有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換對駕駛員誘發(fā)振蕩影響*

孟 捷，薄 濤，要繼斌，胡金山

（復(fù)雜航空系統(tǒng)仿真重點實驗室，北京 100076）

有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換對駕駛員誘發(fā)振蕩影響*

孟 捷，薄 濤，要繼斌，胡金山

（復(fù)雜航空系統(tǒng)仿真重點實驗室，北京 100076）

有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換可能會導(dǎo)致人機閉環(huán)失穩(wěn)，在特定條件下會引起駕駛員誘發(fā)振蕩。針對此問題，分析了致使駕駛員誘發(fā)振蕩發(fā)生的主要因素，構(gòu)建了人機閉環(huán)系統(tǒng)模型，推導(dǎo)了人機閉環(huán)系統(tǒng)失穩(wěn)數(shù)學(xué)模型。研究了引起有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換的可能因素，并運用時域和頻域分析技術(shù)對有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換所產(chǎn)生的影響進行了分析。案例研究表明：有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換后，在特定條件下可引發(fā)駕駛員誘發(fā)振蕩，但由此引起的駕駛員誘發(fā)振蕩可以采用相關(guān)方法進行抑制。在恰當(dāng)?shù)囊种品椒ㄗ饔孟?，由有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換引發(fā)的駕駛員誘發(fā)振蕩不會產(chǎn)生災(zāi)難性的后果。

飛行控制系統(tǒng)，飛行員誘發(fā)振蕩，人機系統(tǒng)，有效飛機

0 引言

飛行員誘發(fā)振蕩（Pilot Induced Oscillations，PIO）是一種不可控的嚴重人機耦合振蕩事件，并已造成多起軍用與商用飛機的等級飛行事故［1］。對飛行員誘發(fā)振蕩現(xiàn)象進行系統(tǒng)深入的研究，摸清其發(fā)生的規(guī)律，對防止災(zāi)難性飛行員誘發(fā)振蕩的發(fā)生有積極意義。

導(dǎo)致飛行員誘發(fā)振蕩產(chǎn)生的因素有多種，例如有效飛機動力學(xué)、飛行員動力學(xué)行為模式、觸發(fā)先導(dǎo)事件等。這些多樣的因素中，飛行員響應(yīng)模式的多樣性、過大的滯后時間、不合適的有效飛機動力學(xué)增益、飛行員動力學(xué)或有效飛機動力學(xué)的轉(zhuǎn)換是造成嚴重駕駛員誘發(fā)振蕩諸多因素中的關(guān)鍵要素。

多樣的飛行員動力學(xué)行為模式對駕駛員誘發(fā)振蕩發(fā)生將會產(chǎn)生影響，見文獻［2-6］。本文將研究的重點置于有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換與駕駛員誘發(fā)振蕩發(fā)生的關(guān)系上，力圖尋求具有普遍意義的結(jié)論。同時，嘗試對由有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換引發(fā)的駕駛員誘發(fā)振蕩現(xiàn)象的抑制方法進行初步探索。

1 人機閉環(huán)系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型

簡化的人機閉環(huán)系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型，如圖1所示，i為系統(tǒng)輸入信號，e為系統(tǒng)誤差信號，c為飛行員輸出信號，m為系統(tǒng)輸出信號，YP為飛行員描述函數(shù)模型，Yc為飛機描述函數(shù)模型。一般而言，駕駛員誘發(fā)振蕩的發(fā)生不是隨機的，而是需要具備一定條件的。前人的研究成果表明駕駛員誘發(fā)振蕩的產(chǎn)生一般具有3個條件，這3個條件分別是有效飛機動力學(xué)缺陷、觸發(fā)因素和閉環(huán)操縱［7］。

圖1 簡化的人機閉環(huán)系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型

實踐表明，線性增穩(wěn)飛機的動力學(xué)特性經(jīng)常是引起發(fā)散駕駛員誘發(fā)振蕩的原因。對現(xiàn)代先進電傳飛機來說，有效飛機動力學(xué)缺陷通常是指由控制系統(tǒng)高階特性和非線性特性造成的高頻相位跌落，使人機開環(huán)系統(tǒng)相位滯后接近或超過-180°，此時人機開環(huán)系統(tǒng)的相位儲備為零或負值。該條件是引起人機閉環(huán)系統(tǒng)失穩(wěn)的關(guān)鍵條件。

