人機閉環仿真方法研究及應用

譙裕青+王卿

摘 要：該文對人機閉環仿真方法進行了研究，建立了由飛機本體動力學模型、飛機氣動力模型、飛機控制系統模型和駕駛員模型等子模塊構成的仿真模型，并以起飛階段單發停車的操穩特性評估為算例，分析了采用人機閉環仿真方法對飛機的操穩特性評估的基本流程。研究表明，人機閉環仿真可以有效揭示飛機的動態響應過程和駕駛員的操縱歷程，具有快速和高效的特點，可以有效的降低操穩特性評估的時間成本和經濟成本。

關鍵詞：操穩特性 人機閉環仿真 駕駛員模型

中圖分類號：V22 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）12（a）-0026-03

飛機操穩特性需要地面試驗或飛行試驗的方法進行驗證。但試驗過程往往具有較多的不確定因素，且一般需要消耗大量的時間和經濟成本。此外，對于某些高風險試飛科目，試飛過程可能需要在飛機的邊界飛行狀態完成，這對試飛安全構成了極為不利的影響。鑒于此，為了有效提高飛機的操穩特性評估的效率并保障試飛安全，試飛前的數值計算和仿真是需要的。

由于傳統的靜平衡數值計算方法[1-2]僅考慮了飛機的平衡狀態，忽略了飛機的動態響應過程和駕駛員的操作過程，對于涉及比較復雜的飛行任務，其計算結果的參考價值也會降低。

人機閉環仿真方法采用計算機等輔助計算工具建立模型，通過對人機閉環任務的飛行仿真完成對飛機的操穩特性的初步評估。該方法以操穩特性評估標準（如國軍標相應條款）為基礎，以人機閉環仿真模型為核心，以計算機作為輔助設計手段，方法雖不能完全代替最終的試飛，但其仿真驗證結果可以有效揭示飛機飛行參數的變化規律，對試飛或試驗方案的最終確定具有較重要的參考價值。

1 人機閉環仿真模型建立

人機閉環仿真模型由飛機本體動力學模型、飛機氣動力模型、飛機控制系統模型和駕駛員模型等子模塊構成，其總體結構見圖1。

1.1 飛機本體動力學模型

飛機本體模型采用非線性6自由度運動方程（機體軸系）[3]。

對于給定常運動，飛機的運動參數應滿足特定的約束。例如，協調轉彎運動可描述為：飛機保持恒定的飛行速度、俯仰與傾斜姿態以及偏航速率，作無側滑的偏航運動。這些約束構成飛機協調轉彎運動的平衡方程：

（1）

在上述11個非線性代數方程中，未知量包括和等共計13個。為了使上述平衡方程封閉，需要另外指定2個特征參數的取值，如飛行速度和飛機的傾斜角。利用非線性代數方程的數值解法可計算出飛機平衡狀態的全部運動參數以及相應的操縱面偏角。

另外，由于配平計算中給定的飛機運動參數或約束方程會引入，，以及等附加的變量，求解過程中還需要補充適當的幾何關系與下述速度轉換關系：

（2）

1.2 飛機氣動力模型

氣動力模型主要用于計算飛機在機動飛行中所受的氣動力和氣動力矩。根據空氣動力學關系，飛機所受到的氣動力和氣動力矩可通過下式計算得到：

（3）

式中，分別為飛機的升力系數，阻力系數和側力系數，分別為飛機的滾轉力矩系數、俯仰力矩系數和偏航力矩系數，為飛機空速，為機翼面積，為機翼的平均氣動弦長，為機翼展長。

人機閉環仿真模型的精度主要取決于所采用的飛機氣動數據。

1.3 飛機控制系統模型

該文以某大型水陸兩棲飛機為例，該飛機通過助力操縱實現對舵面的控制，飛控系統模型為簡單的液壓傳動模型，用一節慣性環節來描述舵機的動力學響應特性，并考慮舵面偏轉速率和偏轉范圍的限制。

1.4 駕駛員模型

駕駛員模型的作用是模擬駕駛員在完成各個機動任務的過程中根據飛機的參數變化所施加的各種舵面和油門操縱，其輸出指令通過電子飛控系統傳輸給飛機本體，形成完成的人機閉環仿真模型。

