飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置设计方法

文档序号:6298915
飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置设计方法
【专利摘要】本发明提供了飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置设计方法。本发明的设计方法得到的飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置,可以根据模拟器杆力模拟逼真度的评价方法使用的综合评价指标模型:定量评价飞行模拟器的模拟操纵负荷系统杆力模拟逼真度。通过试验得到的数据,本发明的设计方法得到的评价装置的评价结果与飞行员主观评价结果的相关系数=0.91,取得了很好的一致性。证明本发明的方法是合理性和可靠的。本发明设计方法的模型参数易于修改。因此该设计方法得到的装置,还可应用到汽车驾驶模拟器方向盘操纵力模拟逼真度的综合评价。还可用于汽车驾驶模拟器方向盘操纵力模拟逼真度综合评价装置的设计。
【专利说明】飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置设计方法

【技术领域】
[0001] 本发明属于飞行仿真领域,涉及飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置设计方法。

【背景技术】
[0002] 操纵负荷系统是飞机重要的机上系统之一,它在很大程度上决定了飞机使用的可 能性和飞行安全。飞行状态变化时,操纵负荷系统杆力的变化比杆位移变化更易被飞行员 所感受,因此,杆力模拟逼真度是影响飞行模拟器实用性的重要因素之一,直接影响模拟器 训练效果。
[0003] 由于飞行模拟器的杆力模拟逼真度受多种因素影响,使其研究和评价错综复杂, 所以,迄今为止还没找出公认的客观定量评价杆力模拟逼真度的好方法,操纵人员的主观 评价在模拟器杆力模拟逼真度的研究中一直占有重要的地位,并作为检验模拟器杆力模拟 逼真度的最终标准。目前,从科技查新检索到的国内外文献上看,主要是研究操纵负荷系 统杆力及其变化特性的控制设计,而没有对杆力模拟逼真度评价的方法。实际应用中,操纵 人员的主观评价在模拟器的杆力模拟逼真度评价中一直占有重要地位,而关于模拟器杆力 模拟逼真度客观评价方法就是通过对模拟器操纵负荷系统的性能指标量进行测试,是一种 定量客观的评价。但是,随模拟器操纵负荷系统不同而标准不同。由于主观评价是模拟器 操纵人员按照一定的任务操纵时,对模拟器操纵负荷系统提供的杆力的评价。这时评价不 仅取决于模拟器操纵负荷系统本身,还取决于操纵人员的行为特征、对任务的要求等;而客 观评价又没有操纵人员的参加,这样往往会出现主、客观评价不一致的现象。事实上,模拟 器杆力模拟逼真度是包含在人-模拟器的相互作用中,操纵人员在模拟器操纵中起了相当 重要的作用。


【发明内容】

[0004] 为了解决飞行模拟器杆力模拟逼真度主、客观评价不一致的问题,本发明提供了 飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置设计方法。
[0005] 本发明设计了定量客观评价杆力模拟逼真度的一种人-模拟器控制闭环模型装 置,为评价模拟器操纵负荷系统杆力模拟逼真度提供一种有效的方法。
[0006] 本发明的飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置设计方法的步骤和条件如下:
[0007] I、设计的飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置;
[0008] II、基于设计的飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置,建立一种飞行模拟器杆力 模拟逼真度评价方法使用的综合评价指标模型,存储在计算机中,包括:
[0009] ①考虑杆力跟踪好坏的误差指标;②考虑杆力方向误差指标;③总误差指标;
[0010] ④综合评价指标:

【权利要求】
1.飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置设计方法,其特征在于,包括如下步骤和条 件: I、 设计的一种飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置;其包括操纵控制输入单元(1)、 被测操纵负荷系统单元(2),计算机(3)、测试仪(4)顺次连接;模拟飞行任务单元(5)、飞 行员操纵控制策略模型单元¢)、标称杆力位移曲线单元(7)、飞机动力学模型单元(8)顺 次连接,飞行员操纵控制策略模型单元(6)还与被测操纵负荷系统单元(2)连接;飞机动力 学模型单元(8)与飞机空间位置单元(10)、洗出模型单元(13)分别连接;飞机空间位置单 元(10)与视觉感受模型单元(9)连接;视觉感受模型单元(9)还与飞行员操纵控制策略模 型单元(6)连接;洗出模型单元(13)与前庭模型单元(11)、运动速度、加速度单元(12)顺 次连接;前庭模型单元(11)还与飞行员操纵控制策略模型单元(6)连接; 确定模拟飞行任务单元(5)的飞行任务后,该飞行任务作为飞行员操纵控制策略模型 单元(6)的输入,经飞行员操纵控制策略模型单元(6)解算得到操纵力,输出至标称杆力位 移单元(7),标称杆力位移单元(7)输出操纵位移到飞机动力学模型单元(8),经飞机动力 学模型单元(8)计算出飞机空间位置,输入到飞机空间位置单元(10)再输出到视觉感受模 型单元(9);飞机动力学模型单元(8)将解算得到的飞机线加速度、角速度等飞机过载信号 输出到洗出模型单元(13),经洗出模型单元(13)解算后得到模拟器运动系统线加速度和 角速度,将结果送给运动角速度、线加速度单元(12),经运动角速度、线加速度单元(12)输 出至前庭模型单元(11),飞行员操纵控制策略模型单元(6)根据视觉感受模型单元(9)、前 庭模型单元(11)、模拟飞行任务单元(5)的内容进行下一步决策;基于飞行模拟器杆力模 拟逼真度评价装置,建立一种飞行模拟器杆力模拟逼真度评价方法使用的综合评价指标 模型,存储在计算机(3)中; 综合评价指标:
式中,4t,t分别是操纵负荷系统俯仰、倾斜、偏航三个通道位置阶跃响 应上升时间及其门槛值; II、 基于设计的行模拟器杆力模拟逼真度评价装置,建立一种飞行模拟器杆力模拟逼 真度评价方法使用的综合评价指标模型,存储在计算机(3)中,包括: ① 考虑杆力跟踪好坏的误差指标:
式中,fp(t),fr(t),fy(t)分别是俯仰、倾斜、偏航方向的期望杆力, fpcl(t),frcl(t),fycl(t)分另Ij是试验时操纵负荷系统的俯仰、倾斜、偏航方向的实际杆力, Epf,Eyf分别是俯仰、倾斜、偏航方向杆力的误差标准门槛值,tn试验时间; ② 考虑杆力方向误差指标: Jej2取值为3, 2,1,0 ;期望杆力方向与实际杆力方向相同或低于人的可感知量,方向误 差上2取零,否则,取1,该指标包含俯仰、倾斜、偏航三个通道杆力方向误差;当俯仰、倾斜、 偏航三个期望杆力与试验时操纵负荷系统相应的实际杆力方向均一致时,Je2 = O ;当两个 期望杆力与试验时操纵负荷系统相应的实际杆力方向均一致时,Je2 = 1;当一个期望杆力 与试验时操纵负荷系统相应的实际杆力方向均一致时,Je2 = 2 ;均不相同时,上2 = 3 ; ③总误差指标: 取上两项误差指标的加权平均值,得到总误差
式中,Tc^ Tra,Tct, ,分别是操纵负荷系统俯仰、倾斜、偏航三个通道位置阶跃响 应上升时间及其门槛值; III、 确定与模拟器操纵负荷系统匹配的杆力数据,实际的杆力数据是通过飞行模拟器 杆力模拟逼真度评价装置的被测操纵负荷系统单元(2)中的力传感器获得的;被测操纵负 荷系统单元(2)的输入位移是飞行员操纵控制策略模型单元(6)输出; IV、 确定飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置中飞机的动力学模型,即飞行模拟器杆 力模拟逼真度评价装置的飞机动力学模型单元(8)中的动力学模型为:
在上述模型中,飞机动力学模型单元(8)输出的飞机空间位置是飞机空间位置单元 (10)的输入;飞机动力学模型单元(8)还输出飞机的瞬时过载的线加速度,角速度等到洗 出模型单元(13); V、 确定与模拟器操纵负荷系统匹配的操纵控制策略模型: 利用飞机的动力学模型和模拟飞行任务单元(5)的飞行任务数据,进行飞行模拟器杆 力模拟逼真度评价装置与模拟器操纵负荷系统匹配的调试,确定与模拟器操纵负荷系统匹 配的操纵控制策略模型;飞行员操纵控制策略模型单元¢)中存储有操纵人员操纵控制策 略数学模型如下:
式中,H_(s),HvisP(S),HvisK(s)分别是前庭模型,视觉感受模型,中枢神经模型; WvisP,WvisK,Wves,分别是相应的加权系数;尽^是神经决策系统模型; T工是延时;其中,前 庭模型单元11关于线加速度的模型Hves(S)为:如图4所示; 前庭模型单元11关于角速度的模型为:如图5所示;
VI、选取表1的四组以上不同模拟飞行任务,进行模拟器操纵负荷系统杆力输入输出 数据记录,得到实装飞机杆力位移曲线;
W、输入相关数据,根据步骤II建立的一种模拟器杆力模拟逼真度的评价方法使用的 综合评价指标:
得到模拟操纵负荷系统杆力逼真度结果; VIL利用本发明设计的飞行模拟器杆力模拟逼真度评价装置及所用的模拟器杆力模拟 逼真度的评价方法的评价结果,与飞行员主观评价作为两组采样数据的相关系数rxy,来评 价本发明设计的评价装置及所用的模拟器杆力模拟逼真度的评价方法的合理性和可靠性, 相关系数rxy计算公式存储在计算机3中,所述的相关系数rxy计算公式为:
其中,
Xi, yi分别是两组采样数据; I,J7分别是对应的两组采样数据的平均值; rxy = O完全不相关;当:Txy越接近1,两组数据越相关;;rxy = 1完全相关。
【文档编号】G05B17/02GK104330976SQ201310745161
【公开日】2015年2月4日 申请日期:2013年12月31日 优先权日:2013年12月31日
【发明者】熊壮, 刘红军, 盖永军, 步健, 唐升全, 赵振鹏, 张伟, 齐丽君, 潘春萍 申请人:中国人民解放军空军航空大学军事仿真技术研究所
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