用新飞行模拟器试验由速率饱和引起的驾驶员在回路中的振荡

本文介绍了现代飞控系统由速率饱和引起的驾驶员的回路中振荡（ＰＩＯ）的新数据库生成。由五名有经验的试飞员在ＦＦＡ的地面模拟器上进行了大量的飞行模拟试验。鉴定了用三个横向数据库的飞机模型。总共进行了３４２次模拟器试验。介绍了两种不同驾驶任务的影响、模拟器运动系统的影响和不同驾驶员特点的模拟结果。按照在ＤＬＲ发展的新非线性ＰＩＯ预测准则－ＯＬＯＰ（开环起始点）准则分析了模拟数据。驾驶员模型几乎接近测得的数据，并用来验证ＯＬＯＰ准则。最后，讨论了用ＯＬＯＰ准则进行试验的结果。     

现代飞机驾驶员诱发振荡机理和预测研究

在说明驾驶员诱发振荡的定义，简单介绍了现代飞机的ＰＩＯ类型之后，详细分析了影响ＰＩＯ的各种因素（如飞机的动态特性、操纵面伺服器，座舱操纵感觉系统，驾驶员及诱发因素等）；为了探讨驾驶员操纵行为对ＰＩＯ的影响，采用优化控制理论，建立等效驾驶员操纵动态模型；研究飞行品质与ＰＩＯ的关系，建立相应的预测ＰＩＯ的准则。     

飞机纵向驾驶员诱发振荡灵敏度分析

采用系统灵敏度理论，以修正的带宽准则，增益和相位裕度准则以及Ｎｅａｌ－ｓｍｉｔｈ准则等飞机纵向驾驶员诱发振荡（ＰＩＯ）预测准则作为系统指标，建立了参数变化对诱发振荡预测指标影响的灵敏度公式，以ＪＪ７飞机为例，给出了飞机，操纵系统及驾驶员参数上述指标影响的灵敏度，根据计算结果进行了ＰＩＯ参数敏度预测分析，同时与数值仿真结果进行了对比分析。     

现代飞机俯仰跟踪时诱发振荡预测分析

根据飞机纵向ＰＩＯ的特点，提出了预测分析ＰＩＯ所用的人－机闭环系统数学模型，其中飞机采用等效系统数学模型，驾驶员操纵采用ＭｃＲｕｅｒ模型，参数按地面人－机模拟飞行跟踪试验确定，集中介绍了四种飞机纵向ＰＩＯ预测准则，Ｓｍｉｔｈ－Ｇｅｄｄｅｓ准则，修正带宽准则，增益，相位裕度准则，Ｎｅａｌ－Ｓｍｉｔｈ原则，并提供了相应的计算方法。     

机动襟翼对纵向PIO的影响

机动襟翼在我国是一项刚被采用的新技术，而驾驶员诱发振荡是严重威胁飞行安全并一直困扰航空界的一大难题，主要通过对机动襟翼调节规律的分析，建立包括机动襟翼在向的人－机闭环系统数学模型，从而计算了分析机动襟翼对纵向驾驶员诱发振荡的影响，并以某机为例，对该机机动襟翼整个工作范围内的各飞行状态，有无机动襟翼两种情况下的ＰＩＯ进行了仿真计算。结果表明，机动襟翼设计合理，对ＰＩＯ影响不大。     

主动侧杆引导下的Ⅱ型驾驶员诱发振荡抑制

现代飞机采用放宽静稳定性构型和侧杆控制器操纵,使得舵面速率饱和引起的驾驶员诱发振荡（PIO）成为影响飞行品质的一个重要因素。针对舵面速率饱和引起的Ⅱ型PIO问题,设计了主动侧杆人感系统,其弹性系数随着舵面偏转速率饱和的发生而改变,从而达到抑制速率饱和的作用。基于主动侧杆引导下的人机闭环系统模型,仿真分析和飞行品质评价验证表明,基于系统误差在线调整人感系统弹性系数,能够降低舵机速率饱和的程度,改善飞行品质,有效抑制舵机速率饱和引起的Ⅱ型PIO。     

速率限制对PIO的影响分析

针对在现代飞行控制系统中存在的典型非线性速率限制环节,从描述函数的基本定义出发分析了其频率特性,然后将速率限制环节置于人机闭环系统中,利用描述函数法以架驶员诱发振荡（ＰＩＯ）进行了研究,应用于某飞机模型的仿真结果表明,研究结果对于揭示速度限制环节对于ＰＩＯ的影响具有一定参考价值。     

电传飞控系统起飞着陆时的PIO研究

应用目前国外许多著名飞机公司及研究关于起飞着陆阶段的驾驶员诱发振荡问题的预测方法和设计判据，对某数字电传飞控系统起飞着陆系统进行了纵向ＰＩＯ研究。经多种设计准则的迭代优化及ＰＩＯ预测方法的评定，使所设计的系统性能处于最优区，无纵向ＰＩＯ趋势。     

一种新颖的直升机舵回路故障诊断方法

研究了基于案例推理的直升机舵回路在线故障诊断方法。针对传统的CBR方法一般采用离散数据和符号向量来建立案例的不足,提出了动态系统多源异类信息的案例表达方法,利用系统特性集、征兆集和特征集混合模型作为案例的条件属性。在此基础上,研究了案例检索的综合相似性度量方法。最后,将上述方法在某型直升机的俯仰舵回路进行了试验验证,结果表明,该方法可以诊断出舵回路的控制参数漂移故障,为复杂动态系统的故障诊断提供了一种有效的新途径。     

