舰载机着舰任务下的飞行员建模研究

韩维, 赵振宇, 陈志刚

(海军航空工程学院 飞行器工程系, 山东 烟台 264000)



舰载机着舰任务下的飞行员建模研究

韩维, 赵振宇, 陈志刚

(海军航空工程学院 飞行器工程系, 山东 烟台 264000)

摘要:为研究舰载机在下滑着舰时飞行员的操纵策略,建立了着舰任务下的双通道飞行员模型。以人工着舰时飞行员控制飞机进行轨迹跟踪为背景,以着舰时惯用的“反区”操纵技术为依据,确立了舰载机飞行员控制律,并对控制增益参数进行了自适应设计。最后结合F-18A舰载机,运用SIMILINK软件进行了仿真。结果表明,该模型能很好地反映着舰任务下的飞行员操纵特性,可为飞行员着舰操纵提供参考。

关键词:飞行员模型; 舰载飞机; 增益参数; 轨迹跟踪

0引言

由于着舰环境的限制,舰载机着舰是一项极具风险和充满挑战的任务,它要求飞行员必须拥有高超的操纵技术和丰富的驾驶经验。大量飞行事故表明,在飞机着舰的最后20多秒是事故的多发段[1],因此需对着舰状态下飞行员的控制行为进行研究,其中飞行员模型的建立显得尤为关键。

目前,关于着舰下滑任务下的飞行员建模研究相对较少。文献[2]建立的跟踪控制任务下的飞行员模型虽以人工着舰为背景,但仅对飞行员控制的油门杆通道进行了研究,文献[3]建立的着舰状态下的飞行员模型仅涉及驾驶杆通道,二者建立的都属于单通道模型,不能很好地用来研究着舰中飞行员的操纵行为。

本文主要以舰载机着舰下滑时的轨迹跟踪为任务背景,建立了双通道飞行员模型。该模型可用来研究飞行员着舰下滑的操纵行为,总结相应的操纵策略,为飞行员着舰操纵提供参考。

1建模基础

1.1飞行员操纵行为

飞行员操纵飞机的行为与所完成的任务是密切相关的。人机闭环控制按照飞行员采集信息的性质,通常分为补偿系统、跟踪系统、预先认知系统和预先显现系统[4]。在着舰任务下,主要涉及的是补偿系统和跟踪系统。 补偿系统中,飞行员采集到的是系统的误差信息,并根据采集到的信息不断操纵飞机,使飞机运动的实际值达到要求,如图1(a)所示。跟踪系统中,飞行员采集到的是系统的输出变量和指令变量,同时前庭神经系统还可以感知系统输出的速率,大脑综合这些信息来判断系统的误差及误差变化率,并以此为依据操纵飞机,如图1(b)所示。

图1　系统显现示意图Fig.1　Diagram of display system

1.2双回路飞行员模型构建

着舰时,飞行员与舰载飞机系统组成一个复杂系统。为简化研究,只考虑舰载飞机着舰时的纵向操纵,此时飞行员通过操纵驾驶杆和油门杆来控制飞机。此外,假设飞行员接受3个信号,并以此为基础构建双回路飞行员模型。图2为1个双通道飞行员模型示意图。

图2　双通道飞行员模型示意图Fig.2　Duagram of double channels pilot model

由于飞行员精力的限制[5],将两个通道分为主通道和副通道。主通道接受相对多的信息,并通过

综合分析做出相对精确的操纵决策;副通道接受相对少的信息,做出的操纵决策相对简单。

在着舰下滑过程中,对飞机轨迹精度要求较高,飞行员要根据菲涅耳光学引导系统提供的信息不断操纵飞机使其一直处于理想下滑道上,因此主通道反馈参数设为飞机的高度及高度变化率。此外,在下滑的整个过程中,飞行员还需对飞机姿态进行保持。在航迹倾角不变的情况下,只要保持迎角的稳定便可保持飞机姿态的稳定,故将迎角作为飞机的副通道反馈参数。

由于舰载机着舰时速度大都小于有利速度,飞机处于速度“反区”飞行阶段[6],此时飞行员大都通过操纵驾驶杆来改变飞机下沉率进而进行高度修正,通过驾驶杆保持飞机姿态。因此,将飞行员模型主通道输出设为油门杆偏转量,副通道输出设为驾驶杆偏转量。

2着舰下滑状态的飞行员建模

2.1飞行员模型结构配置

根据图1,结合舰载飞机系统和菲涅耳光学引导系统,构建着舰下滑状态下的飞行员模型如图3所示。油门杆通道为主通道,飞行员在该通道中执行“跟踪”任务;驾驶杆通道为副通道,执行“补偿”任务。

图3　双回路飞行员模型Fig.3　Double-loops pilot model

因此,可得出飞行员模型两个回路的控制律分别为:

2.2操纵增益设计

文献[2]在设计飞控增益时,将增益参数设为定值,然而飞行员在实际操纵飞机时,增益参数应是一个自适应调节的过程。下面对模型主通道的增益参数kp,kd进行自适应设计[9]。

