基于光學(xué)引導(dǎo)下飛行員操縱著艦建模

張凱倫，韓 維，陳志剛

（海軍航空大學(xué)，山東煙臺(tái)264001）

飛行員駕駛飛機(jī)著艦是艦載機(jī)任務(wù)中非常重要的一環(huán)，由于著艦環(huán)境有大量不確定性因素可能導(dǎo)致意外事故發(fā)生[1]，故飛機(jī)著艦對(duì)于駕駛員而言是一項(xiàng)極具挑戰(zhàn)性的任務(wù)[2]。

在飛機(jī)著艦過(guò)程中，對(duì)駕駛員的研究一般有[3]：駕駛員行為、艦載機(jī)動(dòng)力學(xué)、FLOLS等幾個(gè)方面，在駕駛員的操作行為上MuRuer等人研究單自由度補(bǔ)償任務(wù)并提出MuRuer駕駛員模型，Ronald Hess提出基于跟蹤任務(wù)的多回路的駕駛員模型[4-6]，70年代提出的最優(yōu)控模型（OCM），假設(shè)飛行員經(jīng)過(guò)嚴(yán)格的訓(xùn)練為該控制模型的基礎(chǔ)。隨著智能算法的普及開(kāi)始將智能算法應(yīng)用到駕駛員模型中[7]。在艦載機(jī)動(dòng)力學(xué)方面，王立新[8]等建立在環(huán)境的隨機(jī)干擾下的艦載機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，對(duì)著艦的安全性的研究做了仿真。在光學(xué)引導(dǎo)方面有楊一棟等人對(duì)FLOSL光學(xué)系統(tǒng)的仿真[9]。

駕駛員模型主要包含駕駛員的操縱行為模型以及駕駛員的視覺(jué)感官模型[10]。通過(guò)對(duì)駕駛員操縱模型以及駕駛員的感官模型進(jìn)行改進(jìn)，從而建立一個(gè)較為合適的駕駛員著艦的模型。以往的駕駛員的操縱模型中增益項(xiàng)都作為常值計(jì)算，而實(shí)際情況其增益項(xiàng)會(huì)隨反饋的信號(hào)不同而產(chǎn)生差異[11]。對(duì)于駕駛員感官系統(tǒng)而言，之前的研究都將駕駛員輸入都以數(shù)值的形式作為反饋，但真實(shí)情況飛行員是感知不到數(shù)值的差異，需要依靠燈光的信號(hào)大概了解下滑軌跡與設(shè)定好的軌跡的差距[12]。因此，根據(jù)這兩點(diǎn)對(duì)駕駛員著艦?zāi)Ｐ妥飨鄳?yīng)的改進(jìn)。

本文基于上述兩點(diǎn)的不足，從駕駛員操縱桿的增益與駕駛員的視覺(jué)感官兩方面分別運(yùn)用增益項(xiàng)的自適應(yīng)改進(jìn)以及駕駛員的視覺(jué)模糊化處理來(lái)解決上述的不足。

1 駕駛員跟蹤模型

Ronald Hess提出關(guān)于著艦任務(wù)下的一個(gè)多回路的駕駛員模型，該模型的優(yōu)點(diǎn)是有較少的限制條件，所以適合用于實(shí)際的進(jìn)艦?zāi)Ｐ偷难芯?。駕駛員任務(wù)跟蹤模型如圖1所示。

圖1 駕駛員任務(wù)跟蹤模型Fig.1 Pilot task tracking model

圖1中：H為艦載機(jī)系統(tǒng)的高度輸入指令；r為高度輸出的速率變量；S為整個(gè)人機(jī)系統(tǒng)的輸入量，kp和kd分別為偏差環(huán)節(jié)的以及的增益環(huán)節(jié)；Gnm表示駕駛員肢體的行為模型。

單軸的跟蹤任務(wù)的駕駛員模型的控制率為：

2 駕駛員增益的改進(jìn)

對(duì)于飛控系統(tǒng)的增益設(shè)計(jì)上，大部分都將其設(shè)置為常值，但是飛行員在操作飛機(jī)時(shí)，其增益項(xiàng)會(huì)隨系統(tǒng)反饋的信息中會(huì)產(chǎn)生自適應(yīng)調(diào)節(jié)的過(guò)程。下面對(duì)其增益項(xiàng)kp和kd自適應(yīng)改進(jìn)。

狀態(tài)變量是完全可觀察的，被控對(duì)象的狀態(tài)方程為：

式（3）中：H和H'分別為高度輸出和高度輸出速率；Am和Bm為系數(shù)且大于0。

其參考模型的狀態(tài)方程為：

式（4）中：Hm為模型輸出；r為系統(tǒng)指令輸入；Ap和Bp均為系數(shù)且大于0。

狀態(tài)誤差方程為：

由此可得：

控制率δ可以表達(dá)為：

將式（7）代入（6）中可得：

對(duì)于人機(jī)的跟蹤控制系統(tǒng)的任務(wù)，可利用Lyapunov穩(wěn)定性理論來(lái)求得kp和kd的自適應(yīng)率[11]，使其誤差收斂。

