Содержание к диссертации
СПИСОК ОБОЗНАЧЕНИЙ СПИСОК СОКРАЩЕНИЙГЛАВА. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ И ПОДХОДЫ К ЕЕ РЕШЕНИЮ
1.1. Проблемы моделирования системы «самолет-летчик»
1.2. Подходы к моделированию управляющих действий летчика
1.2.1. Структурный подход
1.2.2. Оптимальный подход
1.3. Композиционный подход
1.3.1. Искусственный нейрон
1.3.2. Структура искусственных нейронных сетей
1.3.3. Процедура обратного распространения ошибки
ГЛАВА.2 ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ УПРАВЛЯЮЩИХ ДЕЙСТВИЙ ЛЕТЧИКА
2.1. Подготовка экспериментальных исследований
2.1.1. Входной сигнал
2.1.2. Информация, отображаемая дисплеем
2.1.3. Динамика объекта управления
2.2. Обработка результатов экспериментальных исследований
2.3. Анализ результатов экспериментальных исследований
2.3.1. База данных «А»
2.3.2. База данных «Б»
2.3.3. База данных «В»
ГЛАВА.З ПОСТРОЕНИЕ КОМПОЗИЦИОННОЙ МОДЕЛИ УПРАВЛЯЮЩИХ ДЕЙСТВИЙ ЛЕТЧИКА
3.1. Формирование показателей, требуемых для построения модели управляющих действий летчика -
3.2. Формирование и обучение композиционной модели управляющих действий летчика
3.2.1. Формирование обучающего набора
3.2.2. Выбор параметров обучения композиционной модели
3.2.3. Определение структуры композиционной модели
3.2.4. Обучение композиционной модели
3.2.5. Проверка композиционной модели
3.2.6. Сравнение композиционной модели и традиционных моделей З-.З. Коррекция структуры композиционной модели управляющих действий летчика
3.3.1. Использование дополнительного фильтра
3.3.2. Определение значения параметра тАу
3.4. Пстроение нелинейной, композиционной модели управляющих действий летчика
3.4.1. Обучение нелинейной композиционной модели
3.4.2. Проблема переобученное™ композиционной модели
3.4.3. Проверка нелинейной композиционной модели
ГЛАВА.4. ПОСТРОЕНИЕ КОМПОЗИЦИОННОЙ МОДЕЛИ ПРЕДСКАЗАНИЯ УПРАВЛЯЮЩИХ ДЕЙСТВИЙ ЛЕТЧИКА
4.1. Предсказание управляющих действий летчика с помощью композиционной модели
4.1.1. Влияние коэффициента усиления объекта управления
4.1.2. Влияние постоянной времени самолета (собственной частоты)
4.2. Композиционный подход к предсказанию управляющих действий летчика
4.2.1. Выбор близких конфигураций
4.2.2. Интерполяция частотных характеристик
4.2.3. Результаты предсказания с использованием композиционной модели
4.3. Проверка композиционного подхода для предсказания управляющих действий летчика
ГЛАВА.5. ПРИМЕНЕНИЕ КОМПОЗИЦИОННОЙ МОДЕЛИ ДЛЯ ПРОГНОЗИРОВАНИЯ ОЦЕНОК ПИЛОТАЖНЫХ СВОЙСТВ САМОЛЕТА
5.1. Формирование критериев выбора и оценки пилотажных свойств самолета
5.1.1. Критерий «А»
5.1.2. Критерий «Б»
5.1.3. Проверка работоспособности критериев
5.2. Предсказание управляющих действий летчика в отказной ситуации управления
Введение к работе
Актуальность разработки нормативных требований к пилотажным характеристикам самолета. Повышение эффективности использования и безопасности полета авиационной техники всегда было важнейшей целью, преследуемой при ее создании.
