[發明專利]基于虛擬飛行經驗的著艦指揮員縱向強制指令建模方法

有效

• 申請號: 201611028227.2
• 申請日: 2016-11-22
• 公開（公告）號: CN106647327B
• 公開（公告）日: 2019-05-07
• 發明（設計）人: 劉嘉;向錦武;張穎;蓋少強;宋巖;孫陽;賈慧;趙志堅;肖楚琬;劉湘一
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍海軍航空工程學院
• 主分類號: G05B17/02
• 分類號: G05B17/02
• 代理公司: 北京永創新實專利事務所 11121
• 代理人: 姜榮麗

1.基于虛擬飛行經驗的著艦指揮員縱向強制指令建模方法，其特征在于：

第一步，建立帶有飛行員觀察閾值特性的人機閉環動力學模型；

第二步，確定LSO和飛行員約定操縱原則；

第三步，以飛行安全指標為目標函數，以約定操縱原則為前提條件，尋優求解并計算指令包線；所述的飛行安全指標是指判定飛行風險發生的標準；

第四步，匯總強制指令包線，形成LSO指令產生式系統；第一步具體步驟如下，

步驟一：構建形如下式的增廣被控對象：

其中，x_s是帶有延遲的增廣狀態向量，為x_s的一階導數，A_s、B_s、C_s、D_s、E_s是增廣系數矩陣，u_p是飛行員操縱量，y是輸出狀態量，w是外界擾動向量，其中C_s＝[C DC_d]，D_s＝D，x為飛機小擾動方程狀態向量，x_d是帶有延遲的增廣狀態向量，A_d、B_d、C_d分別為時間延遲系數矩陣，A、B、C、D、E是飛機小擾動方程系數矩陣，

飛行員實際感知向量y_obs為：

y_obs＝C_sx_s+D_su_p+v_y (2)

其中v_y是觀測噪聲，觀測噪聲強度V_y為其中ρ_y是感知噪聲信噪比，為觀測噪聲方差；

步驟二，根據飛行任務，構建駕駛員最優控制模型指標函數，設定初始加權系數值Q_y和r_u；采用二次指標函數構建駕駛員最優控制模型指標函數J_p如下：

其中，Q_y是觀察向量加權系數，r_u是操縱向量加權系數，f是操縱速率加權系數，是u_p的一階導數，E_∞是指標函數穩態期望值；

步驟三，計算飛行員最優控制增益；

通過最優控制理論得到控制關系為：

其中，是飛行員最優操縱量，G_p是調節器增益向量，是狀態向量X的估計值，K是由下列Riccati方程確定的唯一解：

0＝(A_o)^TK+KA_o+Q_o-KB_of^-1(B_o)^TK (5)

其中，

將X＝[x_s u_p]^T＝[x x_d u_p]^T代入(4)式，則，

其中G_n是增益向量，為x_s的估計值，G_n1是的增益向量；令，

則，

I_p即為飛行員最優控制增益，因此，(7)式寫為，

令引入操縱噪聲v_u，則

其中v_u是強度為V_u的零均值高斯白噪聲；ρ_u是操縱噪聲信噪比系數，是操縱噪聲方差；

步驟四：循環迭代求解觀測噪聲方差和操縱噪聲方差，計算Kalman濾波增益；

聯立(1)和(11)式得到：

其中，為帶有操縱量的增廣狀態向量X的一階導數，w為外界擾動向量，v_u為操縱噪聲，v_y為觀測噪聲，C₁＝[C DC_d D]；

狀態向量X的估計值可以由Kalman濾波得到，其中濾波增益矩陣F為：

F＝Σ₁(C₁)^T(V_y)^-1 (13)

其中，V_y為觀測噪聲強度，估計誤差矩陣Σ₁是由下列Riccati方程確定的唯一解：

0＝A₁Σ₁+Σ₁(A₁)^T+W₁-Σ₁(C₁)^T(V_y)^-1(C₁)Σ₁ (14)

其中W₁＝diag(W,V_u)，W為外界擾動強度，V_u為操縱噪聲強度；帶有狀態估計的人機閉環狀態方程為，

其中I₁＝[I_p,0]，C_δ＝[0 C_d 1]，F為Kalman濾波增益矩陣，δ為飛機舵面偏轉量；

協方差矩陣X_cov是下列Lyapunov方程的解：

其中，Q_lyp＝diag(W,V_y,V_u)，V_y是觀測噪聲強度，V_u操縱噪聲強度；

則，輸出協方差矩陣：

其中，

由此得到觀測噪聲方差和操縱噪聲方差分別為：

循環迭代計算，直到信噪比滿足ρ_y＝0.01和ρ_u＝0.003為止；同時，迭代結束后得到Kalman濾波增益；

步驟五：計算指標函數J；

其中，J_e＝Y_cov(1,1)，J_u＝Y_cov(2,2)，row_u＝row_X-row_x-row_x_d，row_X是向量X的行數，row_x是向量x的行數，row_x_d是向量x_d的行數；

步驟六：根據最優注意力分配假設計算加權系數；

設定不同Q_y和r_u，通過共軛梯度法尋優計算直到指標函數J取得最小值；由此確定了OCM模型最優加權系數Q_y和r_u；

步驟七：根據最優加權系數和飛行員模型指標函數設定駕駛員模型初值；

步驟八：離散飛機狀態方程計算，得到飛機當前時刻動態響應；

將方程(1)、方程(11)離散化如下：

其中H、B_dis、D_dis是狀態轉移矩陣，Ф_u、B_udis、E_udis是操縱向量離散方程狀態向量，給定x_s、y、w、u_p在k-1時刻初值，即可計算飛機當前時刻動態響應；

步驟九：飛行員根據外界感知進行自適應狀態估計；

時變噪聲估值器如下，

其中(k)表示k時刻，(k-1)表示k-1時刻，為擾動均值估計，擾動方差矩陣估計，ε是新息向量，是觀察噪聲方差估計，是觀察噪聲均值估計，d是漸進遺忘系數，d_k-1＝(1-b)/(1-b^k)，0<b<1，b為遺忘因子；P是狀態預測方程矩陣，I是單位陣，D(k)是遞推算子，表達式如下：

自適應濾波器為：

P(k|k)＝[I_n-K_F(k)H(k)]P(k|k-1) (32)

是X的估計值，K_F是濾波增益；

步驟十：由式(22)根據最優控制理論，得到飛行員最優操縱量；

步驟十一：帶有飛行員觀察閾值特性的人機閉環動力學模型構建完畢。