电传系统的谐波振荡

从舵回路非线性特性的研究入手,通过频谱分析和实验验证,揭示了高增益电传系统中三角波的高频奇次谐波激发舵面抖振的物理本质,并给出电传系统谐波振荡的必要条件、抖振的频率特征以及防排措施,对现代飞行控制系统的设计具有重要参考作用。     

作动器速率饱和时的PIO抑制方法

 作动器速率饱和会产生附加的时间延迟, 使系统稳定性大大降低, 并增加了驾驶员诱发振荡( PIO) 的趋势。为防止作动器速率饱和, 在飞控系统中一般设置了软件速率限制器。对比分析了3 种软件速率限制器, 探讨了它们的开环和闭环特性, 从研究角度出发, 提出了某型飞机在出现低液压故障情况下的PIO 抑制方案。非线性六自由度仿真结果表明, 该方案明显改善了算例飞机在严重低液压故障时的动态响应, 降低了PIO 趋势。     

预防Ⅱ型PIO的作动器设计

重点分析由作动器非线性因素(速率限制)引起的Ⅱ型PIO问题。将非线性因素线性化,采用赫尔维茨稳定性方法分析线性时不变系统的稳定性,采用二次型稳定性方法分析参数时变系统的稳定性。运用ROBAN算法确定稳定域,进而得到条件分析模型,分析了三种条件下的PIO趋势,给出合适的作动器设计方法。仿真研究表明,采用该方法设计的作动器使得某型飞机飞控系统具有良好的鲁棒性,可以有效避免Ⅱ型PIO的产生。     

运输类飞机PIO试飞方法研究

基于CCAR-25-R4《运输类飞机适航标准》要求,结合FAA咨询通告AC25-7C《运输类飞机合格审定飞行试验指南》,叙述了驾驶员诱发振荡(PIO)的分类,以及运输类飞机PIO的合格审定试飞要求,分析了PIO试飞方法、试验点的选取原则、试飞评定准则、注意事项和风险规避措施等,可为民用飞机的PIO试飞提供参考。     

Prediction of nonlinear pilot-induced oscillation using an intelligent human pilot model

This paper proposes a method to predict nonlinear Pilot-Induced Oscillation (PIO) using an intelligent human pilot model. This method is based on a scalogram-based PIO metric, which uses wavelet transforms to analyze the nonlinear characteristics of a time-varying system. The intelligent human pilot model includes three modules: perception module, decision and adaptive module, and execution module. Intelligent and adaptive features, including a neural network receptor, fuzzy decision and adaptation, are also introduced into the human pilot model to describe the behavior of the human pilot accommodating the nonlinear events. Furthermore, an algorithm is proposed to describe the procedure of the PIO prediction method with nonlinear evaluation cases. The prediction results obtained by numerical simulation are compared with the assessments of flight test data to validate the utility of the method. The flight test data were generated in the evaluation of the Smart-Cue/Smart-Gain, which is capable of reducing the PIO tendencies considerably. The results show that the method can be applied to predict the nonlinear PIO events by human pilot model simulation.     

飞行控制系统对驾驶员诱发振荡的影响

着重从飞行控制系统角度谈有人驾驶飞机的驾驶员诱发振荡问题,分析了系统杆力、传动比、间隙、摩擦力以及飞控伺服作动器对驾驶员诱发振荡的影响,用矢量图简明地反映飞机产生驾驶员诱发振荡的可能性和趋势。对飞机飞行控制系统的设计和对驾驶员诱发振荡现象的分析、处理有参考价值。     

操纵系统非线性因素对飞机纵向驾驶员诱发振荡影响的探讨

采用描述函数法建立了含有非线性控制系统的人机系统数学模型,确定了系统的极限特性,探讨了极限环与驾驶员诱发振荡(PIO)之间关系和操纵系统非线性因素对PIO影响等。并以JJ7机为例通过人机系统数字仿真验证分析结果。     

Flight testing of a rate saturation compensation scheme on the ATTAS aircraft

This paper presents the application of a rate saturation compensation scheme to the DLR Advanced Technologies Testing Aircraft (ATTAS) and the results of the subsequent flight tests. Details of the design philosophy and the flight tests, termed SAIFE (Saturation Alleviation In-Flight Experiment), which employed the HQDT (Handling Qualities During Tracking) test technique, are presented, as well as pilot flight test reports (PFRs). The rate saturation compensators were designed based on the anti-windup (AW) control philosophy, with the aim to reduce the deleterious effects of rate saturation on the piloted aircraft dynamics, and hence provide an increased flight envelope (operating envelope) for acceptable aircraft handling qualities and reduced PIO (Pilot-in-the-Loop/Pilot-involved Oscillation) tendencies. The achievement of this goal was primarily determined by subjective pilot handling qualities ratings and PIO ratings, and secondly by supporting flight test data. The results show that the compensation scheme greatly reduced the level of rate saturation in all instances (flight conditions), making the aircraft less PIO prone in almost all investigated cases, while exhibiting either unchanged or improved handling qualities. Most notably, the flight tests demonstrated the definite potential for well designed AW compensators to improve the safety and handling qualities of aircraft during rate saturation, with some flight conditions exhibiting dramatic improvements.