該文將以經典的McRuer駕駛員模型[4]為核心，針對不同的飛行任務，建立不同通道的駕駛員模型。McRuer模型目前應用較為成熟，并且能夠較好地反映駕駛員特征中主要的線性部分，其數學描述如下：

（4）

式中：——拉普拉斯算子；

為駕駛員對輸入信息的反應滯后，其值與神經傳導和刺激有關，約為0.06～0.3 s，對中等技術水平的駕駛員約為0.2左右。

為駕駛員增益，表示駕駛員對單位反饋信息的誤差量所施加操縱力的大小（以調整飛機的姿態），根據不同的控制參數和取樣單位可在1～100范圍內變動。

為駕駛員對操縱過程的預測而需要的超前補償時間常數，約為0～1 s，該值反應了駕駛員精神負荷的大小。

為中樞信息的傳遞和加工時滯，反映了駕駛員體力負荷的大小，約為0～1 s。

為肌肉神經滯后時間，包括當肌肉接受到大腦決策的指令后，由于自身的慣性、粘性及肌肉纖維的不同步收縮所形成的延遲，通常用一階慣性環節來描述這一行為，為此一階環節的時間常數。

在進行人機閉環仿真時，駕駛員模型的調參結果應符合上述各項的要求，從而使駕駛員模型符合真實的飛行員操縱行為特征。

駕駛員模型使用俯仰、滾轉、偏航、油門4個通道控制模型[5]。駕駛員操縱油門保持飛行速度、通過升降舵跟蹤預定的航跡角，控制副翼以建立并維持坡度，操縱方向舵以控制飛機偏航[6]。

通過仿真計算各參數時間歷程（參數包括操縱面偏度，操縱力，油門，姿態角，氣動角，航跡角，機體軸三軸線速度、線加速度、角速度、角加速度、位移、過載等），選取條款要求的相應參數，檢查是否滿足條款要求。

2 人機閉環仿真方法應用舉例

該文以某大型水陸兩棲機的起飛階段單發停車后飛機的操穩特性為例，演示人機閉環仿真計算流程。

2.1 評估標準

在突然出現發動機非對稱停車時，飛機應可以安全地操縱，國軍標和適航對此有類似的要求，這里以國軍標條款要求為例。

GJB185-86中5.12.2節（起飛離地后的非對稱推力）：要求保證起飛后發生任何一臺發動機推力突然損失時駕駛員能安全地繼續完成爬高[7]。規定的整個爬升過程中保持傾斜角不超過5 °的直線飛行，且可用滾轉操縱效能須留有25%的余量，用來傾斜、轉彎或修正陣風干擾等。

GJB185-86中5.12.3節（非對稱推力時飛機的瞬態反應）：要求在發動機停車造成的驅動力矩作用下，至少在1 s的時間內，飛機不允許出現運動發散，如迎角、側滑角發散，使之在駕駛員操縱后，可用恢復對飛機的控制。

2.2 飛行狀態確定

在起飛階段，大重量、后重心狀態對配平能力的要求較高，而方向舵的配平能力卻受到較短的尾力臂的制約，因此該狀態作為臨界狀態。

評估標準中要求任何一臺發動機停車，時間試飛中僅需確定臨界發動機停車即可。從飛行力學的角度看，臨界發動機是指故障后會對飛機配平造成最大影響（也即造成最大的失配平力矩）的發動機。某型機裝有4臺渦槳發動機，其槳盤旋向均為左旋（順航向看）。由于發動機軸線相對于機身有一定安裝角，相對于來流也存在一定的迎角。當槳葉轉向左翼尖時，其相對于來流的迎角較大，產生的拉力也較大；當其轉向右翼尖時，槳葉朝上運動，相對于來流的迎角較小，產生的拉力較小。故各臺發動機運行時，均會產生一定的右偏航力矩。因此，當右外側發動機失效時，產生的航向力矩最大，所以此發動機為臨界發動機。

2.3 駕駛員操縱策略

俯仰軸駕駛員模型的操縱指令為爬升角 °，為保持不小于3%的爬升梯度，從而保證起飛階段的飛行安全。偏航軸駕駛員模型的指令為偏航角，為保持飛機偏航角不變。油門通道采用開環控制，油門桿置于起飛功率位置。滾轉軸駕駛員模型的操縱指令為保持傾斜角不超過5 °，即5 °。

