艦載機著艦任務下的飛行員建模研究

韓維, 趙振宇, 陳志剛

(海軍航空工程學院 飛行器工程系, 山東 煙臺 264000)

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艦載機著艦任務下的飛行員建模研究

韓維, 趙振宇, 陳志剛

(海軍航空工程學院 飛行器工程系, 山東 煙臺 264000)

摘要:為研究艦載機在下滑著艦時飛行員的操縱策略,建立了著艦任務下的雙通道飛行員模型。以人工著艦時飛行員控制飛機進行軌跡跟蹤為背景,以著艦時慣用的“反區”操縱技術為依據,確立了艦載機飛行員控制律,并對控制增益參數進行了自適應設計。最后結合F-18A艦載機,運用SIMILINK軟件進行了仿真。結果表明,該模型能很好地反映著艦任務下的飛行員操縱特性,可為飛行員著艦操縱提供參考。

關鍵詞:飛行員模型; 艦載飛機; 增益參數; 軌跡跟蹤

0引言

由于著艦環境的限制,艦載機著艦是一項極具風險和充滿挑戰的任務,它要求飛行員必須擁有高超的操縱技術和豐富的駕駛經驗。大量飛行事故表明,在飛機著艦的最后20多秒是事故的多發段[1],因此需對著艦狀態下飛行員的控制行為進行研究,其中飛行員模型的建立顯得尤為關鍵。

目前,關于著艦下滑任務下的飛行員建模研究相對較少。文獻[2]建立的跟蹤控制任務下的飛行員模型雖以人工著艦為背景,但僅對飛行員控制的油門桿通道進行了研究,文獻[3]建立的著艦狀態下的飛行員模型僅涉及駕駛桿通道,二者建立的都屬于單通道模型,不能很好地用來研究著艦中飛行員的操縱行為。

本文主要以艦載機著艦下滑時的軌跡跟蹤為任務背景,建立了雙通道飛行員模型。該模型可用來研究飛行員著艦下滑的操縱行為,總結相應的操縱策略,為飛行員著艦操縱提供參考。

1建模基礎

1.1飛行員操縱行為

飛行員操縱飛機的行為與所完成的任務是密切相關的。人機閉環控制按照飛行員采集信息的性質,通常分為補償系統、跟蹤系統、預先認知系統和預先顯現系統[4]。在著艦任務下,主要涉及的是補償系統和跟蹤系統。 補償系統中,飛行員采集到的是系統的誤差信息,并根據采集到的信息不斷操縱飛機,使飛機運動的實際值達到要求,如圖1(a)所示。跟蹤系統中,飛行員采集到的是系統的輸出變量和指令變量,同時前庭神經系統還可以感知系統輸出的速率,大腦綜合這些信息來判斷系統的誤差及誤差變化率,并以此為依據操縱飛機,如圖1(b)所示。

圖1　系統顯現示意圖Fig.1　Diagram of display system

1.2雙回路飛行員模型構建

著艦時,飛行員與艦載飛機系統組成一個復雜系統。為簡化研究,只考慮艦載飛機著艦時的縱向操縱,此時飛行員通過操縱駕駛桿和油門桿來控制飛機。此外,假設飛行員接受3個信號,并以此為基礎構建雙回路飛行員模型。圖2為1個雙通道飛行員模型示意圖。

圖2　雙通道飛行員模型示意圖Fig.2　Duagram of double channels pilot model

由于飛行員精力的限制[5],將兩個通道分為主通道和副通道。主通道接受相對多的信息,并通過

綜合分析做出相對精確的操縱決策;副通道接受相對少的信息,做出的操縱決策相對簡單。

在著艦下滑過程中,對飛機軌跡精度要求較高,飛行員要根據菲涅耳光學引導系統提供的信息不斷操縱飛機使其一直處于理想下滑道上,因此主通道反饋參數設為飛機的高度及高度變化率。此外,在下滑的整個過程中,飛行員還需對飛機姿態進行保持。在航跡傾角不變的情況下,只要保持迎角的穩定便可保持飛機姿態的穩定,故將迎角作為飛機的副通道反饋參數。

由于艦載機著艦時速度大都小于有利速度,飛機處于速度“反區”飛行階段[6],此時飛行員大都通過操縱駕駛桿來改變飛機下沉率進而進行高度修正,通過駕駛桿保持飛機姿態。因此,將飛行員模型主通道輸出設為油門桿偏轉量,副通道輸出設為駕駛桿偏轉量。