觸發(fā)因素一般是難以確定的隨機因素，使駕駛員的控制策略與被控制的有效飛機動力學(xué)特性之間失諧。常見的觸發(fā)因素有：環(huán)境、飛機和駕駛員等3類觸發(fā)因素。環(huán)境觸發(fā)因素：它以多種方式激起飛行事故的發(fā)生，最直接方式就是環(huán)境條件干擾駕駛員操縱，如飛行中遇到的大氣紊流，一方面會增加飛機的擾動，另外還會增加駕駛員緊張程度，使駕駛員以高增益操縱飛機，從而導(dǎo)致飛行事故的發(fā)生。飛機觸發(fā)因素：最常見的是有效飛機動力學(xué)特征中能引起操縱失諧的各種變化，例如操縱系統(tǒng)故障、飛行控制模態(tài)轉(zhuǎn)換不平穩(wěn)、飛行控制系統(tǒng)調(diào)節(jié)隨飛機構(gòu)型變化設(shè)計不合理等。駕駛員觸發(fā)因素：通常環(huán)境觸發(fā)作用或飛機觸發(fā)作用都先于駕駛員觸發(fā)作用，而不穩(wěn)定事件均是由于駕駛員反應(yīng)不正確或反應(yīng)過度所致的。在危急形勢下，駕駛員的精力會集中于完成某一特定的感示下而無暇它顧，這種精力過分專注情況稱之為“隧道效應(yīng)”。由于情緒緊張，駕駛員的操縱增益往往增至過大，而發(fā)生駕駛員觸發(fā)現(xiàn)象。

由于駕駛員誘發(fā)振蕩是人機閉環(huán)不穩(wěn)定振蕩，故閉環(huán)操縱是其主觀條件。多數(shù)由駕駛員誘發(fā)振蕩導(dǎo)致的飛行事故與著陸有關(guān)。此外，還有空中加油、密集編隊飛行、地形追蹤、精確進場、定點著陸、湍流中著陸和空中跟蹤等較高增益操縱的閉環(huán)飛行任務(wù)等。

當(dāng)上述3個條件同時存在時，飛機才會發(fā)生低頻或高頻駕駛員誘發(fā)振蕩。只有當(dāng)閉環(huán)振蕩頻率在1 Hz附近時，才會發(fā)生嚴重的或災(zāi)難性的駕駛員誘發(fā)振蕩。通過上述分析人機閉環(huán)系統(tǒng)失穩(wěn)的條件可用數(shù)學(xué)模型描述為：

2 有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換影響案例研究

在現(xiàn)代先進飛機中有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換與多個因素相關(guān)聯(lián)，目前對該問題的分析還沒有一種通用的方法，也沒有一個具有普遍意義的數(shù)學(xué)描述方式。飛行控制系統(tǒng)構(gòu)型的改變會導(dǎo)致有效飛機動力學(xué)的轉(zhuǎn)換。飛行員大幅值操縱命令同樣可導(dǎo)致有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換。為了充分說明該問題，本文將對3個有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換的典型案例進行研究。通過案例來說明有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換對駕駛員誘發(fā)振蕩發(fā)生所產(chǎn)生的影響。同時，對與有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換引發(fā)駕駛員誘發(fā)振蕩的抑制方法進行了初步研究。

2.1 案例1研究

案例1將對美國YF-12飛機大幅值駕駛員誘發(fā)振蕩產(chǎn)生原因進行研究。該駕駛員誘發(fā)振蕩是由YF-12飛機配平開關(guān)故障而觸發(fā)。配平開關(guān)故障導(dǎo)致YF-12飛機在近進加油機準備空中加油時，縱向配平超調(diào)。飛行員對配平超限立即作出反應(yīng)，以過猛的修正動作以保持飛機不超過機體過載限制，在這一持續(xù)調(diào)節(jié)過程中遭遇駕駛員誘發(fā)振蕩。圖2是該駕駛員誘發(fā)振蕩過載在±2 g范圍內(nèi)的時間歷程圖［8］。

圖2 YF-12飛機PIO時間歷程曲線

YF-12飛機的有效縱向動力學(xué)特性的構(gòu)成如圖3所示。該型飛機的增穩(wěn)系統(tǒng)是一個限制權(quán)限的俯仰阻尼器。該阻尼器平尾后緣上偏最大偏度為2.5°，平尾后緣下偏最大偏度為6.5°，速率限制為12.6°/s?？刂圃龇€(wěn)系統(tǒng)是一個反饋回路，描述函數(shù)和分別表示速率限制和位置限制。