2.4 仿真演示

如圖2～圖4，假設在t=0 s臨界發動機失效；保守起見，從發動機突然停車失效到駕駛員校正動作之間間隔考慮3 s，即在t=3 s駕駛員采取糾正動作。

仿真結果表明：在0～3 s，臨界發動機失效且駕駛員未采取任何校正動作，縱向飛行參數變化不大，爬升角有小幅下降，迎角略微增加，這是由于發動機在低速時有較充足的剩余功率。但此時臨界發動機對橫航向飛行參數影響較大，側滑角和偏航角明顯增加，飛機向不工作發動機一側偏航。t=3 s后，駕駛員采取糾偏措施。飛機能繼續爬升，爬升角逐漸減小至2°；滾轉角在5 °范圍內，本次任務中控制φ=-5 °，以減小穩定時方向舵偏度；操縱力均在適航條例規定的限制值內，表明駕駛員的操縱負擔在合理范圍內；在發動機停車造成的驅動力矩作用下，在3 s的時間內，飛機沒有出現運動發散，如氣動角和姿態角無過大值出現，表明飛機飛行狀態穩定和安全。所以，單發停車后的操穩特性滿足3.1.1的評估要求。

通過人機閉環仿真得到各參數時間歷程（參數包括操縱面偏度，操縱力，油門，姿態角，氣動角，航跡角，機體軸三軸線速度、線加速度、角速度、角加速度、位移、過載等），選取評估標準要求的相應參數，檢查是否滿足要求。

3 結語

該文對人機閉環仿真方法進行了研究，建立了由飛機本體動力學模型、飛機氣動力模型、飛機控制系統模型和駕駛員模型等子模塊構成的仿真模型，并以起飛階段單發停車和低空盤旋為算例，分析了采用人機閉環仿真方法對飛機的操穩特性評估的基本流程。該方法的精確度取決于建模過程所采用的氣動數據的精度。

研究表明，人機閉環仿真可以有效揭示飛機的動態響應過程、飛行參數變化規律和駕駛員的操縱歷程，具有快速和高效的特點，對實際的試飛方案的制定具有較高的參考價值，可以有效的降低操穩特性評估的時間成本和經濟成本。

參考文獻

[1] 《飛機設計手冊》總編委會編.飛機設計手冊第六冊氣動設計[M].航空工業出版社，2002.

[2] 方振平，陳萬春，張曙光.航空飛行器飛行動力學[M].北京航空航天大學出版社，2005.

[3] Steven B L，Lewis F L. AIRCRAFT CONTROL AND SIMULATION[M].New York：Wiley，1992.

[4] Pool D M， Mulder M. Pilot equation in manual control of aircraft dynamics[C]// Proceedings of the 2009 IEEE International Conference on Systems， Man， and Cybernetics.

[5] Hosman R， Van der Geest P， Van der Zee J. Development of a pilot model for the manual balked landing maneuver[J]. AIAA 2009-5818.

[6] 美國聯邦航空局.飛機飛行手冊[M].上海交通大學出版社，2010.

[7] 董庚壽.有人駕駛飛機（固定翼）操穩特性背景材料和使用說明[M].1993.

在突然出現發動機非對稱停車時，飛機應可以安全地操縱，國軍標和適航對此有類似的要求，這里以國軍標條款要求為例。

GJB185-86中5.12.2節（起飛離地后的非對稱推力）：要求保證起飛后發生任何一臺發動機推力突然損失時駕駛員能安全地繼續完成爬高[7]。規定的整個爬升過程中保持傾斜角不超過5 °的直線飛行，且可用滾轉操縱效能須留有25%的余量，用來傾斜、轉彎或修正陣風干擾等。

GJB185-86中5.12.3節（非對稱推力時飛機的瞬態反應）：要求在發動機停車造成的驅動力矩作用下，至少在1 s的時間內，飛機不允許出現運動發散，如迎角、側滑角發散，使之在駕駛員操縱后，可用恢復對飛機的控制。

