發(fā)明的模擬飛行員主觀評價的飛行品質(zhì)預(yù)測方法流程圖；
[0017] 圖2為A0CM模型人機閉環(huán)仿真流程框圖；
[0018] 圖3為實施例中A0CM模型操縱下飛機俯仰姿態(tài)跟蹤效果圖；
[0019] 圖4為本發(fā)明飛行品質(zhì)預(yù)測結(jié)果與飛行試驗飛行員主觀評價對比圖。
【具體實施方式】
[0020] 下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進一步說明。
[0021] 本發(fā)明提供一種模擬飛行員主觀評價的飛行品質(zhì)預(yù)測方法，將自適應(yīng)最優(yōu)控制飛 行員模型即A0CM模型的指標函數(shù)與飛行員主觀評分建立聯(lián)系，所采用的A0CM模型具有創(chuàng) 新性，在物理含義上較傳統(tǒng)最優(yōu)控制飛行員模型（OptimalControlPilotModel，簡稱0CM 模型）更合理。在A0CM模型中，飛行員不再根據(jù)未發(fā)生的未來進行噪聲估計，飛行員的操 縱噪聲和觀測噪聲將僅與近期操縱歷史相關(guān)；此外，飛行員對外界環(huán)境是一個漸進估計過 程，不再要求外界擾動特性恒定。本發(fā)明中A0CM模型采用自適應(yīng)狀態(tài)估計取代了傳統(tǒng)0CM 模型中的Kalman濾波（卡爾曼濾波），與實際情況更為相符。
[0022] 如圖1所示，本發(fā)明提供的模擬飛行員主觀評價的飛行品質(zhì)預(yù)測方法，具體預(yù)測 步驟如下：
[0023] 步驟一，構(gòu)建飛行品質(zhì)預(yù)測評價對象。通常采用帶有延遲環(huán)節(jié)的飛機動力學(xué)增廣 矩陣構(gòu)建待評價對象。
為帶有時間延遲的狀態(tài)向量，Ad、Bd、Cj別為帶有時間延遲的系數(shù)矩陣。A、B、C、D分別為 飛機小擾動方程系數(shù)矩陣，E為外界擾動系數(shù)矩陣，\為帶有延遲的增廣狀態(tài)向量，4為帶 有延遲的增廣狀態(tài)向量時間導(dǎo)數(shù)，X為飛機運動狀態(tài)向量，W為外界擾動向量，up為操縱向 量，ys為帶有延遲的增廣輸出狀態(tài)向量。
[0026] 步驟二，建立A0CM模型指標函數(shù)，確定A0CM模型參數(shù)。A0CM模型指標函數(shù)通常根 據(jù)飛行任務(wù)形式，采用二次指標函數(shù)形式進行確定，指標函數(shù)形式如下：
[0028]其中，E"表征了指標函數(shù)穩(wěn)態(tài)期望值，％為操縱速率向量，Qy>0，ru>0，f>0 分別是指標函數(shù)的觀測向量加權(quán)矩陣、操縱分配加權(quán)矩陣和操縱速率加權(quán)矩陣，它們反映 了飛行員對油門桿、駕駛桿、信息觀察等不同駕駛要素的重視程度。其中觀測向量加權(quán)矩 陣Qy、操縱分配加權(quán)矩陣ru依據(jù)任務(wù)形式和具體情況人為確定，如假設(shè)飛行員對所有觀測 向量同等重視，則％為單位陣，如果飛行員對各操縱通道投入駕駛精力一樣多，則ru為單 位陣。f的選擇依賴于給定的神經(jīng)動力延遲常數(shù)矩陣Tn。假設(shè)各操縱通道獨立，則Tn = diag(tni)，其中tni為第i個操縱通道神經(jīng)動力延遲時間常數(shù)。其它需要使用的AOCM模型 參數(shù)還包括觀測噪聲信噪比、操縱噪聲信噪比、有效延遲時間等，參數(shù)取值根據(jù)指標函數(shù)和 飛行員生理參數(shù)確定。單通道AOCM模型參數(shù)如表1所示，多通道問題可參照單通道參數(shù)耦 合選取。