На различных исторических этапах, различными специалистами эти цели реализовывались по-разному. В последние годы инженерами в области динамики и управления полетом предложен и реализован ряд путей достижения указанных целей. К ним, в частности, относятся: • переход к использованию неустойчивых аэродинамических компоновок; • применение электродистанционных систем управления; • освоение режимов сверхманевренности; • использование дополнительных органов управления, обеспечение их избыточности в каждом канале управления; • использование новых устройств отображения данных (дисплеев) и рычагов управления.
Особое значение для современного самолета имеют возможности его системы управления. По сути, системы такого рода определяют динамику современного высокоавтоматизированного самолета. Такие системы управления позволяют придать ему, в принципе, практически любые динамические свойства, включая и те, которыми ранее самолет не обладал [1,2]. Так, его реакция на отклонения рычагов управления полетом может существенно отличаться от традиционной. Например, для самолета F-18 и для аэрокосмического летательного аппарата (ЛА) Space Shuttle характерны нетрадиционные реакции по углу тангажа и по высоте полета, что связано с реализованным здесь принципом построения системы, согласно которому отклонение ручки пропорционально заданной угловой скорости со, [3]. Необычна также реакция самолета по углу тангажа (t9) и по перегрузке при введении обратной связи по этому углу, используемой при выполнении задачи дозаправки. Поскольку, как уже отмечалось выше, высокоавтоматизированному самолету можно придать практически любые динамические свойства в каждой целевой задаче пилотирования, возникает вопрос о том, к получению каких динамических свойств необходимо стремиться при создании современного самолета. Для ответа на него существуют так называемые нормативные документы - требования к характеристикам устойчивости и управляемости (пилотажным свойствам) самолетов. Однако, несмотря на постоянное совершенствование этих документов, появление новых критериев оценки пилотажных свойств, учитывающих ряд новых особенностей динамики высокоавтоматизированных самолетов, ответа на поставленную задачу они в полном объеме не дают в силу неизменности тех принципов, на которых они построены. Эти принципы предполагают деление требований по классам самолетов, категориям полета и уровням оценок [4]. По ряду причин такой подход недостаточно адекватен применительно к высокоавтоматизированным самолетам.
Деление самолетов по классам предполагает, что самолеты каждого выделенного класса характеризуются некоторыми общими свойствами. Следование данному принципу приводит к возникновению трудностей при оценке пилотажных характеристик новых типов летательных аппаратов, таких, например, как ультралегкие самолеты, аэрокосмические ЛА, а также высокоавтоматизированные самолеты нового поколения. В общем случае свойства этих ЛА не соответствуют свойствам самолетов соответствующего веса или маневренности, определенным в существующих требованиях. Также внутри одной весовой категории могут быть ЛА, обладающие разным типом реакции на одинаковые отклонения рычага управления. Все эти особенности не учтены в современных требованиях и требуют создания более гибкого подхода, учитывающего возможность появления ЛА, отличающихся от тех, для которых формировались нормативы.
Существующие требования предполагают разницу в требованиях для трех категорий задач пилотирования (А, Б, В). В качестве примера можно сказать, что категория А, объединяет все задачи точного пилотирования. К ним относятся полет строем, дозаправка топливом в воздухе, облет рельефа местности и другие. Каждая из этих задач характеризуется различной выходной координатой x(t) системы «самолет-летчик», определяющей цель управления. Таким образом, динамика самолета, определяемая передаX(s} точной функцией Wc{s)= , где U(s)- отклонение рычага управления, будет отлиU(s) чаться для различных X(s). Каждая задача пилотирования характеризуется также различными требованиями к точности ее выполнения, загрузкой летчика и оценкой, которую летчик дает пилотажным характеристикам самолета. В работе [5] показано, что пилотажные характеристики одного и того же самолета оцениваются по-разному для различных задач пилотирования. Например, в задаче отслеживания угла тангажа, где х = &, пилотажные характеристики соответствовали оценке PR — 3 по шкале КупераА FT Харпера, а в задаче управления углом визирования, где х = &-\ (АН— изменение высоты, & - угол тангажа самолета, L - дальность до точки визирования), значение этого показателя было PR = 6.5. Существующие требования к пилотажным характеристикам не учитывают того, что при выполнении различных групп (категорий) задач пилотирования или даже в рамках одной задачи реакции на одно и то же управляющее воздействие могут быть различны. Все эти обстоятельства требуют пересмотра принципа нормирования пилотажных характеристик по категориям полета и разработки подхода, учитывающего множество задач пилотирования. В связи с тем, что каждой задаче пилотирования соответствует свой набор переменных системы «самолет-летчик», введение нового принципа требует определения в нормативных требованиях всех этих переменных. В противном случае, оценивание при разных переменных приведет к несопоставимости результатов.