2.2 飛行狀態確定

在起飛階段，大重量、后重心狀態對配平能力的要求較高，而方向舵的配平能力卻受到較短的尾力臂的制約，因此該狀態作為臨界狀態。

評估標準中要求任何一臺發動機停車，時間試飛中僅需確定臨界發動機停車即可。從飛行力學的角度看，臨界發動機是指故障后會對飛機配平造成最大影響（也即造成最大的失配平力矩）的發動機。某型機裝有4臺渦槳發動機，其槳盤旋向均為左旋（順航向看）。由于發動機軸線相對于機身有一定安裝角，相對于來流也存在一定的迎角。當槳葉轉向左翼尖時，其相對于來流的迎角較大，產生的拉力也較大；當其轉向右翼尖時，槳葉朝上運動，相對于來流的迎角較小，產生的拉力較小。故各臺發動機運行時，均會產生一定的右偏航力矩。因此，當右外側發動機失效時，產生的航向力矩最大，所以此發動機為臨界發動機。

2.3 駕駛員操縱策略

俯仰軸駕駛員模型的操縱指令為爬升角 °，為保持不小于3%的爬升梯度，從而保證起飛階段的飛行安全。偏航軸駕駛員模型的指令為偏航角，為保持飛機偏航角不變。油門通道采用開環控制，油門桿置于起飛功率位置。滾轉軸駕駛員模型的操縱指令為保持傾斜角不超過5 °，即5 °。

2.4 仿真演示

如圖2～圖4，假設在t=0 s臨界發動機失效；保守起見，從發動機突然停車失效到駕駛員校正動作之間間隔考慮3 s，即在t=3 s駕駛員采取糾正動作。

仿真結果表明：在0～3 s，臨界發動機失效且駕駛員未采取任何校正動作，縱向飛行參數變化不大，爬升角有小幅下降，迎角略微增加，這是由于發動機在低速時有較充足的剩余功率。但此時臨界發動機對橫航向飛行參數影響較大，側滑角和偏航角明顯增加，飛機向不工作發動機一側偏航。t=3 s后，駕駛員采取糾偏措施。飛機能繼續爬升，爬升角逐漸減小至2°；滾轉角在5 °范圍內，本次任務中控制φ=-5 °，以減小穩定時方向舵偏度；操縱力均在適航條例規定的限制值內，表明駕駛員的操縱負擔在合理范圍內；在發動機停車造成的驅動力矩作用下，在3 s的時間內，飛機沒有出現運動發散，如氣動角和姿態角無過大值出現，表明飛機飛行狀態穩定和安全。所以，單發停車后的操穩特性滿足3.1.1的評估要求。

通過人機閉環仿真得到各參數時間歷程（參數包括操縱面偏度，操縱力，油門，姿態角，氣動角，航跡角，機體軸三軸線速度、線加速度、角速度、角加速度、位移、過載等），選取評估標準要求的相應參數，檢查是否滿足要求。

3 結語

該文對人機閉環仿真方法進行了研究，建立了由飛機本體動力學模型、飛機氣動力模型、飛機控制系統模型和駕駛員模型等子模塊構成的仿真模型，并以起飛階段單發停車和低空盤旋為算例，分析了采用人機閉環仿真方法對飛機的操穩特性評估的基本流程。該方法的精確度取決于建模過程所采用的氣動數據的精度。

研究表明，人機閉環仿真可以有效揭示飛機的動態響應過程、飛行參數變化規律和駕駛員的操縱歷程，具有快速和高效的特點，對實際的試飛方案的制定具有較高的參考價值，可以有效的降低操穩特性評估的時間成本和經濟成本。

參考文獻

[1] 《飛機設計手冊》總編委會編.飛機設計手冊第六冊氣動設計[M].航空工業出版社，2002.

[2] 方振平，陳萬春，張曙光.航空飛行器飛行動力學[M].北京航空航天大學出版社，2005.

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[6] 美國聯邦航空局.飛機飛行手冊[M].上海交通大學出版社，2010.

[7] 董庚壽.有人駕駛飛機（固定翼）操穩特性背景材料和使用說明[M].1993.