圖3 YF-12飛機縱向控制系統(tǒng)框圖

在駕駛員誘發(fā)振蕩過程中，非線性環(huán)節(jié)的描述函數(shù)由正弦輸入描述函數(shù)獲得。非線性環(huán)節(jié)作用時的幅值和相位曲線分別如圖4和圖5所示。由圖2注意到駕駛員誘發(fā)振蕩頻率近似為3.14 rad/s。在此頻率點處，兩種不同位置限制的幅值特性差異非常小，這就意味著在該頻點處速率限制是最主要的駕駛員誘發(fā)振蕩觸發(fā)因素。非線性因素改變了有效飛機的動力學(xué)特性，對系統(tǒng)穩(wěn)定性有顯著不良影響，增大幅值比，增加了系統(tǒng)相位滯后。

圖4 YF-12飛機幅值比曲線

圖5 YF-12飛機相角曲線

經(jīng)深入研究發(fā)現(xiàn)YF-12飛機發(fā)生的駕駛員誘發(fā)振蕩事件是由有效飛機動力學(xué)短周期阻尼比的轉(zhuǎn)換而引起，且該阻尼比是飛行員輸入幅值的函數(shù)。由控制系統(tǒng)非線性引起的動力學(xué)改變，將維持一個持續(xù)駕駛員誘發(fā)振蕩的駕駛員增益值減小了50%以上，這樣就使得緊張狀態(tài)下的飛行員大幅值操縱成為了直接觸發(fā)因素。通過上述案例的分析，可發(fā)現(xiàn)該案例具備了有效飛機動力學(xué)、觸發(fā)因素、緊急任務(wù)中的閉環(huán)操縱等3個導(dǎo)致駕駛員誘發(fā)振蕩的主要因素。若要抑制此類PIO的發(fā)生，可通過減少駕駛員的增益值或?qū)λ俾氏拗七M行相應(yīng)補償。

2.2 案例2研究

圖6 T-38教練機駕駛員誘發(fā)振蕩時間歷程

另一個典型的由飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換導(dǎo)致的駕駛員誘發(fā)振蕩案例是美國T-38教練機發(fā)生的一次駕駛員誘發(fā)振蕩。該事件是駕駛員誘發(fā)振蕩研究史上的一次里程碑事件，由于飛機上有精良的設(shè)備，該駕駛員誘發(fā)振蕩過程獲得了良好地記錄。圖6繪制了T-38教練機駕駛員誘發(fā)振蕩過程中的飛行軌跡［9］。該軌跡表明初始時，具有控制增穩(wěn)系統(tǒng)的飛機俯仰軸遭遇到高頻低幅值振蕩。駕駛員誘發(fā)振蕩開始后，飛行員斷開了俯仰增穩(wěn)器，并試圖控制飛機使之恢復(fù)常態(tài)。一個周期為7.4 rad/s的駕駛員誘發(fā)振蕩快速發(fā)展，在一個周期內(nèi)飛機法向過載的峰值差值達到了10 g。

通過地面仿真和分析，發(fā)現(xiàn)有效飛機動力學(xué)和飛行員動力學(xué)特性的變換是導(dǎo)致此次駕駛員誘發(fā)振蕩的主要因素。有效飛機動力學(xué)在增穩(wěn)器通斷前后首先發(fā)生變換。并且即使增穩(wěn)器關(guān)斷后，飛機有效動力學(xué)特性仍然出現(xiàn)了兩種情況。

飛機飛行控制系統(tǒng)加入了人感系統(tǒng)和有效配重，其目的是改善桿力特性。T-38是教練機有前后兩個機艙，前后艙間的控制是相連接的。幾個不均衡質(zhì)量分布于機械控制系統(tǒng)，包括一個集中配重?？刂葡到y(tǒng)的有效配重是上述全部配重的復(fù)合，它改變了相互連接控制桿的配平位置。有效配重不僅改變了穩(wěn)態(tài)駕駛桿力，同時在控制系統(tǒng)中創(chuàng)造了一個機械反饋回路。飛行員所面對的實際飛機動力學(xué)特性取決于控制系統(tǒng)的摩擦力、彈性、配重、配重位置處的加速度及飛行員桿力水平。