Третьим и последним основополагающим принципом нормирования является разница в требованиях для различных уровней оценок. Этот принцип предполагает использование специализированных шкал для оценки пилотажных свойств. Шкалой, широко используемой для этих целей, является шкала Купера-Харпера [6]. Недостатком ее является, прежде всего, отсутствие каких-либо конкретных рекомендаций относительно определения метрики шкал перед экспериментом и в процессе его выполнения. Известно [7], что шкала Купера-Харпера имеет две таких метрики - характеристика задачи и показатель компенсации действий летчика. Это приводит к значительному разбросу в оценках летчика, во многом связанных с представлениями летчика или инженераисследователя о величинах этих параметров. Исследование задачи отслеживания, выполненное в работах [8,9], в которых допустимый уровень ошибки рассматривался как переменная задачи, продемонстрировало существенное влияние этого параметра на все характеристики системы «самолет-летчик», включая оценки летчика. Этот результат демонстрирует необходимость определения ключевых параметров (характеристик задачи и компенсации летчика) для каждой задачи пилотирования. Только при этих условиях можно добиться уменьшения разбросов и повышения точности экспериментальных исследований.
Кроме того, деление требований по уровням оценок не нацеливает инженера на достижение наилучших пилотажных свойств. Обеспечение первого уровня пилотажных оценок уже является достаточным при выборе характеристик устойчивости и управляемости самолета.
Общим выводом из проведенного анализа принципов построения требований к пилотажным характеристикам высокоавтоматизированных самолетов является необходимость существенной их корректировки. Эта необходимость связана с заменой принципа деления требований по классам самолетов на принцип деления требований по типу реакций летательного аппарата, а также деления требований не по категориям, а по задачам пилотирования [6,10]. Обоснование этих принципов должно осуществляться, исходя из методологического системного подхода, единого для разных типов реакций ЛА, их классов, задач пилотирования и уровней оценок.
Значительное расширение функций автоматизации, использующее электродистанционную систему, позволило не только существенно изменять классическую динамику самолета, обеспечивая максимальную точность в каждой задаче пилотирования, но и привело к появлению новых динамических особенностей, которые ранее были неизвестны, а также ряда побочных эффектов, связанных с функционированием системы управления самолета. Пилотажные свойства самолетов, имеющих такие нетрадиционные типы реакций, не могут оцениваться с помощью известных критериев, ориентированных на традиционный тип реакции самолета при отклонении рычагов управления.
Характерной чертой высокоавтоматизированного самолета является широкое использование различных фильтров, а также вычислителей, реализующих сложные алгоритмы и законы управления. Эквивалентное время запаздывания г высокоавтоматизированных ЛА может быть довольно значительным по величине. Анализ показывает, что попытка учета эффекта автоматизации введением дополнительного критериятребования к времени г оказалось несостоятельным. Требования к этому параметру (I уровень - т< ОД с, II уровень — г< 0,2 с, III уровень — т< 0,25 с), полученные без учета других характеристик (например, собственной частоты cosp и коэффициента относительного демпфирования %sp) не соответствуют реальным оценкам, которые дает летчик. Например, аэрокосмический ЛА «Буран» имел время запаздывания т больше 0.26 с [3]. Согласно разработанным требованиям, это значение находится даже вне третьего уровня. В то же самое время, оценка летчика пилотажных свойств этого ЛА на посадке соответствует PR = 4-5, т.е. соответствовала второму уровню оценок.