在突然出現發動機非對稱停車時，飛機應可以安全地操縱，國軍標和適航對此有類似的要求，這里以國軍標條款要求為例。

GJB185-86中5.12.2節（起飛離地后的非對稱推力）：要求保證起飛后發生任何一臺發動機推力突然損失時駕駛員能安全地繼續完成爬高[7]。規定的整個爬升過程中保持傾斜角不超過5 °的直線飛行，且可用滾轉操縱效能須留有25%的余量，用來傾斜、轉彎或修正陣風干擾等。

GJB185-86中5.12.3節（非對稱推力時飛機的瞬態反應）：要求在發動機停車造成的驅動力矩作用下，至少在1 s的時間內，飛機不允許出現運動發散，如迎角、側滑角發散，使之在駕駛員操縱后，可用恢復對飛機的控制。

2.2 飛行狀態確定

在起飛階段，大重量、后重心狀態對配平能力的要求較高，而方向舵的配平能力卻受到較短的尾力臂的制約，因此該狀態作為臨界狀態。

評估標準中要求任何一臺發動機停車，時間試飛中僅需確定臨界發動機停車即可。從飛行力學的角度看，臨界發動機是指故障后會對飛機配平造成最大影響（也即造成最大的失配平力矩）的發動機。某型機裝有4臺渦槳發動機，其槳盤旋向均為左旋（順航向看）。由于發動機軸線相對于機身有一定安裝角，相對于來流也存在一定的迎角。當槳葉轉向左翼尖時，其相對于來流的迎角較大，產生的拉力也較大；當其轉向右翼尖時，槳葉朝上運動，相對于來流的迎角較小，產生的拉力較小。故各臺發動機運行時，均會產生一定的右偏航力矩。因此，當右外側發動機失效時，產生的航向力矩最大，所以此發動機為臨界發動機。

2.3 駕駛員操縱策略

俯仰軸駕駛員模型的操縱指令為爬升角 °，為保持不小于3%的爬升梯度，從而保證起飛階段的飛行安全。偏航軸駕駛員模型的指令為偏航角，為保持飛機偏航角不變。油門通道采用開環控制，油門桿置于起飛功率位置。滾轉軸駕駛員模型的操縱指令為保持傾斜角不超過5 °，即5 °。

2.4 仿真演示

如圖2～圖4，假設在t=0 s臨界發動機失效；保守起見，從發動機突然停車失效到駕駛員校正動作之間間隔考慮3 s，即在t=3 s駕駛員采取糾正動作。

仿真結果表明：在0～3 s，臨界發動機失效且駕駛員未采取任何校正動作，縱向飛行參數變化不大，爬升角有小幅下降，迎角略微增加，這是由于發動機在低速時有較充足的剩余功率。但此時臨界發動機對橫航向飛行參數影響較大，側滑角和偏航角明顯增加，飛機向不工作發動機一側偏航。t=3 s后，駕駛員采取糾偏措施。飛機能繼續爬升，爬升角逐漸減小至2°；滾轉角在5 °范圍內，本次任務中控制φ=-5 °，以減小穩定時方向舵偏度；操縱力均在適航條例規定的限制值內，表明駕駛員的操縱負擔在合理范圍內；在發動機停車造成的驅動力矩作用下，在3 s的時間內，飛機沒有出現運動發散，如氣動角和姿態角無過大值出現，表明飛機飛行狀態穩定和安全。所以，單發停車后的操穩特性滿足3.1.1的評估要求。

通過人機閉環仿真得到各參數時間歷程（參數包括操縱面偏度，操縱力，油門，姿態角，氣動角，航跡角，機體軸三軸線速度、線加速度、角速度、角加速度、位移、過載等），選取評估標準要求的相應參數，檢查是否滿足要求。

3 結語

該文對人機閉環仿真方法進行了研究，建立了由飛機本體動力學模型、飛機氣動力模型、飛機控制系統模型和駕駛員模型等子模塊構成的仿真模型，并以起飛階段單發停車和低空盤旋為算例，分析了采用人機閉環仿真方法對飛機的操穩特性評估的基本流程。該方法的精確度取決于建模過程所采用的氣動數據的精度。

研究表明，人機閉環仿真可以有效揭示飛機的動態響應過程、飛行參數變化規律和駕駛員的操縱歷程，具有快速和高效的特點，對實際的試飛方案的制定具有較高的參考價值，可以有效的降低操穩特性評估的時間成本和經濟成本。

參考文獻

[1] 《飛機設計手冊》總編委會編.飛機設計手冊第六冊氣動設計[M].航空工業出版社，2002.

[2] 方振平，陳萬春，張曙光.航空飛行器飛行動力學[M].北京航空航天大學出版社，2005.

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[6] 美國聯邦航空局.飛機飛行手冊[M].上海交通大學出版社，2010.

[7] 董庚壽.有人駕駛飛機（固定翼）操穩特性背景材料和使用說明[M].1993.