下頁圖7構(gòu)建了一個有配重和無配重情況下的T-38教練機有效飛機動力學(xué)模型。圖8描述了有配重和無配重限制條件下的俯仰桿力頻域特性。有配重時，飛行員操縱幅值較大；無配重時，飛行員操縱幅值與系統(tǒng)摩擦力水平相當(dāng)。由圖8可知配重減小了飛機低頻增益值。在短周期頻率范圍內(nèi)，配重反饋回路增加了有效短周期頻率，同時減小了阻尼比，使諧振峰值出現(xiàn)顯著改變。這一顯著影響使得閉環(huán)系統(tǒng)中性穩(wěn)定頻率處的最大飛行員增益值發(fā)生劇烈變化，無配重反饋時的值是有配重反饋時的4倍。因此，在突發(fā)情況下，飛行員需要高度的非線性適應(yīng)能力，使其增益值產(chǎn)生大幅度的非線性變換，以適應(yīng)飛機動力學(xué)特性的突然改變。

圖7 T-38主控制系統(tǒng)框圖

一般而言，飛行員初始狀態(tài)適應(yīng)增穩(wěn)系統(tǒng)開啟的飛機動力學(xué)。接著斷開增穩(wěn)系統(tǒng)，飛行員接過飛機控制權(quán)，此時飛機動力學(xué)從有配重模態(tài)迅速過渡至無配重模態(tài)。開始時飛行員用于適應(yīng)這一轉(zhuǎn)變的增益值過大。當(dāng)控制增穩(wěn)系統(tǒng)再次接通，配重接入控制系統(tǒng)時，便會導(dǎo)致PIO出現(xiàn)。在完全發(fā)展的PIO中，飛行員將運用同步控制行為，傳遞函數(shù)特性近似一個純增益。當(dāng)飛行員逐漸減小控制增益值，恢復(fù)對飛行情況的掌握，PIO將逐漸被抑制。

圖8 配重對飛機俯仰響應(yīng)的影響

通過對該案例的研究，對合適的PIO抑制方法能有一個深刻的認識。一般而言，飛行員可以采取松桿或握桿操作，飛機振蕩運動將逐漸衰減。但兩種方法所產(chǎn)生的飛機有效阻尼比是不同的。對飛行員松桿的情況，有效飛機動力學(xué)將受到控制系統(tǒng)配重的影響，飛機有效短周期阻尼比約為0.1。對飛行員握桿的情況，飛機有效短周期阻尼比約為0.4。因此，對該人機系統(tǒng)構(gòu)型而言，采用握桿是明智選擇。

2.3 案例3研究

1978年，美國DFBW F-8飛機進行了一系列飛行員高度參與且高強度的飛行實驗任務(wù)，這些飛行任務(wù)包括近進、接地與復(fù)飛。在飛機接地時，DFBW F-8有效飛機動力學(xué)特性會自動轉(zhuǎn)換。其有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換的原因是飛機起落架開關(guān)切斷了增穩(wěn)系統(tǒng)中的法向加速度反饋和前向回路積分器，使桿力梯度移動到高值區(qū)。美國DFBW F-8飛機飛行控制系統(tǒng)構(gòu)型改變，使飛行員需要面對有效飛機動力學(xué)短周期模態(tài)的兩種不同形式。由于該過程具備了駕駛員誘發(fā)振蕩產(chǎn)生的3個主要因素，因此，發(fā)生了駕駛員誘發(fā)振蕩。美國DFBW F-8飛機駕駛員誘發(fā)振蕩的時間歷程曲線如圖9所示［10］。

圖9 DFBW F-8飛機駕駛員誘發(fā)振蕩時間歷程

通過以上3個案例的研究，可以發(fā)現(xiàn)有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換時，可使人機系統(tǒng)具備發(fā)生駕駛員誘發(fā)振蕩的3個最主要因素，因此，可能會導(dǎo)致駕駛員誘發(fā)振蕩的發(fā)生。但由有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換引起的駕駛員誘發(fā)振蕩是可以抑制的，只要飛行員處理及時得當(dāng)，有效減小駕駛員增益值至合理水平，往往不會導(dǎo)致災(zāi)難性的飛行事故發(fā)生。上述案例也表明由有效飛機動力學(xué)轉(zhuǎn)換引發(fā)的駕駛員誘發(fā)振蕩是可防可控的。

3 結(jié)束語

通過對人機閉環(huán)系統(tǒng)建模和人機閉環(huán)系統(tǒng)失穩(wěn)條件的研究，發(fā)現(xiàn)駕駛員誘發(fā)振蕩的發(fā)生一般需要具備3個要素，即有效飛機動力學(xué)缺陷、觸發(fā)因素、閉環(huán)操縱。當(dāng)人機開環(huán)系統(tǒng)相位滯后接近或超過-180°，人機開環(huán)系統(tǒng)的相位儲備為零或負值時，就極有可能發(fā)生駕駛員誘發(fā)振蕩。人機系統(tǒng)中控制系統(tǒng)的構(gòu)型改變是致使有效飛機動力學(xué)變換的主因。有效飛機動力學(xué)變換并不會必然導(dǎo)致駕駛員誘發(fā)振蕩的產(chǎn)生，只有同時滿足駕駛員誘發(fā)振蕩發(fā)生的條件時，駕駛員誘發(fā)振蕩才會發(fā)生。