В системах управления имеются, как правило, различные нелинейности. По крайней мере, две из них, а именно, ограничение на скорость перекладки рулей Smm и на угол их отклонения SmdX могут оказать существенное влияние на процесс управления, сопровождая его развитием неустойчивых процессов. Это связано с большими значениями коэффициентов усиления, вводимых в обратные связи высокоавтоматизировающий системы управления, из-за чего значительно увеличивается величина сигналов, поступающих на вход ограничителей. При этом в настоящее время практически отсутствуют какие-либо критерии, учитывающие возможность появления неустойчивых процессов в замкнутой системе, в частности связанных с наличием в ней нелинейных элементов.
Эти эффекты проявляются при неблагоприятных сочетаниях действий летчика с выходом на ограничения, присущие конкретной системе управления [11-15]. Как следствие, это может привести к развитию колебательной неустойчивости системы «самолет-летчик» [16,17]. Отсутствие методической основы таких исследований, базирующейся на знании закономерностей поведения летчика, не позволяет понять причины влияния действий летчика в замкнутом контуре на устойчивость системы «самолетлетчик» и найти пути решения проблемы.
Выбор характеристик устойчивости и управляемости самолета, параметров и алгоритмов системы управления всегда осуществляется, исходя из нормативных требований, используя при этом так называемые критерии выбора пилотажных свойств. Как правило, такими критериями являлись либо допустимые области параметров переходных процессов самолета (по перегрузке, угловой скорости тангажа и другим координатам), либо параметры передаточной функции самолета. Автоматизация самолета привела к отличию его реакции от реакции звена второго порядка, а также к увеличению число параметров передаточной функции. В -этом случае использование традиционных критериев снижает возможности правильного выбора пилотажных свойств высокоавтоматизированного самолета.
В связи с этим, в недавнем прошлом была разработана новая группа критериев, определяемых в терминах обобщенных параметров временных процессов и частотных характеристик. К последним относятся эквивалентное время запаздывания г, и полоса пропускания самолета сош . Недостатками таких критериев являются: • невозможность их использования для оценки пилотажных свойств самолетов, имеющих нетрадиционную реакцию на воздействия органов управления; • невозможность учета влияния ряда переменных задачи пилотирования (параметров спектра входного сигнала, требований к точности пилотирования и др.); . • невозможность получения рекомендаций по выбору пилотажных свойств, соответствующих определенной оценке (PR).
Стремление устранить эти недостатки объясняет появление другого подхода к созданию критериев оценки и выбора пилотажных свойств, основанных на методах исследования и моделирования системы «самолет-летчик». Одна из групп таких критериев основана на нормировании характеристик системы «самолет-летчик», определяемых в терминах требований к параметрам частотной характеристики замкнутой системы [18].
К таким критериям относится критерий Нила-Смита [19], который определен в терминах величины резонансного пика замкнутой системы г (дБ) , а также параметр компенсации летчика А<рр, определяемого как значение функции, представляющей собой разность между фазовыми характеристиками летчика, соответствующими рассматриваемой динамической конфигурации и конфигурации Wc=k/s, вычисляемое на фиксированной частоте сот, которая зависит от рассматриваемого класса самолетов [20]. Преимуществом такого критерия является возможность оценивать с его помощью пилотажные свойства высокоавтоматизированного самолета, передаточная функция которого имеет много нулей и полюсов. Однако для этого необходимо знание математической модели действий летчика и правил выбора ее параметров. Погрешности в процедуре вычисления критерия и ограниченные возможности самой модели снижают прогностические возможности критерия [21-23]. Модификация данного критерия, выполненная в [5], связана с уточнениехМ нормируемых параметров, правил их выбора, а такие используемой модели. Все это позволило несколько улучшить возможности критерия для оценки пилотажных свойств.