由于主通道执行的是“跟踪任务”,故将被控对象视为:

(1)

式中:u为系统控制输入;a1≥0,a2≥0,a>0。

系统跟踪模型为:

(2)

式中:dm为模型输出;r为系统指令输入;b1,b2,b3为已知的正数。故可得误差信息为:

(3)

由此可得:

(4)

(5)

其中:

定义:

(6)

系统主通道控制律如下:

因为Gnm为固定传递函数,可以将其等效划入飞机系统,在控制律中不作考虑,令kpkd=k,则新的控制律可写为:

令δp=u,k=k0=-k1,kd=-k2,r1=r,则上式可改写为:

(7)

将式(7)代入式(4),可得:

(8)

为保证式(8)左边趋近于0,设计Lyapunov函数[10]:

(9)

式中:λi>0;i=0,1,2。则:

(10)

结合式(5)～式(7),可得:

(11)

设增益参数自适应律为:

引入遗传算法[11]对x1,x2,λ1,λ2进行优化设计,得出其值分别为:x1=0.40,x2=4.97,λ1=0.41,λ2=2.74。

3仿真验证

以F-18A舰载机着舰下滑为例[12],将驾驶杆限幅器取值为±2°,油门杆限幅器取值为±5°,速率限制器取为6 (°)/s。在飞机初始轨迹偏高H=10 m,即“肉球”偏高d=1时,经仿真可得飞机的响应过程如图4所示。

在飞机轨迹偏差变化时, 增益参数也随之变化,其变化情况如图5所示。可以看出,在15 s时飞机的轨迹偏差基本消除。

飞机驾驶杆(Wa)和油门杆(δT)偏转情况如图6所示。可以看出:飞机驾驶杆的操纵比较平缓,而油门杆则快速短促;驾驶杆偏转角度随高度偏差的减小而减小,并且与油门杆的偏转方向相反,属于典型的“反区”操纵。

图4　下滑轨迹响应特性Fig.4　Glideslope response characteristics

图5　增益参数取值Fig.5　Gain parameter values

图6　驾驶杆和油门杆偏转量Fig.6　Stick and throttle lever deflections

若按照文献[2]中的飞控增益设计方法,可得出kc=1,kp=0.62,kd=-3.2, 在飞机初始轨迹偏高H=10 m,即“肉球”偏高d=1时,经仿真可得飞机的响应过程如图7所示。

图7　下滑轨迹响应特性Fig.7　Glideslope response characteristics

可以看出,在经过2次振荡后,飞机在20 s时轨迹误差接近于0,其调节时间明显偏长。

4结束语

本文对着舰下滑状态下的双回路飞行员模型进行了建模研究,给出了模型的控制律,并对模型参数的设计方法进行了改进。仿真验证表明,模型所反映出的操纵特性与实测飞行员的操纵特性相近,可为飞行员着舰操纵提供参考。

参考文献：

[1]彭兢.舰载机进舰着舰的自动引导和控制研究[D].北京:北京航空航天大学,2001:7-9.

[2]胡恩勇,袁锁中,杨一栋.跟踪控制状态飞行员建模研究[J].飞行力学,2008,26(4):11-13.

[3]朱齐丹,赵恩娇,张雯,等.飞行员着舰纵向控制[J].计算机仿真,2013,5(5):112-116.

[4]徐浩军,刘东亮,孟捷.基于系统仿真的飞行安全评估理论与方法[M].北京:国防工业出版社,2011:7-9.

[5]屈香菊.飞行员控制模型的建模研究[D].北京:北京航天航空大学,2003:49-63.

[6]范晔,袁锁中,杨一栋.着舰状态飞行员控制策略研究[J].飞行力学,2008,26(3):37-40.

[7]杨一栋.舰载飞机着舰引导与控制[M].南京:南京航空航天大学出版社,2007:76-79.

[8]Nalepka J P,Hinchman J L.Automated aerial refueling:extending the effectiveness of unmanned air vehicles[R].AIAA-2005-6005,2005.

[9]刘强,扈宏杰,刘金琨,等.高精度飞行仿真转台的鲁棒自适应控制[J].系统工程与电子技术,2001,23(10):35-38.

[10]刘金琨.先进PID控制MATLAB仿真[M].北京:电子工业出版社,2012:259-261.

[11]Iliff K W,Wang K C.Extraction of lateral-directional stability and control derivatives for the basic F-18 aircraft at high angles of attack[R].NASA Technical Memorandum 4786,1997.

[12]史峰,王辉,郁磊,等.MATLAB智能算法30个案例分析[M].北京:北京航空航天大学出版社,2012:50-56.

(编辑：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

中图分类号：V212.12

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)01-0014-04

作者简介:韩维(1970-)，湖南湘潭人，教授，博士生导师，博士，研究方向为飞行器动力学。

收稿日期:2015-05-29;

修订日期:2015-09-02; 网络出版时间:2015-09-25 15:23