通過對由有效飛機動力學(xué)變換引起的駕駛員誘發(fā)振蕩3個典型案例的深入分析，可知由有效飛機動力學(xué)變換引起的駕駛員誘發(fā)振蕩是有方法抑制的。方法1：減小駕駛員的操縱幅度或握桿，減小人機系統(tǒng)中駕駛員增益值至合適水平，改變?nèi)藱C開環(huán)系統(tǒng)幅相曲線形狀，使得人機開環(huán)系統(tǒng)相位滯后不再接近或超過-180°，而處于一個合理水平；方法2：在飛行控制系統(tǒng)設(shè)計階段，使兩種飛行控制系統(tǒng)構(gòu)型間能有較為緩和的過度，能使飛行員及時適應(yīng)有效飛機動力學(xué)的變化，并且對位置限制和速率限制飽和等非線性情況進行補償。

［1］McRuer，Duane T.Aviation Safety and Pilot Control，Understanding and Preventing Unfavorable Pilot-vehicle Interactions［M］.Washington D.C.:National Academy Press，1997.

［2］孟捷，徐浩軍，武衛(wèi).駕駛員模型對Ⅱ型PIO預(yù)測影響研究［J］.系統(tǒng)仿真學(xué)報，2009，21（12）:3816-3819.

［3］方振平，吳屹東.現(xiàn)代飛機駕駛員誘發(fā)振蕩機理和預(yù)測研究［J］.飛行力學(xué)，1997，15（3）:48-54.

［4］高慶玉，方振平.操縱系統(tǒng)非線性因素對飛機縱向駕駛員誘發(fā)振蕩影響的探討［J］.航空學(xué)報，2000，21（1）:21-24.

［5］孟捷，徐浩軍，劉東亮.基于描述函數(shù)法的速率限制環(huán)節(jié)特性研究［J］.飛行力學(xué)，2009，27（2）:20-23.

［6］孟捷，徐浩軍，張建康.II型PIO反饋與前饋抑制系統(tǒng)對比［J］.航空學(xué)報，2010，31（9）:1701-1707.

［7］高金源，李陸豫，馮亞昌等.飛機飛行品質(zhì)［M］.北京:國防工業(yè)出版社，2003.

［8］Smith J W，Donald T.Berry.Analysis of Longitudinal Pilot-induced Oscillation Tendencies of YF-12 aircraft［R］，NASA TN D-7900，1975.

［9］Smith R H.A Theory for Longitudinal Short-period June Pilot-induced Oscillations［R］，AFFDL-TR-77-57，1977.

［10］Berry D T，Bruce G P，Kenneth J S，et al.In-flight Evaluation of Control System Pure Time Delays［J］，Journal of Aircraft，1982，19（4）:318-323.

Influence of Effective Vehicle Dynamics Transitions on Pilot Induced Oscillations

MENG Jie，BO Tao，YAO Ji-bin，HU Jin-shan
（Science and Technology on Complex Aviation Systems Simulation Laboratory，Beijing 100076，China）

The instability of aircraft-pilot system can be caused by effective vehicle dynamics transitions.The pilot induced oscillations may be introduced by effective vehicle dynamics transitions in given condition.To resolve the problem，the main factors which closely connected with pilot induced oscillations are analyzed.The model of closed-loop aircraft-pilot system is built.The mathematical model of closed-loop aircraft-pilot system instability is derived.The complication which may induce effective vehicle dynamics transitions is studied.The impact of effective vehicle dynamics transitions was analyzed by time and frequency domain technology.The case investigation prove that the pilot induced oscillations may be occur on condition that effective vehicle dynamics transformed in special instance，but it can be suppressed by given methods.If the preventing measure can work correctly，the pilot induced oscillations which are caused by effective vehicle dynamics transitions could not induce catastrophic flight accident.

flight control systems，pilot induced oscillations，pilot-vehicle system，effective vehicle

V212.1

A

1002-0640（2015）03-0016-04

2014-01-09

2014-03-17

國家自然科學(xué)基金資助項目（61374145）

孟 捷（1982- ），男，湖南沅陵人，博士后。研究方向：飛行控制與飛行仿真。