Другая группа критериев рассматриваемого типа учитывает отмеченные выше недостатки обобщенных критериев. Каждый из критериев этой группы предполагает прямое вычисление оценки, даваемой летчиком, в процессе моделирования системы «самолет-летчик». Такой подход, получивший наименование «бумажный летчик», был предложен Андерсоном и Диллоу [24,25]. Он предполагает задание математической модели системы «самолет-летчик». Моделирование этой системы позволяет вычислить ряд показателей (дисперсию, постоянную времени, опережения в действиях летчика и др.), а на их основе - минимизируемую функцию J, объединяющую все показатели, численное значение которой и будет равно оценке летчика PR. Таким образом, решение задачи оценки и выбора пилотажных свойств в значительной степени зависит от точности используемой математической модели характеристик управляющих действий летчика, ее соответствия реальным характеристикам, полученным из эксперимента [17,22,26,27]. Необходимость знания модели летчика возникает и при решении других прикладных задач ручного управления.
Кроме обеспечения требуемой точности модели летчика, такой подход сопряжен еще и с трудностями, возникающими при построении функционала J, объединяющего частные показатели, в частности, при определении весовых коэффициентов, отвечающих значимости этих показателей.
История исследования системы «самолет-летчик». Базисом для изучения системы «самолет-летчик» стала теория управления, которая сформировалась к середине
40-х годов XX века и позволяла теоретически и экспериментально исследовать системы с обратной связью. Используя этой инструмент, английский инженер А.Тастин был первым [28], кто начал экспериментальные исследования характеристик действий летчика как элемента замкнутой системы. Он ввел определение «описывающая функция» (describing function) и «остаток» (remnant), произведя линеаризацию управляющей реакции летчика. Результаты выполненных измерений этих характеристик позволили установить первые закономерности, которые нашли применение при решении им практических задач. Дальнейшее развитие теории управления, а также прогресс в области создания вычислительной техники позволили в начале 50-х годов существенно расширить объем .исследований системы «самолет-летчик», установить принципиальные закономерности поведения человека-оператора в процессе управления, выявить его возможности по адаптации к особенностям задачи: к динамике объекта управления, способам предоставления информации летчику, к используемому рычагу управления, входному сигналу.
В октябре 1957 г. была опубликована работа «Динамическая реакция человекаоператора» [29], которая обобщила результаты пионерского этапа в исследованиях системы «самолет-летчик». В этой работе приведены данные о закономерностях поведения летчика и системы в целом. Дальнейшие исследования в этой области выполнялись другими авторами. Наиболее важные результаты были получены благодаря работам Д. Макруэра и его сотрудников из System Technology Inc.. Они позволили выявить фундаментальные закономерности поведения летчика и привели к созданию математических моделей характеристик управляющих действий летчика [30-34]. Это были линейные модели, построенные на основе классической теории управления, а выбор их параметров было предложено осуществлять с помощью разработанных правил настройки [30].
Применяемые при этом модели получили название «классические». Они отличаются той или иной степенью полноты и, в основном, охватывают главные закономерности описывающей функции управляющих действий летчика в районе частоты среза разомкнутой системы «самолет-летчик» [30]. Поэтому модели такого рода получили название «модели частоты среза» (crossover model). В остальных частотных диапазонах, особенно в области низких частот, эта модель очень часто, особенно с уменьшением ширины спектра входного сигнала, не позволяет добиться хорошего соответствия с экспериментальными данными [5]. Это связано с тем, что рекомендации авторов модели по выбору отдельных параметров (частоты среза и времени запаздывания) получены из экспериментов с широкополосными прямоугольными спектрами входного сигнала.
Уменьшение ширины спектра приводит к различию рекомендаций с измеряемыми значениями параметров.