2著艦下滑狀態的飛行員建模

2.1飛行員模型結構配置

根據圖1,結合艦載飛機系統和菲涅耳光學引導系統,構建著艦下滑狀態下的飛行員模型如圖3所示。油門桿通道為主通道,飛行員在該通道中執行“跟蹤”任務;駕駛桿通道為副通道,執行“補償”任務。

圖3　雙回路飛行員模型Fig.3　Double-loops pilot model

因此,可得出飛行員模型兩個回路的控制律分別為:

2.2操縱增益設計

文獻[2]在設計飛控增益時,將增益參數設為定值,然而飛行員在實際操縱飛機時,增益參數應是一個自適應調節的過程。下面對模型主通道的增益參數kp,kd進行自適應設計[9]。

由于主通道執行的是“跟蹤任務”,故將被控對象視為:

(1)

式中:u為系統控制輸入;a1≥0,a2≥0,a>0。

系統跟蹤模型為:

(2)

式中:dm為模型輸出;r為系統指令輸入;b1,b2,b3為已知的正數。故可得誤差信息為:

(3)

由此可得:

(4)

(5)

其中:

定義:

(6)

系統主通道控制律如下:

因為Gnm為固定傳遞函數,可以將其等效劃入飛機系統,在控制律中不作考慮,令kpkd=k,則新的控制律可寫為:

令δp=u,k=k0=-k1,kd=-k2,r1=r,則上式可改寫為:

(7)

將式(7)代入式(4),可得:

(8)

為保證式(8)左邊趨近于0,設計Lyapunov函數[10]:

(9)

式中:λi>0;i=0,1,2。則:

(10)

結合式(5)～式(7),可得:

(11)

設增益參數自適應律為:

引入遺傳算法[11]對x1,x2,λ1,λ2進行優化設計,得出其值分別為:x1=0.40,x2=4.97,λ1=0.41,λ2=2.74。

3仿真驗證

以F-18A艦載機著艦下滑為例[12],將駕駛桿限幅器取值為±2°,油門桿限幅器取值為±5°,速率限制器取為6 (°)/s。在飛機初始軌跡偏高H=10 m,即“肉球”偏高d=1時,經仿真可得飛機的響應過程如圖4所示。

在飛機軌跡偏差變化時, 增益參數也隨之變化,其變化情況如圖5所示。可以看出,在15 s時飛機的軌跡偏差基本消除。

飛機駕駛桿(Wa)和油門桿(δT)偏轉情況如圖6所示。可以看出:飛機駕駛桿的操縱比較平緩,而油門桿則快速短促;駕駛桿偏轉角度隨高度偏差的減小而減小,并且與油門桿的偏轉方向相反,屬于典型的“反區”操縱。

圖4　下滑軌跡響應特性Fig.4　Glideslope response characteristics

圖5　增益參數取值Fig.5　Gain parameter values

圖6　駕駛桿和油門桿偏轉量Fig.6　Stick and throttle lever deflections

若按照文獻[2]中的飛控增益設計方法,可得出kc=1,kp=0.62,kd=-3.2, 在飛機初始軌跡偏高H=10 m,即“肉球”偏高d=1時,經仿真可得飛機的響應過程如圖7所示。

圖7　下滑軌跡響應特性Fig.7　Glideslope response characteristics

可以看出,在經過2次振蕩后,飛機在20 s時軌跡誤差接近于0,其調節時間明顯偏長。

4結束語

本文對著艦下滑狀態下的雙回路飛行員模型進行了建模研究,給出了模型的控制律,并對模型參數的設計方法進行了改進。仿真驗證表明,模型所反映出的操縱特性與實測飛行員的操縱特性相近,可為飛行員著艦操縱提供參考。

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(編輯：崔立峰)

Research on modeling of the pilot for carrier landing task

HAN Wei, ZHAO Zhen-yu, CHEN Zhi-gang

(Department of Airborne Vehicle Engineering, NAEI, Yantai 264001, China)

Abstract:To study the pilot control strategy in carrier landing, a double-channels pilot model for carrier landing task is established. The pilot control law is established based on the “backside” control technique which is used to realize path tracking with the manual controlled carrier landing as the background, and the gain parameter of the pilot model are adaptively designed. Simulation validation is finally processed with the SIMILINK software combined with F-18A aircraft. The result shows that the pilot model can reflect the pilot control characteristics and provide references to pilots for carrier landing.

Key words:pilot model; carrier aircraft; gain parameter; path pursuit

中圖分類號：V212.12

文獻標識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)01-0014-04

作者簡介:韓維(1970-)，湖南湘潭人，教授，博士生導師，博士，研究方向為飛行器動力學。

收稿日期:2015-05-29;

修訂日期:2015-09-02; 網絡出版時間:2015-09-25 15:23