將式（1）代入式（8）可得：

為使方程左邊趨于0，設(shè)計(jì)Lyapunov函數(shù)：

對(duì)式（12）求微分后得：

本文假設(shè)參考跟蹤模型Hm和以及指令輸入r都可設(shè)定為0，則其自適應(yīng)率為：

3 駕駛員視覺(jué)感受模型

3.1 光學(xué)助降系統(tǒng)的特點(diǎn)

當(dāng)艦載機(jī)準(zhǔn)備著艦時(shí)，在離航母的一段距離得到下滑的指令，飛行員開(kāi)始人工操縱著艦。圖2為飛機(jī)進(jìn)艦圖，飛行員控制飛機(jī)沿著所需的滑翔坡滑行，保持一條路徑角度約為-3.5°的理想下滑軌道[12]。飛行員通過(guò)觀察FLOLS光學(xué)助降系統(tǒng)獲知飛機(jī)的下滑軌道與理想的下滑軌道的高度偏差，根據(jù)偏差的大小來(lái)操控飛機(jī)盡量向理想的下滑軌道靠攏，并最終在理想的位置完成著艦，并成功完成飛機(jī)阻攔任務(wù)[14]。

FLOLS向駕駛員提供高度偏差信息，主要影響縱向著艦過(guò)程，其主要組成部分是基準(zhǔn)燈組和瞄準(zhǔn)燈組?；鶞?zhǔn)燈是一排水平固定的綠色燈組，向駕駛員顯示理想下滑道的位置。瞄準(zhǔn)燈組是一排豎直的燈組，由菲涅爾光學(xué)透鏡組成，與理想下滑面平行并產(chǎn)生線性非常好的光束。這些光坡面在航母后方形成了垂向張角為1.5°的光學(xué)區(qū)域，每排燈提供0.3°的光源覆蓋。在飛機(jī)著陸飛行期間，飛行員可查看可移動(dòng)“球”在FLOLS景象中的位置。菲涅耳透鏡的垂直光覆蓋度將實(shí)際的飛機(jī)相對(duì)位置分成不同的相對(duì)位置范圍，這些位置范圍可以用圖3中所示的“球”來(lái)標(biāo)記當(dāng)在理想下滑道觀看“球”將與綠色基準(zhǔn)燈對(duì)齊。當(dāng)人類飛行員高于所需的下滑坡度時(shí)，“球”就會(huì)出現(xiàn)在基準(zhǔn)燈上方。相反，當(dāng)飛行員在預(yù)期的下滑坡度以下時(shí)，會(huì)看到低于基準(zhǔn)燈的“球”。如果飛機(jī)的飛行位置離基準(zhǔn)燈越來(lái)越遠(yuǎn)時(shí)，“球”的景象會(huì)呈現(xiàn)紅色代表著艦危險(xiǎn)。如果飛機(jī)偏離下滑道過(guò)遠(yuǎn)“球”將會(huì)從視野中消失。因此，人類駕駛員可以方便地估計(jì)高度誤差。

圖2 飛機(jī)進(jìn)艦圖Fig.2 Aircraft land carrier

圖3 菲涅爾透鏡示意圖Fig.3 Fresnel lens

3.2 駕駛員視覺(jué)模糊建模

飛行員通過(guò)FLOLS系統(tǒng)感受高度誤差的感測(cè)過(guò)程反映了模糊性。如圖2中所示，飛行員感受“球”的位置時(shí)，認(rèn)為是0.5倍球的高度，但實(shí)際可能是0.4倍的球的高度差。感測(cè)高度誤差的過(guò)程基于人類飛行員的經(jīng)驗(yàn)，受到飛行員主觀性的影響。

基于模糊邏輯控制理論，模糊傳感器塊包括3個(gè)主要部分：模糊器，模糊推理和解模糊器[14-15]。模糊傳感器輸入和輸出之間的關(guān)系取決于模糊推理以及基于飛行員的經(jīng)驗(yàn)和知識(shí)的決策。然后，模糊器將FLOLS光學(xué)場(chǎng)景轉(zhuǎn)換為飛行員所理解的高度偏差，解模糊器將模糊推理結(jié)果轉(zhuǎn)換為以“球”測(cè)量的感測(cè)高度誤差[16]。最后，幾何關(guān)系模塊將感測(cè)到的“球”中的高度誤差轉(zhuǎn)換為數(shù)值中感測(cè)到的高度誤差?；谀：壿嬁刂评碚?，駕駛員感知過(guò)程變?yōu)閿?shù)學(xué)運(yùn)算[17]；飛行員傳感器系統(tǒng)的模糊可以被量化和建模[18]。