К середине 1960-х гг. завершился важный этап в создании традиционных моделей характеристик поведения летчика. В этот период была разработана модель спектральной плотности шумовой составляющей в действиях летчика. Несмотря на ряд недостатков, полученные результаты оказались весьма полезными при решении различных прикладных задач динамики и управления полетом.
Во второй половине 1960-х гг. был предложен новый подход к математическому описанию характеристик действий оператора, основанный на современной теории оптимального управления. Он получил развитие в ряде работ [22,35-40], а также нашел применение при решении широкого круга задач. Однако проблемы выбора весовых коэффициентов целевого функционала качества, неадекватность модели экспериментальным данным в области низких частот, невозможность с ее помощью учета требований к точности выполнения задачи пилотирования, а также получаемый с ее помощью уменьшенный резонансной пик замкнутой системы по сравнению с результатами экспериментов ограничили применение этого подхода для предсказания результатов прикладных исследований. В работах [23,26,41-42] были предложены модификации этой модели, которые позволили снять ряд отмеченных проблем.
Развитием классического подхода к описанию модели действий летчика явилась так называемая структурная модель Хесса, предложенная в конце 1970-х гг. [43]. Эта модель учитывает возможность летчика использовать кинестетическую информацию при формировании управляющих действий и обладает более высокими возможностями по сравнению с классической моделью в достижении соответствия с экспериментом [43-
46]. Однако предложенная процедура выбора параметров модели далека от совершенства и часто не позволяет реализовать возможности модели [5].
Предложенная в работе [5] модификация структурной модели позволила улучшить ее прогностические свойства и приблизить результаты моделирования к экспериментально полученным. Уточнение математической модели и расширение ее возможностей повысило достоверность получаемых с ее помощью результатов, однако все еще не в той степени, которая необходима для решения задач оценки пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов.
Основания предлагаемого подхода к исследованию систем «самолет-летчик». В свете сказанного в предыдущем разделе, представляется целесообразным развивать исследования, направленные на поиск новых подходов к моделированию характеристик управляющих действий летчика, обладающих более высокой адекватностью и прогностичностью.
В настоящей работе предлагается строить такие подходы на использовании композиционных моделей нейросетевого типа, предназначенных для моделирования описывающей функции летчика. Основная цель формирования таких моделей состоит в обеспечении возможности решения задачи выбора пилотажных свойств самолетов.
Модели рассматриваемого класса основаны на использовании композиции функций
(отображений), описывающих элементарные составные части решаемой проблемы.
Один из важнейших подклассов данного класса моделей - искусственные нейронные сети. Именно модели такого вида используются в работе. Будем именовать их «композиционными моделями нейросетевого типа», либо, более кратко, «композиционными моделями» или «нейросетевыми моделями» (НС-моделями). В пределах данной работы оба этих сокращенных наименования формируемого класса моделей рассматриваются как синонимы.
Композиционные модели нейросетевого типа обладают рядом свойств, привлекательных с точки зрения решения проблемы оценки пилотажных характеристик высокоавтоматизированных самолетов [47-53]. В частности, их можно настраивать («обучать») на имеющихся экспериментальных данных. При этом из предъявленных данных будут извлечены содержащиеся в них зависимости, которые каким-либо другим способом чаще всего получить нельзя [51]. Формируемая НС-модель при определенных условиях может со сколь угодно высокой точностью аппроксимировать нелинейные зависимости, в том числе и многомерные. Важное свойство НС-модели - способность к обобщению, т.е. умение правильно реагировать после завершения процесса ее обучения не только на данные, предъявлявшиеся ей при обучении, но и на другие данные, принадлежащие к области определения решаемой задачи.
Как показывает анализ имеющейся литературы, попытка построения модели управляющих действий летчика с применением нейронных сетей предпринимается впервые. Основой для такого построения являются результаты экспериментальных исследований управляющих действий летчика, используемые при обучении НС-моделей.