[0029] 表1 A0CM模型參數(shù)
[0030]
[0031] 步驟三，采用A0CM模型進行人機閉環(huán)時域仿真。人-機-環(huán)境閉環(huán)仿真的物理過 程是，飛行員根據(jù)自身生理感受以及對環(huán)境和儀表的觀察，根據(jù)飛行任務(wù)和自身判斷對駕 駛桿、油門以及方向舵施加操縱，飛機在飛行員操縱和外界環(huán)境擾動下產(chǎn)生動態(tài)響應(yīng)，飛行 員再次根據(jù)飛機響應(yīng)情況對飛機施加操縱，由此形成閉環(huán)仿真。閉環(huán)仿真流程如圖2所示。 在前述步驟中已經(jīng)建立了指標函數(shù)和增廣被控對象，增廣被控對象即為待評價對象。下面 簡述飛行員最優(yōu)操縱量計算和自適應(yīng)狀態(tài)估計過程。飛行員最優(yōu)控制操縱量g可由下式計 算得到：
[0033] 其中，文是X的估計值，X是帶有控制速率的增廣狀態(tài)向量，表達式為X=[Xxd up] T，Gp為飛行員最優(yōu)控制反饋增益向量，B^為帶有控制速率的增廣操縱系數(shù)矩陣，K是由下列 Riccati方程確定的唯一解：
[0034] 0= (A0)TK+KA0+Q0-KB0f(4)
[0035] 其中，總為帶有控制速率的增廣動力學(xué)系數(shù)矩陣，為帶有控制速率的增廣加權(quán) 矩陣，
[0039]其中，《；；為飛行員最優(yōu)控制操縱量，元為帶有延遲的增廣狀態(tài)向量xs的估計值，Ip 即為飛行員最優(yōu)控制增益，表達式如下：
[0040] Ip=G；lGnf
[0041] 其中，Gn是調(diào)節(jié)器增益向量，是< 增益向量，（?1 =2；。由此，只要求得狀態(tài)向量 X的估計值I，即可得到飛行員最優(yōu)控制操縱量。本發(fā)明采用時變噪聲自適應(yīng)濾波器進行狀 態(tài)估計，首先將方程（1)離散化，得到離散狀態(tài)方程和操縱向量狀態(tài)方程如下：
[0044] 其中#、H、Bdls、Ddls是狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，Edls是擾動向量離散系數(shù)矩陣，w是外界擾動 向量，v是觀測噪聲向量，〇JPBudls是操縱向量狀態(tài)方程離散系數(shù)矩陣，Eudls是操縱噪聲離 散系數(shù)矩陣，vu是操縱噪聲向量，u。是理想狀態(tài)飛行員操縱指令，馬=-/,太，y是飛行員觀 測向量。公式中的k和k-Ι分別表示離散k時刻和k-Ι時刻。此時，引入時變噪聲 估值器如下：
[0049] 其中如/〇是k時刻擾動噪聲均值估計，々(々-1)是k-Ι時刻擾動噪聲均值估計，0(A) _ 是k時刻擾動噪聲協(xié)方差估計，-1)是k_l時刻擾動噪聲協(xié)方差估計，ε(k)是k時刻新 息，P(k|k)是納入新息后，通過k及之前時刻預(yù)報的誤差方差陣，P(k|k-1)是通過k-1及 之前時刻預(yù)報的k時刻誤差方差陣，i決-是k-i時刻觀察噪聲協(xié)方差估計，趣_是k時刻 觀察噪聲協(xié)方差估計，是k時刻觀察噪聲均值估計，$ -I)是k_l時刻觀察噪聲均值估 計，y(k)是k時刻飛行員觀察向量，Λ(到/f-1)是通過k-ι及之前時刻對狀態(tài)向量k時 刻的估計值，K(k)是k時刻濾波增益。dkl是漸進遺忘系數(shù)，dkl=