表1為視覺(jué)感受的模糊高度偏差，圖4為隸屬函數(shù)。

表1 視覺(jué)感受的模糊高度偏差Tab.1 Fuzzy height deviation of visual perception

圖4 隸屬函數(shù)Fig.4 Membership function

由飛行員的視覺(jué)感受的偏差作為指令的輸入，駕駛員的任務(wù)跟蹤模型根據(jù)高度偏差的大小而實(shí)行不同的操縱策略。通過(guò)飛行員對(duì)菲涅爾透鏡的光學(xué)引導(dǎo)信息的感知過(guò)程，并集成人機(jī)系統(tǒng)中各要素模型來(lái)建立光學(xué)助降系統(tǒng)引導(dǎo)下艦載機(jī)著艦人機(jī)系統(tǒng)的仿真模型，駕駛員根據(jù)實(shí)際高度的偏差對(duì)飛機(jī)進(jìn)行操縱使飛機(jī)快速回到理想的下滑位置及姿態(tài)，見(jiàn)圖5。

圖5 人機(jī)系統(tǒng)Fig.5 Man-aircraft system

4 FLOLS引導(dǎo)下的著艦仿真

下面設(shè)置一個(gè)仿真算例來(lái)驗(yàn)證對(duì)文中建立的駕駛員操縱飛機(jī)著艦的模型的合理性。艦載機(jī)的進(jìn)艦速度大約是69 m/s，下滑角是-3.5°，航母高度大約為30.6 m，吃水深度大約是10.7 m，艦載機(jī)的重心高度大約是2 m，所以艦載機(jī)大致的著艦高度為21.9 m，艦載機(jī)在距離艦載機(jī)水平位置約為1 511 m獲得下滑道窗口，從開(kāi)始著艦21.6 s左右時(shí)艦載機(jī)在指定的位置完成著艦。設(shè)定飛機(jī)的初始位置偏高12.2 m，約為2個(gè)“球”的高度，經(jīng)過(guò)仿真獲得著艦過(guò)程中飛機(jī)的狀態(tài)變化以及艦載機(jī)下滑軌跡的變化如圖6所示。

圖6 飛機(jī)下滑軌跡與理想軌道對(duì)應(yīng)圖Fig.6 Flight glide path relative to carrier

從圖6中可以看出，當(dāng)飛機(jī)偏高約2個(gè)“球”的時(shí)候，駕駛員為使飛機(jī)能夠在合理的時(shí)間內(nèi)快速控制飛機(jī)使其接近原先預(yù)設(shè)的下滑軌跡上飛機(jī)所作出的位置和姿態(tài)的改變。當(dāng)駕駛員看到飛機(jī)位置偏高時(shí)，首先壓桿并讓飛機(jī)低頭使飛機(jī)能快速下滑使飛機(jī)快速修正高度的偏差。大約在8 s左右飛機(jī)的高度偏差已經(jīng)基本修正，但是飛機(jī)的姿態(tài)還沒(méi)有修正到理想狀態(tài)，因此，飛機(jī)在高度修正、下滑角以及操縱桿都出現(xiàn)連續(xù)的波動(dòng)。在大約15 s的時(shí)候，由于高度誤差逐漸較小，飛機(jī)的姿態(tài)漸漸趨于穩(wěn)定，從圖7、8可以發(fā)現(xiàn)在15 s以后飛機(jī)的下滑角以及迎角都趨于平緩，飛機(jī)的實(shí)際下滑軌跡也基本與理想下滑道重合。根據(jù)圖9可知，當(dāng)飛機(jī)需要快速修正誤差時(shí)，速度會(huì)有小幅度的上升，由于飛機(jī)速度的響應(yīng)屬于長(zhǎng)周期變化，所以當(dāng)飛機(jī)的姿態(tài)角趨于平穩(wěn)時(shí)，速度依然持續(xù)變化中。

圖7 飛機(jī)下滑角變化Fig.7 Flight path angle history

圖8 飛機(jī)迎角變化Fig.8 Angle of attack history

圖9 飛機(jī)速度變化Fig.9 Flight velocity history

5 結(jié)束語(yǔ)

本文改進(jìn)了駕駛員的模型參數(shù)的設(shè)計(jì)方法，在駕駛員的視覺(jué)感知模型上利用模糊控制的理論進(jìn)行改進(jìn)，在菲涅爾透鏡的引導(dǎo)下，能夠使駕駛員在一定的高度偏差下準(zhǔn)確跟蹤預(yù)設(shè)好的下軌跡，并在指定位置順利著艦。仿真實(shí)驗(yàn)的結(jié)果也表明，駕駛員進(jìn)艦的結(jié)果和實(shí)際的飛機(jī)特性相接近，可以作為駕駛員操控著艦的參考。