Цель и методы исследования. Целью диссертационной работы является разработка модели управляющих действий летчика, позволяющей с высокой точностью и во всем частотном диапазоне действий летчика аппроксимировать и предсказывать результаты экспериментальных исследований этих характеристик, а также прогнозировать субъективную оценку летчиком пилотажных свойств самолета.
Для достижения этой цели в работе предложен подход, основанный на предположении о том, что характеристики управляющих действий летчика в виде описывающей функции WA (jco), соответствующей какой-либо динамической конфигурации самолета Wc (jco), формируются на основе опыта, полученного при управлении конфигурациями Wc 0 е 0 ) и ^с С/®)' близкими к исследуемой. При этом считается, что описывающие функции Жд (jco) и W3 (jco) для близких конфигураций W (jco) и Wc (jco) также достаточно близки между собой. Это позволяет находить функцию W4 (jco) путем введения процедуры осреднения близких частотных характеристик W1 (jco) и Wn (jco). Понятно, что точность получения математической модели управляющих действий летчика зависит не только от точности осреднения частотных характеристик близких моделей, но и от точности исходных моделей.
Таким образом, для реализации настоящего подхода необходимо создать: • базу экспериментально полученных частотных характеристик W*(Jcoy>, соответствующих базе динамических конфигураций {Wc(jco)); • алгоритм определения близких к Wc (jco) конфигураций Wc (jco) и Wc (jco) , a • методику формирования математической модели летчика, отличающуюся высокой степенью адекватности, для вычисления осредненной частотной характеристики W"(jco).
В настоящей работе проведен комплекс таких исследований, позволивших создать композиционную модель действий летчика в задачах точного пилотирования. Проведено также исследование возможностей этой модели для предсказания оценок летчиком пилотажных свойств самолета, а также свойств системы «самолет-летчик» в штатных и отказных ситуациях управления.
Структура и содержание исследования. В первой главе диссертации проведен анализ методов исследования системы «самолет-летчик» в задачах ручного управления, сопоставление различных подходов к математическому моделированию управляющих действий летчика, формируются основы построения композиционных моделей нейросетевого типа применительно к поставленной задаче.
Во второй главе с помощью рабочей станции, специально предназначенной для изучения характеристик систем «самолет-летчик», создается база экспериментально полученных частотных характеристик lW*(ja>)\, соответствующих базе динамических конфигураций {Wc(jco}} . При этом, динамика объекта управления представляется в обобщенном виде, через передаточные функции звеньев, параметры которых не привязаны к конкретным самолетам.
В третьей главе предложен метод формирования композиционных моделей нейросетевого типа для представления управляющих действий летчика по результатам экспериментальных исследований этих действий для случаев линейной и нелинейной динамики объекта управления. Здесь также рассматриваются основные вопросы, связанные с подготовкой данных, требуемых для выбора структуры композиционной модели, а также для ее обучения.
В четвертой главе дается подход к построению композиционной модели, позволяющей предсказывать управляющие действия летчика, используя базу экспериментальных результатов, полученную в стендовых исследованиях при различных динамических конфигурациях самолета. С целью расширения прогностических возможностей формируемой композиционной модели, выдвигается гипотеза о возможности использования для этого моделей летчика, соответствующих конфигурациям, близким к той, для которой строится искомая модель. Введенная гипотеза в работе получила подтверждение.
В пятой главе разработанная композиционная модель использована для создания критерия выбора и оценки пилотажных свойств самолетов. Предложенный критерий позволяет средствами математического моделирования вычислить субъективную оценку летчиком пилотажных свойств самолета в процессе выполнения задач непрерывного пилотирования. Показано хорошее совпадение результатов прогнозирования оценки и оценки, полученной в экспериментах. Кроме того, здесь же показана возможность использования композиционной модели нейросетевого типа для описания свойств системы «самолет-летчик» в отказных ситуациях управления.
Похожие диссертации на Разработка композиционной математической модели управляющих действий летчика в задачах пилотирования самолета
